高 揚(yáng)，王朝蓬，屈霽云，壽圣德

（中航工業(yè)飛行試驗(yàn)研究院，西安 710089）

0 引言

發(fā)動(dòng)機(jī)性能飛行試驗(yàn)主要目標(biāo)是獲取不同飛行、發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)和不同氣、電負(fù)載情況下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力及油耗。該性能參數(shù)不僅能夠?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)的鑒定驗(yàn)收提供依據(jù)，而且能夠?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位提供改進(jìn)建議。更重要的是通過飛行試驗(yàn)可以獲取動(dòng)力裝置在不同工作情況下的性能指標(biāo)——安裝凈推力及基于安裝凈推力的動(dòng)力裝置油耗，從而得到實(shí)際飛行條件下的飛機(jī)極曲線，為飛機(jī)設(shè)計(jì)單位提供驗(yàn)收鑒定、改進(jìn)改型、風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)等相關(guān)研究依據(jù)。獲取動(dòng)力裝置安裝凈推力的前提是計(jì)算得到發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)凈推力（或內(nèi)推力）。

本文對(duì)某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行推力確定方法進(jìn)行編程實(shí)現(xiàn)和驗(yàn)證（針對(duì)標(biāo)準(zhǔn)凈推力），以滿足發(fā)動(dòng)機(jī)性能試驗(yàn)和計(jì)算的需要。

1 某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)飛行推力確定項(xiàng)目

某型發(fā)動(dòng)機(jī)為大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，低壓轉(zhuǎn)子由風(fēng)扇、增壓級(jí)和低壓渦輪組成，核心機(jī)由高壓壓氣機(jī)、短環(huán)形燃燒室和高壓渦輪組成，設(shè)計(jì)點(diǎn)涵道比為大于5.0。飛行推力確定（IFTD）項(xiàng)目是該型發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證科目中最為關(guān)鍵的試驗(yàn)之一，其目的是為發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位提供不同飛行、發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)及引氣負(fù)載下的飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)，用于修正發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位的平均推力計(jì)算模型，并驗(yàn)證各主要限制值，為制定飛機(jī)飛行手冊(cè)的推力管理表單提供依據(jù)。

2 某型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)凈推力確定方法

2.1 外涵道空氣流量及出口總推力的計(jì)算

大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)凈推力為

式中：FG19、FG9分別為風(fēng)扇和內(nèi)涵道尾噴管出口總推力；Wa2為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總空氣流量；V0為飛行速度。

本文主要采用外涵道尾噴管的特性系數(shù)來獲取通過外涵道的空氣流量Wa19，即

式中：Wa19,non為外涵道尾噴管出口的無量綱空氣流量，為尾噴管壓比、空氣氣體常數(shù)以及比熱比的函數(shù)；Cf19為外涵尾噴管的流量系數(shù)，由模型試驗(yàn)并加入外流抑制效應(yīng)得到。

在獲取外涵道實(shí)際空氣流量后，可以采用“流量-總溫”方法計(jì)算外涵道尾噴管出口的實(shí)際總推力

式中：Cfg19為外涵尾噴管的總推力系數(shù)，由模型試驗(yàn)獲得，并整理成關(guān)于外涵尾噴管落壓比的函數(shù)。

2.2 內(nèi)涵道空氣流量及出口總推力的計(jì)算

某型發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道空氣流量的計(jì)算方法與外涵道的有較大差異。對(duì)于雙轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)而言，在慢車功率以上其高壓渦輪導(dǎo)向器喉道截面基本工作于臨界狀態(tài)及以上，因此，內(nèi)涵道空氣流量受到該截面流通能力的限制，這一特點(diǎn)可以簡化內(nèi)涵道空氣流量的計(jì)算。

由于內(nèi)涵道空氣流量的計(jì)算涉及到主燃燒室的燃燒過程，從降低計(jì)算值不確定度的角度出發(fā)，引入燃?xì)庾儽葻嵊?jì)算是必要的。需要對(duì)燃燒室出口總溫進(jìn)行迭代。燃燒室能量守恒方程為

而渦輪導(dǎo)向器臨界截面空氣流量為

式中：Cp36、Tt36分別為高壓壓氣機(jī)出口的氣體定壓比熱和總溫；W41,cor為渦輪導(dǎo)向器臨界截面的無量綱流量系數(shù)。

在已知高壓壓氣機(jī)出口氣流總溫、總壓及燃燒室燃燒效率和總壓恢復(fù)系數(shù)的前提下，采用Newton-Raphson 公式聯(lián)立式（4）、（5）進(jìn)行迭代求解，并最終計(jì)算出燃燒室的出口總溫，求出通過導(dǎo)向器喉道截面的燃?xì)饬髁?。在得到通過導(dǎo)向器臨界截面的燃?xì)饬髁坎⒖紤]渦輪組件冷卻氣流比率后，可以采用下式計(jì)算內(nèi)涵道尾噴管出口的總推力值

式中：Cfg9為內(nèi)涵道尾噴管出口的總推力系數(shù)，由模型試驗(yàn)得到，并整理成為關(guān)于內(nèi)涵道尾噴管落壓比的函數(shù)曲線。

2.3 標(biāo)準(zhǔn)凈推力確定方法驗(yàn)證

本文選取幾個(gè)典型飛行狀態(tài) (H=0 m、Ma=0，H=7620 m、Ma=0.64，H=10668 m、Ma=0.78），外界為標(biāo)準(zhǔn)大氣條件。對(duì)本文的計(jì)算方法結(jié)合發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)單位給出的發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算值進(jìn)行驗(yàn)證。在計(jì)算過程中，內(nèi)、外涵尾噴管的總推力系數(shù)取值由特性曲線給出；燃燒室的燃燒效率近似取常值。在每個(gè)試驗(yàn)點(diǎn)上，風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速的大小表征發(fā)動(dòng)機(jī)的功率等級(jí)，且換算轉(zhuǎn)速N1,cor=60%～105%。對(duì)比結(jié)果如圖1所示。

從圖中可見，與設(shè)計(jì)計(jì)算值相比，在不同飛行和發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總空氣流量相對(duì)偏差為±1.0%，最大偏差不超過2.0%。發(fā)動(dòng)機(jī)標(biāo)準(zhǔn)凈推力相對(duì)偏差為±3.0%，最大偏差不大于4.0%?？梢?，本文的計(jì)算值與設(shè)計(jì)值之間吻合程度較好，證明該方法有效，且計(jì)算結(jié)果可信。

對(duì)內(nèi)涵道空氣流量采用高壓渦輪導(dǎo)向器臨界截面的方法進(jìn)行計(jì)算，該方法涉及到變比熱情況下求解能量守恒及流量守恒方程。為了驗(yàn)證該方法的可行性和有效性，對(duì)3種不同飛行狀態(tài)、不同發(fā)動(dòng)機(jī)功率下的內(nèi)涵道空氣流量結(jié)果進(jìn)行對(duì)比，如圖2所示。從圖中可見，在不同發(fā)動(dòng)機(jī)功率狀態(tài)下，本文計(jì)算值與設(shè)計(jì)值相對(duì)誤差為1.0%～3.0%，最大誤差不超過3.5%?？紤]到大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)通過內(nèi)涵道的空氣流量相對(duì)較低，可以預(yù)見，即使相對(duì)誤差達(dá)到3.5%，對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口總空氣流量影響也是非常有限的；同時(shí)也表明采用該方法計(jì)算內(nèi)涵空氣流量是行之有效的。由于該方法不依賴于具體類型的發(fā)動(dòng)機(jī)，因此可以應(yīng)用于其他小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵道空氣流量計(jì)算。

3 結(jié)論

（1）在某型大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能預(yù)測(cè)軟件的基礎(chǔ)上，編制了該型發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算程序。

（2）在計(jì)算內(nèi)涵道空氣流量過程中引入變比熱計(jì)算方法，結(jié)合能量守恒和流量守恒進(jìn)行迭代求解。

（3）與發(fā)動(dòng)機(jī)性能設(shè)計(jì)值相比，本文發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口空氣流量計(jì)算值相對(duì)偏差為±1.0%，標(biāo)準(zhǔn)凈推力相對(duì)偏差為±3.0%，二者吻合程度均較高。同時(shí)內(nèi)涵道空氣流量的相對(duì)偏差為1.0%～3.0%，驗(yàn)證了本文大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法是行之有效的。

（4）本文內(nèi)涵道空氣流量計(jì)算方法可以應(yīng)用于其他類型發(fā)動(dòng)機(jī)。

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