肖玲斐，申 濤，黃向華，段紹棟

(南京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力學(xué)院，江蘇 南京210016)

1 引言

2 TBCC布局形式

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)(TBCC)是以燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，通過(guò)并聯(lián)或串聯(lián)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)(包括亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī))而構(gòu)成的組合循環(huán)推進(jìn)系統(tǒng)。采用TBCC的高速飛行器，在起飛階段使用渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，爬升到一定高度后加速到?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始工作狀態(tài)，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)投入工作后逐漸關(guān)掉渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，利用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)爬升、加速至高馬赫數(shù)；返回時(shí)關(guān)掉沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，重新啟動(dòng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，使飛行器安全返航。

根據(jù)TBCC中渦輪和沖壓兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)之間的組合形式，可以分為并聯(lián)布局和串聯(lián)布局。當(dāng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室和沖壓燃燒室共用時(shí)，稱(chēng)為串聯(lián)布局(如圖1)。而渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的加力燃燒室與沖壓燃燒室相互獨(dú)立，兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)組成上下重疊形式時(shí)，稱(chēng)為并聯(lián)布局(如圖2)。

串聯(lián)布局的明顯特點(diǎn)是沒(méi)有單獨(dú)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)通道，不僅發(fā)動(dòng)機(jī)高度下降，而且由于發(fā)動(dòng)機(jī)軸線與進(jìn)氣道進(jìn)口軸線間的距離縮短，使進(jìn)氣道后擴(kuò)壓段長(zhǎng)度減短，進(jìn)氣道斜板前段的總尺寸也相應(yīng)減小。尺寸減小不僅可使結(jié)構(gòu)重量減輕，而且還使阻力減小。

圖1 串聯(lián)布局TBCC(如J58發(fā)動(dòng)機(jī))Fig.1 Co-axial type combination engine

圖2 并聯(lián)布局TBCC(如X-43B發(fā)動(dòng)機(jī))Fig.2 Over-under type combination engine

另外，串聯(lián)布局比并聯(lián)布局構(gòu)造簡(jiǎn)單，調(diào)節(jié)便利，省卻了龐大的進(jìn)氣分流活門(mén)及其驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu)。并聯(lián)布局的兩個(gè)并列尾噴管作為高溫受力部件，增加了性能和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的復(fù)雜性。相對(duì)而言，串聯(lián)方案渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)閉機(jī)構(gòu)和調(diào)節(jié)活門(mén)尺寸小、動(dòng)作簡(jiǎn)單、結(jié)構(gòu)輕便。

雖然串聯(lián)布局比并聯(lián)布局一體化程度更高，但存在嚴(yán)重的渦輪工況流量匹配問(wèn)題。

3 過(guò)渡馬赫數(shù)選取

在TBCC運(yùn)行過(guò)程中存在很多過(guò)渡段，對(duì)這些過(guò)渡段的研究非常富有挑戰(zhàn)性。過(guò)渡馬赫數(shù)(Ma)的定義為：當(dāng)TBCC主要由沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而不是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)來(lái)提供推力時(shí)的馬赫數(shù)。過(guò)渡馬赫數(shù)的選擇對(duì)低速和高速系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有重要作用，是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)TBCC影響的平衡。過(guò)渡馬赫數(shù)越大，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)越容易，而渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)則越困難。通過(guò)對(duì)各個(gè)部件的綜合考慮，選擇出合適的過(guò)渡馬赫數(shù)，可使TBCC具有最好的整體性能。兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)在過(guò)渡馬赫數(shù)前后0.5馬赫開(kāi)始或結(jié)束運(yùn)行(如圖3)，即存在渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作的模態(tài)過(guò)渡段，保證渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)入或退出工作都比較平穩(wěn)，以及減少對(duì)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的影響[1]。

圖3 過(guò)渡馬赫數(shù)(如文獻(xiàn)[1]選擇Ma=4.0)Fig.3 Transition Mach number

4 TBCC控制問(wèn)題分析

目前，人們對(duì)于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的控制研究已取得了較多成果，但TBCC在過(guò)渡過(guò)程段的性能不僅與組成它的渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)本身型式及特征有關(guān)，而且還受到兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)之間相互關(guān)系以及調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的影響。所以，TBCC控制問(wèn)題的關(guān)鍵在于保證過(guò)渡階段穩(wěn)態(tài)和瞬態(tài)的性能品質(zhì)，具體涉及過(guò)渡段的燃料、溫度控制，進(jìn)氣道和尾噴管喉部調(diào)節(jié)及閥門(mén)開(kāi)度控制，以及飛行/推進(jìn)綜合問(wèn)題等[2～7]。

4.1 TBCC燃料控制問(wèn)題

(1)串聯(lián)布局

在渦輪模態(tài)工作時(shí)，隨著飛行馬赫數(shù)的逐漸提高，逐漸減少發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室的供油，于是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速逐漸下降。當(dāng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速降至慢車(chē)時(shí)，大部分空氣將通過(guò)沖壓環(huán)形通道進(jìn)入加力燃燒室。這時(shí)切斷渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室供油，在確認(rèn)主燃燒室熄火后，關(guān)閉渦輪通道閥門(mén)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)退出工作；但此時(shí)保持對(duì)加力燃燒室的供油，加力燃燒室變成沖壓燃燒室，TBCC進(jìn)入沖壓模態(tài)運(yùn)行。

(2)并聯(lián)布局

若選擇過(guò)渡馬赫數(shù)為Ma=3.0，則渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)在0＜Ma＜3.0時(shí)全負(fù)荷工作，在Ma＞3.0時(shí)逐步降低轉(zhuǎn)速并進(jìn)入慢車(chē)狀態(tài)。隨著馬赫數(shù)繼續(xù)提高，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)減少供油，到Ma=3.5時(shí)停止供油。在確認(rèn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)熄火后，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)退出工作。當(dāng)Ma＜2.5時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不點(diǎn)火，沖壓通道作為放氣通道使用。Ma=2.5時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，在2.5＜Ma＜3.5時(shí)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)工作，即模態(tài)過(guò)渡段。

(3)控制關(guān)鍵問(wèn)題

①在同進(jìn)氣道流量匹配的條件下，通過(guò)控制過(guò)渡段的燃料流量，實(shí)現(xiàn)在較大范圍內(nèi)調(diào)整推力隨馬赫數(shù)變化的狀況，為飛行器的設(shè)計(jì)提供方便；

②按照燃料調(diào)節(jié)規(guī)律和流量匹配要求進(jìn)行穩(wěn)態(tài)非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算，得到TBCC在過(guò)渡段的穩(wěn)態(tài)性能；

③在發(fā)動(dòng)機(jī)安全工作的前提下，為增加經(jīng)濟(jì)性和擴(kuò)大航程，設(shè)計(jì)優(yōu)化燃料控制規(guī)律，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料消耗率最小。

4.2 TBCC溫度控制問(wèn)題

由于在超聲速、高超聲速飛行時(shí)，TBCC進(jìn)口空氣溫度急劇升高，為了擴(kuò)大發(fā)動(dòng)機(jī)工作范圍，增大單位推力，提高熱效率，可通過(guò)預(yù)冷卻技術(shù)冷卻進(jìn)口空氣，保證TBCC在高速飛行條件下的使用和部件壽命。但安裝了預(yù)冷卻器的發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)遇到換熱片表面結(jié)冰的問(wèn)題，而結(jié)冰會(huì)引起總壓損失，換熱效率下降，嚴(yán)重時(shí)導(dǎo)致氣流堵塞。

控制關(guān)鍵問(wèn)題為：①避免由于氣流滯止導(dǎo)致的氣體溫度過(guò)高和超過(guò)燃燒室極限載荷的現(xiàn)象出現(xiàn)；②控制燃料供給回路，實(shí)現(xiàn)燃料預(yù)熱以及相關(guān)空氣、飛行器和發(fā)動(dòng)機(jī)部件、其它附件的冷卻；③控制氣流通道，合理引氣，在冷卻進(jìn)口溫度的同時(shí)防止或消除結(jié)冰影響；④由于在過(guò)渡階段閥門(mén)的開(kāi)度有變化，當(dāng)空氣經(jīng)過(guò)閥門(mén)時(shí)為一節(jié)流過(guò)程，所以必須保證節(jié)流過(guò)程前后總溫不變。

4.3 TBCC進(jìn)氣道和尾噴管喉部調(diào)節(jié)及閥門(mén)開(kāi)度控制問(wèn)題

(1)串聯(lián)布局

串聯(lián)布局TBCC中，渦輪模態(tài)工作時(shí)的加力燃燒室在沖壓模態(tài)工作時(shí)就作為沖壓燃燒室。在渦輪模態(tài)工作時(shí)，沖壓環(huán)形通道的前后閥門(mén)將沖壓通道堵塞，以防止渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣經(jīng)沖壓通道回流到渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口。在沖壓模態(tài)工作時(shí)，沖壓環(huán)形通道打開(kāi)，由進(jìn)氣道來(lái)的空氣經(jīng)環(huán)形通道進(jìn)入沖壓燃燒室；而渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)出口閥門(mén)關(guān)閉，以防止高溫滯止空氣進(jìn)入渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。

(2)并聯(lián)布局

并聯(lián)布局TBCC中，在渦輪模態(tài)工作時(shí)，渦輪通道上的閥門(mén)完全打開(kāi)，由進(jìn)氣道來(lái)的空氣經(jīng)過(guò)風(fēng)扇和壓氣機(jī)增壓，在主燃燒室中與燃料摻混燃燒，高溫燃?xì)庠诟邏汉偷蛪簻u輪中膨脹做功驅(qū)動(dòng)壓氣機(jī)和風(fēng)扇，由渦輪排出的燃?xì)夂屯夂纴?lái)的空氣混合，進(jìn)入加力燃燒室，與補(bǔ)充的燃料燃燒，燃?xì)膺M(jìn)一步升溫，然后進(jìn)入尾噴管膨脹加速，產(chǎn)生推力。此時(shí)沖壓通道也有空氣流過(guò)，可作為多余空氣的放氣通道。在沖壓模態(tài)工作時(shí)，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)通道上的閥門(mén)關(guān)閉以防止高溫滯止空氣進(jìn)入渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)。

(3)控制關(guān)鍵問(wèn)題

①實(shí)時(shí)反饋飛行馬赫數(shù)，對(duì)閥門(mén)進(jìn)行及時(shí)調(diào)節(jié)，確保既不產(chǎn)生逆流又不發(fā)生壓力突躍，實(shí)現(xiàn)相應(yīng)馬赫數(shù)下渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的正常起動(dòng)及協(xié)調(diào)運(yùn)行；

②通過(guò)調(diào)整進(jìn)氣道和尾噴管喉部面積，改變發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量和有效推力，使得過(guò)渡階段兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量相互匹配，推力滿(mǎn)足要求；

③由于在過(guò)渡階段閥門(mén)的開(kāi)度有變化，故需考慮閥門(mén)開(kāi)度與發(fā)動(dòng)機(jī)的相互影響；

④根據(jù)兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作時(shí)的守恒關(guān)系和部件特性等，再考慮閥門(mén)特性和調(diào)節(jié)規(guī)律，求解描述這些關(guān)系的非線性方程組，獲得模態(tài)過(guò)渡階段的發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

4.4 TBCC飛行/推進(jìn)綜合問(wèn)題

飛行/推進(jìn)綜合控制考慮飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)之間的性能耦合，對(duì)兩者的信息進(jìn)行綜合，在基本不改變發(fā)動(dòng)機(jī)硬件的情況下，采用綜合控制優(yōu)化算法，最大限度地挖掘飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的性能潛力，使得飛機(jī)的整體性能達(dá)到最優(yōu)。飛行/推進(jìn)綜合控制的優(yōu)化控制方案是在發(fā)動(dòng)機(jī)安全運(yùn)行的前提下對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行優(yōu)化，充分發(fā)掘發(fā)動(dòng)機(jī)的性能潛力，并由此來(lái)提高飛機(jī)的效能(如圖4)。

控制關(guān)鍵問(wèn)題為：①由于TBCC是渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合，過(guò)渡段的喘振邊界和渦輪溫度、轉(zhuǎn)速限定值等不同于單獨(dú)的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)或沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，所以必須準(zhǔn)確判斷出最優(yōu)工作點(diǎn)和給出可行的最優(yōu)性能描述；②在飛機(jī)平飛加速及爬高時(shí)，根據(jù)飛行馬赫數(shù)判斷TBCC中處于工作狀態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)，并針對(duì)相應(yīng)的渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)、沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)和過(guò)渡段模態(tài)，采用合適的最大推力模式；③在巡航狀態(tài)，針對(duì)串聯(lián)布局TBCC和并聯(lián)布局TBCC的不同，分析加力燃燒室的特點(diǎn)，采用恰當(dāng)?shù)淖钚∮秃哪Ｊ健?/p>

圖4 飛行/推進(jìn)綜合控制系統(tǒng)方案Fig.4 Scheme of flight-propulsion inregration control system

5 結(jié)束語(yǔ)

渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中存在很多控制問(wèn)題，特別是其過(guò)渡段的性能必須通過(guò)合適的控制策略和方法來(lái)保證。渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在過(guò)渡過(guò)程段的性能，不僅與組成它的渦輪和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)本身型式和特征有關(guān)，還受到兩類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)相互關(guān)系以及調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)的影響。渦輪基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中的控制關(guān)鍵問(wèn)題有燃料控制、溫度控制，進(jìn)氣道和尾噴管喉部調(diào)節(jié)及閥門(mén)開(kāi)度控制，飛行/推進(jìn)綜合性能，目的在于實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)燃料消耗率最小，提高熱效率，提供最大推力等。

[1]Snyder L E，Escher D W，DeFrancesco R L，et al.Turbine Based Combination Cycle(TBCC)Propulsion Subsystem Integration[R].AIAA 2004-3649，2004.

[2]Clough J A，Lewis M J.Comparison of Turbine-based Combined-cycle Engine Flowpaths[R].AIAA 2003-6932，2003.

[3]Marshall A W，Gupta A K，Lewis M J.Critical Issues in TBCC Modeling[R].AIAA 2004-3827，2004.

[4]劉增文.渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)一體化數(shù)值模擬[D].陜西西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007.

[5]李剛團(tuán)，李繼保，周人治.渦輪-沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)發(fā)展淺析[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2006，19(2)：57—62.

[6]周 維.飛/推綜合優(yōu)化計(jì)算機(jī)改進(jìn)設(shè)計(jì)及控制參數(shù)優(yōu)化[D].江蘇 南京：南京航空航天大學(xué)，2005.

[7]孫豐誠(chéng).航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能尋優(yōu)控制技術(shù)研究[D].江蘇南京：南京航空航天大學(xué)，2007.