丁朝霞，谷 彬，趙龍波，郝 旺

(1.成都航空職業(yè)技術(shù)學院，成都 610100；2.中國航發(fā)四川燃氣渦輪研究院，成都 610500；3.西北工業(yè)大學，西安 710100)

1 引言

變循環(huán)發(fā)動機很好地融合了大涵道比渦扇發(fā)動機和小涵道比渦扇發(fā)動機甚至渦噴發(fā)動機在不同飛行速度下的優(yōu)勢，具有滿足下一代飛機不加力超聲速巡航與低耗油率相互矛盾要求的技術(shù)潛力[1]。

自20 世紀60 年代美國GE 公司首先提出變循環(huán)發(fā)動機概念至今，美國從未間斷對變循環(huán)技術(shù)的研究。經(jīng)廣大科研人員的不懈努力，變循環(huán)發(fā)動機的結(jié)構(gòu)形式也在不斷地發(fā)展和演變。提出變循環(huán)發(fā)動機概念的目的，是想結(jié)合渦噴和渦扇發(fā)動機的技術(shù)優(yōu)勢，在一臺發(fā)動機上同時實現(xiàn)渦噴和渦扇循環(huán)，典型的有變吸氣壓氣機方案、柔性循環(huán)方案、渦輪增強循環(huán)方案等[2]。1973 年，應美國空軍要求，GE 公司提出了涵道可調(diào)的變循環(huán)概念，采用三轉(zhuǎn)子雙外涵結(jié)構(gòu)，試圖解決常規(guī)循環(huán)發(fā)動機在節(jié)流狀態(tài)安裝損失大的問題。在此方案上，GE 公司又提出了單外涵變循環(huán)發(fā)動機方案。但單外涵變循環(huán)發(fā)動機方案結(jié)構(gòu)對涵道比的調(diào)節(jié)范圍很有限，后來又在此基礎上進一步發(fā)展出了雙外涵變循環(huán)發(fā)動機方案。國內(nèi)對變循環(huán)發(fā)動機的研究起步較晚，研究的結(jié)構(gòu)形式多為帶核心機驅(qū)動風扇級(CDFS)的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機。如唐海龍[3]對CDFS 雙外涵變循環(huán)發(fā)動機進行了初步仿真建模研究，并對模態(tài)轉(zhuǎn)換過程進行了分析；劉增文等[4]對帶CDFS 的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機數(shù)值模擬方法進行了研究，并設計了變循環(huán)發(fā)動機模態(tài)轉(zhuǎn)換方案；陳玉春等[5]開展了對帶CDFS 的變循環(huán)發(fā)動機控制規(guī)律的設計方法研究，采用逆算法進行變循環(huán)發(fā)動機控制規(guī)律優(yōu)化及設計。

目前，國內(nèi)的研究多是針對變循環(huán)發(fā)動機在某個特定工況下試湊的一個基本可行的控制策略、控制算法和控制規(guī)律，并未對變循環(huán)發(fā)動機在單、雙外涵模式下的性能做詳細分析。為此，本文在帶CDFS的變循環(huán)發(fā)動機前、后涵道引射器模型及非線性方程組構(gòu)建的基礎上，開展了此類發(fā)動機單、雙外涵模式的性能分析，研究了兩種模式下發(fā)動機可能存在的性能優(yōu)勢及問題，并提出了應對措施。

2 結(jié)構(gòu)及簡化模型

帶CDFS 的變循環(huán)發(fā)動機的基本結(jié)構(gòu)如圖1 所示。該結(jié)構(gòu)基于GE 公司的F120 發(fā)動機：雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，寬流量調(diào)節(jié)范圍的前風扇和CDFS，寬流量調(diào)節(jié)壓氣機，主燃燒室，高壓渦輪，寬流量范圍低壓渦輪，加力燃燒室，矢量噴管。一般認為，這種結(jié)構(gòu)的雙外涵變循環(huán)發(fā)動機的幾何可調(diào)部件主要有8 個：風扇靜子葉片、模式選擇閥(MSV)、CDFS 導葉、前涵道引射器(FVABI)、高壓壓氣機靜子葉片、低壓渦輪導向器(若采用1+1 無渦輪級間導葉設計，則可調(diào)部件是高壓渦輪導向器)、后涵道引射器(RVABI)和矢量噴管。上述調(diào)節(jié)機構(gòu)通過各自狀態(tài)的變化完成內(nèi)外涵道氣流的重新分配，實現(xiàn)變循環(huán)發(fā)動機在不同飛行狀態(tài)下的大涵道比變化，是影響發(fā)動機氣動熱力循環(huán)參數(shù)的重要部件。

圖1 帶核心機驅(qū)動風扇級的變循環(huán)發(fā)動機的基本結(jié)構(gòu)Fig.1 Basic structure of variable cycle engine with core engine driven fan stage

CDFS 與壓氣機和高壓渦輪處于高壓軸。CDFS的采用，將風扇后氣體分為三股氣流、兩個涵道，配合模式選擇閥和前、后涵道引射器的調(diào)節(jié)，極大地拓寬了發(fā)動機的工作范圍，使發(fā)動機在起飛和超聲速飛行等大功率狀態(tài)可以獲得較大的推力，在巡航狀態(tài)可以追求較低的耗油率，同時兼顧了發(fā)動機的機動性和經(jīng)濟性。為便于后文分析討論，對圖1 結(jié)構(gòu)做了如圖2 所示的簡化[6]：①風扇后模式選擇閥以第二外涵的面積調(diào)節(jié)量表示，調(diào)節(jié)范圍0～100%，單外涵模式為0，雙外涵模式為100%；②前、后涵道引射器分別用前、后混合器模型簡化，調(diào)節(jié)范圍以面積調(diào)節(jié)量表示，調(diào)節(jié)范圍0～100%；③導葉調(diào)節(jié)角度以部件特性給定的調(diào)節(jié)范圍為準；④發(fā)動機內(nèi)部所有氣體均為理想氣體。

圖2 帶核心機驅(qū)動風扇級的變循環(huán)發(fā)動機簡化結(jié)構(gòu)Fig.2 Simplified structure of variable cycle engine with CDFS

3 總體性能計算方法

3.1 前、后涵道引射器模型

由于此類型發(fā)動機總體性能求解的主體流程與常規(guī)渦扇發(fā)動機相似[3]，故主要講述與常規(guī)渦扇發(fā)動機計算的區(qū)別。

將前、后涵道引射器分別簡化為前、后混合器模型，其中后混合器模型與常規(guī)渦扇發(fā)動機類似，計算難點主要在前涵道引射器模型。由于前涵道引射器受CDFS 增壓的影響，CDFS 后次流出口的總壓比風扇出口總壓高很多。當前涵道引射器次流進口面積偏小時，根據(jù)出口氣流滿足靜壓平衡的條件，很可能導致CDFS 后次流達到聲速，直接采用靜壓平衡的計算方法無法反映這一問題，為此提出將靜壓平衡條件和流量平衡條件作為共同約束條件。前涵道引射器計算模型迭代流程如圖3 所示，流程圖中下角標中的數(shù)字表示發(fā)動機各截面，截面符號定義參考圖1。

圖3 前涵道引射器計算模型迭代流程圖Fig.3 Flow chart of FVABI calculate model iteration

首先根據(jù)前涵道引射器內(nèi)外涵進口流量m、總溫Tt、總壓pt和面積A，計算氣流靜壓ps和馬赫數(shù)Ma，判斷內(nèi)外涵進口截面氣流是否達到聲速。圖中，Tag 表示某截面的判斷函數(shù)，等于1 或-1 分別代表外涵或內(nèi)涵進口截面氣流達到聲速，等于0 則表示未達到聲速。以外涵進口截面氣流達到聲速條件為例，根據(jù)靜壓平衡條件，通過外涵進口截面面積(A13)和內(nèi)涵平衡靜壓(ps15)，計算得到外涵最大流通流量()。將此流量與外涵進口實際流量m13之間的殘差代替內(nèi)外涵靜壓殘差，帶入發(fā)動機非設計點計算迭代，直至計算收斂。

另外，當模式選擇閥處于打開狀態(tài)時，由于風扇出口氣流總壓小于CDFS 出口氣流總壓，需要通過前涵道引射器的調(diào)節(jié)防止氣流回流?；亓髟６萊m定義為[7]：

式中：ps22表示CDFS 進口靜壓，ps16表示前涵道引射器內(nèi)涵出口靜壓。

在模式選擇閥打開、發(fā)動機以雙外涵模式工作時，需確保回流裕度不小于0；在模式選擇閥關(guān)閉時，需防止氣體泄漏。變循環(huán)發(fā)動機實際工作中，氣流可能會繞CDFS 回流，由此造成的壓力損失可達10%[4]以上。本文未評估因回流引氣造成的壓力損失，但將回流裕度不小于0 作為強制約束條件，雙外涵計算時以此為限制參數(shù)[9]。

3.2 非線性方程組的構(gòu)建

變循環(huán)發(fā)動機非設計點性能計算的難點在于收斂性和計算精度，關(guān)鍵在于模型的構(gòu)建和計算方法的選擇。本文基于部件級建立非線性方程組，針對每個獨立部件單獨設置迭代變量和殘差變量。以雙外涵模式工作時，與常規(guī)發(fā)動機相比，除多了CDFS部件外，模型中還多了分流器和混合器(分別模擬模式選擇閥和涵道引射器的功能)。將上述部件納入非線性方程組后的迭代變量(自變量)和殘差變量(因變量)如表1 所示。表中迭代變量(13 個)比殘差變量(11 個)多了2 個，因此需給定雙參數(shù)控制規(guī)律。非線性方程組求解方法采用Newton-Raphson 方法。

表1 變循環(huán)發(fā)動機迭代變量和殘差變量Table 1 Iteration variable and residual variable of variable cycle engine

4 計算結(jié)果及性能分析

4.1 設計約束

為兼顧單雙外涵兩個模式的推力和油耗要求，重點考慮下一代軍用渦扇發(fā)動機的高空性能，在進行變循環(huán)發(fā)動機性能分析時，設計狀態(tài)選擇在海平面標準進氣條件下。設計約束如下：①后混合器外涵與內(nèi)涵的壓力比；②高壓壓氣機出口總壓限制；③高、低壓轉(zhuǎn)子相對物理轉(zhuǎn)速；④尾噴管出口面積與喉道面積之比；⑤燃燒室出口總溫限制；⑥最大狀態(tài)加力燃燒總余氣系數(shù)不變。

4.2 主控制規(guī)律

為求解非線性方程組，給定發(fā)動機控制規(guī)律：單雙外涵分別控制，給定發(fā)動機進口總溫與高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的關(guān)系作為主控制規(guī)律。

單外涵模式，發(fā)動機以大功率工作，考慮發(fā)動機起飛爬升及超聲速巡航狀態(tài)對大推力的需求，設計最大轉(zhuǎn)速基本接近高、低壓轉(zhuǎn)子限制轉(zhuǎn)速，渦輪進口總溫接近2 100 K，以保證飛機具有超聲速巡航及突防能力。雙外涵模式，發(fā)動機以小功率低油耗狀態(tài)工作，高、低壓轉(zhuǎn)子最大轉(zhuǎn)速在相對物理轉(zhuǎn)速90%附近，渦輪進口總溫接近1 850 K，保證飛機在亞聲速巡航的長時間工作油耗要求。

圖4 中間狀態(tài)的高度-速度特性比較Fig.4 Comparision of characteristic of height and velocity in mid-status

4.3 高度-速度特性分析

單、雙外涵模式發(fā)動機高度-速度性能比較如圖4 和圖5[8]所示?？梢姡簣D4 所示的中間狀態(tài)，高度11 km 以下，單外涵推力優(yōu)勢明顯，同一高度和馬赫數(shù)下推力相差10%～20%，以10 000 daN 推力級小涵道比軍用發(fā)動機為例，推力最大相差2 000 daN；雙外涵耗油率優(yōu)勢明顯，同一高度和馬赫數(shù)下耗油率相差5%～10%，數(shù)值上相差0.012 kg/(N·s)。11 km 以上，兩種模式耗油率受高度影響均較小。

圖5 所示的最大狀態(tài)，低馬赫數(shù)下單外涵推力依然具備優(yōu)勢，但高馬赫數(shù)下雙外涵推力明顯高于單外涵；雙外涵耗油率明顯高于單外涵。一方面可能是由于單、雙外涵模式加力溫度一致(均為2 200 K)，而雙外涵模式加力燃燒室進口總溫較低，達到相同加力溫度需增加燃油流量，使得油耗急劇增加；另一方面，在單外涵模式的大馬赫數(shù)下加力燃燒室進口總溫較高，加力熱效率較低，推力增長幅度不大。

圖5 最大狀態(tài)的高度-速度特性比較Fig.5 Comparision of characteristic of height and velocity in max-status

在目前的設計參數(shù)下，可認為：在某些高空的大馬赫工作狀態(tài)，為滿足高機動性需要，發(fā)動機在雙外涵模式下開加力使用更有利于獲得大的推力；但在通常情況下，變循環(huán)發(fā)動機在雙外涵模式下開加力使用得不償失，且如果確實需要在雙外涵模式下開加力使用，應在適當提高燃燒室出口總溫的同時合理控制加力燃燒室出口總溫。

4.4 節(jié)流特性分析

4.4.1 低壓部件工作線

風扇部件工作線如圖6 所示，計算基準與表1 一致，通過調(diào)節(jié)壓縮部件導葉角度，保證風扇在單、雙外涵設計點的性能。單外涵模式，低轉(zhuǎn)速穩(wěn)定工作裕度較低；而雙外涵模式，模式選擇閥門和前、后涵道引射器打開，更多的氣體通過外涵道流出，有效防止了風扇出口氣流堵塞，緩減了發(fā)動機在低轉(zhuǎn)速下發(fā)生喘振的危險，工作線下移。

圖6 風扇部件單雙外涵節(jié)流工作線Fig.6 Throttle-work-line of fan in single and double bypass

由上述分析可認為，在目前的設計參數(shù)下，變循環(huán)發(fā)動機在地面工作狀態(tài)如果以單外涵模式工作，發(fā)動機起動困難。為此，通過調(diào)整噴管面積使工作線下移以達到增大喘振工作裕度的目的。在噴管面積A8=0.192 1～0.330 0 m2范圍內(nèi)對發(fā)動機性能進行計算和評估，得到風扇和CDFS 穩(wěn)定工作裕度與轉(zhuǎn)速的關(guān)系，如圖7 和圖8 所示?？梢姡簡瓮夂Ｊ?，通過調(diào)整噴管面積實現(xiàn)對風扇穩(wěn)定工作裕度的改善作用較小。由發(fā)動機原理可知：對混合排氣的渦扇發(fā)動機而言，發(fā)動機的單位推力很大程度取決于噴管落壓比，即取決于噴管的喉部面積，但由于前涵道引射器處于關(guān)閉狀態(tài)，噴管落壓比的作用不能直接影響到風扇，而是直接影響CDFS，這是與常規(guī)渦扇發(fā)動機區(qū)別較大的地方。

鑒于此，可認為變循環(huán)發(fā)動機在起動狀態(tài)不能直接以單外涵模式起動，且通過調(diào)節(jié)噴管面積很難實現(xiàn)發(fā)動機安全穩(wěn)定運轉(zhuǎn)。因此，為保證起動的安全性必須以雙外涵模式起動，穩(wěn)定工作至風扇相對換算轉(zhuǎn)速85%左右，再緩慢切換至單外涵模式，以單外涵最大狀態(tài)保證起飛推力。

圖7 噴管面積對風扇穩(wěn)定工作裕度的影響Fig.7 The impact of nozzle area on fan steady work margin

圖8 噴管面積對核心機驅(qū)動風扇級穩(wěn)定工作裕度的影響Fig.8 The impact of nozzle area on CDFS steady work margin

4.4.2 高壓部件工作線

CDFS 和高壓壓氣機的工作線如圖9、圖10 所示。雙外涵模式為滿足發(fā)動機進口流量和壓縮部件壓比的要求，計算中將高壓轉(zhuǎn)子的相對物理轉(zhuǎn)速降低，同時調(diào)節(jié)壓氣機進口導葉，以給定不同的導葉調(diào)節(jié)規(guī)律。從特性線上看，雙外涵模式的發(fā)動機高壓部件特性線向左上方平移，受影響較大的是CDFS。在中、低轉(zhuǎn)速附近，CDFS 的裕度較低，這是由于CDFS 所處位置的特殊性所致。CDFS 和高壓壓氣機以相同的物理轉(zhuǎn)速工作，中、低轉(zhuǎn)速高壓壓氣機的抽吸能力較弱，使流過CDFS 的氣體不能完全通過高壓壓氣機，容易造成高壓部件喘振，從而使穩(wěn)定工作裕度下降。

圖9 核心機驅(qū)動風扇級單雙外涵節(jié)流工作線Fig.9 Throttle-work-line of CDFS for single and double bypass

圖10 高壓壓氣機單雙外涵節(jié)流工作線Fig.10 Throttle-work-line of high pressure compressor for single and double bypass

據(jù)此可推斷：在中、低轉(zhuǎn)速下，為保證CDFS 工作的有效性，防止CDFS 發(fā)生堵塞和喘振，前涵道引射器的面積應適當增加，并同時增大噴管面積和渦輪導向器面積，以使較多的氣體通過涵道引射器流。

5 結(jié)論

以帶CDFS 的變循環(huán)發(fā)動機性能模擬為基礎，提出了基于此類結(jié)構(gòu)的變循環(huán)發(fā)動機性能計算方法。特別是針對混合器模型和非線性方程組的構(gòu)建進行了研究，并分析了在某一基準下此類型發(fā)動機的高度-速度特性和節(jié)流特性。主要結(jié)論為：

(1) 大馬赫數(shù)狀態(tài)，雙外涵模式開加力使用時其推力大于單外涵模式，耗油率也明顯高于單外涵模式。若變循環(huán)發(fā)動機試圖在雙外涵開加力使用，應在適當提高燃燒室出口總溫的同時合理控制加力燃燒室出口總溫。

(2) 單外涵模式在中、低轉(zhuǎn)速穩(wěn)定工作裕度較低，且試圖通過調(diào)節(jié)尾噴管面積實現(xiàn)工作線下移的作用不明顯。為保證起動安全性，發(fā)動機應以雙外涵模式起動，穩(wěn)定工作至風扇相對換算轉(zhuǎn)速85%左右，再緩慢切換至單外涵模式，以單外涵最大狀態(tài)保證起飛推力。此外，前涵道引射器面積也應適當增加，以保證CDFS 工作的有效性。