双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真.pdf
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1、双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真牟园伟1,2,王奉明1,2(1.中国航空发动机集团有限公司 中国航空发动机研究院,北京 101304;2.先进航空动力创新工作站,北京 101304)摘 要:为满足设计初期阶段变循环发动机性能评估需求,建立了一种不依赖于部件特性曲线的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型,编制了相应的总体性能仿真程序,模拟研究了变流路和变几何调节对双外涵混合排气变循环发动机节流状态及最大状态性能的影响。研究表明,构型改变对发动机耗油率影响较小,对推力影响较大。可调高压涡轮导向器对发动机推力及耗油率的性能增益较小。可调后涵道引射器既可以提高发动机在各种工况下的参数匹配
2、能力,又可以改变发动机的涵道比。综合考虑结构设计复杂度与性能收益,可调尾喷管与可调后涵道引射器的组合方案是相对最佳的变几何方案。关键词:航空发动机;变循环;变几何;双外涵;仿真模型;耗油率中图分类号:V235.1 文献标识码:A 文章编号:1672-2620(2022)06-0000-07Modeling and simulation on performance of dual-bypass mixed exhaust variable cycle engineMU Yuan-wei1,2,WANG Feng-ming1,2(1.Aero Engine Academy of China,Ae
3、ro Engine Corporation of China,Beijing 101304,China;2.Advanced Jet Propulsion Creativity Center,Beijing 101304,China)Abstract:In order to evaluate the performance of variable cycle engine in the early stage of design,a performance simulation model of dual-bypass mixed exhaust variable cycle engine i
4、ndependent of component characteristic curve was established,and the overall performance simulation program was compiled.The effects of variable flow path and variable geometry regulation on the throttling state and maximum state performance of dual-bypass mixed exhaust variable cycle engine were si
5、mulated and studied.The results show that the change of engine configuration has little effect on fuel consumption but great effect on thrust.The adjustable high pressure turbine guide has little performance gain on engine thrust and fuel consumption.The adjustable rear duct ejector can not only imp
6、rove the engine parameter matching ability under various operating conditions,but also change the bypass ratio.Considering the structural design complexity and performance benefits,the combination of adjustable tail nozzle and adjustable rear duct ejector is the relatively optimal variable geometry
7、scheme.Key words:aero-engine;variable cycle;variable geometry;dual-bypass;simulation model;specific fuel consumption1 引言 自 20 世纪 60 年代以来,战斗机航程和速度不断提升,飞行包线不断扩大,要求发动机在高速飞行状态具备大的单位推力,而在低速飞行状态具备较低的耗油率。变循环发动机(VCE)通过对空气流路和关键几何尺寸的改变,能一定程度上满足这种多飞行状态的性能要求,但如何合理选择和设计其变流路、变几何结构,实现总体性能最优,一直是第 35 卷 第 6 期2022 年 1
8、2 月燃气涡轮试验与研究Gas Turbine Experiment and ResearchVol.35,No.6Dec.,2022 1收稿日期:2022-07-19基金项目:先进航空动力创新工作站资助项目(HKCX2020-02-004)作者简介:牟园伟(1984-),男,河北保定人,高级工程师,博士,主要从事航空发动机总体技术研究。已知发动机在某高度、马赫数、进气流量、涵道比、风扇压比、高压压气机压比、涡轮前燃气温度、高/低压涡轮膨胀比、前/后涵道引射器进口内/外涵马赫数、各转子部件效率及静子部件总压恢复系数等设计点性能参数,利用发动机共同工作条件,即流路代表性截面流量连续、风扇/压气机
9、与涡轮功率平衡、涵道引射器进口内外涵气流静压相等等条件,建立非设计点压缩部件和涡轮相同转速下的流量、功率及静压平衡等方程。(1)当第一外涵模式转换阀处于打开状态时,发动机处于双外涵、内外涵混合排气工作模式。此时,由低压转子功率平衡条件得到 由流量守恒条件确定第一外涵涵道比 高压转子功率平衡条件得到 第二外涵涵道比 由前涵道引射器进口处内外涵静压相等得到 同工作线,转子部件效率与静子部件总压恢复系数保持设计点值不变16。引气和冷却气的百分比为常数,功率提取也为常数。2 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 第 35 卷 VCE 研究的重点。美国 GE 公司经过三代变循环技术验证1-5,于上世纪 8
10、0 年代推出了用于型号发展的变循环技术验证机 YF120。该发动机采用了独特的核心机驱动风扇与双外涵混合排气相结合的构型模式,其可变几何结构主要采用了可调涵道引射器与可调尾喷管的组合方案。在之后实施的 IHPTET 计划中,GE 公司又提出了可控压比发动机6(COPE)概念,意图通过可调面积高压涡轮导向器实现核心机流量和压比可控,进一步提升 VCE 总体性能,但该可变几何结构对于 VCE 的具体性能增益尚未公开。我国对变循环技术的研究,前期主要集中在对带核心机驱动风扇的双外涵混合排气 VCE 性能仿真研究方面。如西北工业大学7-9开发了 VCE 总体设计软件,建立了双外涵 VCE 总体性能计算
11、模型;北京航空航天大学10-11也建立了双外涵 VCE 性能仿真模型,研究了 VCE 的基本特征和模态转换的实现方式。但以上建立的 VCE 性能仿真模型都依赖于转子部件的特性曲线,优点是模型仿真精度高,缺点是获取转子部件特性曲线需要开展大量试验。为了满足设计初期阶段 VCE 总体性能评估需求,本文利用气动热力学方法,建立了一种不依赖于非设计点部件特性曲线的双外涵混合排气 VCE总体性能仿真模型,并利用该仿真模型研究了变流路与变几何调节对双外涵混合排气 VCE 节流状态及高空最大状态的性能影响,可为双外涵混合排气VCE 方案设计提供参考。2 总体性能仿真模型建模 以图 1 中的双外涵混合排气 V
12、CE 为研究对象,建立发动机总体性能仿真模型12-16(图 1 中各转子部件级数仅为示意,标号表示不同位置的基准截面)。假定模型:前段风扇由低压涡轮驱动,后段风扇由核心机驱动;前段风扇出口第一外涵道可以打开和关闭。后段风扇进口导向叶片和高压压气机进口导向叶片可调,保证多状态下风扇和高压压气机进口级处于最佳攻角。第一外涵与第二外涵气流通过前涵道引射器掺混,外涵气流与内涵气流通过后涵道引射器掺混;涵道引射器进口内外涵气流静压相等。高压涡轮导向器喉道面积、尾喷管喉道面积、前涵道引射器进口内涵面积与后涵道引射器进口外涵面积可调。高、低压涡轮导向器和尾喷管喉道截面气流马赫数为 1。前、后涵道引射器进口内
13、外涵气流马赫数不超过 1。尾喷管出口气体完全膨胀。沿发动机共(1)(2)(3)(4)(5)图 1 双外涵混合排气涡扇发动机基准截面Fig.1 Reference section of dual-bypass mixed exhaust turbofan engine2.12.5151314345676A8916后涵道引射器控制体前涵道引射器控制体第一外涵第二外涵4.14.51 2流路突扩的流量方程、能量守恒方程、欧拉动量方程和涵道引射器进口静压平衡方程联立求解得到 其余参数方程与模式转换阀打开状态的相同。式(1)(24)中:k 表示空气绝热指数;kr表示燃气绝热指数;1、2分别表示第一、第二外
14、涵涵道比;A 表示相应截面面积;Ma 表示马赫数;*T表示总温;p*表示总压;表示静压;ph表示环境压力;q()表示无量纲密流,q()表示无量纲速度系数;m 表示质量流量;、分别表示第一、第二外涵总压恢复系数;表示轴机械效率;表示涡轮效率;表示压气机效率;表示压气机压比;表示涡轮压比;PT表示输出功率;cp表示比定压热容;角标 0 表示设计点状态,除 0 外的其他数字角标及角标 A 表示对应图 1 中基准截面的位置;角标 H 表示高压转子,角标L 表示低压转子,角标 f1 表示前段风扇,角标 f2 表示后段风扇。根据发动机设计点性能参数以及流量、功率、静压平衡方程,结合发动机高、低压涡轮膨胀比
15、控制规律,采用 VC 语言编程,计算给定高度、马赫数和涡轮前燃气温度条件下发动机非设计点性能参数。发动机单外涵模式性能仿真程序流程如图 2 所示,双外涵模式性能仿真程序流程如图 3 所示。假设某变循环发动机在地面静止条件,以双外涵模式最大状态点(非加力)为设计点,利用该仿真模型,计算了相同涡轮前燃气温度和高、低涡轮膨胀比条件下发动机两种工作模式的性能参数,见表 1。3 构型变化对节流特性的影响 发动机沿着共同工作线从高功率状态向低功率状态节流过程中,总体构型与关键截面几何面积的改变决定了发动机不同的涵道比、风扇/压气机压比、涡轮前总温等参数,因此发动机推力、耗油率等性能与总体构型和可变几何结构
16、状态相关。以设计点状态各结构流路面积为基准,假设高压涡轮导向器喉道面积比 A4/A4,0与尾喷管喉道面积比 A8/A8,0的变化范围为 0.8 1.2,后涵道引射器进口外涵面积比 A16/A16,0的变化范围为 0.5 1.0,前涵道引射器进口内涵面积比 A13/A13,0保持 1.0 不变。发动机设计点状态性能参数见表 1。发动机在 前涵道引射器出口总压、总温由流量方程、能量守恒方程、欧拉动量方程和前涵道引射器进口静压平衡方程联立求解得到 由高低压涡轮流量连续及高/低压涡轮导向器堵塞条件得到 由高压涡轮效率表达式可得 由第一级低压涡轮导向器临界截面与后涵道引射器内涵进口流量守恒得到 由低压涡
17、轮效率表达式可得 后涵道引射器出口总压、总温由流量方程、能量守恒方程、欧拉动量方程和后涵道引射器进口静压平衡方程联立求解得到 尾喷管气流速度由式(16)得到 (2)当第一外涵模式转换阀处于关闭状态时,发动机处于单外涵、内外涵混合排气工作模式。第一外涵涵道比 第二外涵涵道比 前涵道引射器出口总压、总温由考虑第二外涵道第6期 牟园伟等:双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真 3(20)(19)(18)(17)(16)(15)(14)(13)(12)(11)(10)(24)(9)(8)(7)(6)(23)(22)(21)4 燃 气 涡 轮 试 验 与 研 究 第 35 卷 图 3 发动机双外涵模式
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