基于部件法航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)值研究

王 平，崔連柱，張華磊

(空軍航空大學(xué)，長(zhǎng)春 130022)

0 引言

數(shù)值仿真技術(shù)已在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域得到廣泛應(yīng)用[1]。發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真建模是通過(guò)數(shù)學(xué)語(yǔ)言構(gòu)建發(fā)動(dòng)機(jī)工作物理過(guò)程，發(fā)動(dòng)機(jī)在其設(shè)計(jì)階段、試驗(yàn)階段和使用階段都可以采用數(shù)學(xué)模型描述。在設(shè)計(jì)和試驗(yàn)階段，通過(guò)建立發(fā)動(dòng)機(jī)的性能仿真模型，預(yù)估設(shè)計(jì)矛盾，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，并得到各飛行條件發(fā)動(dòng)機(jī)性能。在使用和維修階段，發(fā)動(dòng)機(jī)建模研究是提高維修效率，降低使用成本，確保發(fā)動(dòng)機(jī)可靠運(yùn)行和飛行安全的重要手段[2]。

發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真模型按復(fù)雜程度主要分三類(lèi)。一是：利用表格或擬合關(guān)系式描述發(fā)動(dòng)機(jī)性能，把整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)看成一個(gè)整體，模型中不描述各部件的具體工作狀況[3]。二是：將發(fā)動(dòng)機(jī)部件看作為一個(gè)整體，仿真過(guò)程只關(guān)注部件特性，不描述部件內(nèi)部詳細(xì)工作情況，根據(jù)共同工作條件確定發(fā)動(dòng)機(jī)性能[4]。三是：模型基于計(jì)算流體力學(xué)理論，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行一維、二維或三維整機(jī)建模研究，通過(guò)歐拉方程或Navier-Stokes方程求解，獲得部件流場(chǎng)參數(shù)和總體性能[5]。本研究采用第二類(lèi)建模方法對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行性能數(shù)值分析。

1 研究對(duì)象

對(duì)某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)飛行包線(xiàn)內(nèi)推力性能和經(jīng)濟(jì)性能進(jìn)行研究。該發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)工作在海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣環(huán)境條件，飛行速度為0，主要參數(shù)見(jiàn)表1。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)主要參數(shù)Tab.1 Major parameter of engine design

2 模型建立

采用通用航空發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算程序進(jìn)行建模和數(shù)值分析。該程序?qū)ｉT(mén)用于燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)仿真計(jì)算，其采用面向?qū)ο蟪绦蛟O(shè)計(jì)，通過(guò)流量守恒、能量守恒、動(dòng)量守恒、理想氣體狀態(tài)方程、等熵流動(dòng)方程、轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量平衡、燃?xì)馀c部件間熱平衡7大方程進(jìn)行Newton- Raphson迭代計(jì)算，求解發(fā)動(dòng)機(jī)部件各個(gè)截面處的氣動(dòng)熱力參數(shù)及發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)性能。為提高計(jì)算精度，在部件中加入計(jì)算流體力學(xué)模型[7]。氣路部件模型是燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)模型的主要構(gòu)件，每個(gè)氣路部件代表了發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)中的一個(gè)階段，包括進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、噴管，將這些部件堆在一起，并添加燃料控制器，搭建單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)模型[8-9]。模型結(jié)構(gòu)如圖1。

圖1 單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能仿真模型結(jié)構(gòu)Fig.1 Simulation model structure of single rotor turbojet engine characteristics

2.1 進(jìn)氣道模型設(shè)計(jì)

進(jìn)氣道(Inlet)的功用是向發(fā)動(dòng)機(jī)提供流量匹配的高質(zhì)量氣流。部件模型設(shè)置空氣流量19.9 kg/s，總壓恢復(fù)系數(shù)采用MIL-E-5008B模型。

2.2 壓氣機(jī)模型設(shè)計(jì)

壓氣機(jī)(Compressor)的功用是對(duì)氣體做功，增加氣體的壓力能與動(dòng)能，使氣體利于燃燒。壓氣機(jī)模型的建立是發(fā)動(dòng)機(jī)仿真的難點(diǎn)，對(duì)整機(jī)模型的準(zhǔn)確程度有較大影響。設(shè)計(jì)點(diǎn)模型設(shè)置主要有轉(zhuǎn)速16 540 r/min、增壓比6.92、壓氣機(jī)效率0.825。非設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)置采用該型發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)列表，由列表可生成壓氣機(jī)特性曲線(xiàn)，見(jiàn)圖2。

圖2 壓氣機(jī)特性曲線(xiàn)Fig.2 Curve of compressor characteristics

2.3 燃燒室模型設(shè)計(jì)

燃燒室(Combustor)的功用是使氣體經(jīng)過(guò)噴油燃燒提高溫度后膨脹做功。模型設(shè)置燃油類(lèi)型Jet-A/A1、設(shè)計(jì)點(diǎn)燃油流量0.38 kg/s、出口溫度1 231.9 K，油氣比0.019，燃燒室效率0.995，壓力損失0.04。

2.4 渦輪模型設(shè)計(jì)

渦輪(Turbine)的功用是使經(jīng)過(guò)燃燒室吸收熱能的燃?xì)庠跍u輪中膨脹產(chǎn)生機(jī)械能。設(shè)計(jì)點(diǎn)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)慣量0.759 kg·m2、渦輪效率0.88、轉(zhuǎn)速同壓氣機(jī)。非設(shè)計(jì)點(diǎn)設(shè)置采用該型發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)列表，由列表可生成渦輪特性曲線(xiàn)，見(jiàn)圖3。

圖3 渦輪特性曲線(xiàn)Fig.3 Curve of turbine characteristics

2.5 噴管設(shè)計(jì)模型設(shè)計(jì)

尾噴管(Exhaust nozzle)的功用是使燃?xì)饫^續(xù)膨脹，將燃?xì)獾牟糠譄崮苻D(zhuǎn)變?yōu)閯?dòng)能，產(chǎn)生推力。本研究噴管為面積不可調(diào)收斂噴管。

3 計(jì)算分析

3.1 設(shè)計(jì)點(diǎn)性能

發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能是根據(jù)選定的設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行M數(shù)、飛行高度、設(shè)計(jì)循環(huán)參數(shù)(壓氣機(jī)增壓比、渦輪前溫度、空氣流量等)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率以及各主要截面氣流參數(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)模型僅進(jìn)行一次熱力計(jì)算即可得出結(jié)果。計(jì)算結(jié)果為推力14.3 kN，耗油率0.098 kg/Nh，與試驗(yàn)數(shù)據(jù)比對(duì)，誤差<3%。

3.2 非設(shè)計(jì)性能

發(fā)動(dòng)機(jī)絕大部分工作在非設(shè)計(jì)狀態(tài)。非設(shè)計(jì)狀態(tài)性能是仿真研究的主體。發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能是計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)在給定飛行條件和轉(zhuǎn)速條件下的推力、耗油率。從理論角度，飛行高度、飛行速度和轉(zhuǎn)速其中之一單獨(dú)變化而另兩個(gè)不變化時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能分別稱(chēng)為高度特性、速度特性和轉(zhuǎn)速特性。然而在實(shí)際飛行過(guò)程中，飛行高度、飛行速度和轉(zhuǎn)速往往交錯(cuò)變化，因此對(duì)飛行包線(xiàn)內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)性能地毯式仿真計(jì)算更有現(xiàn)實(shí)意義。

3.2.1 飛行包線(xiàn)模型設(shè)計(jì)

飛行高度計(jì)算范圍0～12 000 m，每間隔2 000取計(jì)算節(jié)點(diǎn)，飛行速度計(jì)算范圍0≤M≤2.4，每間隔0.2取計(jì)算節(jié)點(diǎn)。在每個(gè)確定高度和速度點(diǎn)上，發(fā)動(dòng)機(jī)供油規(guī)律保持油氣比0.019不變。共取74個(gè)節(jié)點(diǎn)進(jìn)行數(shù)值仿真計(jì)算，獲取每個(gè)節(jié)點(diǎn)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率。包線(xiàn)節(jié)點(diǎn)分布見(jiàn)圖4。圖中橫軸為飛行M數(shù)，縱軸為飛行高度。

圖4 包線(xiàn)計(jì)算節(jié)點(diǎn)分布Fig.4 Nodes distribution of envelope calculation

3.2.2 包線(xiàn)內(nèi)性能分析

圖5為對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)的推力。以圖4中節(jié)點(diǎn)66為例，該點(diǎn)飛行M數(shù)為1，飛行高度12 km，計(jì)算出的推力為4.31 kN。從圖中數(shù)據(jù)規(guī)律可以看出，該發(fā)動(dòng)機(jī)在相同高度隨M數(shù)增大推力增大，這主要是由于包線(xiàn)范圍內(nèi)由于沖壓作用，空氣流量隨之增大引起的。相同M數(shù)隨飛行高度增大推力減小，這主要是高空空氣密度低引起的。

圖5 對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)推力數(shù)據(jù)Fig.5 Data of corresponding nodes thrust

圖6為對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)的耗油率。仍以圖4中節(jié)點(diǎn)66為例，該點(diǎn)計(jì)算出的耗油率為0.121 kg/Nh。從圖中數(shù)據(jù)規(guī)律可以看出，該發(fā)動(dòng)機(jī)在相同高度隨M數(shù)增大耗油率增大，這主要是因?yàn)闆_壓作用引起壓氣機(jī)效率降低引起的。相同M數(shù)隨飛行高度增大耗油率減小，主要是因?yàn)楦呖沾髿鉁囟冉档桶l(fā)動(dòng)機(jī)效率升高導(dǎo)致的。推力和耗油率計(jì)算結(jié)論符合單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特性典型特征。

圖6 對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)耗油率數(shù)據(jù)Fig.6 Data of corresponding nodes oil consumption rate

4 結(jié)語(yǔ)

通過(guò)部件法建模，對(duì)單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能進(jìn)行計(jì)算分析，其飛行包線(xiàn)內(nèi)推力和耗油率計(jì)算結(jié)論與單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特性典型特征一致，尤其是對(duì)包線(xiàn)范圍內(nèi)高度、速度特性進(jìn)行地毯式計(jì)算仿真，其結(jié)論對(duì)該類(lèi)型發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)、改進(jìn)以及使用都有很好的借鑒意義。本研究的計(jì)算方法可以擴(kuò)展計(jì)算包線(xiàn)范圍內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)全狀態(tài)下特性數(shù)據(jù)，也可擴(kuò)展至其他類(lèi)型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。