基于進發匹配的自適應循環發動機總體性能設計初步研究

祁宏斌，黃順洲，王為麗，丁朝霞，常宇博

(中國燃氣渦輪研究院，成都610500)

基于進發匹配的自適應循環發動機總體性能設計初步研究

祁宏斌，黃順洲，王為麗，丁朝霞，常宇博

(中國燃氣渦輪研究院，成都610500)

建立了自適應循環發動機與進氣道的流量匹配數學模型，提出了一種可行的自適應循環發動機總體性能設計方法，并以此為基礎對采用FLADE(Fan on Blade)的自適應循環發動機的設計參數選取和性能優化開展了研究。結果表明，自適應循環發動機性能設計，需綜合考慮超聲速進氣道高空大飛行馬赫數設計點和發動機地面靜止起飛設計點的進發流量匹配需求；發動機設計點FLADE涵道比取值，應隨著進氣道設計馬赫數及該飛行狀態下冷卻用氣需求量的增加而增大。

航空發動機；自適應循環；變循環；流量匹配；FLADE；三外涵；工作模式

1　引言

進氣道與發動機流量是否處于良好的匹配狀態，是影響作戰飛機總體效能的一個關鍵因素。對于主要工作在亞聲速和跨聲速的作戰飛機，進發不匹配帶來的性能惡化問題并不十分突出。如F-16采用固定的皮托式亞聲速進氣道，但得益于推力富余的發動機，可承受較大的進氣道總壓損失，沖刺到馬赫數(Ma)2.0[1]。但對于需要經常工作在較高飛行馬赫數(Ma＞2.0)的作戰飛機，進發不匹配帶來的性能惡化問題十分突出。為此，一般需采用結構形式較復雜的可調式超聲速進氣道，如幻影2000采用可調式二波系進氣道，則能以比F-16小得多的安裝推力飛到Ma2.0以上[1]。

為保證較高馬赫數飛行狀態下的性能，超聲速進氣道設計點一般選取在最大飛行馬赫數狀態[2]。但飛行條件一旦偏離進氣道設計工作狀態，進發匹配問題便凸顯出來，即便是進氣道幾何可調也無法完全避免。如圖1所示，在低于進氣道設計馬赫數時，傳統的混排渦扇發動機的最大需用流量小于進氣道提供的可用流量，造成溢流，降低了推進系統的安裝性能。當發動機工作在深度節流狀態時，溢流問題更加突出。與設計馬赫數為2.5和1.6的進氣道相匹配的渦扇發動機在亞巡狀態(H=11 000 m，Ma= 0.90)節流到30%設計推力時，安裝耗油率增幅分別超過25%和15%[3]。

圖1　典型混壓式軸對稱進氣道與混排渦扇發動機的流量匹配示意圖[4]Fig.1 Typical mixed compression axisymmetric inlet/mixed flow turbofan engine airflow matching

上世紀60、70年代出現的變循環發動機(VCE)，在很大程度上解決了上述高超聲速飛機的進發匹配問題[5-6]。與常規固定循環發動機相比，在亞聲速飛行條件(H=10 668 m，Ma=0.95)，中間狀態安裝推力節流到50%設計推力時，單/雙外涵變循環發動機分別能實現約6.5%和11.0%的安裝耗油率降幅[7]。文獻[6]的研究結果表明，在相同的典型飛行任務剖面下，與2000年技術水平的基準渦扇發動機相比，雙外涵變循環發動機能降低超過30%的綜合任務油耗。

自適應循環發動機(ACE)在雙外涵變循環基礎上引入第三外涵流路，該流路氣流不僅可用于熱管理和隱身等作用，還可進一步優化與進氣道的匹配，從而減小甚至消除溢流阻力，并在一定程度上簡化超聲速進氣道的調節。研究表明，與F135發動機相比，美國自適應發動機技術發展(AETD)計劃研發的ACE油耗可減少25%，航程可增加30%[8]。

由于過去并未對主力作戰飛機提出長時間高效工作于較高超聲速狀態的要求，進發匹配問題并不凸顯。因此，傳統燃氣渦輪發動機設計重心僅放在發動機本身的性能上，各部件參數選取也基本圍繞發動機熱力循環的優化開展，在發動機初始設計階段并未充分考慮進發匹配的需求。隨著下一代主力作戰飛機技戰術指標要求的跨越式提升，需要在全飛行包線范圍內不同功率狀態下具備良好的進發匹配性能，這對傳統的設計理念提出了新的要求：在初始設計階段應根據作戰飛機的技戰術指標，充分考慮進發匹配的需求，優化選取第三涵道比等關鍵參數，以形成具有高可行性的先進自適應循環發動機技術方案。為此，本文基于進發流量匹配原理，對采用FLADE結構的自適應循環發動機(FLADE-ACE)的總體性能設計方法開展了探索研究。

2　FLADE-ACE的技術特點

2.1結構形式

圖2給出了FLADE-ACE的兩種典型結構形式。為便于描述，三個外涵道由內向外依次定義為第一、第二和第三外涵道；三個涵道比的定義為，每個涵道氣流流量分別與高壓壓氣機、核心機驅動風扇級(CDFS)和風扇進口物理流量的比值。兩種結構均在第二級風扇動葉上增加了FLADE結構，第三外涵道氣流由FLADE增壓，經可調噴管單獨排出，不與主流摻混。FLADE部件進口導葉可調，以適應進氣道流通能力變化。

圖2　FLADE-ACE的兩種典型結構形式Fig.2 Two typical configurations of the FLADE-ACE

除排氣系統構型外，兩種典型結構最大的不同在于第三級壓縮部件的布局形式。圖2(a)中采用了分流風扇(Split fan)的概念，即三級風扇葉片均由低壓軸驅動，第二級風扇動葉后的氣流經過分流，一部分通過第三級風扇葉片壓縮進入第一外涵道和高壓壓氣機，其余則進入第二外涵道；圖2(b)中采用了核心機驅動風扇級的概念，相當于第三級風扇與高壓壓氣機一起由高壓軸驅動。

2.2工作模式

上世紀80、90年代，美國就采用基于GE21雙外涵變循環發動機(VCE)的FLADE-ACE開展了與高速民用運輸機(HSCT)[10]的進發匹配研究[11]。圖3展示了其所采用的軸對稱雙錐度可調混壓式超聲速進氣道與FLADE-ACE的不同匹配工作模式。

圖3　用于FLADE-ACE的超聲速進氣道結構形式示意圖[11]Fig.3 Configuration of a supersonic inlet applied to FLADE-ACE

由圖可知：當飛行馬赫數高于0.8時，VCE主流氣流和FLADE次流氣流均來自進氣道主流道；當飛機工作于超巡狀態(Ma2.4)時，進氣道的流通面積調至最小，FLADE流道亦關至最小，僅保留很小一股氣流滿足冷卻需求；在跨聲速飛行狀態，FLADE流道開至最大，氣流全部來自進氣道內部主流；在飛行馬赫數低于0.8的亞聲速狀態，只有VCE的氣流來自進氣道內流，FLADE流路氣流由單獨的進氣道外流道供應，以減小對VCE主機狀態的影響。

FLADE-ACE的基本工作模式如表1所示。在亞巡等低油耗需求工況下，FLADE-ACE以M123模式工作；在超巡和起飛等高單位推力需求工況下，FLADE-ACE以M13模式工作。出于進發流量匹配、冷卻和隱身等多方面考慮，FLADE所處的第三外涵道一直保持開啟；并應結合各工況下的不同風扇轉速，通過FLADE導葉和第三外涵道噴管喉道面積的調節來改變FLADE的工作點，控制第三外涵道的反壓以匹配進氣道的流通能力，盡可能消除或減小因溢流阻力造成的安裝損失。

表1　FLADE-ACE工作模式Table 1 FLADE-ACE operating mode

3　FLADE-ACE進發流量匹配設計方法

3.1流量匹配數學描述

如圖3、圖4所示，FLADE-ACE所用的進氣道分為主流和次流兩個流道，分別匹配主風扇流道和FLADE流道。

圖4　FLADE-ACE進/發流道和主要截面示意Fig.4 Inlet/engine flow paths and main sections of FLADE-ACE

假設進氣道氣流流動為絕熱過程。進氣道出口總換算流量Wa2i,c為：

式中：進氣道出口空氣總物理流量Wa2i=Wa20+Wa21，下角標c、ref分別表示換算值和參考值。

進氣道出口總壓pt2采用流量加權平均，即

式中：σ0-20、σ0-21分別為主風扇主流流道和進氣道FLADE次流流道的總壓恢復系數。

主風扇進口空氣換算流量：

FLADE-VCE第三涵道比：

由進氣道主流道出口空氣物理流量與主風扇進口空氣物理流量相等可得：

由式(1)～式(5)可得，進氣道出口空氣總換算流量與發動機主風扇進口空氣換算流量間的對應關系：

3.2流量匹配設計方法

在FLADE-ACE設計過程中，第三涵道比的選取至關重要，其決定了FLADE-ACE與進氣道流量匹配的能力及發動機進口尺寸。同時，該參數值的選取還應兼顧高空最大飛行馬赫數狀態和地面靜止起飛狀態的進發流量匹配需求，確定出對FLADE部件的流量需求，進而優化選取FLADE-ACE的總體參數。

在發動機大飛行馬赫數狀態(設計中可考慮超巡點)下，由式(6)可建立FLADE-ACE低壓風扇進口換算流量與進氣道出口總換算流量間的對應關系：

同理，在地面靜止起飛狀態下：

由式(7)和式(8)可得：

4　FLADE-ACE設計點參數選取

4.1約束條件

基于某雙外涵VCE方案，在原風扇第二級動葉上增加FLADE結構和第三外涵道(圖2(b))，發展FLADE-ACE總體方案。文中基準值均為VCE雙涵模式設計狀態各參數所對應的值，后續分析采用如下假設和約束：

(1)在原雙外涵VCE方案基礎上，保持原風扇進口換算流量不變，保持第二和第一涵道比不變，保持壓縮部件壓比、各部件效率和損失及冷卻引氣方案不變。

(2)在大功率狀態下，發動機與進氣道流量完全匹配。進氣道(設計飛行馬赫數2.4)結構形式如圖4所示，流量和總壓恢復特性對應圖5中虛線部分。

圖5　用于FLADE-ACE的超聲速進氣道流量特性和總壓恢復特性[11]Fig.5 Airflow characteristics and total pressure recovery of a supersonic inlet applied to FLADE-ACE

(3)分別選取H=16 800 m，Ma=2.0、2.1、2.2、

2.3、2.4五個點作為FLADE-ACE超聲速巡航狀態。

(4)選取海平面標況靜止起飛狀態(SLS，ISA)、M123工作模式為FLADE-ACE設計狀態，主風扇相對換算轉速。

4.2第三涵道比選取

某二級風扇的流量特性(沿最高效率工作線)如圖6所示，根據地面起飛和超巡狀態下的風扇換算轉速，可確定的值。

圖6　兩級風扇的流量特性Fig.6 Airflow characteristics of a two-stage fan

B3,SC的取值主要取決于超巡狀態下噴管等熱端部件的冷卻需求。不同超巡馬赫數設計值下，B3,SC由0增大到0.1時對應的B3,TO變化趨勢如圖7所示。在超巡狀態進發流量完全匹配的前提下，隨著發動機超巡馬赫數的增加，地面起飛狀態進發流量不匹配的程度越來越大。對于相同的B3,SC設計值，B3,TO亦需逐漸增加，以滿足地面進發流量匹配需求。在發動機超巡馬赫數選定的前提下，B3,SC從0增大到0.1時B3,TO的增幅超過了40%。因此，發動機超巡馬赫數的取值及相應冷卻需求，對地面起飛設計狀態第三涵道比的取值影響較大。在方案設計過程中，需根據實際情況在空中冷卻需求和隱身性能與發動機尺寸和地面性能之間權衡。本文后續的計算分析中，取B3,SC=0.05。

圖7　地面靜止起飛條件下第三涵道比隨超巡狀態第三涵道比變化的取值范圍Fig.7B3,TOvs.B3,SCat ground static take-off conditions

4.3FLADE壓比選取

雖然FLADE部件處于相對獨立的第三涵道，FLADE增壓后的氣流不與內涵氣流摻混，但FLADE部件的功率需求將影響低壓渦輪的工作狀態，對整機的性能匹配影響很大。在選定B3,SC=0.05，且后混合器外內涵壓比pt16/pt6與原VCE方案保持一致的情況下，不同超巡馬赫數設計值下FLADE-ACE設計狀態非安裝性能隨FLADE設計壓比πFLADE,DP的變化趨勢如圖8～圖10所示。

圖8　推力隨不同FLADE壓比設計值的變化趨勢Fig.8Fn,ACEvs.πFLADEof FLADE

圖9　耗油率隨不同FLADE壓比設計值的變化趨勢Fig.9sfcACEvs.πFLADEof FLADE

可看出：隨著超巡馬赫數設計值的增大，由于相應的第三涵道比匹配值隨之增大，對給定的πFLADE,DP，渦輪前總溫升高，發動機推力增大，耗油率降低；當超巡馬赫數設計值選定(第三涵道比亦確定)時，隨著πFLADE,DP取值的逐漸增大，為滿足后混合器外內涵進口氣流壓力平衡約束，要求渦輪前總溫設計值亦隨之升高，因此單位推力相應增大，發動機推力快速增加。從經濟性角度講，FLADE設計壓比存在一個最優值πFLADE,OPT，使得發動機單位耗油率最低，比原VCE方案設計點耗油率降低近6%。但對應的渦輪前溫度亦較高，比原VCE方案設計值高90 K左右。在渦輪前溫度極限水平確定的情況下，地面設計溫度越高，發動機節流比就越小，高速狀態性能越受限制。因此，綜合考慮到發動機高速狀態性能潛力、單級FLADE氣動設計難度和第三涵道流道尺寸效應，FLADE壓比不應取得過高。本文取πFLADE,DP=1.4進行研究。

圖10　渦輪前總溫隨不同FLADE壓比設計值的變化趨勢Fig.10Tt4,ACEvs.πFLADEof FLADE

4.4設計狀態性能對比

設計超巡馬赫數Ma2.4的FLADE-ACE與雙外涵VCE，在標況海平面靜止狀態非安裝性能對比見表2。與VCE雙涵模式設計點相比，FLADE-ACE三涵模式設計點進口總流量設計值增加，總涵道比和渦輪前總溫設計值均有較大幅度提升。因此FLADE-ACE設計推力上升10%，設計耗油率降低6%，但單位推力相應地降低了近20%；渦輪前總溫升高，而高壓部件功率需求基本保持不變，高壓渦輪膨脹比略降；新增的FLADE功率需求使得低壓渦輪膨脹比略升。FLADE-ACE由三涵模式轉換為雙涵模式時參數的變化趨勢，與VCE由雙涵模式轉換為單涵模式的趨勢一致。由于發動機進口總流量維持不變，但總涵道比減小，從而推力上升，耗油率下降，變化幅度基本一致。但由于FLADE-ACE涵道比的減小幅度不如VCE的大，因此其渦輪前總溫及單位推力的增幅均比VCE的低。

5　結論

本文建立了基于進發流量匹配的自適應循環發動機總體性能設計方法，并依據某雙外涵VCE方案開展了FLADE-ACE設計參數優化選取分析和初步方案研究。以在超聲速進氣道設計點(發動機大功率狀態，如超巡)進發流量完全匹配為約束條件，得出以下結論：

(1)FLADE-ACE第三外涵應一直保持開啟，在大飛行馬赫數條件下關小，為推進系統提供冷卻氣流；在較低飛行馬赫數條件下，通過調節FLADE導葉和第三外涵噴管喉道面積來改變FLADE的工作點，以匹配進氣道相對富裕的流通能力。

(2)超巡馬赫數設計值越高，相應的地面起飛第三涵道比匹配設計值應當越高。

(3)超巡狀態冷卻用氣需求越大(即超巡狀態第三涵道比越高)，相應的地面起飛第三涵道比匹配設計值應當越高。

(4)在后混合器外內涵進口壓力平衡約束條件下，FLADE設計壓比存在一個最優值，使得發動機單位耗油率最低。

表2　FLADE-ACE(MaSC=2.4)與VCE非安裝性能對比(標況海平面靜止起飛狀態)Table 2 Uninstalled performance comparison between FLADE-ACE and VCE atMaSC=2.4(SLS，TO)

(5)若保證進發流量完全匹配，在其他參數水平不變的前提下，必然使得發動機尺寸增加，迎風阻力增大。因此，在實際工程設計過程中，需結合飛機的技戰術需求，根據進發的實際匹配特性，權衡評估二者之間的相互關系，以獲得最優的推進系統特性。

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Adaptive cycle engine performance design based on inlet/engine matching concept

QI Hong-bin，HUANG Shun-zhou，WANG Wei-li，DING Zhao-xia，CHANG Yu-bo
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Based on a mathematical model of inlet/adaptive cycle engine airflow match,a feasible performance design method potentially applied to the adaptive cycle engine（ACE）was proposed and employed to implement a study on the design parameters selection and performance optimization of FLADE-ACE.It is demonstrated by research results that the airflow matching requirement of inlet high altitude/high Mach number design point and engine SLS design point should be considered during FLADE-ACE performance design process and FLADE bypass ratio at engine design point should be increased as inlet design Mach number or cooling air requirement at this flight condition increases.

aero-engine；adaptive cycle；variable cycle；airflow matching；FLADE；triple bypass；operating mode

V235.13

A

1672-2620(2016)05-0005-06

2015-11-06；

2016-10-24

祁宏斌(1985-)，男，四川江油人，碩士，工程師，主要從事航空動力總體性能設計研究。