□ 郭鵬超 □ 劉菲菲

中國航發(fā)動力股份有限公司設計所 西安 710021

1 研究背景

高空高速截擊機、偵察機,以及高速巡航導彈的發(fā)展需求促使高超聲速飛行器動力技術成為航空領域的重點研究方向。渦輪風扇發(fā)動機作為飛行器的常規(guī)動力裝置,最有效的馬赫數工作范圍是0～3馬赫,超過該范圍后,受發(fā)動機轉速、強度限制,進口高滯止溫度會導致發(fā)動機壓縮流量、壓比等參數急劇下降,性能惡化。為提高發(fā)動機性能,擴展高馬赫數飛行范圍,各航空強國相繼開展了對進入發(fā)動機的氣流降溫的預冷技術研究,目前實現(xiàn)預冷的途徑主要有兩種。一是在壓氣機進口噴入液體冷卻介質,如美國MSE技術應用公司提出的射流預冷發(fā)動機方案。二是利用預冷器對來流空氣換熱冷卻,如英國REL公司提出的“彎刀”發(fā)動機方案。目前,國內針對預冷渦輪風扇發(fā)動機已開展相關技術研究,但對于整機性能研究方面尚顯不足。筆者選取國際上相對成熟的常規(guī)渦輪風扇發(fā)動機,借助于航空發(fā)動機總體性能仿真計算軟件Gasturb,建立射流預冷渦輪風扇發(fā)動機熱力學模型,研究射流預冷對發(fā)動機熱力性能影響,為國內未來對高超聲速射流預冷發(fā)動機的研究提供參考。

2 計算模型

AL-31F型發(fā)動機為常規(guī)雙轉子混合排氣渦輪風扇發(fā)動機,作為蘇-27系列戰(zhàn)斗機的動力裝置,具有四級風扇、九級高壓壓氣機、環(huán)形燃燒室、一級高壓渦輪,以及一級低壓渦輪,其設計沿襲蘇制發(fā)動機一貫追求最大推力的設計理念,高度、速度性能較好。筆者的計算模型選取 AL-31F型發(fā)動機的參數為常規(guī)渦輪風扇發(fā)動機參數,設計點的主要熱力循環(huán)參數見表1。在風扇進口前增加噴水裝置,向進氣氣流噴水,改進為射流預冷渦輪風扇發(fā)動機,如圖1所示。噴嘴噴出的霧狀水與空氣混合,在壓縮過程中霧狀水不斷吸收空氣中熱量并蒸發(fā)為水蒸氣,使得壓氣機出口氣流溫度下降,改善發(fā)動機各部件工作條件。

▲圖1 射流預冷渦輪風扇發(fā)動機模型

表1 AL-31F型發(fā)動機設計點主要熱力循環(huán)參數

Gasturb軟件作為航空領域經典的發(fā)動機總體性能計算軟件,提供了大量壓氣機和渦輪通用特性圖以提高仿真精度,可實現(xiàn)發(fā)動機設計點和非設計點的整機熱力學性能計算及分析,可以獲得各個計算截面的氣動參數。在Gasturb軟件平臺建立射流預冷渦輪風扇發(fā)動機熱力性能計算模型,采用變比熱計算方法,考慮渦輪冷卻引氣,在不開啟噴水預冷條件下根據表1參數仿真計算得到發(fā)動機推力為76.71 kN,與 AL-31F型發(fā)動機設計值76.2 kN相差0.67%,仿真計算精度可滿足工程需求。

3 控制方案

發(fā)動機的控制規(guī)律指飛行過程中根據飛行馬赫數、總溫、總壓等參數的變化來改變可控變量,以保證發(fā)動機控制參數如轉速、渦輪前溫度等不變或按預定的規(guī)律變化,從而達到控制發(fā)動機推力的目的,并且保證發(fā)動機在飛行范圍內所有的工況下安全穩(wěn)定可靠地工作。筆者在進行射流預冷渦輪風扇發(fā)動機熱力性能分析過程中,為保證發(fā)動機性能充分發(fā)揮,兼顧發(fā)動機各部件機械強度、熱強度和氣動穩(wěn)定性不超出允許的安全極限,控制方案按照發(fā)動機進氣總溫大小進行分段控制。參考AL-31F型發(fā)動機,發(fā)動機進氣總溫高于251 K時,為避免發(fā)動機超轉速,采取低壓相對物理轉速,與最大允許轉速的比值不超過0.99的控制方案。發(fā)動機進氣總溫低于251 K時,為保證低壓壓氣機的最小穩(wěn)定裕度,采取將低壓物理轉速與最大允許轉速的比值換算至發(fā)動機進口溫度為標準大氣溫度15 ℃時的轉速不超過1.015倍的控制方案。同時,在任何條件下發(fā)動機渦輪前溫度按照不超過1 665 K進行控制。

4 性能計算

飛行高度為15 000 m,不同飛行馬赫數及噴水進氣比對發(fā)動機推力的影響如圖2所示。由圖2可以看出,開啟噴水前,隨著飛行馬赫數增大,發(fā)動機的推力起初略微下降后緩慢增大,在1.2～2.4飛行馬赫數范圍內推力基本穩(wěn)定,隨后隨著飛行馬赫數的增大而減小。開啟噴水后,發(fā)動機推力因噴水預冷而發(fā)生較大改變,在不同飛行馬赫數范圍內對推力有不同影響。在低飛行馬赫數階段,噴水后推力相比于噴水前反而有所降低,在飛行馬赫數大于1.5之后,噴水預冷作用才產生,推力有明顯改善,隨飛行馬赫數增大迅速增大,當飛行馬赫數達到一定值后,推力開始下降,但是仍遠大于無噴水發(fā)動機推力。

▲圖2 射流預冷渦輪風扇發(fā)動機推力對比

由圖2可知,噴水預冷作用產生后,發(fā)動機在給定飛行馬赫數下存在最佳噴水比使得發(fā)動機獲得最大推力,且隨著飛行馬赫數的增大最佳噴水比增加,飛行馬赫數越高,最佳噴水比提升的推力幅度越大。例如:在飛行馬赫數為1.8時,最佳噴水比為2%,此時發(fā)動機推力要優(yōu)于噴水比為4%、6%的發(fā)動機推力,推力相對于無噴水發(fā)動機提升43.8%;在飛行馬赫數為2.3時,最佳噴水比為6%,推力提升81.2%。

發(fā)動機比沖隨飛行馬赫數和噴水比變化的趨勢如圖3所示。發(fā)動機比沖為每單位時間內消耗單位質量燃料所產生的沖量,表征推進系統(tǒng)的燃燒效率。比沖的變化趨勢與推力類似,在低飛行馬赫數下噴水預冷的發(fā)動機比沖低于無噴水發(fā)動機,只有在高飛行馬赫數下發(fā)動機比沖高于無噴水發(fā)動機。整個飛行馬赫數范圍內,發(fā)動機比沖隨著飛行馬赫數增大而降低,噴水預冷產生作用后,發(fā)動機比沖下降趨勢隨著噴水比增大而減緩,效率有所提升。

▲圖3 射流預冷渦輪風扇發(fā)動機比沖對比

5 機理分析

針對上述射流預冷渦輪風扇發(fā)動機性能變化趨勢原因進行分析。在整個飛行馬赫數范圍內發(fā)動機控制規(guī)律如圖4、圖5所示。在低飛行馬赫數階段,發(fā)動機進氣總溫較低,發(fā)動機物理轉速一致時,由圖4可知,進氣噴水比不同時,發(fā)動機渦輪前溫度不同。無噴水循環(huán)發(fā)動機渦輪前溫度最高,隨著進氣噴水比增加,渦輪前溫度逐漸降低。這是因為噴水過程使發(fā)動機壓氣機流道中的氣體總溫降低,由氣體熱力學可知,溫度低的氣體更易壓縮,消耗的壓氣機功少,依據壓氣機渦輪功率平衡原理,所需的渦輪功小,渦輪前溫度低。結合圖2可知,推力隨飛行馬赫數變化,主要是進氣流量與渦輪前溫度兩者變化的綜合結果,在低壓相對物理轉速一致時,發(fā)動機進氣量相同,渦輪前溫度越高,發(fā)動機推力越大,因此在低飛行馬赫數階段,無噴水發(fā)動機推力優(yōu)于開啟噴水后的發(fā)動機,這是以提高渦輪前溫度,增加燃油消耗為代價。

▲圖4 射流預冷渦輪風扇發(fā)動機渦輪前溫度對比▲圖5 射流預冷渦輪風扇發(fā)動機低壓相對物理轉速對比

隨著飛行馬赫數增大,進氣總溫增大,渦輪前溫度提高。發(fā)動機控制方案逐漸由限溫代替限速控制。在渦輪前溫度達到限制溫度1 655 K時,發(fā)動機推力達到最高值,然后隨著飛行馬赫數進一步增大,低壓相對物理轉速開始降低,發(fā)動機推力下降。

由圖4可知,噴水比越大,發(fā)動機達到限溫時所需飛行馬赫數越大。由圖5結合圖2可知,在相同飛行馬赫數下,噴水比越大,低壓相對物理轉速越高,發(fā)動機推力越大。

6 結論

筆者基于Gasturb軟件建立了射流預冷渦輪風扇發(fā)動機模型,在給定飛行高度和控制規(guī)律條件下,針對不同飛行馬赫數,以及噴水進氣比,對發(fā)動機熱力性能進行分析,并得到以下結論:

(1) 射流預冷裝置在高飛行馬赫數下可以有效的提升發(fā)動機推力和比沖,擴展其工作范圍;在低飛行馬赫數下,由于渦輪前溫度影響發(fā)動機性能反而低于無噴水渦輪風扇發(fā)動機;

(2) 不同的飛行馬赫數存在最佳噴水比,使發(fā)動機推力最優(yōu);最佳噴水比和飛行馬赫數正相關,隨飛行馬赫數增大而增大;

(3) 飛行馬赫數較高時,發(fā)動機控制規(guī)律受噴水比影響,噴水比越大,發(fā)動機達到限溫狀態(tài)所需飛行馬赫數越大,此時低壓相對物理轉速越高,可獲得較大的推力提升。