GE90大涵道比渦扇發動機動態性能研究

2018-02-05 01:28:31張晨東唐慶如包正弢

西安航空學院學報 2018年1期

張晨東，唐慶如，趙軍，包正弢

(中國民用航空飛行學院航空工程學院，四川廣漢 618307)

0 引言

隨著航空發動機和燃氣輪機國家重大科技專項立項，“兩機”專項被列為國家“十三五”發展規劃百個重點發展項目的首位，也為民用大涵道比渦扇發動機的研究和發展帶來了巨大的機遇。對于航空發動機性能的研究，計算機仿真技術是一個很有效的途徑，通過建立發動機各個部件的數學模型，對航空發動機進行性能評估和優化設計，可大大減少發動機試驗費用，縮短研制周期，降低開發成本，避免實際試驗風險[1]。控制系統作為發動機的“大腦”，對發動機安全高效運行有決定性作用，因此建立高精度的發動機數學模型對發動機控制是至關重要的[2-3]。

GE90發動機是GE公司90年代開始研制的系列發動機，也是航空歷史上推力最大的發動機。作為波音777客機的動力裝置，替代GE公司原先的CF6系列發動機。它的推力更大(320KN～550KN)，耗油率比現有大發動機低8%～10%，原始系列的風扇直徑為123英寸(310厘米)，而最大型號GE90-115B是吉尼斯世界紀錄所記載的世界上推力最大的航空發動機，其風扇直徑為128英寸(330厘米)，所以GE90系列發動機對于大涵道比超大推力渦扇發動機的研究具有重要意義和參考價值。

本文以GE90系列發動機基礎型號GE90-85B作為研究對象，通過建立數學模型和性能仿真的方法研究此類大涵道比超大推力渦扇發動機的性能特性。

航空發動機的運行狀態根據其實際工作范圍可分為穩態和動態[4]：

發動機穩態模型能較準確地模擬發動機各種穩定工作狀態，主要用于發動機的性能計算、性能設計等。

發動機動態模型就像真實發動機一樣，當給出各輸入參數隨時間變化的過程以后，即可得到所有輸出參數隨時間動態變化的過程，主要用于發動機過渡態特性研究、控制系統設計等[5]。

1 發動機部件級特性建模

利用部件特性計算發動機性能的方法，是目前廣泛應用的發動機模型建立方法，模型的精度依賴于部件特性的準確性。將發動機各個部件作為單獨的子系統，每個部件子系統根據氣動熱力學關系和各部件的進出口截面參數進行流路計算，建立各個部件的數學模型[6]。雖然部件級建模有時無法得到所有截面的參數，但是部件級模型所得到關鍵位置的發動機參數對于發動機性能分析和評估有著重大意義[7-8]。

發動機主要部件包括進氣道、外涵道、風扇、低壓壓氣機、低壓渦輪、高壓壓氣機、高壓渦輪、燃燒室、內涵噴管和外涵噴管。這里僅以低壓壓氣機數學模型建立為例，其余部件不再贅述。

低壓壓氣機進口總壓P2和總溫T2，空氣指數k=1.4，給定相應地面設計點參數P2d、T2d以及低壓壓氣機物理轉速nLd，實際低壓壓氣機轉速nL和增壓比πLC。

低壓壓氣機相對換算轉速nLCcor：

(1)

通過插值低壓壓氣機特性曲線，可求出進口實際流量Wa2和效率ηLC，計算表達式為：

(2)

其中，f1為流量插值函數，f2為效率插值函數，Cmlc為流量修正系數，Cηlc為效率修正系數。

低壓壓氣機出口總壓P23：

(3)

低壓壓氣機出口總溫T23：

(4)

低壓壓氣機出口實際流量Wa23：

Wa23=Wa2

(5)

低壓壓氣機消耗功率NLC：

(6)

2 發動機整機模型

2.1 發動機整機性能計算

氣流參數由發動機進口沿進氣道進口計算到尾噴管出口的過程為發動機整機的氣動熱力計算過程。在建立發動機各部件的數學模型后，隨后計算發動機的整機性能參數。大涵道比渦扇發動機總體性能參數主要有推力Fn和耗油率sfc。

推力計算表達式為：

Fn=F9+F19

(7)

式中，F9是內涵單位推力，F19是外涵單位推力。

耗油率計算表達式為：

(8)

2.2 發動機穩態模型

根據氣流通過各個部件進出口截面的流量和高低壓轉子的功率建立流量平衡和功率平衡方程，即為發動機共同工作方程組，求解該方程組便可獲得發動機當前的工作狀態以及相關性能參數。低壓轉子由低壓渦輪驅動，帶動風扇和低壓壓氣機；高壓轉子由高壓渦輪驅動，帶動高壓壓氣機。轉子動力學方程：

(9)

(10)

其中，n1、JL、ηL為低壓軸轉速、轉動慣量、機械傳動效率；n2、JH、ηH為高壓軸轉速、轉動慣量、機械傳動效率；PTL、PCL、PFAN、PTH、PCH、PEXT為低壓渦輪功率、低壓壓氣機功率、風扇功率、高壓渦輪功率、高壓壓氣機功率、高壓軸提取功率。

在穩態模型計算時，低壓軸轉子加速度dn1/dt為0，高壓軸轉子加速度dn2/dt為0，高壓軸提取功率設為0，所以式(9)(10)簡化為：

ηLPTL-PCL-PFAN=0

(11)

ηHPTH-PCH-PEXT=0

(12)

選取的研究對象為典型的民航在役雙轉子大涵道比分開排氣渦扇發動機GE90-85B，獲取該型號發動機地面標況條件下設計點指標，確定輸入參數，如表1所示。

表1 GE90-85B地面設計點數值仿真輸入

續表1

項目數值風扇壓比1．52增壓級壓比1．754增壓級效率0．85高壓壓氣機壓比22．4燃燒室總壓恢復系數0．98渦輪前溫度1703K內涵噴管面積0．95m2涵道比8．4飛機引氣量0功率提取0外涵總壓恢復系數0．98風扇效率0．83高壓壓氣機效率0．82高壓渦輪效率0．88低壓渦輪效率0．86外涵噴管面積4．2m2

在Gasturb軟件中進行標準大氣條件下的地面設計點性能計算，得到推力與耗油率的計算值與參考數據對比，如表2所示，從中可以看出計算值與參考值吻合較好。

表2 地面設計點性能輸出

2.3 發動機動態模型

在動態計算開始前需要進行動態仿真的初始化，即計算該渦扇發動機的共同工作線。因缺乏部件特性，所以對于非設計點計算時，部件特性采用大涵道比分開排氣渦扇發動機通用特性曲線。在Gasturb軟件中通過仿真初始化得到低壓壓氣機和高壓壓氣機的共同工作線分別如圖1和圖2所示。

在動態數學模型計算時，需求解式(9)(10)，需要說明的是，在進行動態仿真時，發動機高壓轉子和低壓轉子的轉動慣量的大小對其動態性能影響很大，轉動慣量越小，動態過程越快[9]，并且這兩個參數又是民航發動機制造廠商的敏感數據，參考文獻[10-11]估算出轉動慣量數據，高壓轉子的轉動慣量選取為4kg·m2，低壓轉子選取為10kg·m2。

圖1低壓壓氣機共同工作線

圖2 高壓壓氣機共同工作線

對比圖1和圖2發現，GE90-85B高壓壓氣機更容易在低轉速或空氣流量較小的情況下出現喘振現象，究其原因可能是因為高壓壓氣機設計點增壓比就達到22.4，增壓較高。

3 發動機階躍加減速性能影響

3.1 發動機階躍加速性能

進行燃油流量階躍增加情況下發動機加速性能的分析，加速前的狀態是高壓轉子轉速是80%。

具體燃油流量的階躍如圖3所示，對應條件下的空氣流量及油氣比如圖4、5所示。從圖中可以看出，空氣流量沒有及時地階躍跟隨，因為轉子的轉動慣性的存在而是有一些滯后，對應的油氣比則有一定的沖高，隨后因空氣流量穩定而穩定在一個新的更高的值上。

圖3 階躍加速時輸入的燃油流量曲線

圖4 階躍加速時空氣流量曲線

圖5 階躍加速時油氣比曲線

圖6 階躍加速時燃燒室出口總溫曲線

圖7 階躍加速時加速度曲線

圖8 階躍加速時轉速曲線

3.2 發動機階躍減速性能

進行燃油流量階躍降低情況下發動機減速性能的分析，減速前的狀態是高壓轉子轉速是100%。

具體燃油流量的階躍如圖9所示，對應條件下的空氣流量及油氣比如圖10、11所示。從圖中可以看出，空氣流量沒有立即階躍跟隨，因為轉子的轉動慣性的存在而是有一些滯后，對應的油氣比則有一定的超調，隨后因空氣流量穩定而穩定在一個新的更低的值上。鑒于此，減速時需要注意不能使油氣比低于穩定燃燒需要的最小油氣比，以免造成燃燒室熄火的嚴重事故。