壓力畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)影響仿真

嚴(yán)紅明，趙運(yùn)生，周淼，譚智勇

(中航商用航空發(fā)動機(jī)有限責(zé)任公司總體部，上海200241)

摘要：基于部件匹配技術(shù)的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)性能仿真模型和平行壓氣機(jī)模型耦合，實(shí)現(xiàn)了可以定量分析壓力畸變影響的性能仿真程序。以某大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)為例，開展了壓力畸變對其壓縮部件(風(fēng)扇、增壓級、高壓壓氣機(jī))的喘振邊界、共同工作線、喘振裕度以及發(fā)動機(jī)推力、耗油率的影響仿真。計(jì)算結(jié)果表明，壓力畸變對喘振裕度的影響主要是使壓縮部件喘振邊界下移，其共同工作線由于存在壓力畸變會產(chǎn)生偏移，但其量級較小。對于大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，壓力畸變對風(fēng)扇外涵喘振裕度影響最大，對風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級影響次之，對高壓壓氣機(jī)影響最?。粔毫兺瑫r(shí)會造成發(fā)動機(jī)推力下降、耗油率上升。

關(guān)鍵詞：渦扇發(fā)動機(jī)；壓力畸變；大涵道比；數(shù)值仿真

中圖分類號：V23

文獻(xiàn)標(biāo)識碼：A

文章編號：1002-6339 (2015) 05-0403-05

Abstract：By coupling the performance simulation model of high bypass ratio turbofan engine which based on components match method with parallel compressor model，a new program was built for predicting pressure distortion effect．A high bypass ratio turbofan engine was simulated，and a series of pressure distortion effect were studied, including surge line，operating line，surge margin of the compressors(fan, booster, high press compressor)，engine thrust and specific fuel consumption．The numerical results show that the pressure distortion effect on compressors surge margin is mainly caused by migration of surge line；the operating line is also affected，but at less extend. For high bypass ratio turbofan engine, surge margin of outer fan is affected the most by the pressure distortion，followed by inner fan/booster，and the high pressure compressor the least；pressure distortion also causes the decrease of engine thrust and the increase of specific fuel consumption．

收稿日期2015-07-10修訂稿日期2015-08-27

作者簡介：嚴(yán)紅明(1982~)，男，博士，工程師，主要研究領(lǐng)域?yàn)闅怏w動力學(xué)設(shè)計(jì)及性能分析。

Simulation of the Pressure Distortion Effect on High Bypass Ratio Turbofan EngineYAN Hong-ming，ZHAO Yun-sheng，ZHOU Miao，TAN Zhi-yong

(AVIC Commercial Aircraft Engine CO.，LTD.，Shanghai 200241，China)

Key words：turbofan engine;pressure distortion;high bypass ratio;numerical simulation

大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)具有推力大、耗油率低和噪聲小等優(yōu)點(diǎn)，廣泛用于客機(jī)、軍民用運(yùn)輸機(jī)和其他大型亞聲速飛機(jī)[1-5]。以客機(jī)為例，在爬升、著陸或帶側(cè)風(fēng)起飛等情況下，由于發(fā)動機(jī)短艙的進(jìn)口氣流仰角增大，會在唇口處形成分離流并產(chǎn)生穩(wěn)態(tài)的壓力畸變[6-8]。當(dāng)畸變強(qiáng)度小于臨界值時(shí)，會降低發(fā)動機(jī)的穩(wěn)定工作能力，減小發(fā)動機(jī)的空中推力，增加燃油消耗率；當(dāng)畸變強(qiáng)度大于臨界值時(shí)，會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)產(chǎn)生喘振或旋轉(zhuǎn)失速，使發(fā)動機(jī)完全喪失空中推力，甚至造成機(jī)毀人亡的事故。

我國在大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)研制方面基礎(chǔ)十分薄弱，大量的關(guān)鍵技術(shù)尚未被突破和掌握，試驗(yàn)設(shè)備也不配套[1]；目前國內(nèi)關(guān)于壓力畸變的研究也主要集中在軍用小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，而很少涉及帶有增壓級的分開排氣的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)。在大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的研制初期，借助于性能仿真，定量的分析壓力畸變的影響，成為了其研制過程中必須解決的關(guān)鍵技術(shù)之一。

本文將基于部件匹配技術(shù)的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)性能仿真模型和平行壓氣機(jī)模型耦合，實(shí)現(xiàn)了可以定量分析壓力畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)影響的性能仿真程序。以某型發(fā)動機(jī)為例，開展了壓力畸變對其壓縮部件的喘振邊界、共同工作線、喘振裕度以及發(fā)動機(jī)推力、耗油率的影響研究。

1計(jì)算模型

針對發(fā)動機(jī)內(nèi)部的復(fù)雜流動，需要從工程角度出發(fā)，在滿足工程精度需要的前提下，對工質(zhì)和流動作一系列簡化、假設(shè)來代表發(fā)生在發(fā)動機(jī)整個(gè)流動區(qū)域內(nèi)的實(shí)際物理過程[9]。目前的發(fā)動機(jī)性能仿真均基于部件匹配方法，即將發(fā)動機(jī)分解成各個(gè)部件，通過各部件的計(jì)算并考慮共同工作因素來模擬發(fā)動機(jī)整機(jī)的工作特性。

圖1　軸向計(jì)算流路

和軍用小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)不同，隨著涵道比的增加，大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇內(nèi)外涵的特性會有明顯的差異，且風(fēng)扇內(nèi)涵出口與增壓級緊密相連，因此在本文所模擬的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)中，風(fēng)扇外涵、風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級被處理成同軸的兩個(gè)壓縮部件。圖1給出了本文所采用的軸向計(jì)算流路，其中畸變產(chǎn)生在風(fēng)扇進(jìn)口的氣動界面(Aerodynamic Interface Plane，AIP)。

大涵道渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)口的壓力畸變基本不含隨時(shí)間變化的動態(tài)分量[6-8]，這使得采用穩(wěn)態(tài)迭代方法進(jìn)行求解成為可能；傳統(tǒng)的性能仿真程序只考慮均勻進(jìn)氣條件下的發(fā)動機(jī)工作特性，為了評估壓力畸變對發(fā)動機(jī)的影響，需要耦合平行壓氣機(jī)模型，即根據(jù)進(jìn)口條件將壓縮部件分為對應(yīng)均勻來流的無畸變子壓氣機(jī)和對應(yīng)低總壓區(qū)的畸變子壓氣機(jī)。其模型示意圖如圖2所示。

圖2　平行壓氣機(jī)模型

在本文中，對于平行壓氣機(jī)模型采用了如下假設(shè)：

(1)各子壓氣機(jī)進(jìn)氣條件各不相同，相互獨(dú)立工作，沒有動量、質(zhì)量和能量的交換[10-11]；

(2)風(fēng)扇外涵、高壓壓氣機(jī)的子壓氣機(jī)出口靜壓相同；

(3)各子壓氣機(jī)都按均勻進(jìn)氣的壓氣機(jī)特性工作；

(4)當(dāng)某一個(gè)子壓氣機(jī)工作點(diǎn)達(dá)到均勻進(jìn)氣的喘振邊界時(shí)，認(rèn)為整臺壓氣機(jī)達(dá)到失穩(wěn)點(diǎn)[12-16]。

2求解方法

發(fā)動機(jī)每一個(gè)部件的數(shù)學(xué)模型都是從進(jìn)口到出口的單向計(jì)算，而某些未知的參數(shù)需要用試湊的方法進(jìn)行迭代。任何一個(gè)試取的值經(jīng)過發(fā)動機(jī)數(shù)學(xué)模型中所有平衡方程的檢驗(yàn)后，都會引起相應(yīng)的偏差；只有當(dāng)所有的偏差值都趨于0，才說明試取的參數(shù)是發(fā)動機(jī)的數(shù)學(xué)模型的解。本文采用Newton-Raphson方法進(jìn)行迭代求解，圖3給出了本文所建立的壓力畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)影響仿真程序的計(jì)算流程。

圖3　計(jì)算流程

在本文中，參與計(jì)算的壓縮部件為6臺，而不是實(shí)際物理模型的3臺；且為了表征畸變子壓氣機(jī)和無畸變子壓氣機(jī)的流量分配，引入了風(fēng)扇內(nèi)涵和風(fēng)扇外涵的流量分配系數(shù)(畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口物理流量與壓氣機(jī)總進(jìn)口物理流量之比)，因此本文總計(jì)所選用了15個(gè)迭代變量和15個(gè)偏差值(如表1所示)；壓縮部件和渦輪部件采用等β線插值。

3計(jì)算結(jié)果與分析

參照文獻(xiàn)[6]，本文中畸變強(qiáng)度采用通用性較廣的畸變指數(shù)(W)描述，畸變角度給定為180°，限定參數(shù)為風(fēng)扇相對換算轉(zhuǎn)速(N1R)，評估不同強(qiáng)度的壓力畸變對發(fā)動機(jī)的影響。

3.1　對喘振邊界影響

圖4給出了不同強(qiáng)度的壓力畸變對喘振邊界的影響。由圖可見，壓力畸變會使壓縮部件的喘振邊界下移，且隨著畸變強(qiáng)度的增加，喘振邊界的下移程度進(jìn)一步增加；在相同強(qiáng)度的畸變影響下，風(fēng)扇外涵的喘振邊界下移幅度最大，風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級次之，而高壓壓氣機(jī)所受影響最小。

圖4　壓力畸變對喘振邊界影響

3.2　對共同工作線影響

圖5給出了不同強(qiáng)度的壓力畸變對共同工作線的影響。由圖可見，壓力畸變對各壓縮部件的共同工作線影響均較小，工作點(diǎn)有少許的移動。

圖5　壓力畸變對共同工作線影響

3.3　對喘振裕度影響

圖6給出了不同強(qiáng)度的壓力畸變對喘振裕度的影響。由圖可見，壓力畸變會使壓縮部件的喘振裕度減少(壓力畸變對喘振裕度的影響主要體現(xiàn)在使喘振邊界下移)，且隨著畸變強(qiáng)度的增加，喘振裕度進(jìn)一步減少。

圖6　壓力畸變對喘振裕度影響

表1迭代變量與偏差值

序號迭代變量偏差值1進(jìn)口物理流量風(fēng)扇外涵畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口流量2涵道比風(fēng)扇外涵無畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口流量3風(fēng)扇內(nèi)涵畸變區(qū)流量分配系數(shù)風(fēng)扇外涵出口靜壓4風(fēng)扇外涵畸變區(qū)流量分配系數(shù)風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口流量5低壓軸物理轉(zhuǎn)速風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級無畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口流量6高壓軸物理轉(zhuǎn)速高壓壓氣機(jī)畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口流量7風(fēng)扇外涵畸變子壓氣機(jī)β值高壓壓氣機(jī)無畸變子壓氣機(jī)進(jìn)口流量8風(fēng)扇外涵無畸變子壓氣機(jī)β值高壓壓氣機(jī)出口靜壓9風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級畸變子壓氣機(jī)β值高壓渦輪進(jìn)口流量10風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級無畸變子壓氣機(jī)β值高壓渦輪功率11高壓壓氣機(jī)畸變子壓氣機(jī)β值低壓渦輪進(jìn)口流量12高壓壓氣機(jī)無畸變子壓氣機(jī)β值低壓渦輪功率13燃燒室出口溫度內(nèi)涵噴管出口流量14高壓渦輪β值外涵噴管出口流量15低壓渦輪β值限定參數(shù)

在相同強(qiáng)度的壓力畸變下，不同的壓縮部件所受影響程度不同。以本文所模擬的發(fā)動機(jī)為例，風(fēng)扇外涵、風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級、高壓壓氣機(jī)的喘振裕度相對損失約為15∶5∶1。

3.4　對壓縮部件特性影響

以風(fēng)扇外涵為例，圖7給出了當(dāng)W=6%時(shí)，壓力畸變對其壓比特性和效率特性的影響。由圖可見，壓力畸變會使壓縮部件的特性發(fā)生變化，造成壓比下降、效率降低，流量工作區(qū)域縮小。風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級和高壓壓氣機(jī)所受影響類似，其程度低于風(fēng)扇外涵。

圖7　壓力畸變對壓縮部件特性的影響

3.5　對推力和耗油率影響

圖8和圖9分別給出不同強(qiáng)度的壓力畸變對發(fā)動機(jī)推力和耗油率的影響。由圖可見，在不同工況下(風(fēng)扇相對換算轉(zhuǎn)速從0.8~1.10變化)，壓力畸變均會導(dǎo)致發(fā)動機(jī)推力下降、耗油率上升；且畸變強(qiáng)度越大，對其影響越嚴(yán)重。

圖8　壓力畸變對推力影響

圖9　壓力畸變對耗油率影響

4結(jié)論

本文建立了大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)氣畸變仿真模型，定量地分析了壓力畸變對發(fā)動機(jī)的影響，得到如下結(jié)論：

(1)壓力畸變對壓縮部件喘振裕度的影響主要是使喘振邊界下移；其共同工作線由于存在壓力畸變會產(chǎn)生偏移，但其量級較??；

(2)壓力畸變對不同的壓縮部件影響程度各不相同。對于大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，壓力畸變對風(fēng)扇外涵的喘振裕度影響最大，對風(fēng)扇內(nèi)涵/增壓級影響次之，對高壓壓氣機(jī)影響最?。?/p>

(3)壓力畸變會對壓縮部件的特性產(chǎn)生影響，造成其效率降低、壓比下降、流量區(qū)域減??；

(4)壓力畸變會造成發(fā)動機(jī)推力下降、耗油率上升，且畸變強(qiáng)度越大，對其影響越嚴(yán)重。

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