变循环发动机性能数值模拟编程频道|福州电脑网

2024年3月13日发(作者：)

第

卷第

期

2010

年

月

文章编号

:1000

8055

(

2010

)

1310

航空动力学报

JournalofAerospacePower

Vol.25No.6

Jun.2010

变循环发动机性能数值模拟

刘增文

王占学

黄红超

1,2

蔡元虎

(

西北工业大学动力与能源学院

西安

710072;

中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院

成都

610500

)

摘　　　要

在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上

添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射

器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块

并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角

度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量

编写了双外涵变循环发动机性能数值模

拟程序

模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性

计算表明

与单外涵模式

相比

双外涵模式的单位推力和耗油率低

受飞行条件影响的主要为前涵道比

随着低压转子转速的降低

双

外涵模式的总涵道比呈增大的趋势

发动机的耗油率大幅降低

此外

变循环发动机在几何调节参数不变的

情况下

对工作条件较敏感

必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配

关　键　词

变循环发动机

;

双外涵

;

核心风扇级

;

数值模拟

;

性能特性

中图分类号

:V231

　　　　　文献标识码

Numericalsimulationonperformanceofvariablecycleengines

LIUZeng

wen

,WANGZhan

xue

,HUANGHong

chao

1,2

,CAIYuan

(

SchoolofPowerandEnergy,

NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi

an710072,China;

ChinaGasTurbineEstablishment,

AviationIndustryCorporationofChina,Chengdu610500,China

)

Abstract:Basedonageneralgasturbineperformancesimulationsoftware,adoubleby

passVCE

(

variablecycleengine

)

performancesimulationsoftwarewasdevelopedwithintro

ductionofselectorvalve,forwardVABI

(

variableareabypassinjector

)

andrearVABIand

leoperatingparametersofVCEweregiven,suchaslow

pressureturbinenozzlearea,compressorinletguidevaneangle,faninletguidevaneangle

andcore

ebypassVCEcharacteristicswere

caedwith

singlebypassmode,thespecificthrustandspecificfuelconsumption

(

SFC

)

ofdoublebypass

albypassratioincreasedandtheSFCdecreasedwiththedeclineof

complicatedcondition,itisnecessarytomatchtheenginewithappro

priatevariableparameters.

Keywords:variablecycleengines;doublebypass;core

drivenfanstage;

numericalsimulation;performance

　　近年来

战斗机正朝多用途、宽包线方向发

展

对于超声速、格斗和机动飞行

需要高单位推

收稿日期

2009

11;

修订日期

2009

力的涡喷循环

对于亚声速巡航、待机和空中巡

逻

需要低耗油率的涡扇循环

这一发展趋势

促

作者简介

刘增文

(

1983-

)

男

山东泰安人

博士生

主要从事航空发动机总体设计方面研究

　第

期刘增文等

变循环发动机性能数值模拟

1311

使研究者提出变循环发动机

(

variablecycleen

gine,

简称

VCE

)

的概念

将两者的优势合二为

一

变循环发动机通过改变发动机部件的几何形

状、尺寸或者位置来调节其热力循环参数

如增压

比、涡轮前温度、空气流量和涵道比等

使得发动

机在各种工作条件下都具有最佳的热力循环

从

而对飞行速度和高度具有良好的适应性

由于变

循环发动机内在的性能优势

受到了各航空强国

的重视

是目前主流的研究方向

(

advancedaffordableturbineengine

)

计划、

FATE

(

futureaffordableturbineengine

)

计划、

HEETE

(

highlyefficientembeddedturbineen

gine

)

计划、

INVENT

(

integratedvehicleenergy

technology

)

计划、

FVAR

(

futurevehicleaircraft

research

(

N+3desings

)

计划等

其中

,ADVENT

计划特别指出

重点开展变循环技术的研究和发

展

实现飞机灵活机动特性、长航时低油耗特性、

超声速巡航特性的完美结合

并计划在

2009

年中

期进行核心机验证试验

[6]

　变循环发动机发展背景

　　从广义上说

带加力的涡喷发动机也可称为

VCE.

这样

,VCE

的研究就可以上溯到

1940

年代

的

J47

发动机

狭义的

VCE

是指融合了涡喷、涡扇循环特

征的发动机

从

1960

年代开始

各国研究了大量

的

VCE

概念发动机

如

variablepumpingcom

pressor

(

1960

)

,flexcycle

(

1960

)

,turboaugmen

tedQcleengine

(

1970

)

,modulatinqbypassCE

(

1973

)

,flowmatchingconcepts

(

1974

)

[1]

1971

年

,NASA

开始实施超声速巡航研究

(

SCR

)

计划

计划实施后

通用

(

)

和普惠

(

)

　双外涵变循环发动机设计方案

　　本文采用的双外涵

VCE

的设计

该方案发

动机能同时以单、双涵模式工作

其结构如图

所示

主要部件包括

:2+1

结构的风扇

前两级

风扇静子可调

由低压涡轮驱动

后一级风扇由高

压转子驱动

称为核心机驱动风扇级

(

CDFS

)

其

静子叶片可以进行大角度调节

前风扇后有部分

气流通过选择阀门进入前外涵

在

CDFS

和高压压气机之间有一个涵道

(

可

称为核心涵道

)

该涵道后有可变面积涵道引射器

(

VABI

)

前外涵和核心涵道的气流在此掺混后

通过后涵道流向后

VABI.

再通过后

VABI

与低

压涡轮后的核心气流掺混

进入加力燃烧室

导向器可调的低压涡轮

可以调节高、低压涡

轮之间的功分配以使发动机在两种模式下工作时

都能得到最佳的转速匹配

后

VABI

可以用于调节发动机总涵道比和给

风扇降负荷

公司分别提出了不同的

VCE

概念

即双涵道发

动机

(

DBE

)

和变流路控制发动机

(

VSCE

)

.1976

年

NASA

制定了单独的超声速推进技术研究计

划———

VCE

计划

到计划结束时

相对

1971

年的

GE4

发动机

,VCE

的超声速巡航耗油率下降

10%,

亚声速的耗油率下降

24%,

质量降至

GE4

的

75%

[2]

.1985

年后

由美国航空航天局

(

NASA

)

的高速推进研究计划

(

HSPR

)

,DBE

和

VSCE

两种方案继续发展

以这些计划为基础

在

世纪末美国推出了双外涵带核心机驱动风扇

级

(

CDFS

)

的

F120

发动机

进入

世纪以来

美

国更是在

F120

发动机的基础上开始研制第四代

变循环发动机———可控压比发动机

COPE.

在同期

英国罗・罗

(

)

公司提出了串列风

扇式变循环发动机概念和可选择放气变循环发动

机概念

[3]

法国

SNECMA

公司提出了中间风扇

的

MCV99VCE

方案

[4]

.1989

年

日本开始了为

期

年的

HYPR

(

hypersonictransportpropul

sionsystemresearchproject

)

计划

专门研制了代

号为

HYPR

的

VCE

发动机

[5]

在

公司最新的发动机研制计划

eCore

计

划中

包括了

LEAP

计划、

ADVENT

(

ADap

tiveversatileenginetechnology

)

计划、

AATE

图

　双外涵变循环发动机结构

Fig.1

ConfigurationofdoublebypassVCE

双外涵

VCE

的工作机理为

在单外涵工作模式下

选择阀门关闭

前风扇

出口的所有气体都经过

CDFS,CDFS

后气体绝大

部分通过核心机

小部分气体通过核心涵道绕过

核心机

流经后

VABI

与核心气流混合

前风扇和

高压压气机的进口导流叶片角度根据各自的折合

1312

航　空　动　力　学　报第

卷

转速来调节

,CDFS

的导向器打开以保证足够的

流通能力

,CDFS

所需的功增大

低压涡轮导向器

(

VATN

)

开到最大

保证核心机满足

CDFS

增加

功的需求

前

VABI

开大

后

VABI

和喷管喉道面

积被设置为适当的大小来保持所需的涵道比和背

压

以给加速或超声巡航状态提供高的单位推力

双外涵模式

在这种工作模式下

选择阀门打

开

,CDFS

的导向器关小来减小核心机空气流量

增大总涵道比

前

VABI

被调节到适当的位置来

保证内外涵道的静压平衡

低压涡轮导向器

(

VATN

)

关小来减轻核心机的负荷

增大低压转

子的负荷

后

VABI

和喷管喉道面积被设置为适

当的大小来保持所需的涵道比和风扇背压

以给

亚声巡航状态提供较小的耗油率

　变循环发动机性能模拟方法

　　在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础

上

[9]

添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射

器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模

块

加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子

叶片角度

风扇转子叶片角度

核心驱动风扇级转

子叶片角度等工作调节变量

并修正平衡方程

确

立双外涵变循环发动机的性能模拟方法

编写了

双外涵变循环发动机性能数值模拟程序

图

表示了双外涵变循环发动机性能数值模

拟流程

如图

所示

本文中双外涵变循环发动机

模拟程序共需求解

个平衡方程

高压涡轮功率

压气机

+CDFS

功率

;

低压涡轮功率

风扇功率

;

低压涡轮与风扇流量平衡

;

高压涡轮与高压压气机流量平衡

;

加力燃烧室出口与尾喷管的流量平衡

;

选择阀门与核心涵道静压平衡

;

内涵静压与外涵静压平衡

程序中

对发动机设有转速限制

压气机出口

压力、温度限制

涡轮进口温度限制和稳定、堵塞

边界限制

共确定了

个工作调节变量

选择阀门通道

面积

前可变涵道引射器出口面积

后可变涵道引

射器出口面积

低压涡轮导向器面积

风扇进口导

流叶片角度

核心驱动风扇级进口导流叶片角度

压气机进口导流叶片角度

图

　双外涵变循环发动机性能数值模拟流程图

Fig.2

Flowchartofnumericalsimulationfor

doublebypassVCE

CDFS

特性参考文献

[10

12]

给出的数据

其他参

数基于经验给出

设计点为单外涵模式

表

为双外涵变循环

发动机设计点参数

表

为不同工作模式下的工

作调节参数

控制规律为低压转子转速等于常数

通过数值模拟

可以得到变循环发动机的高

度、速度特性

双外涵变循环发动机推力、耗油率

(

SFC

)

随

高度、速度的变化如图

和图

所示

采用双外涵模式工作时

变循环发动机的涵

道比较单外涵模式时要高

如图

所示

所以双外

涵模式的单位推力和耗油率比单外涵模式都要

小

由于发动机控制低压折合转速为常数

在相同

飞行条件下

发动机流量将保持不变

所以

采用

双外涵模式工作

会降低变循环发动机的总推力

由此可以看出

在起飞、加速等需要大推力的时

　变循环发动机性能数值模拟

　　双外涵变循环发动机设计点部分参数以及

　第

期刘增文等

变循环发动机性能数值模拟

1313

表

　双外涵变循环发动机设计点参数

Table1

DesignparametersofdoublebypassVCE

设计点参数

高度

马赫数

总增压比

涵道比

涡轮前温度

空气流量

/kg

设计点推力

/daN

设计点耗油率

(

kg/

(

daN

・

))

风扇增压比

风扇效率

CDFS

增压比

CDFS

效率

数值

26.668

0.22

1725

125

10595.5

0.8039

3.200

0.830

1.370

0.840

6.083

0.850

0.990

0.900

0.890

0.0516

0.0417

1.0

高压压气机增压比

高压压气机效率

燃烧效率

高压涡轮效率

低压涡轮效率

选择阀门通道面积

前可变涵道引射器出口面积

后可变涵道引射器出口面积

低压涡轮导向器面积比

)

风扇进口导流叶片角度

(

)

核心驱动风扇级进口导流叶片角度

(

)

压气机进口导流叶片角度

(

图

　高度、马赫数对推力的影响

Fig.3

AffectofthrustbyaltitudeandMachnumber

表

　双外涵变循环发动机工作调节参数

Table2

ControlparametersofdoublebypassVCE

工作调节参数

选择阀门通道面积

前可变涵道引射器出口面积

后可变涵道引射器出口面积

低压涡轮导向器面积比

)

风扇进口导流叶片角度

(

)

核心驱动风扇级进口导流叶片角度

(

)

压气机进口导流叶片角度

(

单外涵双外涵

00.0903

0.05160.0335

0.04170.0613

1.0

0.925

15.0

图

　高度、马赫数对耗油率

的影响

Fig.4

AffectofSFCbyaltitudeandMachnumber

候

变循环发动机应当采用单外涵的工作模式

而

在巡航等不需要大推力的情况下

可以选择双外

涵工作模式以降低发动机的耗油率

此外

由变循环发动机的速度特性可以看出

在低马赫数时

受各截面参数的限制

尤其是两个

混合器静压参数的限制

双外涵模式的涵道比会

向单外涵模式靠拢

对性能的影响尤其显著的反

映在耗油率上

也就是说

在低速条件下

采用双

外涵模式在耗油率方面并没有太大的效益

其主

要发挥作用的范围应在马赫数

以上

图

　高度、马赫数对涵道比的影响

Fig.5

Affectofbypassratiobyaltitude

andMachnumber

1314

航　空　动　力　学　报第

卷

由变循环发动机的高度特性可以看出

在各

调节参数不变的情况下

变循环发动机受高度的

影响很大

随着高度的增加

其工作能力迅速降

低

所以

在实际的工作中

必须特别注意各调节

参数与发动机工作条件的匹配

图

～图

为发动机前、后两个涵道比随高

度、速度的变化

可以看出

双外涵工作模式下受

飞行条件影响的主要为前涵道比

后涵道比基本

保持不变

这一点与单外涵工作模式截然不同

图

　低压转速对发动机涵道比的影响

Fig.8

AffectofbypassratiobyLProtatespeed

图

　高度、马赫数对前涵道比的影响

Fig.6

Affectoffrontbypassratiobyaltitudeand

Machnumber

图

　低压转速对发动机推力的影响

Fig.9

AffectofthrustbyLProtatespeed

图

　高度、马赫数对后涵道比的影响

Fig.7

Affectofafterbypassratiobyaltitudeand

Machnumber

从图

～图

给出的变循环发动机的节流

特性可以看出

在各调节参数不变的情况下

随着

低压

(

)

转子转速

的降低

涵道比呈增大的

趋势

发动机的耗油率大幅降低

这意味着采用巡

航转速会比最大转速更具有优势

随着马赫数的

图

　低压转速对发动机耗油率的影响

Fig.10

AffectofSFCbyLProtatespeed

　第

期刘增文等

变循环发动机性能数值模拟

1315

提高

高转速条件下的工作环境得到改善

涵道比

增长迅速

本发动机设计方案中

在其他调节参数

不变的情况下

高转速的耗油率会在马赫数

0.9

左右超过低转速

图

～图

为发动机前、后两个涵道比随

低压转子转速的变化

可以看出

双外涵工作模式

下受飞行条件影响的主要为前涵道比

后涵道比

基本保持不变

经过分析计算结果可得

比起单外涵模式

双

外涵模式的单位推力和耗油率低

其受飞行条件

影响的主要为前涵道比

随着低压转子转速的降

低

双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势

发动机

的耗油率大幅降低

这意味着采用巡航转速会比

最大转速更具有优势

此外

变循环发动机在几何

调节参数不变的情况下

对马赫数、飞行高度等工

作条件较敏感

在实际的工作中

必须特别注意各

调节参数与发动机工作条件的匹配

参考文献

[1]

lecycleengines

—

thenextstepinpro

pulsionevolution[J].AIAA1976

758,1976.

[2]

lelectriccompanyvariablecycleengine

technologydemonstratorprogram[J].AIAA1979

1311,1979.

[3]

ectivebleedvariablecycleen

gine[D].Cranfield:CranfieldUniversity,1992.

[4]

iable

cycleengine

—

asolutiontothe

economicalandenvironmentalchallengeofthefuturesu

personictransport[C]//EuropeanSymposiumontheFu

bourg,France:[s.n.],1990:211

218.

图

　低压转速对发动机前涵道比的影响

Fig.11

AffectoffrontbypassratiobyLProtatespeed

[5]

MiyagiH,KimuraH,KishiK,edcycleengine

researchinJapaneseHYPRprogram[R].AIAA1998

3278,1998.

[6]

Ⅲ

-Adaptiveversatileenginetech

nology

(

ADVENT

)

,broadagencyannouncementnumber

PRK,Call01[R].Wright

PattersonAFB,OH:Air

ForceResearchLaboratory,PropulsionDirectorate,2007.

[7]

anenginewithacoredrivensuper

chargedbypassductandfixedgeometrynozzle:US,

5806303[P].1998

15.

[8]

GiffinRG

Ⅲ

,JohnsonJE,CrallDW,anen

ginewithacoredrivensuperchargedbypassduct:US,

5809772[P].1998

22.

[9]

SellersJF,:aprogramforcalculat

ingsteady

stateandtransientperformanceofturbojetand

turbofanengines[R].NASATND

7901,1975.

[10]

SullivanTJ,studyandperformancea

nalysisofahigh

speedmultistagevariable

geometryfan

foravariablecycleengine[R].NASACR

159545,1979.

[11]

AllanRD,edsupersonicpropulsionstudy:

phases

Ⅲ

and

Ⅳ—

Finalreport[R].NASACR

135236,

1975.

[12]

　唐海龙

面向对象的航空发动机性能仿真系统及其应用

[D].

北京

北京航空航天大学

,2000.

orientedaeroengineperformance

simulationsystemanditsapplication[D].Beijing:Beijing

UniversityofAeronauticsandAstronautics,2000.

(

inChi

nese

)

图

　低压转速对发动机后涵道比的影响

Fig.12

AffectofafterbypassratiobyLProtatespeed

　结　论

　　采用求解非线性方程的方法确立的双外涵变

循环发动机的数学模型和性能数值模拟程序可以

有效模拟该发动机的工作过程

变循环发动机的

调节变量多

工作状态复杂

与常规涡喷涡扇发动

机区别较大

需着重注意各个部件之间的耦合

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