CN107315875A - 分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真技术领域。本发明针对分开排气三涵道涡扇发动机的结构特点，构建出了第三涵道及其涵道尾喷管的部件级数学模型，并进一步利用级累叠方法构建风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型；本发明仿真模型可对分开排气三涵道涡扇发动机的推力进行较高精度的仿真，能模拟不同飞行条件下发动机推力情况，具有较高的实用价值。

Description

分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型

技术领域

本发明涉及一种涡扇发动机仿真模型，尤其涉及一种分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真技术领域。

背景技术

针对美国第六代战机，其超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等战略与战术需求等优势受各国青睐。其中该型发动机最重大的突破就是“三流道”技术，传统涡扇发动机拥有核心机和涵道两种气流形式，第六代发动机则有了第三个外涵道。

该外涵道的第三股气流由自适应风扇产生，关闭外涵道，可提升起飞和超声速阶段的推力；打开外涵道，则能降低巡航和留空时的燃油消耗率。此外，有了外涵道，可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减小发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机效率，这不仅能使飞机达到6马赫数的高速度，还可为飞机提供额外的冷却空气。

在上世纪70年代，美国NASA开始了变循环发动机技术的论证和预研，直至美国GE公司F120发动机的出现，它是一个主动控制涵道比的发动机，可以在爬升、加速和超音速飞行时以涡喷模式工作，在起飞、待机和亚音速巡航时，以涡扇形式工作。后续的美国IHPTET、VAATE计划，英国ACMEⅡ计划已把变循环发动机研究放到了显著的位置。而国内研究[刘增文,王占学,蔡元虎.变循环发动机模态转换数值模拟[J].航空动力学报,2011,26(9):2128-2132.]、[周红,王占学,刘增文,等.双外涵变循环发动机可变循环特性研究[J].航空学报,2014,35(8):2126-2135.]、[朱之丽,李东.变循环涡扇发动机几何调节对性能的影响[J].航空动力学报,1999,14(1):35-38.]大都在概念仿真阶段，实机验证尚未见报道，研究大多集中于混排式变循环发动机，而且对其安装性能的研究尚处于空白。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，可对分开排气三涵道涡扇发动机的推力进行较高精度的仿真，能模拟不同飞行条件下发动机推力情况。

本发明分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型包括第三涵道和第三涵道尾喷管的部件级模型，所述第三涵道的部件级模型具体如下：

W_g123＝W_aft(A_MSV/A₁₂₃)

P₁₂₃＝P_2t

T₁₂₃＝T_2t

式中，W_aft为风扇叶尖气流流量，A₁₂₃为第三涵道最大开口面积，A_MSV是由模式选择活门调节造成的实际开口面积,T₁₂₃、P₁₂₃、W_a123分别为第三涵道进口总温、总压、流量。

进一步地，第三涵道尾喷管的部件级模型具体如下：

其中，P_18C为第三涵道尾喷管的喷口总压；T₁₈、A₁₈、W_a18为第三涵道尾喷管喷口的总温、面积、流量；喷口流量函数其中系数A_M18为第三涵道尾喷管的喷口马赫数；R₁₈、CK₁₈分别为气体常数及比热系数

更进一步地，该仿真模型中的风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型均使用级累叠方法构建。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

本发明针对分开排气三涵道涡扇发动机的结构特点，构建出了第三涵道及其涵道尾喷管的部件级数学模型，并进一步利用级累叠方法构建风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型；本发明仿真模型可对分开排气三涵道涡扇发动机的推力进行较高精度的仿真，能模拟不同飞行条件下发动机推力情况，具有较高的实用价值。

附图说明

图1是某型号分开排气三涵道模式涡扇发动机三涵模式结构示意图；

图2是某型号分开排气双涵道模式涡扇发动机双涵模式结构示意图。其中，截面编号分别为：1-进气道进口；2-进气道出口(风扇进口)；22-风扇出口(中压压气机进口)；25-高压压气机进口；3-高压压气机出口；4-燃烧室出口(高压涡轮进口)；45-低压涡轮进口；5-低压涡轮出口；6-掺混室；8-尾喷管出口；123-第二外涵进口；13-可变面积涵道引射器(VABI)；125-第一外涵进口；18-风扇尾喷管出口；

图3是包含模式选择活门、第三涵道及中压压气机的三涵道模式涡扇发动机局部结构；

图4是压气机基元级结构图；

图5是风扇压比、效率特性图；

图6是亚声速进气道溢流阻力经验曲线图；

图7是超声速进气道溢流阻力经验曲线图；

图8是进气道节流特性图；

图9是亚声速巡航恒流量控制下安装推力与各涵道流量变化关系图；

图10是亚声速巡航恒流量控制下安装推力与各涵道比变化关系图；

图11是超声速巡航恒流量控制下安装推力与各涵道流量变化关系图；

图12是超声速巡航恒流量控制下安装推力与各涵道比变化关系图；

图13是分开排气发动机溢流阻力仿真图；

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案进行详细说明：

图1显示了某型号分开排气三涵道模式涡扇发动机的基本结构，相比常规涡扇发动机，该发动机增加了分别排气的第三涵道。图2为该发动机关闭模式选择活门，双涵模式(与常规涡扇发动机类似)下的结构示意图。

与具有核心驱动风扇级(CDFS)的双外涵变循环发动机不同，分开排气三涵道涡扇发动机第三涵道流量不直接与主涵道气流掺混，而是通过调整第三外涵尾喷管喉道面积，与模式选择活门进行匹配，从而控制第三涵道进口流量和压力。

模式选择活门的开闭，直接决定了发动机的工作模式。以下建立了包含模式选择活门、第三涵道及其可调尾喷管模型。图3给出了包含模式选择活门、第三涵道及中压压气机的变循环涡扇发动机的局部结构。

在双外涵模式时，风扇叶尖气流进入第三涵道，叶根气流进入中压压气机。在单外涵模式时，叶尖与叶根气流掺混后共同进入中压压气机。因此，不适宜对风扇整体建模，需要将其拆分为风扇叶根和叶尖模型分别进行计算。

风扇叶根部分和叶尖部分的进口换算流量W_a2h、W_a2t：

W_a2t＝W_a2r/(1+X_ht)

W_a2h＝W_a2rX_ht/(1+X_ht) (1)

其中，W_a2r为风扇进口换算流量，X_ht为风扇叶根/叶尖换算流量比。

第三涵道进口空气流量W_g123：

W_g123＝W_aft(A_MSV/A₁₂₃) (2)

其中，W_aft为风扇叶尖气流流量，A₁₃为第三涵道最大开口面积，A_MSV是由模式选择活门调节造成的实际开口面积。当发动机处于三涵模式时，活门完全打开(A_MSV＝A₁₃)，风扇叶尖气流流入第三涵道；当发动机处于双涵模式时，活门完全关闭(A_MSV＝0),此时没有气流流入第三涵道。活门对第三涵道气流流量的影响通过式(2)计算。

第三涵道气流最后单独通过第三涵道尾喷管排出，关于第三涵道尾喷管建模，可参考主尾喷管，建模过程如下：

求取第三涵道尾喷管18截面的总温T₁₈，总压P₁₈，流量W_a18：

P₁₈＝P₁₂₃×σ₁₈ P₁₈＝P_2h×σ₁₈ (3)

T₁₈＝T₁₂₃T₁₈＝T_2h (4)

W_a18＝W_a123W_a18＝W_a2h (5)

式中T₁₂₃、P₁₂₃、W_a123分别为第三涵道进口总温、总压、流量。

式中T_2h、P_2h、W_a2h分别为风扇叶尖总温、总压、流量。

根据T₁₈、F_ar18利用热力学参数计算函数计算18截面焓H₁₈及CK₁₈；

计算喷管临界压比

比较实际压比(P₁₈/P_amb)与临界压比，确定喷管状态：

如果P₁₈/P_amb<P_R18CR,亚临界状态：

1.计算喷口马赫数

2.计算喷口流量函数

3.计算喷口静压P_S18＝P₀。

如果P₁₈/P_amb≥P_R18CR，临界或超临界状态：

1.A_M18＝1.0；

2.Q_LAMD18＝1.0；

3.计算喷口静压P_S18＝P₁₈/P_R18CR。

计算流量公式里的系数

通过流量公式计算喷口总压

建模过程中发动机燃烧室，高低压涡轮及尾喷管部件均按常规涡扇发动机设计，而风扇、中压及高压压气机模型按级累叠方法构建其特性，具体为：

图4上部分为压气机转子叶栅，下部分为压气机静子叶栅，U_c为压气机叶片周向速度，C为空气绝对速度，与U_c合速度为气流相对叶片速度。α为绝对速度与轴向夹角，β为相对速度与轴向夹角。

对于压气机的某一级，气流相对叶片的轴向速度可表示为：

其中，α₁与上一级气流流出角相等。

根据图中所示速度矢量三角形，各速度量大小与夹角满足如下关系：

转子叶片进口、出口以及静子叶片出口总温可表示为：

其中，T_1s，T_2s和T_3s分别为各截面气流静温。

气流在压气机流动过程中，流量连续，则有：

其中，ρ为气流密度，A_s为截面面积。

在压气机每一级中，转子叶片对流经气流旋转做功，使气流加速压力升高，静子叶片对气流不做功，使气流速度减小，提高气体静压。该级压气机对流经气流增加的能量大小可表示为：

其中，ΔT_0s表示流经该级后气体总温升高量。

当压气机工作状态不处于设计点状态，气流流入叶片时的入流角将发生偏转，而流出叶片时由于叶片作用流出角变化不大，则第k级压气机气流角度可表示为：

其中，Δα_2,k，Δβ_1,k和Δβ_3,k为流动偏转角。

若已知气流在该级进口条件，则可以计算该级中气流速度和相应总温总压变化。该级进口处气流状态可由上一级出口状态获得。根据式(11)和(12)，代入式(8)(9)(10)，可得到第k级压气机转子叶片轴向速度的线性方程：

C_a2,k ^γ+1+a₁C_a2,k ^1-γ+a₂＝0 (14)

方程系数分别表示为：

a₁＝-(U_c ²-2C_a1,kU_ctanα_1n+2c_pT_01s,k)cos(β_2n)² (15)

对于静子叶片，可认为U_c＝0，同样有：

C_a3,k ^γ+1+b₁C_a3,k ^1-γ+b₂＝0 (17)

同上，有：

b₁＝-2c_pT_02s,kcos(α_3n)² (18)

第k级压气机转子叶片出口总压可表示为：

其中，η_s,k为等熵压缩效率，取与气流进入转子叶片时入流角的偏转角有关，在压气机处于设计点状态时，Δβ_1,k＝0，η_s,k＝1。

确定风扇转速以及对应的空气流量后，可计算得出风扇整体的压比及效率特性图，如图5所示。

高温端部件燃烧室，高、低压涡轮，掺混室及尾喷管建模可参考涡扇发动机部件级模型[周文祥.航空发动机及控制系统建模与面向对象的仿真研究[D].南京航空航天大学,2006.]建立。

在发动机整机建模时，根据流量连续、静压平衡以及功率平衡选取8个耦合方程：

E_i(U)＝f_i(N)＝0(i＝1～8)

式中，N为模型计算初猜值向量，这里选取为：

式中，n_l为低压转子相对转速、n_h为高压转子相对转速、X_ht为风扇叶根与叶尖气流流量之比、W_g41C为高压涡轮进口换算流量、W_g45C为低压涡轮进口换算流量、π_F为风扇压比、π_IPC为低压压气机压比、π_C为高压压气机压比。式(21)可由Newton-Raphson法求解，进而获得各特征截面参数及性能参数。

接着建立进气道内、外流特性模型，进气道溢流阻力是一个相对于设计状态的外流阻力增量，它是由于改变发动机工作状态时，发动机需求流量与进气流量不匹配引起，采用通用混压式亚声速、超声速进气道溢流阻力经验曲线图6、图7所示，可计算非设计状态下的进气道溢流阻力。计算公式如下：

F_spill＝C_dspill(1/2ρV₀ ²)A_C (22)

其中，A_C表示进口捕获面积，C_dspill表示溢流阻力系数，在超声速中溢流阻力系数C_dspill为C_dspillref与C_dspillarea之和。根据上述公式(22)可知，知道A_C就可求得在所有飞行情况条件下的溢流阻力。进口捕获面积A_C可由如下公式计算得出。

其中，A₀为通过进气道进口的流量所对应的自由流流管面积，P_std为海平面标准大气压力，T_std为海平面标准大气温度，W_ain为进气道空气流量。

根据计算出的进气道A₀面积及流量系数A₀/A_C，可求得进气道进口捕获面积。对于几何特征一定的进气道，其节流特性一定，如图8所示，在给定的马赫数条件下，进气道总压恢复系数σ_in与流量系数关系是给定的，即

f(Ma,A₀/A_C,σ_in)＝const (24)

式中const表示恒定值。

最后为了验证本发明发动机数学模型建立方法的有效性，在给出的开环控制规律中验证三涵道变循环发动机在不同推力条件下恒流量控制效果，并在不同飞行条件下进行溢流阻力仿真和验证。

恒流量控制仿真效果如图9～图12所示，图9、图10表示亚声速巡航恒流量控制，图11、图12表示超声速巡航恒流量控制，图中各涵道的涵道比定义如下：

其中，核心机流量为W_a25，第二涵道流量W_g15，第三涵道流量W_g123，风扇进口流量W_a2。

图9给出了在亚声速巡航任务恒流量控制下，安装推力与各涵道流量的变化关系，随着推力的增加，低压涡轮落压比增大，低压涡轮功率升高，W_a25与W_g15相应增大。为保持发动机稳定工作，需减小第三涵道尾喷口出口面积，使W_g123减少，但始终保持了发动机流量W_a2不变。图10中涵道比的变化中总涵道比和第三涵道涵道比下降，第二涵道流量随安装推力变化不大，使得第二涵道的涵道比基本不变。在典型超声速巡航任务同样进行了恒流量控制仿真，图11给出了安装推力与各涵道了流量的变化关系，可以看出各参数变化与亚声速状态时的趋势基本一致，图12中各涵道比的变化也与之类似。

最后在不同飞行条件下对分开排气发动机溢流阻力进行仿真验证，并与混排变循环发动机安装性能进行对比，图13给出了与文献[刘勤,周人治,王占学,等.三外涵变循环发动机性能数值模拟[J].燃气涡轮试验与研究,2014(5):1-4.]混排三涵变循环发动机的仿真对比，在高度H＝10km、发动机处于中间状态。在Ma>1.5时，通过改变外涵流量使发动机所需流量与进气道进口流量匹配，使溢流阻力明显减小，安装推力显著提升。相比于混排三涵变循环发动机，分开排气变循环发动机的进气道溢流阻力降低了20％左右，在恒流量控制下，进气道溢流阻力下降更为明显。

Claims (3)

1.分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，其特征在于，包括第三涵道和第三涵道尾喷管的部件级模型，所述第三涵道的部件级模型具体如下：

W_g123＝W_aft(A_MSV/A₁₂₃)

P₁₂₃＝P_2t

T₁₂₃＝T_2t

式中，W_aft为风扇叶尖气流流量，A₁₂₃为第三涵道最大开口面积，A_MSV是由模式选择活门调节造成的实际开口面积,T₁₂₃、P₁₂₃、W_a123分别为第三涵道进口总温、总压、流量。

2.如权利要求1所述分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，其特征在于，第三涵道尾喷管的部件级模型具体如下：

<mrow> <msub> <mi>P</mi> <mrow> <mn>18</mn> <mi>C</mi> </mrow> </msub> <mo>=</mo> <mfrac> <mrow> <msub> <mi>W</mi> <mrow> <mi>a</mi> <mn>18</mn> </mrow> </msub> <mo>*</mo> <msqrt> <msub> <mi>T</mi> <mn>18</mn> </msub> </msqrt> </mrow> <mrow> <msub> <mi>C</mi> <mn>18</mn> </msub> <mo>*</mo> <msub> <mi>A</mi> <mn>18</mn> </msub> <mo>*</mo> <msub> <mi>Q</mi> <mrow> <mi>L</mi> <mi>A</mi> <mi>M</mi> <mi>D</mi> <mn>18</mn> </mrow> </msub> </mrow> </mfrac> </mrow>

其中，P_18C为第三涵道尾喷管的喷口总压；T₁₈、A₁₈、W_a18为第三涵道尾喷管喷口的总温、面积、流量；喷口流量函数其中系数A_M18为第三涵道尾喷管的喷口马赫数；R₁₈、CK₁₈分别为气体常数及比热系数。

3.如权利要求1或2所述分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，其特征在于，该仿真模型中的风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型均使用级累叠方法构建。