壓力畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機影響仿真

嚴紅明，趙運生，周淼，譚智勇

(中航商用航空發(fā)動機有限責任公司總體部，上海200241)

摘要：基于部件匹配技術的大涵道比渦扇發(fā)動機性能仿真模型和平行壓氣機模型耦合，實現了可以定量分析壓力畸變影響的性能仿真程序。以某大涵道比渦扇發(fā)動機為例，開展了壓力畸變對其壓縮部件(風扇、增壓級、高壓壓氣機)的喘振邊界、共同工作線、喘振裕度以及發(fā)動機推力、耗油率的影響仿真。計算結果表明，壓力畸變對喘振裕度的影響主要是使壓縮部件喘振邊界下移，其共同工作線由于存在壓力畸變會產生偏移，但其量級較小。對于大涵道比渦扇發(fā)動機，壓力畸變對風扇外涵喘振裕度影響最大，對風扇內涵/增壓級影響次之，對高壓壓氣機影響最小；壓力畸變同時會造成發(fā)動機推力下降、耗油率上升。

關鍵詞：渦扇發(fā)動機；壓力畸變；大涵道比；數值仿真

中圖分類號：V23

文獻標識碼：A

文章編號：1002-6339 (2015) 05-0403-05

Abstract：By coupling the performance simulation model of high bypass ratio turbofan engine which based on components match method with parallel compressor model，a new program was built for predicting pressure distortion effect．A high bypass ratio turbofan engine was simulated，and a series of pressure distortion effect were studied, including surge line，operating line，surge margin of the compressors(fan, booster, high press compressor)，engine thrust and specific fuel consumption．The numerical results show that the pressure distortion effect on compressors surge margin is mainly caused by migration of surge line；the operating line is also affected，but at less extend. For high bypass ratio turbofan engine, surge margin of outer fan is affected the most by the pressure distortion，followed by inner fan/booster，and the high pressure compressor the least；pressure distortion also causes the decrease of engine thrust and the increase of specific fuel consumption．

收稿日期2015-07-10修訂稿日期2015-08-27

作者簡介：嚴紅明(1982~)，男，博士，工程師，主要研究領域為氣體動力學設計及性能分析。

Simulation of the Pressure Distortion Effect on High Bypass Ratio Turbofan EngineYAN Hong-ming，ZHAO Yun-sheng，ZHOU Miao，TAN Zhi-yong

(AVIC Commercial Aircraft Engine CO.，LTD.，Shanghai 200241，China)

Key words：turbofan engine;pressure distortion;high bypass ratio;numerical simulation

大涵道比渦扇發(fā)動機具有推力大、耗油率低和噪聲小等優(yōu)點，廣泛用于客機、軍民用運輸機和其他大型亞聲速飛機[1-5]。以客機為例，在爬升、著陸或帶側風起飛等情況下，由于發(fā)動機短艙的進口氣流仰角增大，會在唇口處形成分離流并產生穩(wěn)態(tài)的壓力畸變[6-8]。當畸變強度小于臨界值時，會降低發(fā)動機的穩(wěn)定工作能力，減小發(fā)動機的空中推力，增加燃油消耗率；當畸變強度大于臨界值時，會導致發(fā)動機產生喘振或旋轉失速，使發(fā)動機完全喪失空中推力，甚至造成機毀人亡的事故。

我國在大涵道比渦扇發(fā)動機研制方面基礎十分薄弱，大量的關鍵技術尚未被突破和掌握，試驗設備也不配套[1]；目前國內關于壓力畸變的研究也主要集中在軍用小涵道比渦扇發(fā)動機，而很少涉及帶有增壓級的分開排氣的大涵道比渦扇發(fā)動機。在大涵道比渦扇發(fā)動機的研制初期，借助于性能仿真，定量的分析壓力畸變的影響，成為了其研制過程中必須解決的關鍵技術之一。

本文將基于部件匹配技術的大涵道比渦扇發(fā)動機性能仿真模型和平行壓氣機模型耦合，實現了可以定量分析壓力畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機影響的性能仿真程序。以某型發(fā)動機為例，開展了壓力畸變對其壓縮部件的喘振邊界、共同工作線、喘振裕度以及發(fā)動機推力、耗油率的影響研究。

1計算模型

針對發(fā)動機內部的復雜流動，需要從工程角度出發(fā)，在滿足工程精度需要的前提下，對工質和流動作一系列簡化、假設來代表發(fā)生在發(fā)動機整個流動區(qū)域內的實際物理過程[9]。目前的發(fā)動機性能仿真均基于部件匹配方法，即將發(fā)動機分解成各個部件，通過各部件的計算并考慮共同工作因素來模擬發(fā)動機整機的工作特性。

圖1　軸向計算流路

和軍用小涵道比渦扇發(fā)動機不同，隨著涵道比的增加，大涵道比渦扇發(fā)動機風扇內外涵的特性會有明顯的差異，且風扇內涵出口與增壓級緊密相連，因此在本文所模擬的大涵道比渦扇發(fā)動機中，風扇外涵、風扇內涵/增壓級被處理成同軸的兩個壓縮部件。圖1給出了本文所采用的軸向計算流路，其中畸變產生在風扇進口的氣動界面(Aerodynamic Interface Plane，AIP)。

大涵道渦扇發(fā)動機進口的壓力畸變基本不含隨時間變化的動態(tài)分量[6-8]，這使得采用穩(wěn)態(tài)迭代方法進行求解成為可能；傳統(tǒng)的性能仿真程序只考慮均勻進氣條件下的發(fā)動機工作特性，為了評估壓力畸變對發(fā)動機的影響，需要耦合平行壓氣機模型，即根據進口條件將壓縮部件分為對應均勻來流的無畸變子壓氣機和對應低總壓區(qū)的畸變子壓氣機。其模型示意圖如圖2所示。

圖2　平行壓氣機模型

在本文中，對于平行壓氣機模型采用了如下假設：

(1)各子壓氣機進氣條件各不相同，相互獨立工作，沒有動量、質量和能量的交換[10-11]；

(2)風扇外涵、高壓壓氣機的子壓氣機出口靜壓相同；

(3)各子壓氣機都按均勻進氣的壓氣機特性工作；

(4)當某一個子壓氣機工作點達到均勻進氣的喘振邊界時，認為整臺壓氣機達到失穩(wěn)點[12-16]。

2求解方法

發(fā)動機每一個部件的數學模型都是從進口到出口的單向計算，而某些未知的參數需要用試湊的方法進行迭代。任何一個試取的值經過發(fā)動機數學模型中所有平衡方程的檢驗后，都會引起相應的偏差；只有當所有的偏差值都趨于0，才說明試取的參數是發(fā)動機的數學模型的解。本文采用Newton-Raphson方法進行迭代求解，圖3給出了本文所建立的壓力畸變對大涵道比渦扇發(fā)動機影響仿真程序的計算流程。

圖3　計算流程

在本文中，參與計算的壓縮部件為6臺，而不是實際物理模型的3臺；且為了表征畸變子壓氣機和無畸變子壓氣機的流量分配，引入了風扇內涵和風扇外涵的流量分配系數(畸變子壓氣機進口物理流量與壓氣機總進口物理流量之比)，因此本文總計所選用了15個迭代變量和15個偏差值(如表1所示)；壓縮部件和渦輪部件采用等β線插值。

3計算結果與分析

參照文獻[6]，本文中畸變強度采用通用性較廣的畸變指數(W)描述，畸變角度給定為180°，限定參數為風扇相對換算轉速(N1R)，評估不同強度的壓力畸變對發(fā)動機的影響。

3.1　對喘振邊界影響

圖4給出了不同強度的壓力畸變對喘振邊界的影響。由圖可見，壓力畸變會使壓縮部件的喘振邊界下移，且隨著畸變強度的增加，喘振邊界的下移程度進一步增加；在相同強度的畸變影響下，風扇外涵的喘振邊界下移幅度最大，風扇內涵/增壓級次之，而高壓壓氣機所受影響最小。

圖4　壓力畸變對喘振邊界影響

3.2　對共同工作線影響

圖5給出了不同強度的壓力畸變對共同工作線的影響。由圖可見，壓力畸變對各壓縮部件的共同工作線影響均較小，工作點有少許的移動。

圖5　壓力畸變對共同工作線影響

3.3　對喘振裕度影響

圖6給出了不同強度的壓力畸變對喘振裕度的影響。由圖可見，壓力畸變會使壓縮部件的喘振裕度減少(壓力畸變對喘振裕度的影響主要體現在使喘振邊界下移)，且隨著畸變強度的增加，喘振裕度進一步減少。

圖6　壓力畸變對喘振裕度影響

表1迭代變量與偏差值

序號迭代變量偏差值1進口物理流量風扇外涵畸變子壓氣機進口流量2涵道比風扇外涵無畸變子壓氣機進口流量3風扇內涵畸變區(qū)流量分配系數風扇外涵出口靜壓4風扇外涵畸變區(qū)流量分配系數風扇內涵/增壓級畸變子壓氣機進口流量5低壓軸物理轉速風扇內涵/增壓級無畸變子壓氣機進口流量6高壓軸物理轉速高壓壓氣機畸變子壓氣機進口流量7風扇外涵畸變子壓氣機β值高壓壓氣機無畸變子壓氣機進口流量8風扇外涵無畸變子壓氣機β值高壓壓氣機出口靜壓9風扇內涵/增壓級畸變子壓氣機β值高壓渦輪進口流量10風扇內涵/增壓級無畸變子壓氣機β值高壓渦輪功率11高壓壓氣機畸變子壓氣機β值低壓渦輪進口流量12高壓壓氣機無畸變子壓氣機β值低壓渦輪功率13燃燒室出口溫度內涵噴管出口流量14高壓渦輪β值外涵噴管出口流量15低壓渦輪β值限定參數

在相同強度的壓力畸變下，不同的壓縮部件所受影響程度不同。以本文所模擬的發(fā)動機為例，風扇外涵、風扇內涵/增壓級、高壓壓氣機的喘振裕度相對損失約為15∶5∶1。

3.4　對壓縮部件特性影響

以風扇外涵為例，圖7給出了當W=6%時，壓力畸變對其壓比特性和效率特性的影響。由圖可見，壓力畸變會使壓縮部件的特性發(fā)生變化，造成壓比下降、效率降低，流量工作區(qū)域縮小。風扇內涵/增壓級和高壓壓氣機所受影響類似，其程度低于風扇外涵。

圖7　壓力畸變對壓縮部件特性的影響

3.5　對推力和耗油率影響

圖8和圖9分別給出不同強度的壓力畸變對發(fā)動機推力和耗油率的影響。由圖可見，在不同工況下(風扇相對換算轉速從0.8~1.10變化)，壓力畸變均會導致發(fā)動機推力下降、耗油率上升；且畸變強度越大，對其影響越嚴重。

圖8　壓力畸變對推力影響

圖9　壓力畸變對耗油率影響

4結論

本文建立了大涵道比渦扇發(fā)動機進氣畸變仿真模型，定量地分析了壓力畸變對發(fā)動機的影響，得到如下結論：

(1)壓力畸變對壓縮部件喘振裕度的影響主要是使喘振邊界下移；其共同工作線由于存在壓力畸變會產生偏移，但其量級較??；

(2)壓力畸變對不同的壓縮部件影響程度各不相同。對于大涵道比渦扇發(fā)動機，壓力畸變對風扇外涵的喘振裕度影響最大，對風扇內涵/增壓級影響次之，對高壓壓氣機影響最?。?/p>

(3)壓力畸變會對壓縮部件的特性產生影響，造成其效率降低、壓比下降、流量區(qū)域減小；

(4)壓力畸變會造成發(fā)動機推力下降、耗油率上升，且畸變強度越大，對其影響越嚴重。

參考文獻

[1]劉大響，金捷，彭友梅，等．大型飛機發(fā)動機的發(fā)展現狀和關鍵技術分析[J]．航空動力學報，2008，23(6)：976-980．

[2]Seidel J A．NASE aero propulsion research：Looking forward[R]．ISABE-2001-1013，2001．

[3]Benzakein M J．Propulsion strategy for the 21stcentury：A vision into the future[R]．ISABE-2001-1005，2001．

[4]蔣寶鋼，蔣勝千.一種三相交流電機雙層定子繞組擴大并聯支路數接線方法[J].大電機技術，2014(3):6-7.

[5]王松濤，韓俊，溫風波，等．民用航空發(fā)動機氣冷渦輪技術發(fā)展研究[J]．節(jié)能技術，2011，29(6):495-497.

[6]劉大響，葉培梁，胡駿，等．航空燃氣渦輪發(fā)動機穩(wěn)定性設計與評定技術[M]．北京：航空工業(yè)出版社，2004．

[7]Society of Automotive Engineers．Inlet total pressure distortion considerations for gas turbine engines[R]．AIR-1983-1419，1983．

[8]Society of Automotive Engineers．Gas turbine engine inlet flow distortion guidelines[R]．ARP-2002-1420B，2002．

[9]廉筱純，吳虎．航空發(fā)動機原理[M]．西安：西北工業(yè)大學出版社，2005．

[10]陶立權，孫鵬，楊坤．風扇/壓氣機進口畸變問題數值研究進展[J]．中國民航大學學報，2010，28(2)：6-10．

[11]黃求原．某型發(fā)動機平行壓氣機畸變分析研究[D]．南京：南京航空航天大學，2010．

[12]王占學，王鵬，喬渭陽．畸變進氣時渦扇發(fā)動機整機環(huán)境下壓縮部件氣動穩(wěn)定性評定[J]．推進技術，2007，28(1)：20-25．

[13]王占學，王鵬，喬渭陽，等．渦扇發(fā)動機整機環(huán)境下風扇部件氣動穩(wěn)定性評定方法[J]．航空動力學報，2007，22(4)：577-582．

[14]蔡元虎，王鵬，王占學，等．總壓畸變對發(fā)動機壓縮部件氣動穩(wěn)定性的影響[J]．推進技術，2006，27(3)：254-261．

[15]航空科學技術工業(yè)委員會．航空渦輪噴氣和渦輪風扇發(fā)動機進口總壓畸變評定指南:GJB/Z 64-2003[S].北京：中國標準出版社，2003．

[16]航空科學技術工業(yè)委員會．航空燃氣渦輪發(fā)動機穩(wěn)定性設計與評定方法:GJB/Z 224-2005[S]．北京：中國標準出版社，2005．