雙轉子渦噴發動機氣動性能優化控制研究

趙 軍，付堯明，唐慶如，陳淑仙

(中國民航飛行學院 航空工程學院，四川 廣漢 618307)

雙轉子渦噴發動機氣動性能優化控制研究

趙 軍，付堯明，唐慶如，陳淑仙

(中國民航飛行學院 航空工程學院，四川 廣漢 618307)

航空發動機的控制規律作用巨大，它決定了發動機能否獲得設定的穩態工作下性能指標，同時保證工作過程中的壓氣機和渦輪的氣動穩定性;雙轉子渦噴發動機氣動性能優化控制的目的就是有效地挖掘發動機的使用潛力;研究方法采用部件特性法對發動機進行穩態建模，并針對某雙轉子渦噴發動機的穩態模型進行三種不同穩態控制規律下的仿真，得到發動機性能參數的不同變化趨勢，并對其進行了詳細的分析;結果表明：保持低壓轉子轉速不變的情況下，隨著壓氣機進口總溫的增加，高壓轉子轉速上升，渦輪前溫度升高，發動機推力增加；保持渦輪前溫度不變的情況下，隨著壓氣機進口總溫的升高，低壓壓氣機氣動負荷變重，低壓轉子轉速降低；高壓轉子轉速也下降，但是下降幅度很小；燃油流量增加；保持高壓轉子轉速不變的情況下，隨著壓氣機進口總溫的升高，燃油流量有一定的增加，低壓轉子轉速有所降低；推力受多重因素的影響，推力值變化趨勢較為復雜。

航空發動機；雙轉子；發動機控制；控制規律

0 引言

隨著航空發動機和燃氣輪機國家重大專項的立項，航空發動機和燃氣輪機被列為國家“十三五”發展規劃百個重點發展項目的首位。而控制系統作為控制發動機順利工作的“大腦”，對發動機安全高效運行有決定性作用[1]。強大的發動機控制系統，能夠發揮航空發動機系統的最大性能潛力，延長發動機的服役時間，保障其整機安全[2-5]。

發動機穩態條件下的控制規律應遵循以下原則：在滿足發動機熱負荷、物理負荷、穩定可靠燃燒需要的混合油氣比限制和壓氣機、渦輪氣動穩定性限制條件下，耗油率應盡可能低[7]。分析擾動及飛行高度、飛行馬赫數、各部件性能退化等因素對發動機推力及耗油率的影響，為可靠而經濟地運行發動機優化出最好的穩態控制規律。公開文獻中對發動機穩態控制規律的對比研究較少，本文將以雙轉子渦噴發動機的三種穩態控制規律為對象進行系統的研究。

為了研究航空發動機的穩態情況下的控制規律，必須有準確的發動機仿真數學模型，以利用數學模型(或稱數字發動機)代替真實發動機作為研究對象進行控制理論的研究，這樣不僅可以節約龐大的試驗經費，還可以避免用真實的發動機進行控制系統研究時可能會產生的各種意外，導致研制成本增加[8-10]。因此，建立精度高的發動機仿真數學模型對發動機控制的優化設計是非常重要的[11]。

現代航空發動機建模最常用的方法分為部件法建模和辨識法建模兩大類。其中部件法建模是根據航空發動機各部件之間的氣動熱力學關系建立發動機模型。部件法建模具體處理思路為：將發動機的各個部件作為單獨的子系統，每個子系統都有對應的輸入參數和輸出參數，同時各個子系統之間通過壓力平衡、流量平衡及功率平衡三大基本原則連接在一起構成發動機整機系統[12-13]。需要說明的是，采用部件法建立的準一維模型是無法得到所有氣動截面的參數的，但是部件法模型能夠得到關鍵氣動截面的發動機參數，這對于發動機性能分析和動態仿真均有著非常重大的意義。而辨識法建模則是將發動機作為整個系統，不把關注力放在其內部細節上，而是關注輸入和輸出的對應關系，從而得到表征函數關系。

辨識法建模僅僅關注發動機的輸入和輸出參數，無法刻畫出模型內部結構，但是其建模得到的發動機模型簡單且實時性好。具體建模實踐中，部件法建模要求大量的部件數據及各種工況下的特性曲線，辨識法建模則不需要各個部件的細節結構，但是它需要大量的詳盡的試車數據，而這些特性曲線和實驗數據在航空發動機研制的初期都是難以獲取的。

1 發動機建模

部件級模型正常運行，必須要有一定數量的初猜變量即初猜向量，然后求解相同數量的共同工作方程。對于雙轉子渦噴發動機有6個初猜參數，分別為：低壓壓氣機壓比πLC、高壓壓氣機壓比πHC、高壓渦輪落壓比πHT、低壓渦輪落壓比πLT、低壓轉子轉速nL和高壓轉子轉速nH。

要求解這6個初猜變量，需要6個共同工作方程。這6個共同工作方程是：

1)低壓壓氣機出口截面與高壓壓氣機進口截面流量平衡方程；

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2)燃燒室出口截面與高壓渦輪進口截面流量平衡方程；

3)高壓渦輪出口截面與低壓渦輪進口截面流量平衡方程；

4)低壓渦輪出口截面與內涵噴管出口截面流量平衡方程；

5)低壓渦輪輸出功率與外涵風扇和低壓壓氣機功率消耗的功率平衡方程；

6)高壓渦輪輸出功率與高壓壓氣機功率消耗的功率平衡方程。

在發動機仿真建模中按照各個部件的性能參數輸入模型中作為輸入參數，具體如下表1所示，同時壓氣機、燃燒室、渦輪三大部件的性能特性曲線采用各個部件通用特性。具體實施中采用商用發動機性能分析Gasturb軟件，保證了數據的精度和結果的可信度。

表1 發動機建模輸入參數

2 發動機設計點性能分析

采用設計點熱力計算程序對發動機設計點進行計算，結果如表2所示，從中可以看出，該發動機尾噴管出口壓力偏大，在尾噴管內部膨脹不足，造成推力損失，進而導致耗油率偏大。

表2 發動機設計點性能參數

3 發動機控制規律選取及結果分析

由于雙轉子渦噴發動機的高低壓轉子之間沒有機械聯系，僅有氣動聯系，所以可能的控制規律較多；發動機的最大推力受下述三個條件的制約：1)高壓轉子容許的最大轉速；2)低壓轉子容許的最大轉速；3)高壓渦輪進口燃氣溫度的最大容許值。為了充分發揮發動機的潛在性能，可以選擇NL,NH,T4作為被控參數，而如果發動機上沒有其余可調幾何部件，那么控制量就只有燃油流量Qmf一個控制量，只能選擇一個被控參數隨飛行條件按給定規律變化。控制規律就是如下3種：

1)保持低壓轉子轉速隨進口總溫不變；

2)保持渦輪前溫度隨進口總溫不變；

3)保持高壓轉子轉速隨進口總溫不變；

在發動機穩態共同工作點計算中，分別選擇三種控制規律，進行發動機的速度高度特性計算，高度范圍從0～11 km，速度Ma范圍從0～1.5，對結果進行分析。橫坐標選取進口總溫，縱坐標選取：低壓轉子轉速、渦輪前溫度、高壓轉子轉速、發動機推力、耗油率、燃油流量。

3.1 保持低壓轉子轉速不變

圖1給出了不同高度，不同速度下的低壓轉子轉速變化，其中橫坐標是壓氣機進口總溫T2，在同一高度層T2增加意味著飛行速度的增加；參變量是飛行高度，從0～11 km共分為10個高度層。圖1可以看出，施加的控制規律是發揮作用的，雖然進口總溫在變化，低壓轉子轉速保持不變。

隨著T2的增加，低壓壓氣機負荷加重，低壓轉子有轉速下降的趨勢，這時發動機電子控制器會增加向燃燒室的供油，燃燒室出口溫度增加，高壓渦輪功、低壓渦輪功均加大，增大后的低壓渦輪功和低壓壓氣機需求功達到新的平衡點，保持低壓轉子轉速不變，此時因高壓渦輪功的增大，高壓轉子轉速增加，具體見圖2，圖3，圖4。在該過程中，空氣流量增加，發動機的推力增大，但增加速度低于燃油流量增加速度，所以燃油消耗率呈現增加趨勢，具體見圖5，圖6。

圖1 低壓轉子轉速隨T2的變化

圖2 高壓轉子轉速隨T2的變化

圖3 燃燒室出口溫度隨T2的變化

圖4 燃油流量隨T2的變化

圖5 凈推力隨T2的變化

圖6 燃油消耗率隨T2的變化

3.2 保持渦輪前溫度不變

圖7給出了低壓轉子轉速隨T2的變化曲線，從中可以看出，隨著T2的增加，低壓壓氣機負荷加重，低壓轉子轉速下降；同時隨著飛行速度的增加(本文研究中和T2增加是相互的)，空氣流量增加，為保持燃燒室出口溫度不變，燃油流量增加，圖8的曲線與理論分析相吻合。受渦輪前溫度不變的影響，單位流量下的高壓渦輪輸出功大體保持不變，而高壓壓氣機的需求功因進口總溫增加而增加，所以高壓轉子的轉速下降，但是下降幅度非常小，如圖9所示。需要說明的是，圖9中后面上升階段的幾個點對應著低空超音速飛行狀態點，一般在飛行包線外。隨著飛行速度增加，空氣流量增加，發動機的推力增大，但增加速度低于燃油流量增加速度，所以燃油消耗率呈現增加趨勢，具體見圖10、圖11。

圖7 低壓轉子轉速隨T2的變化

圖8 燃油流量隨T2的變化

圖9 高壓轉子轉速隨T2的變化

圖10 凈推力隨T2的變化

圖11 燃油消耗率隨T2的變化

3.3 保持高壓轉子轉速不變

圖12給出了高壓轉子轉速隨T2的變化曲線，從中可以看出，控制規律發揮作用，高壓轉子的物理轉速保持恒定不變。因T2增加，低壓壓氣機負荷加重，低壓轉子轉速有下降的趨勢，同時高壓轉子也有下降趨勢，這時控制器增加供油，具體見圖13，保持高壓渦輪的輸出功和高壓壓氣機的輸出功相一致，維持高壓轉子轉速不變；但是此時低壓渦輪的輸出功和低壓壓氣機的輸出功不一致，低壓渦輪的功偏小，導致低壓轉子轉速下降，如圖14所示；控制器增加供油的結果導致燃燒室出口溫度增加，如圖15中所示。如前所述，我們觀察圖15的主流變化趨勢，飛行包線外的幾個低空超音速點不再討論。此時推力的變化較為復雜，呈現出先增加后降低的趨勢，如圖16所示，這是因為推力受幾個因素的影響，而這些因素自身變化復雜，且影響系數復雜，導致最終的推力值也是非線性相互作用的結果。

圖12 高壓轉子轉速隨T2的變化

圖13 燃油流量隨T2的變化

圖14 低壓轉子轉速隨T2的變化

圖15 燃燒室出口溫度隨T2的變化

圖16 凈推力隨T2的變化

4 結論

本文采用部件特性法對發動機進行穩態建模，并針對某雙轉子渦噴發動機的穩態模型進行三種不同穩態控制規律下的仿真，得到發動機性能參數的不同變化趨勢，并對其進行了詳細的分析。結果表明：

1)保持低壓轉子轉速不變的情況下，隨著T2的增加，高壓轉子轉速上升，渦輪前溫度升高，發動機推力增加；

2)保持渦輪前溫度不變的情況下，隨著T2的增加，低壓壓氣機負荷加重，低壓轉子轉速下降；高壓轉子轉速也下降，但是下降幅度很小；燃油流量增加；

3)保持高壓轉子轉速不變的情況下，隨著T2的增加，燃油流量增加；低壓轉子轉速下降；推力受多重因素的影響，推力值變化趨勢較為復雜。

[1] 姚 華.航空發動機全權限數字電子控制系統[M].北京：航空工業出版社,2014.

[2]Hanz,Richter著，覃道亮譯.渦扇發動機先進控制[M].北京：國防工業出版社,2013.

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[5]GuoTH.ARoadmapforaircraftenginelifeextendingcontrol[A].AmericanControlConference[C].Proceedingsofthe2001,IEEE, 2001, 5:3702-3705.

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[7]SellersJF,DanielCJ.DYNGEN-aprogramforcalculatingSteadystateandtransientperformanceofturbojetandturbofanengines[Z].NASA-TND-7901 , 1975.

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Study on Aerodynamic Performance Optimization Control of Double Rotor Turbojet Engine

Zhao Jun，Fu Yaoming, Tang Qingru，Chen Shuxian

(Aviation Engineering Institute，Civil Aviation Flight University of China，Guanghan 618307,China)

Whether the aero engine can obtain the steady state performance, at the same time ensure the stability of the working process, to a large extent, depends on the control law of the engine. The aerodynamic performance optimization control can effectively excavate the potential of the engine. Component characteristics method was adopted for static modeling of the engine, and conducts simulation of steady state under three different control laws for a twin rotor turbojet engine, gets change trend of different engine performance parameters, then detailed analysis was carried on. The results show that under control law of keep low pressure rotor speed unchanged, with the increase of compressor inlet total temperature, the speed of the high pressure rotor is increased, the temperature of turbine inlet is increased and the thrust of the engine is increased; Under control law of keep the temperature of turbine inlet unchanged, with the increase of compressor inlet total temperature, low pressure compressor load becomes heavier, the low pressure rotor speed is decreased, the high pressure rotor speed is also decreased, but the drop is very small, and the fuel flow rate increases; Under control law of keep high pressure rotor speed unchanged, with the increase of the total temperature of compressor inlet, the fuel flow rate increases, the low pressure rotor speed decreases, engine thrust is influenced by multiple factors, so the thrust value change trend is more complicated.

aero-engine; double rotor; engine control; control law

2017-03-21；

2017-04-13。

國家自然科學基金(51306201);四川省教育廳自然科學項目(16ZB0035);中國民用航空飛行學院科學研究基金(J2015-28) ;中國民用航空飛行學院科學研究重點基金(ZJ2016-01)。

趙 軍(1980-)，男，安徽淮北人，高級工程師，博士，主要從事航空發動機故障診斷和控制研究。

1671-4598(2017)07-0110-05

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2017.07.028

V231.3

A