射流預冷渦輪風扇發動機熱力性能研究

□ 郭鵬超 □ 劉菲菲

中國航發動力股份有限公司設計所 西安 710021

1 研究背景

高空高速截擊機、偵察機,以及高速巡航導彈的發展需求促使高超聲速飛行器動力技術成為航空領域的重點研究方向。渦輪風扇發動機作為飛行器的常規動力裝置,最有效的馬赫數工作范圍是0～3馬赫,超過該范圍后,受發動機轉速、強度限制,進口高滯止溫度會導致發動機壓縮流量、壓比等參數急劇下降,性能惡化。為提高發動機性能,擴展高馬赫數飛行范圍,各航空強國相繼開展了對進入發動機的氣流降溫的預冷技術研究,目前實現預冷的途徑主要有兩種。一是在壓氣機進口噴入液體冷卻介質,如美國MSE技術應用公司提出的射流預冷發動機方案。二是利用預冷器對來流空氣換熱冷卻,如英國REL公司提出的“彎刀”發動機方案。目前,國內針對預冷渦輪風扇發動機已開展相關技術研究,但對于整機性能研究方面尚顯不足。筆者選取國際上相對成熟的常規渦輪風扇發動機,借助于航空發動機總體性能仿真計算軟件Gasturb,建立射流預冷渦輪風扇發動機熱力學模型,研究射流預冷對發動機熱力性能影響,為國內未來對高超聲速射流預冷發動機的研究提供參考。

2 計算模型

AL-31F型發動機為常規雙轉子混合排氣渦輪風扇發動機,作為蘇-27系列戰斗機的動力裝置,具有四級風扇、九級高壓壓氣機、環形燃燒室、一級高壓渦輪,以及一級低壓渦輪,其設計沿襲蘇制發動機一貫追求最大推力的設計理念,高度、速度性能較好。筆者的計算模型選取 AL-31F型發動機的參數為常規渦輪風扇發動機參數,設計點的主要熱力循環參數見表1。在風扇進口前增加噴水裝置,向進氣氣流噴水,改進為射流預冷渦輪風扇發動機,如圖1所示。噴嘴噴出的霧狀水與空氣混合,在壓縮過程中霧狀水不斷吸收空氣中熱量并蒸發為水蒸氣,使得壓氣機出口氣流溫度下降,改善發動機各部件工作條件。

▲圖1 射流預冷渦輪風扇發動機模型

表1 AL-31F型發動機設計點主要熱力循環參數

Gasturb軟件作為航空領域經典的發動機總體性能計算軟件,提供了大量壓氣機和渦輪通用特性圖以提高仿真精度,可實現發動機設計點和非設計點的整機熱力學性能計算及分析,可以獲得各個計算截面的氣動參數。在Gasturb軟件平臺建立射流預冷渦輪風扇發動機熱力性能計算模型,采用變比熱計算方法,考慮渦輪冷卻引氣,在不開啟噴水預冷條件下根據表1參數仿真計算得到發動機推力為76.71 kN,與 AL-31F型發動機設計值76.2 kN相差0.67%,仿真計算精度可滿足工程需求。

3 控制方案

發動機的控制規律指飛行過程中根據飛行馬赫數、總溫、總壓等參數的變化來改變可控變量,以保證發動機控制參數如轉速、渦輪前溫度等不變或按預定的規律變化,從而達到控制發動機推力的目的,并且保證發動機在飛行范圍內所有的工況下安全穩定可靠地工作。筆者在進行射流預冷渦輪風扇發動機熱力性能分析過程中,為保證發動機性能充分發揮,兼顧發動機各部件機械強度、熱強度和氣動穩定性不超出允許的安全極限,控制方案按照發動機進氣總溫大小進行分段控制。參考AL-31F型發動機,發動機進氣總溫高于251 K時,為避免發動機超轉速,采取低壓相對物理轉速,與最大允許轉速的比值不超過0.99的控制方案。發動機進氣總溫低于251 K時,為保證低壓壓氣機的最小穩定裕度,采取將低壓物理轉速與最大允許轉速的比值換算至發動機進口溫度為標準大氣溫度15 ℃時的轉速不超過1.015倍的控制方案。同時,在任何條件下發動機渦輪前溫度按照不超過1 665 K進行控制。

4 性能計算

飛行高度為15 000 m,不同飛行馬赫數及噴水進氣比對發動機推力的影響如圖2所示。由圖2可以看出,開啟噴水前,隨著飛行馬赫數增大,發動機的推力起初略微下降后緩慢增大,在1.2～2.4飛行馬赫數范圍內推力基本穩定,隨后隨著飛行馬赫數的增大而減小。開啟噴水后,發動機推力因噴水預冷而發生較大改變,在不同飛行馬赫數范圍內對推力有不同影響。在低飛行馬赫數階段,噴水后推力相比于噴水前反而有所降低,在飛行馬赫數大于1.5之后,噴水預冷作用才產生,推力有明顯改善,隨飛行馬赫數增大迅速增大,當飛行馬赫數達到一定值后,推力開始下降,但是仍遠大于無噴水發動機推力。

▲圖2 射流預冷渦輪風扇發動機推力對比

由圖2可知,噴水預冷作用產生后,發動機在給定飛行馬赫數下存在最佳噴水比使得發動機獲得最大推力,且隨著飛行馬赫數的增大最佳噴水比增加,飛行馬赫數越高,最佳噴水比提升的推力幅度越大。例如:在飛行馬赫數為1.8時,最佳噴水比為2%,此時發動機推力要優于噴水比為4%、6%的發動機推力,推力相對于無噴水發動機提升43.8%;在飛行馬赫數為2.3時,最佳噴水比為6%,推力提升81.2%。

發動機比沖隨飛行馬赫數和噴水比變化的趨勢如圖3所示。發動機比沖為每單位時間內消耗單位質量燃料所產生的沖量,表征推進系統的燃燒效率。比沖的變化趨勢與推力類似,在低飛行馬赫數下噴水預冷的發動機比沖低于無噴水發動機,只有在高飛行馬赫數下發動機比沖高于無噴水發動機。整個飛行馬赫數范圍內,發動機比沖隨著飛行馬赫數增大而降低,噴水預冷產生作用后,發動機比沖下降趨勢隨著噴水比增大而減緩,效率有所提升。

▲圖3 射流預冷渦輪風扇發動機比沖對比

5 機理分析

針對上述射流預冷渦輪風扇發動機性能變化趨勢原因進行分析。在整個飛行馬赫數范圍內發動機控制規律如圖4、圖5所示。在低飛行馬赫數階段,發動機進氣總溫較低,發動機物理轉速一致時,由圖4可知,進氣噴水比不同時,發動機渦輪前溫度不同。無噴水循環發動機渦輪前溫度最高,隨著進氣噴水比增加,渦輪前溫度逐漸降低。這是因為噴水過程使發動機壓氣機流道中的氣體總溫降低,由氣體熱力學可知,溫度低的氣體更易壓縮,消耗的壓氣機功少,依據壓氣機渦輪功率平衡原理,所需的渦輪功小,渦輪前溫度低。結合圖2可知,推力隨飛行馬赫數變化,主要是進氣流量與渦輪前溫度兩者變化的綜合結果,在低壓相對物理轉速一致時,發動機進氣量相同,渦輪前溫度越高,發動機推力越大,因此在低飛行馬赫數階段,無噴水發動機推力優于開啟噴水后的發動機,這是以提高渦輪前溫度,增加燃油消耗為代價。

▲圖4 射流預冷渦輪風扇發動機渦輪前溫度對比▲圖5 射流預冷渦輪風扇發動機低壓相對物理轉速對比

隨著飛行馬赫數增大,進氣總溫增大,渦輪前溫度提高。發動機控制方案逐漸由限溫代替限速控制。在渦輪前溫度達到限制溫度1 655 K時,發動機推力達到最高值,然后隨著飛行馬赫數進一步增大,低壓相對物理轉速開始降低,發動機推力下降。

由圖4可知,噴水比越大,發動機達到限溫時所需飛行馬赫數越大。由圖5結合圖2可知,在相同飛行馬赫數下,噴水比越大,低壓相對物理轉速越高,發動機推力越大。

6 結論

筆者基于Gasturb軟件建立了射流預冷渦輪風扇發動機模型,在給定飛行高度和控制規律條件下,針對不同飛行馬赫數,以及噴水進氣比,對發動機熱力性能進行分析,并得到以下結論:

(1) 射流預冷裝置在高飛行馬赫數下可以有效的提升發動機推力和比沖,擴展其工作范圍;在低飛行馬赫數下,由于渦輪前溫度影響發動機性能反而低于無噴水渦輪風扇發動機;

(2) 不同的飛行馬赫數存在最佳噴水比,使發動機推力最優;最佳噴水比和飛行馬赫數正相關,隨飛行馬赫數增大而增大;

(3) 飛行馬赫數較高時,發動機控制規律受噴水比影響,噴水比越大,發動機達到限溫狀態所需飛行馬赫數越大,此時低壓相對物理轉速越高,可獲得較大的推力提升。