燃氣渦輪發動機循環分析方法綜述

陸勝軍

摘要：燃氣渦輪發動機在國防、經濟占據著重要的地位，是一個國家工業水平的代表。本文通過梳理國內外燃氣渦輪發動機循環分析方法，目前主要有單設計點方法、順序多設計點方法、同步多設計點方法，以及飛發一體化循環分析方法。通過分析可以發現，不同的分析方法殊途同歸，都是為了更好的與飛行器匹配，提高效率，減少設計迭代。

關鍵詞：燃氣渦輪發動機;循環分析;多設計點

當前，絕大多數高速、大中型軍民用飛機都采用燃氣渦輪發動機。燃氣渦輪發動機主要分為渦輪軸發動機、渦輪噴氣發動機、渦輪風扇發動機、渦輪槳扇發動機等類型，這些航空發動機分別應用于直升機、傾轉旋翼機、固定翼飛機等，無論在軍用或是民用領域都發揮著不可替代的作用。

燃氣渦輪發動機是門檻極高、難度極大的高端制造業，由于其投入周期長，技術難度大等特點，在發動機研制過程中對每一環節的設計都要斟酌再三，力爭完美。其中燃氣渦輪發動機循環分析是發動機研發初始階段重要的設計過程，改進完善循環分析方法不僅有助于提高燃氣渦輪發動機總體性能設計水平，還能提升研發設計效率，減少反復迭代次數。

1 燃氣渦輪發動機循環分析

循環分析，即熱力循環參數分析，是確定發動機的熱力學性能的過程。這一過程是根據選擇的一組設計參數（對于渦軸發動機而言，如壓氣機總壓比OPR、渦輪前溫度T4）和各部件技術參數（各部件的效率，損失等），通過發動機一維數值仿真計算來定義的。循環分析目的是根據給定的設計參數、飛行條件以及各種約束限制的組合來獲得發動機熱力學性能參數的估計。一般來說，循環分析主要由兩部分組成，設計點循分析和非設計點循環分析。

設計點循環分析，是為了滿足設計點性能要求而確定的發動機熱力循環參數和流道尺寸。就渦軸發動機而言，通過給定的設計參數（OPR、T4）的不同組合，得到不同幾何尺寸的發動機，從而創建候選發動機的可行域。

非設計點循環分析，是在完成設計點循環分析后，對可行域內的候選發動機進行非設計點性能評估，檢驗該候選發動機是否能夠滿足整個工作包線范圍內的性能指標要求。因此非設計點循環分析是對設計點循環分析創建的可行域進行進一步的裁剪和修正。

2 發動機循環分析方法發展

2.1 單設計點循環分析方法

傳統的單設計點方法應用最為廣泛，也最為簡單。它是利用設計點循環分析確定發動機基本可行域，再加以非設計點循環分析進一步修正基本可行域嗎，形成候選可行域，從而作為循環選擇的輸入，進行發動機總體性能設計。該方法雖然簡單方便，但是其缺點也是十分明顯的，沒有一個迭代優化的過程，導致很多發動機部件特性數據需要基于大型而又準確的數據庫，才能得到一個相對精確的循環分析結果。

2.2 順序多設計點循環分析方法

隨著科學技術的發展，工程師們不滿足于這種不夠“智能”的單設計點方法，在1986年，Steinmetz和Wagner共同開發了一種渦扇發動機循環參數設計方法，可以滿足兩個及以上設計點的推力需求，命名為順序設計點方法。該方法的循環迭代方法如圖2所示，從形式上看，它是單設計點方法的設計點循環分析和非設計點循環分析通過某種聯系結合而成的迭代過程。順序設計點方法與傳統單設計點方法不同之處在于循環設計過程是根據不同設計點按順序一個個迭代完成的。文獻中描述的順序設計點方法迭代關鍵參數為最大爬升狀態的T41，在不同的總壓比和涵道比組合下，定義最大爬升狀態為各部件的氣動設計點，繼而定進行循環設計，但最大T41和燃氣渦輪所需冷氣量由起飛狀態定義，最后通過起飛狀態的非設計點循環分析，不斷循環迭代T41以滿足最大爬升狀態T41的要求，從而完成渦扇發動機熱力循環設計。在此基礎之上，還可以增加更多的飛行工作狀態作為設計點進行循環迭代計算。

這種方法有一個明顯的缺點，即需要了解氣動設計點是如何影響其它設計點的性能。因此，在這個方法中關鍵是確定最大爬升狀態T41的評估值與最大爬升狀態T41、起飛狀態T41、前一個循環中最大爬升狀態T41的評估值之間準確的函數關系，可采用方程形式的函數關系或類似部件特性插值表的形式等。而在實際工程項目中，要了解這些參數之間的關系，形成方程式或者插值表，這將需要大量的實驗數據以及歷史型號經驗的積累，對于沒有龐大的歷史數據庫作為基礎，這種方法將無用武之地，況且順序設計點方法會隨著設計點個數的增加，計算難度呈現指數倍增加，計算收斂性將會成為問題。

2.3 飛發一體化循環分析方法

飛發一體化最早是由馬丁·利提出的，用于固定翼飛機發動機的總體性能及尺寸設計。書中表示在發動機設計之初，需要對飛機進行任務分析以及約束分析，從而得到發動機的功重比水平，然后對各部件進行技術指標分配，從而進行發動機的部件設計，通過不斷的迭代優化設計，最后確定最優方案。對于直升機也是如此，在Stephen A.Suhr的碩士論文中詳細描述了直升機/渦軸發動機一體化設計方法。

飛發一體化設計方法有利于獲得飛機/直升機、發動機最有方案，但在發動機設計之前，需要獲得飛行任務剖面，意味著飛機與發動機同步設計，或這發動機滯后與飛機進行設計。在通常情況下，發動機的研制周期比飛機長若干年，甚至長達十年，最終導致發動機將晚于飛機交付，造成飛機無發動機可用的尷尬現象。

2.4 同步多設計點循環分析方法

為改善以上方法的缺點，同時保留精華，Schutte J.在他的博士論文中提出了一種基于NPSS發動機性能仿真平臺的同步多設計點方法，這可能是其中的一種多設計點方法的實現，但該方法明顯優于順序單設計點方法，無論技術復雜度或是算法收斂性。

同步多設計點（Simultaneous Multi-Design Points）方法，簡稱SMDP方法（下同），其具體實現思路如下圖 3所示，主要由三大部分組成，分別為發動機性能需求與技術定義、SMDP方法部件技術參數設置以及SMDP方法程序執行。該博士論文中采用SMDP方法進行了大涵道比渦扇發動機的熱力循環參數分析，與傳統單設計點方法相比，通過SMDP方法設計得到的候選發動機不僅能夠同時的滿足各項性能指標要求，而且巡航耗油率降低了約1%。這種循環參數分析方法能夠在盡可能減小發動機性能裕度的前提下，不僅提高發動機循環設計效率，還提升了發動機的經濟性，降低了發動機研制成本，進一步提高市場競爭力。

3 總結

分析說明了單設計點方法、順序多設計點方法、同步多設計點方法以及飛發一體化設計方法，前三者一脈相承，最后的飛發一體化方法是結合飛行器的設計思路。

因此將來，隨著技術迭代發展，循環分析方法將分為兩個方向：

（1）發動機本體的循環分析方法不斷的優化改進;

（2）飛發一體化設計思路的進一步優化迭代。

4 結語

隨著工程師們對燃氣渦輪發動機認識的深入，雖然設計思路變得更為復雜，但是循環分析方法將會越來越智能化，未來隨著對發動機認識的進一步深入，認為可以開發出不同部件設計點選擇的同步多設計點循環分析方法，另一方面，隨著人工智能的潮流，未來發動機循環分析或許可以實現通過機器學習/深度學習進行循環分析、循環選擇，最終完成發動機總體性能設計。

參考文獻：

[1] 陳大光，張津.飛機-發動機性能匹配與優化[J].北京：北京航空航天大學出版社，1990.

（作者單位：中國航發湖南動力機械研究所）