■ 羅鉅 劉輝 高雁飛 潘毅飛 邢耀仁 李亮 高修磊 / 中國航發(fā)商發(fā)

隨著科學(xué)技術(shù)水平和材料工藝的進(jìn)步，基于布雷頓循環(huán)的傳統(tǒng)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率已逐步接近理論極限值，混合電推進(jìn)技術(shù)將是達(dá)到未來環(huán)境目標(biāo)要求的關(guān)鍵技術(shù)之一。邊界層吸入式電動(dòng)涵道風(fēng)扇方案因?qū)C(jī)體結(jié)構(gòu)改動(dòng)較小且性能收益可觀，有望投入實(shí)際生產(chǎn)和運(yùn)營。

邊界層吸入（BLI）技術(shù)最早源于海軍艦船、潛艇和魚雷，即將螺旋槳推進(jìn)器置于船體尾跡之中，可以獲得更高的推進(jìn)效率、降低能耗。近年來，在民用航空領(lǐng)域，飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)逐步精細(xì)化，在傳統(tǒng)氣動(dòng)布局和發(fā)動(dòng)機(jī)架構(gòu)下，系統(tǒng)性能已經(jīng)趨于極限，設(shè)計(jì)者開始考慮在發(fā)動(dòng)機(jī)和飛機(jī)的集成上獲取效益，通過更為緊湊的機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)集成方案來進(jìn)一步降低阻力和油耗。在此背景下，邊界層吸入式推進(jìn)系統(tǒng)逐步走入研究者的視野。通過將飛行器機(jī)體表面邊界層低能流體吸入風(fēng)扇，并通過風(fēng)扇增壓做功來產(chǎn)生推力，從而提高飛行器推進(jìn)效率，獲得飛機(jī)和發(fā)動(dòng)機(jī)的總體性能收益[1]。

技術(shù)應(yīng)用

在推力需求和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量相同的情況下，當(dāng)采用傳統(tǒng)構(gòu)型的發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)吸入干凈來流；而當(dāng)采用BLI推進(jìn)時(shí)，推進(jìn)系統(tǒng)吸入的來流來自機(jī)體邊界層，速度小于干凈來流速度。由于BLI發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣速度小于干凈來流時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣速度，因此采用BLI推進(jìn)技術(shù)只需要更少的能量便可產(chǎn)生相同推力，從而有效降低燃油消耗。

由于邊界層吸入技術(shù)的節(jié)能效果非?？捎^，近年來，該技術(shù)在亞聲速民用固定翼飛行器上的應(yīng)用研究備受關(guān)注。美國國家航空航天局（NASA）、麻省理工學(xué)院（MIT）、法國航空航天研究院（ONERA）等多家歐美研究機(jī)構(gòu)和高校均提出了基于邊界層吸入技術(shù)的未來先進(jìn)飛機(jī)構(gòu)型[2-5]。 其中，NASA的STARCABL推進(jìn)構(gòu)型同時(shí)采用了邊界層吸入技術(shù)和電推進(jìn)技術(shù)，并且對(duì)現(xiàn)有常規(guī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的改動(dòng)相對(duì)最小，被認(rèn)為是未來N+3階段內(nèi)最有希望的一種構(gòu)型。該方案主要思路為在常規(guī)單通道飛機(jī)的尾部加裝一個(gè)電動(dòng)涵道風(fēng)扇，如圖1所示。

圖1 STARC- ABL混合電推進(jìn)構(gòu)型

NASA在2016年美國航空航天學(xué)會(huì)（AIAA）年度科技大會(huì)上首次公布了STARC-ABL構(gòu)型初步方案，機(jī)尾風(fēng)扇由安裝在機(jī)尾輪轂內(nèi)的2.6MW電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)，風(fēng)扇抽吸機(jī)體上的邊界層，同時(shí)提供一部分飛行推力。電動(dòng)機(jī)所需電力由機(jī)翼下方兩臺(tái)常規(guī)構(gòu)型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行功率提取發(fā)電獲得，在飛行中飛機(jī)推力由發(fā)動(dòng)機(jī)和電動(dòng)涵道風(fēng)扇持續(xù)共同提供。研究結(jié)果顯示：與同級(jí)別未采用BLI技術(shù)的飛機(jī)相比，應(yīng)用BLI技術(shù)的飛機(jī)即使考慮到進(jìn)氣氣流畸變使風(fēng)扇氣動(dòng)效率損失3.5%，仍可以節(jié)油12.2%[6]。因此，對(duì)邊界層吸入技術(shù)和混合電推進(jìn)技術(shù)等開展相關(guān)技術(shù)預(yù)研和試驗(yàn)驗(yàn)證，具有非常重要的現(xiàn)實(shí)意義。

電動(dòng)涵道風(fēng)扇設(shè)計(jì)

以民用150座級(jí)單通道飛機(jī)為應(yīng)用對(duì)象開展邊界層吸入式電動(dòng)涵道風(fēng)扇設(shè)計(jì)為國內(nèi)首次。機(jī)翼下方的兩臺(tái)常規(guī)構(gòu)型渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在提供主要推力的同時(shí)，分別提取相同的功率通過機(jī)載發(fā)電機(jī)產(chǎn)生電能；在巡航、起飛等典型工況下提取功率產(chǎn)生的總電能均為1MW；電能通過機(jī)體電纜輸送至飛機(jī)尾部，通過兆瓦級(jí)航空電動(dòng)機(jī)驅(qū)動(dòng)電動(dòng)涵道風(fēng)扇運(yùn)轉(zhuǎn)產(chǎn)生額外的動(dòng)力。

總體性能指標(biāo)

根據(jù)飛機(jī)總體性能需求，并綜合考慮現(xiàn)有常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件性能設(shè)計(jì)水平，以及發(fā)電機(jī)、電纜、電動(dòng)機(jī)等電力系統(tǒng)核心部件的效率和損失，使用基于Simulink自行開發(fā)的混合電推進(jìn)系統(tǒng)總體性能程序，給出電動(dòng)涵道風(fēng)扇總體性能設(shè)計(jì)參數(shù)如表1所示。

表1 電動(dòng)涵道風(fēng)扇設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)

電動(dòng)機(jī)/風(fēng)扇耦合研究

根據(jù)飛機(jī)的性能需求，首先對(duì)風(fēng)扇和電動(dòng)機(jī)開展耦合設(shè)計(jì)研究。選取了多個(gè)轉(zhuǎn)速對(duì)風(fēng)扇和電動(dòng)機(jī)進(jìn)行參數(shù)化性能匹配研究，最終確定系統(tǒng)綜合性能相對(duì)最優(yōu)的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速值。

一方面，當(dāng)相對(duì)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速分別為1倍轉(zhuǎn)速、1.03倍轉(zhuǎn)速和1.3倍轉(zhuǎn)速時(shí)，在轉(zhuǎn)速從設(shè)計(jì)點(diǎn)開始下降的過程中，電動(dòng)機(jī)功率均隨轉(zhuǎn)速呈線性下降規(guī)律。這樣導(dǎo)致在相同的低轉(zhuǎn)速時(shí)，電動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速越高，輸出功率越低，難以滿足起飛工況低轉(zhuǎn)速、大功率的要求。較高的設(shè)計(jì)轉(zhuǎn)速會(huì)使得設(shè)計(jì)壓比較低的風(fēng)扇葉片載荷過低，降低風(fēng)扇的氣動(dòng)效率。

另一方面，電動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)需要保持在相對(duì)較高的轉(zhuǎn)速區(qū)間范圍，以維持優(yōu)良的轉(zhuǎn)速特性。如果風(fēng)扇轉(zhuǎn)速過低，會(huì)使得電動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)難度增加，無法滿足功率和電磁性能的相關(guān)要求。通過風(fēng)扇和電動(dòng)機(jī)的多輪耦合迭代，最終選定風(fēng)扇和電動(dòng)機(jī)共同轉(zhuǎn)速為1倍相對(duì)轉(zhuǎn)速。

在確定好風(fēng)扇和電動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速后，對(duì)電動(dòng)涵道風(fēng)扇流道型線開展尺寸匹配研究。以風(fēng)扇進(jìn)口氣動(dòng)界面（AIP）處的輪轂半徑為對(duì)象（對(duì)應(yīng)軸向坐標(biāo)x=0mm），分別探索不同輪轂直徑的風(fēng)扇與電動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)。研究內(nèi)容主要包括1倍、1.12倍和1.32倍3種不同相對(duì)輪轂半徑流道方案。

通過不同輪轂半徑下的電動(dòng)機(jī)方案設(shè)計(jì)研究表明，一方面，當(dāng)設(shè)計(jì)尺寸過小時(shí)，電動(dòng)機(jī)無法在較佳的電磁性能下滿足兆瓦級(jí)大功率輸出要求，經(jīng)過迭代分析，最終選定1.32倍輪轂半徑方案；另一方面，對(duì)于電動(dòng)涵道風(fēng)扇氣動(dòng)設(shè)計(jì)而言，如果輪轂半徑適當(dāng)增加，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子葉片根部上游區(qū)域的型面曲率減小，造成的分離損失降低，有利于電動(dòng)涵道風(fēng)扇氣動(dòng)的高效率設(shè)計(jì)。

風(fēng)扇通流設(shè)計(jì)

電動(dòng)涵道風(fēng)扇通流設(shè)計(jì)采用中國航發(fā)商發(fā)開發(fā)的通流設(shè)計(jì)軟件SCMAC，基于流線曲率法求解周向平均流場(chǎng)。通流設(shè)計(jì)輸入子午面流路計(jì)算站數(shù)據(jù)、轉(zhuǎn)子葉片排出口壓比和效率分布、靜子葉片排出口氣流角和總壓恢復(fù)系數(shù)分布、葉片排內(nèi)部各計(jì)算站金屬堵塞和傾斜角分布、氣動(dòng)堵塞系數(shù)等設(shè)計(jì)參數(shù)，輸出各計(jì)算站的氣動(dòng)參數(shù)。

由于電動(dòng)涵道風(fēng)扇安裝在飛機(jī)尾部，風(fēng)扇進(jìn)口AIP 的總壓分布始終保持為非均勻分布，如圖2 所示。根據(jù)進(jìn)氣總壓分布特點(diǎn)進(jìn)行工程化近似，在實(shí)際通流設(shè)計(jì)時(shí)，將進(jìn)口條件處理為沿周向均勻的徑向畸變。

圖2 風(fēng)扇AIP總壓分布

電動(dòng)涵道風(fēng)扇二維流道結(jié)構(gòu)主要包括進(jìn)氣段內(nèi)流道、支板、轉(zhuǎn)子、靜子、出口排氣段內(nèi)流道，機(jī)匣型線部分由短艙設(shè)計(jì)提供，如圖3所示。由于風(fēng)扇壓比較低，為了降低氣流輪轂區(qū)域損失，在設(shè)計(jì)時(shí)適當(dāng)提升輪轂流道以加速該區(qū)域氣體流動(dòng)以降低流動(dòng)損失，同時(shí)降低擴(kuò)散因子提升風(fēng)扇穩(wěn)定裕度。

圖3 電動(dòng)涵道風(fēng)扇二維流道結(jié)構(gòu)

風(fēng)扇葉片設(shè)計(jì)

風(fēng)扇葉片造型基于中弧線疊加厚度分布的造型原理。中弧線選用自由中弧線類型，厚度分布采用標(biāo)準(zhǔn)厚度分布，前緣形狀采用多項(xiàng)式前緣設(shè)計(jì)。由于風(fēng)扇壓比較低，相比常規(guī)風(fēng)扇葉片，適當(dāng)減少葉片數(shù)量以增加風(fēng)扇載荷，從而提高風(fēng)扇氣動(dòng)效率。風(fēng)扇葉片數(shù)量最后確定為轉(zhuǎn)子16片，靜子26片。支板選用S.15688葉型，前尾緣金屬角沿徑向均為0°。

風(fēng)扇三維仿真

三維流場(chǎng)計(jì)算采用商業(yè)軟件NUMECA的FINE/TURBO求解。 網(wǎng)格采用AUTOGRID進(jìn)行劃分，所有葉片網(wǎng)格拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)為O4H；第一層網(wǎng)格高度取值為5×10-6m，網(wǎng)格y+值分布在1之內(nèi)；風(fēng)扇葉片的葉尖間隙為1.5mm；風(fēng)扇部件最后生成的總網(wǎng)格數(shù)為支板115萬個(gè)，轉(zhuǎn)子150萬個(gè)，靜子113萬個(gè)。

通過計(jì)算得到，巡航設(shè)計(jì)點(diǎn)物理流量為72.0kg/s，風(fēng)扇的壓比為1.2，效率為0.911，穩(wěn)定裕度為33%，推力為5kN，起飛工況的風(fēng)扇效率為0.88，相關(guān)參數(shù)均滿足或優(yōu)于總體性能設(shè)計(jì)指標(biāo)。通過三維計(jì)算流體力學(xué)（CFD）計(jì)算結(jié)果對(duì)比表明，采用進(jìn)口總壓分布近似處理方法與按照實(shí)際進(jìn)口條件的全環(huán)穩(wěn)態(tài)計(jì)算相比，流量、壓比誤差在1%以內(nèi)，效率誤差在0.2%以內(nèi)，滿足工程精度需求。

結(jié)束語

航空混合電推進(jìn)技術(shù)是未來高性能民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主要發(fā)展趨勢(shì)之一，也是商用飛行器實(shí)現(xiàn)更低油耗和滿足更為嚴(yán)苛的環(huán)境指標(biāo)要求的有效途徑。本文針對(duì)民用航空兆瓦級(jí)電動(dòng)涵道風(fēng)扇，開展了國內(nèi)首次方案設(shè)計(jì)預(yù)研，探索了風(fēng)扇和電動(dòng)機(jī)的耦合設(shè)計(jì)方法，在實(shí)際畸變進(jìn)氣條件下完成了風(fēng)扇氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)，三維數(shù)值仿真結(jié)果滿足總體設(shè)計(jì)指標(biāo)要求。圍繞該構(gòu)型開展方案設(shè)計(jì)和試驗(yàn)驗(yàn)證，將為未來國產(chǎn)新型民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的順利研制提供堅(jiān)實(shí)基礎(chǔ)，也是提高下一代航空發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)品市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力的重要保障。