渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪基改型設(shè)計(jì)研究

何敏祥，韓 冬，李傳鵬，王德慶，朱愛迪，文 強(qiáng)

(1.中國(guó)航發(fā)貴陽發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，貴陽 550081；2.南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京 210016)

1 引言

美國(guó)正在大力推進(jìn)空海一體戰(zhàn)等新型作戰(zhàn)構(gòu)想，重點(diǎn)發(fā)展以臨近空間高超聲速飛機(jī)為核心裝備的全球打擊體系。為應(yīng)對(duì)我國(guó)國(guó)土安全和持續(xù)快速發(fā)展危機(jī)，迫切需要發(fā)展以臨近空間飛機(jī)為核心的臨近空間作戰(zhàn)體系。馬赫數(shù)X一級(jí)渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)，是我國(guó)吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)現(xiàn)自主創(chuàng)新和跨越發(fā)展的標(biāo)志性產(chǎn)品，是新一代臨近空間作戰(zhàn)飛行器的理想動(dòng)力選擇。

國(guó)外開展了大量的渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)和設(shè)計(jì)工作，如美國(guó)的RTA、日本的HYPR和歐洲的LAPCAT計(jì)劃等。美國(guó)RTA-1 以YF120 加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，通過試驗(yàn)驗(yàn)證了采用渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)工作至馬赫數(shù)3.0，然后再轉(zhuǎn)入沖壓模式工作至馬赫數(shù)5.0 的可行性。日本組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)驗(yàn)證項(xiàng)目(HY-PR9-C)研究的TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)，由一個(gè)變循環(huán)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)和一個(gè)亞燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)組成，驗(yàn)證了在馬赫數(shù)2.5～3.0 之間進(jìn)行渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換的可行性。俄羅斯中央航空發(fā)動(dòng)機(jī)研究院(CIAM)進(jìn)行了全尺寸TBCC 發(fā)動(dòng)機(jī)地面試驗(yàn)，對(duì)TBCC關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究。

國(guó)內(nèi)也進(jìn)行了渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)研究，突破了部分核心關(guān)鍵技術(shù)，如超聲速燃燒、發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)、燃油主動(dòng)冷卻、一體化流道和燃油系統(tǒng)等技術(shù)，但對(duì)模態(tài)轉(zhuǎn)換、多變量控制、多模態(tài)沖壓/加力燃燒室寬范圍燃燒組織等關(guān)鍵技術(shù)的研究仍不成熟，需在整機(jī)集成前提前進(jìn)行技術(shù)驗(yàn)證。因此，選用現(xiàn)有成熟渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)，基于技術(shù)驗(yàn)證機(jī)多模態(tài)沖壓級(jí)，搭建關(guān)鍵技術(shù)先期驗(yàn)證平臺(tái)，進(jìn)行先期驗(yàn)證非常有必要。

本文主要基于現(xiàn)有成熟渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，根據(jù)渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)驗(yàn)證要求，開展渦輪基改型設(shè)計(jì)研究。闡述了主要改型設(shè)計(jì)工作，以及改型研制過程中存在的問題和解決思路，并配裝驗(yàn)證平臺(tái)進(jìn)行了關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證，對(duì)其他發(fā)動(dòng)機(jī)的改型設(shè)計(jì)具備一定的工程參考價(jià)值。

2 技術(shù)要求及研制思路

根據(jù)渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)驗(yàn)證項(xiàng)目實(shí)施方案安排，在寬范圍、高通流渦輪基技術(shù)成熟前，基于現(xiàn)有成熟結(jié)構(gòu)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，構(gòu)建關(guān)鍵技術(shù)先期驗(yàn)證平臺(tái)(以下簡(jiǎn)稱驗(yàn)證平臺(tái))，開展關(guān)鍵技術(shù)先期驗(yàn)證。根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)要求，渦輪基應(yīng)能在要求的技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)安全、可靠工作，并具備在技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)進(jìn)行空中點(diǎn)火起動(dòng)、加速的能力，工作時(shí)間和工作次數(shù)滿足要求。

技術(shù)驗(yàn)證的發(fā)動(dòng)機(jī)為雙涵道渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，以原型發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)，根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)要求和技術(shù)驗(yàn)證工作過程，分析渦輪基改型中存在的問題及難點(diǎn)，開展改型設(shè)計(jì)研究，以滿足驗(yàn)證平臺(tái)需求。

渦輪基主要研制思路為：渦輪基充分繼承原型發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)部件成熟的氣動(dòng)、結(jié)構(gòu)、控制系統(tǒng)，在其基礎(chǔ)上開展改型設(shè)計(jì)；調(diào)整渦輪基控制計(jì)劃，在原有轉(zhuǎn)速、溫度使用限制內(nèi)，選擇合適的工作點(diǎn)，并對(duì)部分零部件換用承溫能力更高的材料，提高渦輪基承溫能力，滿足驗(yàn)證平臺(tái)的使用需求；根據(jù)渦輪基工作要求，調(diào)整控制計(jì)劃，滿足渦輪基起動(dòng)點(diǎn)火、穩(wěn)定工作、接通加力等要求；根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)控制系統(tǒng)架構(gòu)和驗(yàn)證需求，在渦輪基原有控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上，改進(jìn)設(shè)計(jì)渦輪基全權(quán)限控制系統(tǒng)；對(duì)潤(rùn)滑和通風(fēng)系統(tǒng)等其他需要改進(jìn)的部件系統(tǒng)，進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)設(shè)計(jì)；通過部件試驗(yàn)、整機(jī)地面及高空模擬試驗(yàn)，驗(yàn)證渦輪基功能和性能。

3 渦輪基設(shè)計(jì)難點(diǎn)分析

原型發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)狀態(tài)成熟，在原包線內(nèi)可穩(wěn)定、可靠工作。根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，渦輪基的工作高度超出原型發(fā)動(dòng)機(jī)限制值7.4%，最大使用馬赫數(shù)超出121.0%，在技術(shù)驗(yàn)證需要的工作點(diǎn)，其性能未通過設(shè)計(jì)分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，需要開展改型設(shè)計(jì)。如表1所示，在初始技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)，風(fēng)扇進(jìn)口總溫超出原型發(fā)動(dòng)機(jī)最大使用限制值約11.2%，高壓壓氣機(jī)出口總溫超出約6.3%。結(jié)合原型發(fā)動(dòng)機(jī)能力，渦輪基在高空大馬赫數(shù)條件下的性能、起動(dòng)能力、加力通斷和零部件強(qiáng)度、密封、潤(rùn)滑以及與驗(yàn)證平臺(tái)匹配等方面，均存在一定問題，為此主要開展的工作有：①控制計(jì)劃設(shè)計(jì)；②超聲速燃燒設(shè)計(jì)；③高空大馬赫數(shù)起動(dòng)設(shè)計(jì)；④低轉(zhuǎn)速接通加力設(shè)計(jì)；⑤全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)；⑥高空封嚴(yán)設(shè)計(jì)；⑦渦輪基熱管理設(shè)計(jì)；⑧渦輪基與沖壓級(jí)匹配設(shè)計(jì)。

表1 發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)及限制值對(duì)比Table 1 Engine performance parameters and limit value comparison

(1) 控制計(jì)劃設(shè)計(jì)分析

渦輪基進(jìn)口工作溫度比原允許進(jìn)氣最高總溫大幅提高，綜合考慮各部件材料、強(qiáng)度限制，在滿足要求的前提下，適當(dāng)調(diào)整控制計(jì)劃，選取合適的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)點(diǎn)(表1中技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn))，盡可能使大部分部件在材料、強(qiáng)度允許使用范圍內(nèi)，具體結(jié)果見表1。此外，調(diào)整控制計(jì)劃解決高溫狀態(tài)下零部件強(qiáng)度、密封、潤(rùn)滑等問題，以保證渦輪基能夠在高馬赫數(shù)下長(zhǎng)時(shí)間持續(xù)工作。

(2) 超聲速燃燒設(shè)計(jì)分析

渦輪基最大工作包線增大，工作高度超出原型發(fā)動(dòng)機(jī)限制值7.4%，馬赫數(shù)超出121.0%，發(fā)動(dòng)機(jī)需在高空大馬赫數(shù)條件下起動(dòng)點(diǎn)火，并穩(wěn)定、持續(xù)工作，燃燒室內(nèi)部壓力、溫度、氣流速度均發(fā)生了變化，在原有的燃油控制規(guī)律和工作條件下，不能確保燃燒室穩(wěn)定工作。需開展超聲速燃燒設(shè)計(jì)分析，確保燃燒室在驗(yàn)證平臺(tái)要求的溫度和壓力條件下穩(wěn)定、可靠點(diǎn)火及燃燒。

(3) 高空大馬赫數(shù)起動(dòng)能力分析

渦輪基在高馬赫數(shù)條件下，從風(fēng)車狀態(tài)完成空中再起動(dòng)，此時(shí)燃燒室內(nèi)氣流速度較高，不利于渦輪基點(diǎn)火。而點(diǎn)火成功后，由于發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度較高，高馬赫數(shù)起動(dòng)和加速時(shí)，穩(wěn)定裕度可能下降，控制規(guī)律需隨馬赫數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度變化進(jìn)行修正。原型發(fā)動(dòng)機(jī)具備在一定高度的輔助帶轉(zhuǎn)起動(dòng)、風(fēng)車起動(dòng)能力，其大馬赫數(shù)空中起動(dòng)試驗(yàn)結(jié)果表明，高空右邊界發(fā)動(dòng)機(jī)正常起動(dòng)并工作，起動(dòng)時(shí)間小于9 s；起動(dòng)時(shí)表速越大，供油壓力越大；高度越高，供油壓力越小。具體見圖1。

圖1 不同條件慣性起動(dòng)供油情況Fig.1 The fuel flow of inertia starting under different conditions

根據(jù)上述分析，渦輪基應(yīng)能在要求馬赫數(shù)條件下完成空中起動(dòng)，但由于目前開展的試驗(yàn)不充分，擬結(jié)合原型發(fā)動(dòng)機(jī)研制，調(diào)整渦輪基的起動(dòng)、加速和慢車控制規(guī)律，在試驗(yàn)器上開展燃燒室點(diǎn)火能力及富油能力摸底試驗(yàn)，在高空臺(tái)開展整機(jī)擴(kuò)包線能力摸底試驗(yàn)。

(4) 低轉(zhuǎn)速接通加力設(shè)計(jì)分析

原型發(fā)動(dòng)機(jī)有非加力和加力兩種狀態(tài)，兩種狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)主機(jī)狀態(tài)基本一致。在技術(shù)驗(yàn)證工況，渦輪基進(jìn)口總溫超出原型發(fā)動(dòng)機(jī)限制值11.2%，若采用加力型發(fā)動(dòng)機(jī)的加力計(jì)劃接通加力，渦輪基內(nèi)流道空氣、燃?xì)鉁囟群透邏恨D(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速，均會(huì)超出原型發(fā)動(dòng)機(jī)允許的最高極限值，同時(shí)根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，渦輪基在技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)接通加力時(shí)，風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速降低約41.0%，此外綜合考慮對(duì)組合發(fā)動(dòng)機(jī)多模態(tài)沖壓燃燒室的影響，需重新設(shè)計(jì)發(fā)動(dòng)機(jī)加力通斷計(jì)劃。

(5) 全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)分析

原型發(fā)動(dòng)機(jī)采用全權(quán)限控制系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)的調(diào)節(jié)，同時(shí)具備狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷功能。根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，渦輪基控制系統(tǒng)分為模式1和模式2兩種狀態(tài)。為此需對(duì)原控制系統(tǒng)開展改進(jìn)設(shè)計(jì)，實(shí)現(xiàn)在不同的模式和工作狀態(tài)下完成對(duì)渦輪基的控制，滿足驗(yàn)證平臺(tái)各模態(tài)下的性能驗(yàn)證要求，同時(shí)具備安全保護(hù)策略，以及重要參數(shù)和指令的監(jiān)測(cè)信號(hào)輸出功能。

(6) 高空封嚴(yán)設(shè)計(jì)分析

渦輪基采用風(fēng)扇后引氣，來保證各密封裝置前腔的壓力要求。渦輪基工作高度增加，會(huì)導(dǎo)致滑油泵在高空狀態(tài)下，由于泵前壓力過低無法可靠回油，出現(xiàn)積油現(xiàn)象，從而引起高空狀態(tài)下滑油腔壓力不足。為確保渦輪驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)安全工作，需開展高空封嚴(yán)設(shè)計(jì)分析，提升渦輪基高空性能裕度。

(7) 熱管理設(shè)計(jì)分析

渦輪基進(jìn)口工作溫度比原型發(fā)動(dòng)機(jī)允許進(jìn)氣最高總溫大幅提高，導(dǎo)致渦輪基部件、流道截面溫度超出部件材料和強(qiáng)度限制，引起高溫狀態(tài)下零部件強(qiáng)度、密封、潤(rùn)滑等問題。渦輪基滑油溫度通過燃-滑油散熱器，由燃油進(jìn)行冷卻。通過計(jì)算分析高空大馬赫數(shù)條件下渦輪基潤(rùn)滑系統(tǒng)承熱能力，得到渦輪基進(jìn)出口滑油溫度，分析其是否滿足驗(yàn)證平臺(tái)要求。

(8) 渦輪基與沖壓級(jí)匹配設(shè)計(jì)分析

渦輪基沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程中，由渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換為沖壓模態(tài)，渦輪基需要降低狀態(tài)到慢車直至停車，此時(shí)渦輪基節(jié)流轉(zhuǎn)速特別低，且低轉(zhuǎn)速風(fēng)扇特性線較平緩，組合平臺(tái)總體設(shè)計(jì)時(shí)，應(yīng)考慮沖壓級(jí)工作對(duì)渦輪基的影響。計(jì)算表明，技術(shù)驗(yàn)證過程中，由于渦輪基尾噴口喉道一直處于臨界，風(fēng)扇工作點(diǎn)向堵點(diǎn)移動(dòng)，因此其穩(wěn)定工作裕度不低于原型發(fā)動(dòng)機(jī)。按現(xiàn)有風(fēng)扇特性計(jì)算，關(guān)鍵技術(shù)點(diǎn)上最大狀態(tài)風(fēng)扇穩(wěn)定裕度、慢車狀態(tài)穩(wěn)定工作裕度，應(yīng)能滿足渦輪基穩(wěn)定工作、平臺(tái)驗(yàn)證工作需要。此外，沖壓級(jí)的加力燃燒室及尾噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)等參數(shù)，與原型發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管參數(shù)不一致，需要開展匹配設(shè)計(jì)分析。

4 渦輪基改型設(shè)計(jì)

4.1 渦輪基控制計(jì)劃設(shè)計(jì)

渦輪基按原控制規(guī)律工作，其內(nèi)流道空氣、燃?xì)鉁囟群透邏恨D(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速，會(huì)達(dá)到或超出原型機(jī)允許的最高極限值，同時(shí)惡劣的熱環(huán)境和高轉(zhuǎn)速，對(duì)轉(zhuǎn)動(dòng)件強(qiáng)度壽命、滑油系統(tǒng)密封及散熱、整機(jī)軸向力，也存在不滿足使用要求的風(fēng)險(xiǎn)。綜合考慮驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，同時(shí)遵循渦輪基改動(dòng)盡可能小的原則，開展控制規(guī)律設(shè)計(jì)。低空狀態(tài)時(shí)，渦輪基控制風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速與原型發(fā)動(dòng)機(jī)地面轉(zhuǎn)速一致；高空狀態(tài)時(shí)，按照渦輪基流道內(nèi)溫度和強(qiáng)度限制，降低風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速；中間高度狀態(tài)時(shí)，線性過渡。

中間及以上狀態(tài)控制計(jì)劃在保證渦輪基典型工作狀態(tài)性能滿足要求的同時(shí)，需限制燃燒室出口燃?xì)鉁囟群透邏簤簹鈾C(jī)出口空氣溫度。慢車狀態(tài)控制計(jì)劃在保證驗(yàn)證平臺(tái)關(guān)鍵技術(shù)過程推力平穩(wěn)性所需低轉(zhuǎn)速的同時(shí)，設(shè)置最低物理轉(zhuǎn)速、最小燃油流量限制計(jì)劃。在慢車和中間狀態(tài)之間，主燃油控制計(jì)劃按油門桿位置確定。最終主控制計(jì)劃如圖2 所示，渦輪基性能及流道溫度均滿足要求(表2)。

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)Table 2 Engine parameters

圖2 穩(wěn)態(tài)控制計(jì)劃調(diào)整情況(低壓換算轉(zhuǎn)速)Fig.2 Adjustment of steady state control plan(low pressure corrected speed)

4.2 超聲速燃燒設(shè)計(jì)

原型發(fā)動(dòng)機(jī)地面點(diǎn)火起動(dòng)時(shí)，燃燒室進(jìn)口氣流速度一般為30～40 m/s，空中典型點(diǎn)起動(dòng)時(shí)，進(jìn)口速度一般約為100 m/s，而要求的工作點(diǎn)，燃燒室進(jìn)口速度達(dá)140 m/s，渦輪基燃燒室工作存在一定風(fēng)險(xiǎn)，需要通過試驗(yàn)摸索燃燒室貧富油邊界、燃燒室穩(wěn)定點(diǎn)火及穩(wěn)定工作能力，選取合適的工作點(diǎn)。

分別在不同溫度、壓力條件下，開展燃燒室點(diǎn)火試驗(yàn)，模擬高空大馬赫數(shù)條件的燃燒室進(jìn)氣條件，在試驗(yàn)器上摸索燃燒室點(diǎn)火性能。試驗(yàn)結(jié)果表明：在要求的風(fēng)車狀態(tài)(進(jìn)口壓力115 kPa)下，富油點(diǎn)火邊界余氣系數(shù)小于1，滿足渦輪基使用要求；在140 m/s的燃燒室進(jìn)口速度條件下，熄火邊界也達(dá)到了21.4。

按照設(shè)計(jì)的燃油控制規(guī)律，發(fā)動(dòng)機(jī)在技術(shù)要求的大馬赫數(shù)條件下，其燃燒室具備順利點(diǎn)火和穩(wěn)定工作能力。風(fēng)車起動(dòng)點(diǎn)火試驗(yàn)結(jié)果見表3。

表3 風(fēng)車起動(dòng)點(diǎn)火試驗(yàn)結(jié)果Table 3 Ignition test of windmill starting

4.3 空中起動(dòng)控制計(jì)劃設(shè)計(jì)

根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，渦輪基應(yīng)具備在高空大馬赫數(shù)條件下的風(fēng)車旋轉(zhuǎn)能力和起動(dòng)能力，而原型機(jī)風(fēng)車起動(dòng)的最大高度不滿足技術(shù)要求，僅允許亞聲速起動(dòng)，需要擴(kuò)大風(fēng)車起動(dòng)包線。在高空大馬赫數(shù)條件下，評(píng)估渦輪基風(fēng)車轉(zhuǎn)速高，燃燒室內(nèi)氣流速度較高，不利于渦輪基點(diǎn)火。此外，由于馬赫數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度較高，發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)和加速穩(wěn)定工作裕度非常小，所以控制規(guī)律需隨馬赫數(shù)和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣溫度變化進(jìn)行精細(xì)修正。

針對(duì)渦輪基空中起動(dòng)存在的困難，基于原型機(jī)已完成的空中起動(dòng)試驗(yàn)分析得到的渦輪基風(fēng)車起動(dòng)點(diǎn)火貧富油邊界范圍、起動(dòng)加速油氣比裕度；再通過起動(dòng)、加速控制規(guī)律和慢車計(jì)劃優(yōu)化設(shè)計(jì)及計(jì)算仿真分析，調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)高空大馬赫數(shù)起動(dòng)點(diǎn)火時(shí)燃燒室油氣比，使其處于合適的點(diǎn)火起動(dòng)狀態(tài)；此外通過燃燒室點(diǎn)火試驗(yàn)，摸索燃燒室點(diǎn)火能力；調(diào)整渦輪基的起動(dòng)、加速控制規(guī)律和慢車計(jì)劃，以及風(fēng)扇換算主控計(jì)劃和燃油計(jì)劃等；最后通過高空模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，渦輪基滿足空中起動(dòng)要求。

4.4 低轉(zhuǎn)速接通加力設(shè)計(jì)

加力型發(fā)動(dòng)機(jī)采用總余氣系數(shù)的控制方式，其加力燃油流量控制計(jì)劃為：

式中：為加力總?cè)加土髁浚粸閴簹鈾C(jī)后總壓；、為修正系數(shù)。

對(duì)于技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)，渦輪基接通加力時(shí)，風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速降低約41.0%，加力燃燒室進(jìn)口總溫、進(jìn)口總壓等均有變化，再考慮到渦輪基原有條件和對(duì)沖壓燃燒室的影響，重新設(shè)計(jì)渦輪基加力通斷計(jì)劃，具體如圖3所示。

圖3 加力燃油流量控制計(jì)劃Fig.3 Afterburner fuel flow control plan

4.5 全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)

根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，渦輪基存在兩種工作模式：模式1的工作目標(biāo)是，完成渦輪基地面試驗(yàn)控制，驗(yàn)證渦輪基工作特性；模式2 的工作目標(biāo)是，將渦輪基控制系統(tǒng)各類資源整合后，接受系統(tǒng)級(jí)控制器的控制，實(shí)現(xiàn)驗(yàn)證平臺(tái)各模態(tài)下的性能驗(yàn)證。渦輪基控制系統(tǒng)具備安全保護(hù)策略，以及重要參數(shù)和指令的監(jiān)測(cè)信號(hào)輸出功能。

模式1時(shí)，渦輪基控制系統(tǒng)根據(jù)油門桿角度、飛行高度、馬赫數(shù)等參數(shù)，控制燃燒室燃油流量和壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度，同時(shí)按相關(guān)控制計(jì)劃計(jì)算噴口面積和加力燃油流量，將接通加力指令、加力點(diǎn)火指令、噴口面積和加力總?cè)加土髁客ㄓ嵔o接口轉(zhuǎn)換控制裝置，再由其實(shí)現(xiàn)對(duì)噴口面積和加力各區(qū)燃油流量的調(diào)節(jié)，并通過通訊實(shí)時(shí)反饋，保證渦輪基工作狀態(tài)下對(duì)噴口和加力的控制，最終實(shí)現(xiàn)渦輪基工作狀態(tài)的控制。

模式2時(shí)，渦輪基控制系統(tǒng)作為智能節(jié)點(diǎn)(由系統(tǒng)級(jí)控制器控制)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，接收智能節(jié)點(diǎn)通過通訊發(fā)送的起動(dòng)指令和燃燒室燃油流量，控制渦輪基燃燒室點(diǎn)火、燃油流量和壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度，并向智能節(jié)點(diǎn)反饋起動(dòng)狀態(tài)信號(hào)和燃燒室燃油流量實(shí)際值，同時(shí)執(zhí)行必要的限制、保護(hù)計(jì)劃，保證渦輪基工作狀態(tài)安全可靠。

通過全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)，在不同模式下設(shè)計(jì)不同的控制系統(tǒng)：一是采用渦輪基控制系統(tǒng)控制渦輪基和沖壓燃燒室的方法；二是采用渦輪基控制系統(tǒng)作為智能節(jié)點(diǎn)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方法。渦輪基控制系統(tǒng)滿足驗(yàn)證平臺(tái)不同模式的使用要求。

4.6 高空封嚴(yán)設(shè)計(jì)

渦輪基采用風(fēng)扇后引氣來保證各密封裝置前腔的壓力要求。通過評(píng)估分析，在要求的高空工作條件下，潤(rùn)滑系統(tǒng)高空性能存在回油能力不足的風(fēng)險(xiǎn)。為確保潤(rùn)滑系統(tǒng)供/回油能力滿足驗(yàn)證平臺(tái)對(duì)渦輪基的工作要求，參考其他發(fā)動(dòng)機(jī)成熟結(jié)構(gòu)，采取在離心通風(fēng)器往大氣排氣的管路上增加高空活門的方法，提高滑油腔壓力，使回油泵回油能力提高，提升潤(rùn)滑系統(tǒng)的高空性能裕度。

4.7 熱管理設(shè)計(jì)

渦輪基進(jìn)口工作溫度比原型發(fā)動(dòng)機(jī)允許進(jìn)氣最高總溫大幅提高，在滿足驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求的前提下，通過調(diào)整控制計(jì)劃，選取合適的發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)點(diǎn)，以及更換部分零部件材料，來滿足渦輪基工作要求。

此外，根據(jù)驗(yàn)證平臺(tái)技術(shù)要求，結(jié)合原型發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)數(shù)據(jù)，開展滑油系統(tǒng)承熱能力評(píng)估分析。在要求的高空狀態(tài)下，潤(rùn)滑換熱系統(tǒng)能將系統(tǒng)熱量全部帶走，并具有一定的裕度，潤(rùn)滑系統(tǒng)承熱能力滿足要求。

4.8 渦輪基與沖壓級(jí)匹配設(shè)計(jì)

發(fā)動(dòng)機(jī)采取穩(wěn)態(tài)控制控制風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速，通過調(diào)整噴口面積控制風(fēng)扇壓比，實(shí)現(xiàn)控制風(fēng)扇工作點(diǎn)。由于設(shè)計(jì)的多模態(tài)燃燒室采用分區(qū)供油，供油總管增加，所以沖壓級(jí)總壓恢復(fù)系數(shù)降低。按發(fā)動(dòng)機(jī)噴口控制計(jì)劃，沖壓級(jí)噴口面積超出限制值，組合發(fā)動(dòng)機(jī)性能不滿足設(shè)計(jì)要求，渦輪基與沖壓級(jí)不匹配。通過開展噴口面積控制計(jì)劃設(shè)計(jì)及噴口限制計(jì)劃設(shè)計(jì)，確保了渦輪基與沖壓級(jí)匹配，具體如圖4、圖5所示。

圖4 噴口面積控制計(jì)劃Fig.4 Nozzle area control plan

圖5 噴口面積限制計(jì)劃Fig.5 Nozzle area limit plan

5 渦輪基驗(yàn)證試驗(yàn)

渦輪基在原型發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)上完成改進(jìn)設(shè)計(jì)，再開展高空模擬試驗(yàn)，驗(yàn)證其在高空大馬赫數(shù)條件下的穩(wěn)定可靠工作能力。試驗(yàn)結(jié)果表明，渦輪基在關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證點(diǎn)，能可靠起動(dòng)并接通/斷開加力，具備空中起動(dòng)和加力工作能力。具體試驗(yàn)結(jié)果見表4、表5。

表4 高空模擬試驗(yàn)空中起動(dòng)結(jié)果Table 4 The results of high altitude simulated air start test

表5 接通和斷開加力檢查試驗(yàn)Table 5 Afterburner checking test

渦輪基配裝驗(yàn)證平臺(tái)開展關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證，在不同工作模式和工作條件下，完成了關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)。驗(yàn)證表明，渦輪基工作正常，滿足指標(biāo)要求。

6 結(jié)論

根據(jù)渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)驗(yàn)證要求，開展了基于成熟渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)改渦輪基的設(shè)計(jì)研究，并配裝驗(yàn)證平臺(tái)完成關(guān)鍵技術(shù)驗(yàn)證試驗(yàn)。主要得到以下結(jié)論：

(1) 開展設(shè)計(jì)渦輪基穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律、加力通斷控制計(jì)劃、起動(dòng)控制計(jì)劃以及噴口控制計(jì)劃等，并通過地面及高空模擬試驗(yàn)驗(yàn)證，渦輪基控制計(jì)劃滿足要求。

(2) 按照設(shè)計(jì)的燃油控制規(guī)律，在渦輪基技術(shù)要求的大馬赫數(shù)條件下，該燃燒室具備順利點(diǎn)火和穩(wěn)定工作能力。

(3) 渦輪基在不同模式下設(shè)計(jì)不同的控制系統(tǒng)，一是采用渦輪基控制系統(tǒng)控制渦輪基和沖壓燃燒室的方法，二是采用渦輪基控制系統(tǒng)作為智能節(jié)點(diǎn)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方法，渦輪基控制系統(tǒng)滿足驗(yàn)證平臺(tái)不同模式的使用要求。

(4) 通過燃滑油系統(tǒng)設(shè)計(jì)，及采取在離心通風(fēng)器往大氣排氣的管路上增加高空活門的方法，能有效提升潤(rùn)滑系統(tǒng)的高空性能裕度。

(5) 對(duì)其他發(fā)動(dòng)機(jī)的改型設(shè)計(jì)具備一定的工程參考價(jià)值。