一種帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的發(fā)動機總體性能研究

閆澤輝，李傳鵬，邵小坤

(南京航空航天大學(xué) 能源與動力學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

近年來隨著經(jīng)濟社會的發(fā)展，民航客機對于經(jīng)濟性和環(huán)保性的追求越來越高，使得發(fā)動機的涵道比不斷增大[1-3]。涵道比的增大一定程度上會使得發(fā)動機風(fēng)扇的尺寸不斷增大。由于風(fēng)扇的噪聲與風(fēng)扇葉尖線速度的四次方呈正相關(guān)，風(fēng)扇尺寸的增大必然導(dǎo)致其轉(zhuǎn)速下降[4]，風(fēng)扇、增壓級和低壓壓氣機等轉(zhuǎn)子部件的轉(zhuǎn)速不匹配問題將會越來越突出。

考慮到三轉(zhuǎn)子發(fā)動機的復(fù)雜性[5]，為解決齒輪傳動發(fā)動機可靠性不足的問題，本文依據(jù)槳尖噴氣驅(qū)動旋翼的原理，在涵道風(fēng)扇葉尖布置一圈箍環(huán)，在風(fēng)扇葉片和箍環(huán)內(nèi)部布置氣體流動管路，從發(fā)動機中引出高溫高壓氣體至風(fēng)扇葉尖區(qū)域，依靠噴氣產(chǎn)生的動力來驅(qū)動風(fēng)扇。通過C++程序?qū)姎庾则?qū)動風(fēng)扇的發(fā)動機進行了建模計算，并與常規(guī)發(fā)動機作對比。通過對比結(jié)果對噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇方案進行評估。

1 噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇模型

1.1 風(fēng)扇物理模型

圖1所示為帶箍環(huán)結(jié)構(gòu)的發(fā)動機涵道風(fēng)扇。從高壓渦輪出口引過來的高溫高壓氣體通過葉片的空腔管路進入中空的箍環(huán)，箍環(huán)中設(shè)有氣體管路，氣體從靠近葉片尾緣的箍環(huán)噴口噴出，通過反作用力驅(qū)動風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)。

圖1 噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇物理模型

圖2是噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇內(nèi)部氣體管路結(jié)構(gòu)簡圖。從核心機高壓渦輪出口引出的高溫高壓氣體經(jīng)過涵道風(fēng)扇的輪轂進入葉片內(nèi)部，沿著風(fēng)扇內(nèi)部的管路到達葉尖區(qū)域，然后進入箍環(huán)空腔管路中，最后以一定的射流角從箍環(huán)噴口噴出，獲得反向驅(qū)動力，如圖3所示。

圖2 風(fēng)扇葉片尾緣示意圖

圖3 葉片S1流面箍環(huán)噴氣示意圖

采用帶葉尖箍環(huán)的風(fēng)扇，其優(yōu)勢主要體現(xiàn)在以下兩方面：從風(fēng)扇受力的角度來看，箍環(huán)不僅增加了涵道風(fēng)扇的結(jié)構(gòu)強度，也保證了所有風(fēng)扇葉片受到的載荷是相同的，增強了風(fēng)扇的穩(wěn)定性；從葉片內(nèi)氣體管路角度來看，由于風(fēng)扇葉片厚度較小，在其內(nèi)部布置縮放管路的技術(shù)難度很大，而采用帶箍環(huán)結(jié)構(gòu)的風(fēng)扇后，箍環(huán)的軸向尺寸較大，使得在箍環(huán)內(nèi)部有足夠的空間布置縮放噴管。

1.2 風(fēng)扇數(shù)學(xué)模型

本文采用了低壓渦輪出口處引氣的方法，下面為自驅(qū)動風(fēng)扇的具體計算模型：

氣流從引氣截面i到葉尖箍環(huán)噴口處j截面時，其總壓

式中η為氣流從i截面到j(luò)截面的總壓損失系數(shù)，取0.02～0.04之間。

氣流在管路中流動時，由于沒有軸功率輸出，所以總溫基本保持不變。在葉尖箍環(huán)噴口j截面處，根據(jù)質(zhì)量守恒方程得

質(zhì)量流量函數(shù)系數(shù)MFPj滿足

通過上述關(guān)系式可以得出氣流從噴口截面j噴射時的馬赫數(shù)Maj，所以噴口截面出口的靜溫Tj、靜壓pj可以由下式求出：

箍環(huán)噴口j截面處氣流的速度

圖4為箍環(huán)噴管射流示意圖，噴口氣流與主流方向有一定夾角α，所以噴流產(chǎn)生的有效驅(qū)動力

圖4 箍環(huán)噴管射流示意圖

最終求得驅(qū)動力產(chǎn)生的功率

PF=Fj·rFan·ω

噴氣能夠驅(qū)動風(fēng)扇的條件就是噴氣產(chǎn)生的功率等于風(fēng)扇壓縮空氣消耗的功率，即達到功率平衡[6]。

2 程序仿真

2.1 發(fā)動機模型介紹

本文選取的發(fā)動機模型為GE90-115B，通過查閱資料，獲取該發(fā)動機設(shè)計狀態(tài)下的部件參數(shù)及總體性能參數(shù)，如表1所示。

表1 發(fā)動機設(shè)計點參數(shù)

圖5為帶葉尖噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的大涵道比渦扇發(fā)動機模塊化的結(jié)構(gòu)示意圖。發(fā)動機出口采用分開排氣的方式，內(nèi)外涵道氣流不發(fā)生摻混。

圖5 帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡圖

圖6所示為帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的渦扇發(fā)動機引放氣、功率提取模型示意圖。建模過程中，考慮了壓氣機中間級放氣、渦輪冷卻引氣和發(fā)動機附件提取渦輪軸功等因素對發(fā)動機性能的影響。

圖6 帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的發(fā)動機引放氣、功率提取模型

2.2 程序介紹

本文所編寫的NUAAAED(NUAA aircraft engine design)軟件是采用面向?qū)ο蟮慕Ｋ悸?，開發(fā)語言為C++語言，軟件編寫平臺為Microsoft Visual Studio 2017，建立的發(fā)動機部件模型如圖7所示。發(fā)動機各部件之間參數(shù)的傳遞過程全部由邏輯指針完成。部件進口截面參數(shù)所在的內(nèi)存地址存放在指針m_pInlet中，截面出口參數(shù)所在的內(nèi)存地址存放在指針m_pOutlet中，參數(shù)的傳遞過程僅需要指針地址的傳遞。傳遞的參數(shù)包括主要流量、總溫、總壓、油氣比等。

圖7 發(fā)動機部件模型

3 計算結(jié)果

3.1 設(shè)計點計算結(jié)果

圖8和表2為帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的大涵道比發(fā)動機設(shè)計點參數(shù)計算結(jié)果。由圖8可以看出，采用噴氣自驅(qū)動方案時，發(fā)動機的推力為116.8kN，耗油率為0.505kg/(dN·h)。

表2 風(fēng)扇引氣參數(shù)

圖8 程序界面

3.2 非設(shè)計狀態(tài)計算

本文采用對公開的發(fā)動機部件特性進行縮放的方法對帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的大涵道比渦扇發(fā)動機的非設(shè)計狀態(tài)進行計算。得到發(fā)動機的部件特性后，需要用到壓氣機和渦輪的特性圖來獲得流量、壓比、效率等參數(shù)。針對壓氣機特性圖的特點，采用二元插值的方法，只需確定以下特性圖中的2個變量值，即可獲得部件的其他特性參數(shù)。對于壓氣機部件，選取的初猜值為相似轉(zhuǎn)速n和工作點取值β，通過n和β即可確定壓氣機的相似轉(zhuǎn)速、流量、壓比和效率。

圖9為典型的民航客機飛行包線，對于發(fā)動機的非設(shè)計工況，如果對全包線范圍的工作點進行計算，工作量十分巨大，因此本文選取了一些典型的工作點，如圖9所示。

圖9 典型民航客機飛行包線

3.3 與常規(guī)發(fā)動機對比

對于常規(guī)的雙轉(zhuǎn)子分開排氣的渦扇發(fā)動機，通過Gasturb軟件完成對其總體性能參數(shù)(推力、耗油率)的計算。

完成計算后，將兩種發(fā)動機的推力和耗油率計算結(jié)果繪制成折線圖，如圖10和圖11所示。由圖中可以看出，兩種類型的發(fā)動機推力及耗油率相差很小。

圖10 兩種類型發(fā)動機推力對比

圖11 兩種類型發(fā)動機耗油率對比

4 結(jié)語

本文通過噴氣驅(qū)動旋翼的原理提出了一種新型的噴氣自驅(qū)動發(fā)動機，解決未來渦扇發(fā)動機涵道比不斷增大帶來的部件轉(zhuǎn)速不匹配問題。通過對帶噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇的發(fā)動機進行總體性能仿真，并與常規(guī)的雙轉(zhuǎn)子分開排氣發(fā)動機對比，得出以下結(jié)論：

1) 采用噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇后，發(fā)動機的推力及耗油率變化不大；

2) 由于噴氣自驅(qū)動風(fēng)扇發(fā)動機中低壓渦輪僅需要驅(qū)動增壓級做功，可以大大減少低壓渦輪的級數(shù)，減輕發(fā)動機質(zhì)量，進一步提升了發(fā)動機的推重比。