高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機性能模擬

劉增文，王占學

(西北工業(yè)大學動力與能源學院，西安710072)

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機性能模擬

劉增文，王占學

(西北工業(yè)大學動力與能源學院，西安710072)

對馬赫數(shù)4.0一級的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機進行了研究，分析了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機的結(jié)構(gòu)形式和工作原理，建立了性能計算模型。利用泵理論拓展了發(fā)動機的低轉(zhuǎn)速部件特性，對某高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機方案進行了性能計算，并分析了其風車沖壓模態(tài)的性能變化趨勢。計算結(jié)果表明，該發(fā)動機在馬赫數(shù)3.7時進入風車沖壓模態(tài)；由于主燃燒室熄火，其推力在模態(tài)轉(zhuǎn)換階段將出現(xiàn)暫時震蕩，比沖將在模態(tài)轉(zhuǎn)換點達到最低值。

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機；高馬赫數(shù)；性能模擬；模態(tài)轉(zhuǎn)換；風車沖壓

1 引言

渦輪基組合循環(huán)(TBCC)發(fā)動機具有較高的比沖和寬廣的飛行范圍，是未來空天飛機、全球高速運輸機和先進戰(zhàn)斗機的主要動力，世界各航空大國都在這一領(lǐng)域投入了大量的精力開展研究。美國對多種結(jié)構(gòu)的TBCC發(fā)動機進行了研究，并認為渦扇沖壓發(fā)動機具有最高的推重比潛力(圖1)[1]。因此，世界各國對這一類型發(fā)動機開展了大量研究，重要的有20世紀末的HiMaTE計劃[1]，2001年開始由NASA主持的TBCC/RTA計劃[2～4]，以及2006后FAP計劃中的CCE發(fā)動機研究等[5，6]。

圖1 不同形式的渦輪基組合發(fā)動機推重比性能比較Fig.1 Thrust/weight ratio for various TBCC engine concepts

2 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機計算模型

渦扇沖壓發(fā)動機也稱作高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機，由常規(guī)渦扇發(fā)動機改進而來，在結(jié)構(gòu)上與常規(guī)渦扇基本一致(圖2)，只是針對高超聲速飛行條件和工作狀態(tài)對部件進行了適應性改進。主要改進有：更換壓氣機材料以提高發(fā)動機的工作馬赫數(shù)，改進風扇設(shè)計以提高發(fā)動機風車狀態(tài)的通流能力，以及將發(fā)動機加力燃燒室更換為加力沖壓燃燒室。發(fā)動機在低馬赫數(shù)時，以常規(guī)加力渦扇發(fā)動機模態(tài)工作；在高馬赫數(shù)時，隨著飛行速度的增加，轉(zhuǎn)速逐漸降低，主燃燒室供油量減少，最終進入風車狀態(tài)，此時加力沖壓燃燒室以沖壓模態(tài)工作。由于發(fā)動機以沖壓模態(tài)工作時，上游的渦扇發(fā)動機部分處于風車狀態(tài)，對氣流有能量傳遞，故又稱風車沖壓模態(tài)。

圖2 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機工作原理圖Fig.2 High Mach turbine engine operation principle

基于傳統(tǒng)的渦扇發(fā)動機性能模擬流程，通過適應性改進，建立了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機的性能計算模型，即：

(1)發(fā)動機常規(guī)渦扇模態(tài)。根據(jù)發(fā)動機部件共同工作概念，發(fā)動機必須滿足如下6個方程：①低壓渦輪-風扇流量平衡方程；②低壓渦輪-風扇功平衡方程；③高壓渦輪-高壓壓氣機流量平衡方程；④高壓渦輪-高壓壓氣機功平衡方程；⑤混合室進口內(nèi)、外涵氣流靜壓平衡方程；⑥加力燃燒室出口與尾噴管的流量平衡方程。

(2)發(fā)動機風車沖壓模態(tài)。高馬赫數(shù)條件下，發(fā)動機工作轉(zhuǎn)速受壓氣機材料的限制需持續(xù)下降，直至熄火進入風車狀態(tài)。發(fā)動機熄火停車后，轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速急劇降低。由于空氣動力、轉(zhuǎn)子慣性和阻力矩的共同作用，發(fā)動機轉(zhuǎn)子會在短時間內(nèi)穩(wěn)定在某一轉(zhuǎn)速，此時發(fā)動機的旋轉(zhuǎn)部件不僅不會增加發(fā)動機推力，反而會產(chǎn)生阻力。

本文的風車沖壓模態(tài)的計算方法，是在渦扇模態(tài)的計算方法上，添加了主燃燒室進、出口總溫相等這一約束條件；為滿足風車沖壓狀態(tài)計算對發(fā)動機部件低轉(zhuǎn)速特性的需求，利用泵類機械低轉(zhuǎn)速區(qū)特性相似理論，對壓縮部件和渦輪部件進行了低轉(zhuǎn)速特性線的拓展(圖3)[4]。

圖3 拓展后的風扇部件特性圖Fig.3 Extended fan characteristics

3 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機性能計算及分析

對表1中的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機設(shè)計方案進行數(shù)值模擬，并確定發(fā)動機的限制條件，主要包括高低壓轉(zhuǎn)速及部件最高溫度：①低壓物理轉(zhuǎn)速≯100%；②低壓換算轉(zhuǎn)速≯100%；③高壓物理轉(zhuǎn)速≯100%；④高壓壓氣機出口總溫≯1 000 K；⑤高壓渦輪進口總溫≯2 000 K。

高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機常規(guī)渦扇模態(tài)下的速度特性計算結(jié)果如圖4～圖6所示。可見，隨著發(fā)動機轉(zhuǎn)速的降低，主燃燒室的供油逐漸減少，在馬赫數(shù)3.2以上時，發(fā)動機的渦扇循環(huán)已不能產(chǎn)生推力(不加力)；當馬赫數(shù)達到3.7以上時，燃燒室出口總溫接近壓氣機出口總溫，此時主燃燒室油氣比接近貧熄邊界，發(fā)動機進入風車狀態(tài)。

表1 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機設(shè)計點參數(shù)Table 1 High mach turbine engine design data

圖4 單位推力隨馬赫數(shù)的變化Fig.4 Specific thrust vs.Mach number

圖5 燃燒室出口總溫隨馬赫數(shù)的變化Fig.5 Combustor exit temperature vs.Mach number

圖6 油氣比隨馬赫數(shù)的變化Fig.6 Fuel-air ratio vs.Mach number

在馬赫數(shù)3.7以上的風車狀態(tài)，發(fā)動機將以風車沖壓模態(tài)模擬方法進行模擬。圖7～圖10所示為高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機在高馬赫數(shù)條件下的特性。可見，在高馬赫數(shù)條件下，發(fā)動機流量隨馬赫數(shù)的增加逐漸增加(圖7)；同樣，隨著發(fā)動機進入風車狀態(tài)，渦扇循環(huán)的風車阻力也逐漸增大(圖8)。當發(fā)動機在馬赫數(shù)3.7熄火后，由于阻力的關(guān)系，單位推力反而下降，所以在圖9中可看出，在馬赫數(shù)3.7～3.8階段，雖然發(fā)動機的流量有所增加，但是其推力并沒有隨之提高。同樣，當發(fā)動機熄火時，發(fā)動機的比沖也會下降(圖10)，其原因為，發(fā)動機主燃燒室熄火后發(fā)動機阻力增加所致。當主燃燒室工作時，受發(fā)動機最大控制規(guī)律的影響，加力沖壓燃燒室進口溫度下降，但進入風車狀態(tài)后，隨著馬赫數(shù)的提高，加力沖壓燃燒室的進口溫度會隨之上升，使發(fā)動機比沖獲得一定改善。

圖7 風車沖壓模態(tài)發(fā)動機流量Fig.7 Mass of windmilling ram mode

圖8 風車沖壓模態(tài)發(fā)動機阻力Fig.8 Drag of windmilling ram mode

圖9 風車沖壓模態(tài)發(fā)動機推力Fig.9 Thrust of windmilling ram mode

圖10 風車沖壓模態(tài)發(fā)動機比沖Fig.10 Specific impulse of windmilling ram mode

4 結(jié)論

本文分析了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機的結(jié)構(gòu)形式和工作原理，并利用建立的性能計算模型，對某高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動機方案進行了性能計算，分析了其風車沖壓模態(tài)的性能變化趨勢。結(jié)果表明，該發(fā)動機在高馬赫數(shù)時，受壓氣機出口氣流溫度的限制，其主燃燒室供油量不斷下降，最終在馬赫數(shù)3.7時進入風車沖壓模態(tài)；由于主燃燒室熄火，其推力在渦扇加力模態(tài)和風車沖壓模態(tài)轉(zhuǎn)換階段將出現(xiàn)暫時震蕩，比沖將在轉(zhuǎn)換點達到最低值。

[1] Bartolotta P A，McNelis N B，Shafer D G.High Speed Tur?bines:Development of a Turbine Accelerator(RTA)for Space Access[R].AIAA 2003-6943，2003.

[2] Davoudzadeh F，Buehrle R，Liu N S，et al.Numerical Sim?ulation of the RTA Combustion Rig[R].NASA TM-2005-213899，2005.

[3] Lee J H，Winslow R，Buehrle R J.The GE-NASA RTA Hyperburner Design and Development[R]. NASA TM-2005-213803，2005.

[4] Shaw R J，Peddie C L.Overview of the Turbine Based Combined Cycle (TBCC) Program[R]. NASA CP-2003-212458/VOL1，2003.

[5] Auslender A H.An Overview of the NASA FAP Hyperson?ics Project Airbreathing Propulsion Research[R].AIAA 2009-7277，2009.

[6] Saunders J D，Stueber T J，Thomas S R，et al.Testing of the NASA Hypersonics Project’s Combined Cycle Engine Large Scale Inlet Mode Transition Experiment(CCE LIMX)[R].NASA TM-2012-217217，2012.

Performance Simulation of High Mach Turbine Engine

LIU Zeng-wen，WANG Zhan-xue

(College of Power and Energy，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China)

Study on performance of high mach turbine engine with Ma4.0 level was conducted.The struc?ture and operation principle of high mach turbine engine were analyzed,and then the performance simula?tion model was established.The pump theory was used to extend the low-speed component characteristics of engine.The performance of high mach turbine engine was simulated and the varying trend of performance at windmilling ram mode was also analyzed.Results show that the turbine engine would go into windmilling ram mode at Ma3.7,and the thrust would experience temporary fluctuation during mode transition because of the flameout of combustor.The specific impulse would reach the lowest point at mode transition point.

turbine based combined cycle engine；high Mach number；performance simulation；mode transition；windmilling ram

V236

A

1672-2620(2013)06-0031-04

2013-11-12；

2013-11-25

劉增文(1983-)，男，山東泰安人，講師，博士，主要從事航空發(fā)動機氣動熱力學研究。