劉勤，周人治，王占學，黃紅超

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.西北工業(yè)大學動力與能源學院，陜西西安710072)

三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能數(shù)值模擬

劉勤1，周人治1，王占學2，黃紅超1

(1.中國燃氣渦輪研究院，四川成都610500；2.西北工業(yè)大學動力與能源學院，陜西西安710072)

與雙外涵模式相比，三外涵變循環(huán)技術(shù)將使發(fā)動機工作范圍更廣，更易滿足未來發(fā)動機的自適應(yīng)要求，及更大提升飛機綜合性能。在帶核心機驅(qū)動風扇級(CDFS)雙外涵變循環(huán)發(fā)動機性能仿真方法基礎(chǔ)上，構(gòu)建了前調(diào)節(jié)閥門、后調(diào)節(jié)閥門、第三外涵等的數(shù)學模型，開展了三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能模擬方法研究，重點分析了三外涵變循環(huán)發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)性能。結(jié)果表明：相比單外涵和雙外涵模式，三外涵模式總涵道比調(diào)節(jié)程度更大，發(fā)動機最大狀態(tài)與亞聲速巡航狀態(tài)間的燃油經(jīng)濟性更明顯。

航空發(fā)動機；三外涵；變循環(huán)；核心機驅(qū)動風扇級；數(shù)值模擬；性能特性

1 引言

變循環(huán)發(fā)動機是未來新一代戰(zhàn)斗機的理想動力裝置，其技術(shù)研究得到了國外發(fā)達國家的高度重視。變循環(huán)概念起源于上世紀60年代中期，各國提出了多種結(jié)構(gòu)方案[1]，但這些方案由于自身的不同缺陷，其研究都沒能繼續(xù)開展。直至1974年，美國通用電氣公司(GE)提出了雙外涵的概念[2]，才正式確認了近代變循環(huán)發(fā)動機的形式及典型特征。而在此基礎(chǔ)上發(fā)展的F120變循環(huán)發(fā)動機，也成為了第四代戰(zhàn)斗機F-22的候選動力。進入21世紀以來，美國在F120發(fā)動機的基礎(chǔ)上開始了新一代變循環(huán)發(fā)動機技術(shù)研究，如革命性渦輪加速器(RTA)、自適應(yīng)通用發(fā)動機技術(shù)(ADVANT)研究等[3]。2012年，美國空軍和國防部啟動了ADVANT計劃的后續(xù)項目――自適應(yīng)發(fā)動機技術(shù)發(fā)展計劃(AETD)，重點研究三外涵技術(shù)滿足未來發(fā)動機的自適應(yīng)技術(shù)要求[4]。與雙外涵變循環(huán)發(fā)動機相比，三外涵模式更易改善發(fā)動機的經(jīng)濟性。三外涵變循環(huán)發(fā)動機的工作范圍更廣，能進一步增大涵道比，降低耗油率；此外，第三外涵的存在，可用于提取更多的功率和實現(xiàn)更好的熱管理，也可提高發(fā)動機流通能力以降低溢流阻力等[5]。

本文在帶核心機驅(qū)動風扇級(CDFS)雙外涵變循環(huán)發(fā)動機性能仿真方法基礎(chǔ)上，通過構(gòu)建前調(diào)節(jié)閥門、后調(diào)節(jié)閥門、第三外涵等數(shù)學模型，開展了三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能方法研究，重點計算分析了三外涵變循環(huán)發(fā)動機的穩(wěn)態(tài)性能。

2 三外涵變循環(huán)發(fā)動機工作機理

三外涵變循環(huán)發(fā)動機，是在雙外涵變循環(huán)發(fā)動機的核心機和低壓壓縮系統(tǒng)的基礎(chǔ)上[6-7]，增加了可開合的第三外涵，每個風扇都有自己的外涵道以控制氣流，如圖1所示。前風扇外涵出口的前調(diào)節(jié)閥門，可調(diào)節(jié)后風扇和第三外涵空氣流量以控制發(fā)動機涵道比，同時也能提高發(fā)動機流通能力以降低溢流阻力。后風扇外涵出口的中調(diào)節(jié)閥門，可調(diào)節(jié)CDFS和前涵道空氣流量以控制發(fā)動機涵道比。噴管進口處的后調(diào)節(jié)閥門，可調(diào)節(jié)第三外涵氣流與加力燃燒室出口氣流摻混時的靜壓平衡。前風扇與后風扇連在一起，由低壓渦輪驅(qū)動；CDFS與壓氣機連在一起，由高壓渦輪驅(qū)動。該布局可平衡高、低壓渦輪之間的功載荷，高壓渦輪轉(zhuǎn)子也可做更多的功。

圖1 三外涵變循環(huán)發(fā)動機工作機理Fig.1 Working principle of triple bypass variable cycle engine

三外涵變循環(huán)發(fā)動機在加速、超聲速飛行的高功率狀態(tài)下，以單外涵模式工作。此時，前、后調(diào)節(jié)閥門關(guān)閉，中調(diào)節(jié)閥門因閥門前后壓差所關(guān)閉，前風扇出口的所有氣體都流入CDFS，前變面積涵道引射器(FVABI)/后變面積涵道引射器(RVABI)均處于關(guān)小狀態(tài)，使發(fā)動機處于小涵道比渦扇發(fā)動機工作狀態(tài)。CDFS后氣流僅小部分流入核心涵道，絕大部分流入核心機，以提高發(fā)動機單位推力。

三外涵變循環(huán)發(fā)動機在起飛、爬升的中等功率狀態(tài)下，以雙外涵模式工作。此時，前、后調(diào)節(jié)閥門關(guān)閉，中調(diào)節(jié)閥門因閥門前后壓差所打開，F(xiàn)VABI/ RVABI均處于開大狀態(tài)，使發(fā)動機處于中等涵道比渦扇發(fā)動機工作狀態(tài)。在保證推力需求的前提下，增大發(fā)動機涵道比以降低耗油率。

三外涵變循環(huán)發(fā)動機在亞聲速巡航的低功率狀態(tài)下，以三外涵模式工作。此時，前、后調(diào)節(jié)閥門打開，中調(diào)節(jié)閥門因閥門前后壓差所打開，F(xiàn)VABI/RV?ABI均處于開大狀態(tài)，使發(fā)動機處于大涵道比渦扇發(fā)動機工作狀態(tài)。在保證推力需求的前提下，進一步增大發(fā)動機涵道比以降低耗油率。

3 三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能模擬方法

在雙外涵變循環(huán)發(fā)動機性能仿真方法基礎(chǔ)上[8]，建立三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能模擬方法，并開發(fā)相應(yīng)計算軟件。

針對圖1的高壓渦輪驅(qū)動核心風扇級的雙軸混合排氣結(jié)構(gòu)型式，三外涵發(fā)動機的共同工作條件，在常規(guī)雙軸渦扇和雙外涵變循環(huán)發(fā)動機基礎(chǔ)上增加為11個：前風扇內(nèi)涵與后風扇流量平衡，后風扇內(nèi)涵與CDFS流量平衡，CDFS內(nèi)涵與壓氣機流量平衡，高壓渦輪與燃燒室流量平衡，低壓渦輪與高壓渦輪流量平衡，尾噴管與加力燃燒室流量平衡，低壓渦輪與前風扇和后風扇功率平衡，高壓渦輪與CDFS和壓氣機功率平衡，前混合室內(nèi)外涵靜壓平衡，中混合室內(nèi)外涵靜壓平衡和后混合室內(nèi)外涵靜壓平衡。

采用零維、穩(wěn)態(tài)的計算方法計算三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能。其基本思路是從發(fā)動機進氣道截面至尾噴管出口截面進行熱力計算，遇到未知量時就假定一個初值，最后根據(jù)平衡技術(shù)求解其精確值。依據(jù)已知工作條件和假定未知量，可計算出發(fā)動機各個部件進出口截面的氣動參數(shù)，此后通過發(fā)動機共同工作方程來驗證這11個假定未知量的正確性，其計算流程如圖2所示。

4 三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能計算分析

基于國外四代機設(shè)計水平[9]和變循環(huán)發(fā)動機技術(shù)特征[10]，選取三外涵變循環(huán)發(fā)動機設(shè)計點循環(huán)參數(shù)和非設(shè)計點計算時所需的部件特性。主要設(shè)計點循環(huán)參數(shù)見表1。

圖2 三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能計算流程Fig.2 Calculation flow chart for triple bypass variable cycle engine

表1 三外涵變循環(huán)發(fā)動機設(shè)計點參數(shù)Table 1 Design parameters of triple bypass variable cycle engine

高度-速度特性計算時，控制規(guī)律采用高壓轉(zhuǎn)子相對物理轉(zhuǎn)速和噴管喉部面積為常數(shù)，通過打開或關(guān)閉發(fā)動機前風扇、后風扇的調(diào)節(jié)閥門和CDFS外涵出口FVABI來實現(xiàn)模式轉(zhuǎn)換，計算結(jié)果見圖3。

分析圖3(a)～圖3(c)可知：發(fā)動機在三外涵工作模式下，受飛行條件影響的主要是前、后風扇涵道比，而CDFS涵道比影響較?。磺帮L扇涵道比與CDFS涵道比變化趨勢一致，與后風扇涵道比變化趨勢相反。因此，三外涵模式下應(yīng)特別注重前風扇和后風扇的參數(shù)匹配。

圖3 高度-速度特性Fig.3 Altitude-velocity characteristics

分析圖3(d)可知：相比較而言，三外涵模式發(fā)動機總涵道比隨高度、馬赫數(shù)的調(diào)節(jié)程度更大，單外涵和雙外涵模式下其總涵道比隨高度、馬赫數(shù)的調(diào)節(jié)程度較小或基本保持不變。因此，三外涵模式能有效調(diào)節(jié)發(fā)動機總涵道比，更易滿足發(fā)動機對涵道比的需求。

分析圖3(e)和圖3(f)可知：與單外涵和雙外涵模式相比，三外涵模式發(fā)動機推力和耗油率低，主要是因為總涵道比更大。由此可見，大推力時，變循環(huán)發(fā)動機應(yīng)采用單外涵工作模式以增大推力；中等推力時，應(yīng)采用雙外涵工作模式以降低發(fā)動機耗油率；小推力時，采用三外涵的工作模式以進一步降低發(fā)動機耗油率。

節(jié)流特性計算時，控制規(guī)律采用噴管喉部面積為常數(shù)和低壓轉(zhuǎn)子相對物理轉(zhuǎn)速可變的方式，通過打開或關(guān)閉發(fā)動機前風扇、后風扇調(diào)節(jié)閥門和CDFS外涵出口FVABI來實現(xiàn)模式轉(zhuǎn)換，計算結(jié)果見圖4。

分析圖4(a)～圖4(c)可知：發(fā)動機在三外涵工作模式下，受飛行條件影響的主要是前、后風扇涵道比，前風扇涵道比調(diào)節(jié)程度較后風扇大，CDFS涵道比基本保持不變；后風扇涵道比在低馬赫數(shù)下基本保持不變，馬赫數(shù)大于0.8，其變化趨勢與前風扇相反。因此，三外涵模式下要特別注意臨界馬赫數(shù)時的前后風扇匹配問題。

分析圖4(d)可知：相比單外涵和雙外涵模式，三外涵模式發(fā)動機總涵道比隨低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的調(diào)節(jié)程度更大。因此，三外涵模式下，低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速能有效調(diào)節(jié)發(fā)動機總涵道比。

分析圖4(e)和圖4(f)可知：與單外涵和雙外涵模式相比，三外涵工作模式下，隨著低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的減小，三外涵變循環(huán)發(fā)動機總涵道比呈增大趨勢，有助于降低發(fā)動機耗油率；隨著飛行馬赫數(shù)的增大，三外涵變循環(huán)發(fā)動機的推力、耗油率都不斷增大。

圖4 節(jié)流特性Fig.4 Throttling Characteristics

5 結(jié)論

本文開展了三外涵變循環(huán)發(fā)動機穩(wěn)態(tài)性能數(shù)值模擬研究，掌握了三外涵變循環(huán)發(fā)動機工作機理，建立的性能計算模型、開發(fā)的數(shù)值仿真軟件，具有模擬不同模態(tài)變循環(huán)發(fā)動機性能的功能。相比單、雙外涵模式，三外涵模式調(diào)節(jié)變量多，能進一步增大發(fā)動機涵道比，降低發(fā)動機耗油率，很好地改善發(fā)動機最大狀態(tài)與亞聲速巡航狀態(tài)之間的經(jīng)濟性。

對三外涵變循環(huán)發(fā)動機性能數(shù)值模擬結(jié)果分析表明：在加速、超聲速飛行等需要最大推力時，三外涵變循環(huán)發(fā)動機應(yīng)當關(guān)閉前風扇和后風扇外涵，采用單外涵模式以提高發(fā)動機推力；在起飛等需要中等推力時，三外涵變循環(huán)發(fā)動機應(yīng)當關(guān)閉前風扇外涵，即關(guān)閉第三外涵，打開后風扇和CDFS外涵，采用雙外涵模式以降低耗油率；在亞聲速巡航等不需要大推力時，三外涵變循環(huán)發(fā)動機應(yīng)當打開前風扇、后風扇和CDFS外涵，采用三外涵模式以進一步降低耗油率。

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Numerical Simulation on Performance of Triple Bypass Variable Cycle Engine

LIU Qin1，ZHOU Ren-zhi1，WANG Zhan-xue2，HUANG Hong-chao1
(1.China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China；2.School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Compared with double bypass mode,triple bypass VCE(variable cycle engine),with broader op?eration range brought by triple bypass mode,can satisfy adaptive request of future engine more easily and improve the performance of aeroplane.Based on performance simulation method of a double bypass VCE with core driven fan stage(CDFS),a triple bypass VCE counterpart was developed with introduction of some components including front adjustor valve,rear adjustor valve and the third bypass duct as well as perfor?mance simulation method.Steady performance of the triple bypass VCE was particularly simulated and ana?lyzed.The results show that in contrast to single and double bypass mode,the triple bypass mode can in?crease the extent of adjusting for the total bypass ratio and improve the fuel economy between maximum power and subsonic cruise power in evidence.

aero-engine;triple bypass；variable cycle；core driven fan stage；numerical simulation；performance characteristics

V231

：A

：1672-2620(2014)05-0001-04

2013-12-26；

：2014-09-10

劉勤(1989-)，男，四川威遠人，碩士研究生，主要從事航空發(fā)動機總體設(shè)計方面研究。