1種自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)亞聲速巡航節(jié)流性能研究

孟 鑫 ，朱之麗 ，陳 敏 ，2

（北京航空航天大學(xué)能源與動力工程學(xué)院1，先進(jìn)航空發(fā)動機(jī)協(xié)同創(chuàng)新中心2：北京100191）

0 引言

對于軍用戰(zhàn)斗機(jī)來說，亞聲速巡航狀態(tài)是飛機(jī)的一個重要工作狀態(tài)，在該狀態(tài)下的燃油經(jīng)濟(jì)性對飛機(jī)作戰(zhàn)半徑有較大影響。在發(fā)動機(jī)耗油率水平一定的情況下，減少發(fā)動機(jī)安裝性能的損失可以有效提高推進(jìn)系統(tǒng)的燃油經(jīng)濟(jì)性[1]。常規(guī)循環(huán)發(fā)動機(jī)在巡航過程中，需要降低轉(zhuǎn)速來保持推力與阻力的平衡，這時，進(jìn)氣道溢流量增加，推進(jìn)系統(tǒng)的溢流損失增加，給巡航過程的燃油經(jīng)濟(jì)性帶來不利影響[2]。

自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)（Adaptive Cycle Engine，ACE）[3]作為變循環(huán)發(fā)動機(jī)（Variable Cycle Engine，VCE）[4-6]，可以通過復(fù)雜可變幾何機(jī)構(gòu)的組合調(diào)節(jié)，改變發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)，實現(xiàn)進(jìn)入發(fā)動機(jī)的氣流在各流道靈活分配[7-8]。在變循環(huán)發(fā)動機(jī)概念提出時，美國GE公司就利用這種發(fā)動機(jī)的變循環(huán)特征，在一定推力范圍內(nèi)，實現(xiàn)了發(fā)動機(jī)在保持進(jìn)口流量的情況下減小推力的目的[9-10]。自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)作為變循環(huán)發(fā)動機(jī)研制的后續(xù)方案，應(yīng)同樣具備有效降低發(fā)動機(jī)節(jié)流過程中溢流量的能力。

本文通過對自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)亞聲速巡航節(jié)流性能的研究，探討這一過程中可變幾何機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)規(guī)律和發(fā)動機(jī)匹配工作點的變化。

1 自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)

本文研究的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)是Johnson、Powell等[11-13]在相關(guān)專利中提出的構(gòu)型，其基本結(jié)構(gòu)如圖1所示。與常規(guī)循環(huán)的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)相比，這種發(fā)動機(jī)具備相同結(jié)構(gòu)的核心機(jī)設(shè)計，不同之處在于由3個壓縮部件組成的結(jié)構(gòu)復(fù)雜的可變風(fēng)扇系統(tǒng)，當(dāng)發(fā)動機(jī)以3外涵模式工作時，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的氣流經(jīng)過進(jìn)口的第1個分流環(huán)分流，一股氣流進(jìn)入第3外涵道，經(jīng)過FLADE風(fēng)扇級增壓，由外涵道尾噴管排出；另一股氣流經(jīng)過前風(fēng)扇級（Front Fan Stage，F(xiàn)FS）增壓，再經(jīng)過第2個分流環(huán)分流：其中一股氣流經(jīng)過模式選擇閥門（Mode Select Valve，MSV）進(jìn)入第2外涵道，而另一股氣流進(jìn)入后風(fēng)扇級（Aft Fan Stage，AFS）繼續(xù)增壓；從后風(fēng)扇級流出的氣體再次由第3個分流環(huán)分流，一股氣流經(jīng)過第1外涵道進(jìn)入前可變面積涵道引射器（Front Variable Area Bypass Injector，F(xiàn)VABI） 與第 2外涵道的氣流摻混后，流向后可變面積涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector，RVABI），而另一股氣流則進(jìn)入核心機(jī)，并在低壓渦輪出口和RVABI流出的氣流進(jìn)行摻混，進(jìn)入加力燃燒室，再經(jīng)過內(nèi)涵道尾噴管（也稱主尾噴管）排出。

圖1 帶可變風(fēng)扇系統(tǒng)的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)基本結(jié)構(gòu)

這種發(fā)動機(jī)氣路比較復(fù)雜，通過多個可變幾何機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)，可以實現(xiàn)較大范圍的流量分配調(diào)節(jié)，使得發(fā)動機(jī)涵道比變化更加靈活。為了便于發(fā)動機(jī)總體性能數(shù)值仿真和研究，根據(jù)FLADE風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片和MSV的不同開閉狀態(tài)，將發(fā)動機(jī)劃分為4種工作模式：（1）M1模式：FLADE風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片和MSV均關(guān)閉，發(fā)動機(jī)以最小涵道比狀態(tài)工作；（2）M2模式：FLADE風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片關(guān)閉，MSV打開，發(fā)動機(jī)以雙外涵變循環(huán)發(fā)動機(jī)狀態(tài)工作；（3）M13模式：FLADE風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片打開，MSV關(guān)閉，發(fā)動機(jī)以類似分排渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)工作；（4）M3模式：FLADE風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片和MSV均打開，發(fā)動機(jī)以最大涵道比狀態(tài)工作。

在此基礎(chǔ)上，參考文獻(xiàn)[14]的方法，采用部件級模型對發(fā)動機(jī)穩(wěn)態(tài)性能進(jìn)行建模仿真。

2 亞聲速巡航與等流量節(jié)流

2.1 亞聲速巡航狀態(tài)與推力需求

在本文的研究中，認(rèn)為飛機(jī)在亞聲速巡航狀態(tài)進(jìn)行的是等馬赫數(shù)水平巡航。參考現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)典型飛行任務(wù)剖面，將飛機(jī)亞聲速巡航狀態(tài)設(shè)定在高度為11 km，Ma=0.9的飛行狀態(tài)。

在戰(zhàn)斗機(jī)實際使用過程中，在亞聲速巡航狀態(tài)的推力需求并不是保持不變的，燃油不斷消耗，飛機(jī)總質(zhì)量不斷減小，飛行阻力隨之減小，巡航需用推力也會相應(yīng)地減小。

常規(guī)循環(huán)發(fā)動機(jī)在巡航過程中，通常采用降低發(fā)動機(jī)工作轉(zhuǎn)速來保持推力與飛行阻力的平衡，發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量將隨工作轉(zhuǎn)速的降低而減少，與進(jìn)氣道的捕獲空氣流量出現(xiàn)不匹配的情況，進(jìn)氣道溢流量將增加，造成推進(jìn)系統(tǒng)的溢流損失，使推進(jìn)系統(tǒng)節(jié)流性能的燃油經(jīng)濟(jì)性下降。

在“互聯(lián)網(wǎng)+”、大數(shù)據(jù)、云計算等新一代信息技術(shù)迅速發(fā)展的時代，智慧政府背景下從食品安全大數(shù)據(jù)的角度研究佛山市食品安全現(xiàn)狀，通過完善食品安全追溯系統(tǒng)和食品安全大數(shù)據(jù)體系，以期望實現(xiàn)佛山市食品安全態(tài)勢分析、風(fēng)險評估及早期預(yù)警，進(jìn)行食源性疾病溯源研究等，使食品安全大數(shù)據(jù)真正為政府管理服務(wù)，驅(qū)動行業(yè)創(chuàng)新發(fā)展，融入老百姓日常生活，使佛山市食品安全治理實現(xiàn)法制化、專業(yè)化、智能化、社會化，真正做到食品來源可溯、流向可追、責(zé)任可查、質(zhì)量可控、風(fēng)險可估、疾病可防。

變循環(huán)發(fā)動機(jī)因其特有的變循環(huán)特征可使發(fā)動機(jī)在節(jié)流過程中保持進(jìn)口流量不變[9,14-15]。因此，本文對這種自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)在亞聲速巡航狀態(tài)可變幾何機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)進(jìn)行研究，探討實現(xiàn)等流量節(jié)流的可行方案，以提高推進(jìn)系統(tǒng)的亞聲速巡航燃油經(jīng)濟(jì)性。

2.2 可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)

在這種自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)構(gòu)型中，可以進(jìn)行主動調(diào)節(jié)的可變幾何機(jī)構(gòu)包括：FLADE風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片、后風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片、高壓壓氣機(jī)可調(diào)靜子葉片、低壓渦輪進(jìn)口導(dǎo)向器喉道面積、后可變面積涵道引射器和主尾噴管喉道面積。在M3模式下可保證發(fā)動機(jī)具有盡可能高的通流能力和涵道比，因此在亞聲速巡航時選定發(fā)動機(jī)以M3模式工作，只考慮對后風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片、高壓壓氣機(jī)可調(diào)靜子葉片、后可變面積涵道引射器和主尾噴管喉道面積這4個可變幾何機(jī)構(gòu)進(jìn)行組合調(diào)節(jié)，實現(xiàn)發(fā)動機(jī)的等流量節(jié)流。這4個可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)的機(jī)械限位見表1。

表1 可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)量調(diào)節(jié)限位

2.3 等流量節(jié)流性能

本文研究的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)在亞聲速巡航過程中，為了保證前風(fēng)扇級和后風(fēng)扇級都不在過高的換算轉(zhuǎn)速下工作，主燃油控制規(guī)律確定為控制低壓軸換算轉(zhuǎn)速nLcor=1。而為了保證發(fā)動機(jī)在具有較好燃油經(jīng)濟(jì)性的模式下工作，發(fā)動機(jī)在亞聲速巡航時的工作模式選擇為可以使發(fā)動機(jī)達(dá)到最大涵道比的M3模式。

在本文研究中，等流量節(jié)流的調(diào)節(jié)起點選取在M3模式的基準(zhǔn)狀態(tài)（即可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)位置與設(shè)計點調(diào)節(jié)位置一致的狀態(tài)）。在確定M3模式等流量節(jié)流的調(diào)節(jié)起點后，需要對起點可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)進(jìn)行敏感性分析，以確定實現(xiàn)推力減小的各可變幾何機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)方向。在調(diào)節(jié)方向確定后，根據(jù)可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)機(jī)械限位的約束，以及各部件機(jī)械、氣動和熱力方面的限制條件，采用響應(yīng)曲面法與遺傳算法相結(jié)合的優(yōu)化方法，確定等流量節(jié)流的調(diào)節(jié)終點。

在確定了M3模式等流量節(jié)流的調(diào)節(jié)起點和終點后，采用如圖2所示的方法獲取2點間各可變幾何機(jī)構(gòu)具體的變化規(guī)律。其中，線性替代法是指將2點間某一可變幾何機(jī)構(gòu)的變化用線性變化代替的方法；非線性調(diào)節(jié)約束則是指2點間某一可變幾何機(jī)構(gòu)的變化必須單調(diào)；而壓縮部件工作點約束則是指各壓縮部件喘振裕度的變化不能過大，且風(fēng)扇的工作點變化必須單調(diào)。

圖2 獲取可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)方案的方法

通過上述方法，最終得到M3模式等流量節(jié)流的調(diào)節(jié)方案，再結(jié)合降轉(zhuǎn)速節(jié)流部分，得到這種自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)在亞聲速巡航狀態(tài)的節(jié)流性能。

3 結(jié)果與分析

3.1 敏感性分析

在M3模式基準(zhǔn)狀態(tài)工作點可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)量對推力的敏感性分析如圖3所示。從圖中可見4個可變幾何機(jī)構(gòu)分別獨(dú)立開大2%發(fā)動機(jī)推力的變化情況。不難看出，后風(fēng)扇級、高壓壓氣機(jī)和后可變面積涵道引射器在開大時，都會使發(fā)動機(jī)推力增大；而主尾噴管喉道開大時，則會使發(fā)動機(jī)推力減小。

圖3 可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)量對推力的敏感性分析

3.2 等流量節(jié)流性能

根據(jù)敏感性分析結(jié)果和各可變幾何機(jī)構(gòu)的機(jī)械限位，確定M3模式等流量節(jié)流方案中各可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)量的變化范圍，見表2。

表2 可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)量變化范圍

根據(jù)各可變幾何結(jié)構(gòu)調(diào)節(jié)范圍和轉(zhuǎn)速、溫度與喘振裕度的約束調(diào)節(jié)，優(yōu)化得到M3模式等流量節(jié)流終點，見表3。從表中可見，從起點到終點，發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量幾乎保持不變，推力減小24.50%，耗油率降低2.23%；如果和模式轉(zhuǎn)換前的發(fā)動機(jī)性能相比，發(fā)動機(jī)推力減小47.55%，耗油率降低15.61%。

表3 等流量節(jié)流起點和終點的發(fā)動機(jī)情況

根據(jù)M3模式等流量節(jié)流起點和終點的發(fā)動機(jī)狀態(tài)，通過獲取等流量節(jié)流可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)規(guī)律的方法，得到M3等流量節(jié)流過程的可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)方案。再結(jié)合發(fā)動機(jī)模式轉(zhuǎn)換過程和M3模式等流量節(jié)流終點后的降轉(zhuǎn)速節(jié)流過程，最終得到發(fā)動機(jī)在整個亞聲速巡航狀態(tài)的可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)量變化情況，如圖4所示。其中，推力在31.57～23.83 kN范圍內(nèi)，可以通過可變幾何機(jī)構(gòu)的組合調(diào)節(jié)，在保證發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量不變的情況下，減小發(fā)動機(jī)的推力；而推力在23.83 kN以下時，已經(jīng)不能通過可變幾何機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)同時保證發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量不變，而且發(fā)動機(jī)部件滿足機(jī)械、氣動和熱力的限制，只能通過降低發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速來使得發(fā)動機(jī)推力進(jìn)一步減小。

結(jié)合飛機(jī)飛行任務(wù)需求進(jìn)行分析，發(fā)現(xiàn)在31.57～23.83 kN的推力范圍，能夠覆蓋飛機(jī)去程的亞聲速巡航推力需求。但是在回程時，由于飛機(jī)總質(zhì)量較低，飛機(jī)亞聲速巡航的需用推力變小，只能依靠降低發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速來滿足推力需求。

圖4 可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)規(guī)律

3.3 發(fā)動機(jī)不同節(jié)流控制規(guī)律節(jié)流性能比較

為了比較等流量節(jié)流和普通降轉(zhuǎn)速節(jié)流之間的差異，定義2種不同的節(jié)流方案：方案1是從M3模式基準(zhǔn)狀態(tài)開始先進(jìn)行等流量節(jié)流，當(dāng)發(fā)動機(jī)實在無法進(jìn)行等流量節(jié)流時再進(jìn)行降轉(zhuǎn)速節(jié)流；方案2是從M3模式基準(zhǔn)狀態(tài)開始直接進(jìn)行降轉(zhuǎn)速節(jié)流。

發(fā)動機(jī)分別采用節(jié)流方案1、2進(jìn)行節(jié)流時，發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量、耗油率、總涵道比和渦輪前溫度隨推力變化曲線分別如圖5～8所示。

從發(fā)動機(jī)進(jìn)口空氣流量來看，到M3模式等流量節(jié)流終點，節(jié)流方案1的溢流量比節(jié)流方案2的減少8.70 kg/s，占M3模式基準(zhǔn)狀態(tài)發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量的10.48%，這對于減少進(jìn)氣道溢流損失有較為明顯的收益。從發(fā)動機(jī)非安裝耗油率來看，在從31.57～約16.5 kN的推力變化范圍內(nèi)，節(jié)流方案1的非安裝耗油率都要低于節(jié)流方案2的。也就是說，在只考慮非安裝性能的情況下，在從節(jié)流起點開始向下的約47%的推力范圍內(nèi)，節(jié)流方案1比節(jié)流方案2有更好的燃油經(jīng)濟(jì)性。如果考慮減少溢流損失方面的優(yōu)勢，節(jié)流方案1將在更大的推力范圍內(nèi)有降低安裝耗油率、提升發(fā)動機(jī)燃油經(jīng)濟(jì)性方面的優(yōu)勢。從總涵道比來看，節(jié)流方案1通過對可變幾何機(jī)構(gòu)的組合調(diào)節(jié)，進(jìn)一步增大了第1、2外涵道的流量，使得發(fā)動機(jī)獲得低耗油率上的優(yōu)勢。從渦輪前溫度來看，雖然節(jié)流方案1為了保持低壓軸轉(zhuǎn)速不變，渦輪前溫度要高于節(jié)流方案2，但是由于可變幾何機(jī)構(gòu)的調(diào)節(jié)，渦輪前溫度提高的程度有限。

圖5 發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量隨推力變化曲線

圖6 耗油率隨推力變化曲線

圖7 總涵道比隨推力變化曲線

圖8 渦輪前溫度隨推力變化曲線

而在這一過程中，前風(fēng)扇級、后風(fēng)扇級和高壓壓氣機(jī)的工作點變化曲線分別如圖9～11所示。從各壓縮部件整體情況來看，工作點變化單調(diào)，說明獲取可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)規(guī)律的方法能夠獲得符合約束條件的方案。

圖9 前風(fēng)扇級工作點變化曲線

圖11 高壓壓氣機(jī)工作點變化曲線

從前風(fēng)扇級的工作點變化情況來看，隨著模式轉(zhuǎn)換和等流量節(jié)流，模式轉(zhuǎn)換活門打開，主尾噴管喉道開大，前風(fēng)扇級增壓能力下降，工作點沿著ncor=1的等換算轉(zhuǎn)速線下移。這種變化趨勢也與文獻(xiàn)[7-9]中介紹的變化趨勢一致。而通過后風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片和后可變面積涵道引射器的組合調(diào)節(jié)，使得前風(fēng)扇級增壓能力在等流量節(jié)流過程中下降較為緩慢，工作點盡可能地保持在較高的效率區(qū)。相比于節(jié)流方案2，節(jié)流方案1在相同的推力水平下，前風(fēng)扇級的工作點保持在更高的換算轉(zhuǎn)速，這也能夠保證前風(fēng)扇級在較好的效率水平工作。而從后風(fēng)扇級工作點的變化情況來看，2種方案惟一差別在于節(jié)流方案1調(diào)小了后風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片，工作點的喘振裕度和效率相差不大。

從高壓壓氣機(jī)工作點的變化情況來看，節(jié)流方案1由于前風(fēng)扇級增壓能力保持較好，所以高壓壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速下降也更加明顯，工作點更容易移向低效率區(qū)。因此，在調(diào)節(jié)過程中，要兼顧高壓壓氣機(jī)的工作點位置變化，盡可能降低高壓軸物理轉(zhuǎn)速下降的趨勢，防止高壓壓氣機(jī)工作點快速下降到低效率區(qū)。

4 結(jié)論

本文主要研究了1種帶復(fù)雜可變風(fēng)扇系統(tǒng)的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)在亞聲速巡航狀態(tài)的節(jié)流性能。該自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)可以通過少數(shù)幾個可變幾何機(jī)構(gòu)組合調(diào)節(jié)，實現(xiàn)等流量節(jié)流，從而減少發(fā)動機(jī)節(jié)流過程中的溢流損失，提高推進(jìn)系統(tǒng)的亞聲速巡航經(jīng)濟(jì)性。在本文給定的發(fā)動機(jī)參數(shù)和可變幾何機(jī)構(gòu)調(diào)節(jié)限位的條件下，得出主要結(jié)論如下：

（1）在M3模式和控制低壓轉(zhuǎn)速的主燃油控制規(guī)律下，增加主尾噴管喉道面積可以在保持發(fā)動機(jī)進(jìn)口流量近似不變的情況下，減小發(fā)動機(jī)推力；關(guān)小后風(fēng)扇級進(jìn)口可調(diào)靜子葉片角度、高壓壓氣機(jī)進(jìn)口可調(diào)靜子葉片角度和減小后可變面積涵道引射器進(jìn)口面積，也可以減小發(fā)動機(jī)推力，同時改善因主尾噴管喉道開大帶來的前風(fēng)扇級增壓比和效率下降過快的問題。

（2）在M3模式可以通過可變幾何機(jī)構(gòu)組合調(diào)節(jié)，保持發(fā)動機(jī)在進(jìn)口空氣流量不變的情況下，實現(xiàn)推力減小24.50%。

（3）本文研究的自適應(yīng)循環(huán)發(fā)動機(jī)方案，在等流量節(jié)流推力范圍內(nèi)，最大可以減少10.48%的溢流空氣量；在M3模式約47%的推力范圍內(nèi)有非安裝耗油率方面的優(yōu)勢。