CN109918839B - 带引射喷管涡扇发动机的建模方法及红外辐射预测方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种带引射喷管涡扇发动机的建模方法。该方法包括：步骤1、建立引射喷管模型；步骤2、基于上述引射喷管模型，建立涡扇发动机整体气动热力学模型，分别通过参数循环分析和性能循环分析对设计点和非设计点进行计算，以确定带引射喷管涡扇发动机设计参数。本发明还公开了一种带引射喷管涡扇发动机的红外辐射预测方法。通过本发明方法所建立的带有引射喷管的涡扇发动机模型不需获取部件特性，为发动机建模降低难度，简化了发动机计算，但同时保证了模型的相应精度。

Description

带引射喷管涡扇发动机的建模方法及红外辐射预测方法

技术领域

本发明涉及航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域，具体涉及一种带引射喷管涡扇发动机的建模方法。

背景技术

随着军事技术的迅猛发展，红外技术如今已发展到相当高的水平，使得各军事目标及武器设备受到严重威胁。为此，降低装备红外辐射和削弱敌方红外探测效能为目标的红外隐身技术受到各国军事的关注及发展。发动机红外隐身技术的研究受到了航空领域界重视，航空发动机的尾喷管是飞机的主要红外辐射源，也是红外探测器的主要目标。行业内采用了多种方法来提高飞机发动机红外隐身性，例如改变喷管结构，采用陶瓷复合材料及飞机表面涂覆红外材料等。隐身飞机大多采用涡扇发动机，而引射喷管可引入次流进一步降低主流温度，引射套筒遮挡部分高温部件红外辐射，具有一定的低红外辐射特征。

对于引射喷管的红外特性及推力特性许多国家都进行了大量研究，其中Huddleston,Ellis,等对收敛形、圆筒形和收敛扩张形引射喷管作了许多实验研究，德州大学的Soeb Rangwala,Hatim通过NPSS软件对带有引射喷管的低涵道涡扇发动机性能进行分析，结果表明：引射喷管提高了发动机推力，并与混排涡扇发动机，分开排气涡扇发动机及涡喷发动机对比分析，在地面状态时推力大于后三种结构，并分析了引射涵道比对发动机性能的影响。孙志强等利用CFD计算研究了涡扇发动机收敛引射喷管的红外辐射特性，研究表明引射喷管显著降低了红外辐射强度。罗明东、吉洪湖等针对涡喷发动机收缩喷管的红外辐射特性进行了一些数值模拟研究。然而文献中并未对具有引射喷管的发动机红外辐射及发动机性能进行综合建模分析，发动机的低红外特性不可能仅仅通过对引射喷管的设计而实现，是飞机/发动机隐身一体化的综合体现，与发动机总体密切相关。为此，需考虑发动机总体对红外隐身、推力及耗油率等性能的影响。

综上，有必要建立带有引射喷管的涡扇发动机模型，对发动机模型不同任务点及包线进行发动机总体性能分析，以实现对带有引射喷管的涡扇发动机的精确快速的数字仿真。

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，提供一种带引射喷管涡扇发动机的建模方法，在保证模型精度的同时可有效降低建模难度和计算复杂度。

一种带引射喷管涡扇发动机的建模方法，包括以下步骤：

步骤1、建立以下的引射喷管模型：

其中，m_e为引射涵道流量，α_ej为引射涵道比，α为涡扇发动机涵道比，m₀为涡扇发动机进口流量，π_r为等熵自由流恢复压力比，π_d为进气道扩压比，π_f为风扇压比，π_2n为引射喷管扩压比，V₂₉为引射涵道出口气流速度，P_t29为引射喷管出口总压，P₂₉为引射喷管出口静压，T_t29是引射涵道出口总温，T₂₉是引射喷管出口静温，T_t9是主尾喷管出口总温，T₉是主尾喷管出口静温，γ_c为空气比热，推力比系数

为引射流量产生的推力与主流产生的推力之比，F_ejector为引射喷管推力，F_primary为主喷管推力，R为气体常数，m_p为主喷管流量，M₈为引射喷管出口截面马赫数，M₂₈为次流喉道截面马赫数，P₀为环境大气压，P₂₇为引射外涵道流量出口静压，P₂₈为引射流道喉道面静压，P₉为主尾喷管出口压力；

步骤2、基于上述引射喷管模型，建立涡扇发动机整体气动热力学模型，分别通过参数循环分析和性能循环分析对设计点和非设计点进行计算，以确定带引射喷管涡扇发动机设计参数。

优选地，使用修正比热模型进行所述参数循环分析，该修正比热模型的输入量包括环境大气压、尾喷管出口截面压力、引射涵道比、引射喷管扩压比。

进一步优选地，在所述性能循环分析中，输入量为发动机飞行高度、马赫数及相关控制规律，输出为发动机燃油量和控制量。

优选地，在性能循环分析的迭代方案中，选取燃烧室的油气比、加力燃烧室的油气比、掺混室的涵道比、引射涵道比、核心流混合器进口截面的马赫数、发动机进口流量五个初猜值，代入因变量方程的迭代流程中，计算出发动机在非设计点处的性能。

优选地，在对发动机推力计算时的推力计算公式如下：

其中，

为发动机进口流量，β为引气系数，f_o为总油气比，a₀为环境声速，V₉为主尾喷管出口气流流速，T₀为环境温度，M₀为环境马赫数，γ₀为环境空气比热，R₉为主尾喷管出口气体常数，R₀为环境气体常数，R₂₉为引射喷管出口气体常数。

在以上任一技术方案基础上还可得到以下技术方案：

一种带引射喷管涡扇发动机的红外辐射预测方法，基于以上任一技术方案所述方法所建立的带引射喷管涡扇发动机模型，利用下式计算所述涡扇发动机排气系统正后向红外辐射强度I：

式中，A_c、A₅、A_n、A₁₆、A₂₆、A_ej分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口、引射涵道流量进口、引射套筒外壁的投影面积，ε_c、ε₅、ε_n、ε₁₆、ε₂₆、ε_ej分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口、引射涵道流量进口、引射套筒外壁的材料发射率，T_c、T₅、T_n、T₁₆、T₂₆、T_ej分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口、引射涵道流量进口、引射套筒外壁的表面温度，I_gas为气体辐射贡献值，σ_λ为气体透过率，波长λ下M_λbb(T)与温度T之间的关系由普朗克定律确定。

优选地，气体辐射贡献值I_gas按照固体壁面红外辐射贡献总值的8％给定。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

(1)通过本发明所建立的带有引射喷管的涡扇发动机模型不需获取部件特性，为发动机建模降低难度，简化了发动机计算，但同时保证了模型的相应精度。

(2)在引射喷管模型中建立红外预测模型，考虑带引射喷管的涡扇发动机模型的低红外隐身特性。

附图说明

图1为收敛扩张引射喷管结构图；

图2为收敛扩张引射喷管三维图；

图3为收敛扩张引射喷管流道图；

图4为推力比系数

影响图；

图5为带有引射喷管的涡扇发动机模型；

图6为引射喷管涡扇发动机非设计点计算迭代流程图；

图7为引射喷管排气系统简化图；

图8为不同任务点下引射涵道涡扇发动机推力变化关系图；

图9为不同任务点下引射涵道涡扇发动机单位推力耗油率变化关系图；

图10为不同任务点下引射涵道发动机燃烧室油耗变化关系图；

图11为不同任务点下引射涵道发动机加力燃烧室油耗变化关系图；

图12为不同任务点下引射涵道发动机单位推力变化关系图；

图13为不同任务点下引射涵道发动机红外辐射强度变化关系图。

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：

首先对带引射喷管涡扇发动机的基本结构进行分析。引射尾喷管采用收敛扩张型结构，其结构如图1所示，图2为引射喷管三维图。图1中包括的部件有分流环、加力燃烧室、尾喷管。尾喷管气流由两股组成：主流及次流。该结构导致了两股气流分开排出，这一举措降低了尾喷管扩张段内壁温度，提高红外隐身效率。涡扇发动机外涵气流由分流环将其分成两股气流，一部分与核心气流掺混形成主流并经过加力燃烧室，另一部分称为次流，经引射涵道流出。主流的截面面积在引射喷管内逐渐缩小，速度增大，在出口截面气流马赫数达到1，在射流边界“流体壁面”内扩张通道中膨胀加速为超声速。次流在收敛-扩张通道中加速到最小界面处马赫数等于1，在扩张通道内加速为超声速。而次流与主流在主尾喷管出口截面静压等于外环境大气压力，其流道如图3所示。

根据上述原理，在设计引射喷管时，需保持引射喷管出口截面马赫数M₈为1，次流喉道截面马赫数M₂₈为1，主流与次流接触面静压平衡及尾喷管出口截面压力等于环境大气压。为此，建立引射尾喷管模型需满足以下约束：

在超声速引射喷管中不需要考虑主流与次流的混合，这使得模型得以简化，主流模型的建立与涡扇发动机尾喷管类似，而次流模型在上式(1)约束的基础上建立，为此在非设计计算时A₈，A₂₇，A₂₈，A₈₅，A₂₉及A₉的面积均可调节，其引射涵道流量m_e计算如下所示：

其中，α_ej为引射涵道比，被定义为涡扇发动机外涵气流分成的两股气流的流量之比。α为涡扇发动机涵道比，m₀为涡扇发动机进口流量。

引射涵道的总温T_t29是通过风扇出口温度计算得到，则可由下式计算得到引射涵道出口气流速度V₂₉：

其中，π_r为等熵自由流恢复压力比，π_d为进气道扩压比，π_f为风扇压比，π_2n为引射喷管扩压比，P_t29为引射喷管出口总压，P₂₉为引射喷管出口静压，T₂₉是引射喷管出口静温，γ_c为空气比热。

这种超声速引射喷管在计算推力时，需同时考虑两股气流产生的推力。定义推力比系数

为引射流量产生的推力与主流产生的推力之比。

其中F_ejector为引射喷管推力，F_primary为主喷管推力。

发动机涵道比α及引射涵道比α_ej对推力比系数

的影响如图4所示，从图中可以看出，随着引射涵道比α_ej的增加，发动机总推力降低，α的变化趋势与α_ej一致，而推力比系数

随着α_ej增大而增大，但随着α变大，推力比系数成下降趋势。

基于上述的引射喷管模型，建立发动机整体气动热力学模型。通过参数循环分析(设计点计算)和性能循环分析(非设计点计算)来确定带引射喷管的涡扇发动机设计参数。

图5给出了引射喷管涡扇发动机图，其中截面的编号：6截面为核心流混合器进口，16截面为风扇外涵流混合器进口，26截面为引射涵道流量进口，27截面为引射外涵道流量出口，6A截面为混合器出口，8截面为引射喷管出口，即为喷管喉道截面，28截面为引射流道喉道面，29截面为引射流道出口，其他截面定义与行业标准一致。在涡轮冷却方面，发动机的冷却气从3截面的高压压气机出口引出，分别用于冷却41截面的高压涡轮导向器叶片和45截面的低压涡轮导向器叶片。

在参数循环分析阶段，本文采用了修正比热模型(MSH)，其中模型的输入量包括各部件的性能参数，设计点工作状态及其他设计参数的选择，相比于涡扇发动机，该发动机输入量中多添加α_ej，P₀/P₉及π_2n。

为了便于对比，先选取α_ej＝0，参数循环分析模型的输入与文献保持一致，如表1所示，表中各参数的含义可参考文献。利用MSH模型计算的结果如表2所示，选取的设计点的飞行马赫数为1.451，飞行高度为10972.8m，发动机进口流量m₀＝90.72。

表1修正比热模型(MSH)的输入参数

表2修正比热模型(MSH)的输出结果

表中结果显示，修正比热模型(MSH)输出结果与AEDsys一致，参数相对误差都在2％以内，表明所建模型参数循环分析过程具有较高置信度。在设计点计算的同时，选定好发动机各截面面积，并满足式(1)条件。

在进行非设计点计算时，采用性能循环分析。其目的是结合参数循环分析，建立起发动机设计参数与发动机在关键飞行条件性能之间的联系，为发动机设计参数的选择提供参考，让设计者能够选择出一个符合招标书要求的发动机设计参数组合。性能循环分析中，输入量为发动机飞行高度，马赫数及相关控制规律，计算得到发动机燃油量和控制量。在性能循环分析中需建立一定的假设条件：高低压涡轮进口导向器(截面4及45)，尾喷管喉道8截面，引射喷管喉道28截面始终保持气流堵塞。模型引射尾喷管截面均可调节，并始终保持P₉/P₀＝1，P₂₉/P₀＝1，即尾喷管完全膨胀。为此，要保证喷管喉道及出口截面可调节。

在性能循环分析中，由参数循环分析确定性能循环的因变量值。在性能循环分析的迭代方案中，选取燃烧室的油气比(f)，加力燃烧室的油气比(f_AB)，掺混室的涵道比(α′)，引射涵道比(α_ej)，6截面的马赫数(M₆)，发动机进口流量(m₀)五个初猜值，代入因变量方程的迭代流程中，计算出发动机在非设计点处的性能，迭代流程如图7所示。

为了研究自制软件中性能循环分析模块的计算精度，选取飞行马赫数为1.8，飞行高度为12192m的最大马赫数飞行状态，采用修正比热(MSH)模型进行计算，计算结果如表3所示。

表3

由表3可知采用修正比热(MSH)模型计算的结果与AEDsys相比相对误差均在3％以内，符合稳态计算的精度要求，模型具有一定的可信度。对引射涵道比从0变至1的发动机性能在仿真阶段进行分析。其中，在对发动机推力计算时，需考虑引射喷管产生的推力，推力计算公式如下表示：

在上述模型的基础上，开展红外预测模型的研究。本文提出了一种排气系统正后向红外辐射强度简化预测方法，带引射喷管的涡扇发动机排气系统是直轴对称流道，从后向可以直观监测到排气系统内部高温部件，其中包括涡轮5截面，中心椎，喷管扩张段内壁等，其排气系统简化图如图6所示，高温部件用红色实线表示，其中6A5截面是火焰稳定截面。由图可知，A₈，A₂₈和A₈₅的调节会影响到探测器对高温部件红外辐射的观测。当A₈<A_C时，探测器能观测到中心锥，尾喷管扩张段内壁和燃气的红外辐射。当A₈>A_C时，探测器可接收到5截面的红外辐射。当A₈>(A_6A5-A₁₆)时，探测器可以进一步接收到16截面的红外辐射。由于发动机结构的特殊性，需考虑引射套筒壁面红外辐射的探测，当(A₈₅+A₂₈)<A₇时，可观测到引射调节片的红外辐射，当(A₈₅+A₂₈)>A₇时，可接收到引射套筒外壁面红外辐射，当(A₈₅+A₂₈)>A_6A5时，可进一步接收到26截面的红外辐射。

当红外探测器处于排气系统正后方向，排气系统固体壁面红外辐射强度计算方程如下：

式中，A_C，ε_c，T_C分别为中心锥的投影面积，材料发射率和表面温度。A₅，ε₅，T₅分别为5截面的投影面积，材料发射率和表面温度。A_n，ε_n，T_n分别为喷管扩张段内壁的投影面积，材料发射率和表面温度。A₁₆，ε₁₆，T₁₆分别为16截面的投影面积，材料发射率和表面温度。A₂₆，ε₂₆，T₂₆分别为26截面的投影面积，材料发射率和表面温度。A_ej，ε_ej，T_ej分别为引射套筒外壁的投影面积。M_λbb(T)为关于温度的波长函数。

考虑喷流中心线上的气体系数时，排气系统红外强度计算方程变化如下：

式中，气体辐射贡献值I_gas根据经验按照固体壁面红外辐射贡献总值的8％给定。

在进行引射喷管非设计点计算时，需考虑飞机各航段的技术指标，在这里提供了一个简化的飞行战斗机任务表，如表4所示。其中包括了起飞，亚音速巡航，超音速巡航，盘旋，水平加速，脱离冲刺和下降7个任务点。表中数据包括了每个作战任务点的高度，飞行马赫数，燃烧室温度，加力燃烧室温度，航程及时间。在飞行任务点仿真实验中，将引射涵道比为0(涡扇发动机)，0.2及0.5的发动机进行对比，分析各任务点发动机性能。

表4.飞行任务表

	起飞	亚声速巡航	超声速巡航	转弯	水平加速	冲刺	降落
								高度(m)	609.6	12823.6	9144	9144	9144	9144	3048
Ma	0.1	0.9	1.5	1.6	1.365	1.5	0.3973
								T<sub>t</sub>4(K)	1777.8	1484.83	1675	1777.8	1777.8	1777.8	1596.1
加力状态	ON	OFF	OFF	ON	ON	ON	OFF
								航程(km)	0.222	218.573	171.736	0	4.834	46.3	0
飞行时间(s)	7	823	377.5	63.5	11.7	101.8	1200

图8和9分别展示了不同任务点下涡扇发动机与引射涵道发动机推力及单位推力耗油率的变化关系图。图中可以看出涡扇发动机推力要比带有引射喷管的涡扇发动机相对高一些，但单位推力耗油率也相应高。而引射涵道比越高，耗油率下降也相应较多，提高发动机经济性。尤其在开加力状态，单位推力耗油率下降非常明显。如图10所示，有引射喷管结构的涡扇发动机在各任务点油耗更低。并且引射涵道比越高，油耗越低。在图11中，亚音速巡航，超音速巡航及下降不开加力燃烧室，在剩余几个任务点中，引射涵道比越高，发动机加力燃烧室耗油下降越明显。这进一步说明引射喷管可降低发动机油耗，提升发动机的巡航及作战性能。图12表示的是不同任务下的单位推力，引射喷管会降低发动机的单位推力，在加力阶段下降会比较明显，在引射涵道比为0.2时单位推力下降了大约9％，而涵道比越大，单位推力下降越严重。图13展示了不同任务下发动机红外辐射强度，由图可以看出，带引射喷管的涡扇发动机红外辐射强度远小于涡扇发动机，尤其在加力阶段，相比于涡扇发动机，引射喷管的红外辐射强度降低了约50％。且从图中可看出引射涵道比0.2的红外辐射要比引射涵道比0.5的低。引射喷管的提出不仅降低了发动机油耗，而且降低了发动机红外辐射能量，显著提高了发动机低红外性能。

Claims (7)

1.一种带引射喷管涡扇发动机的建模方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、建立以下的引射喷管模型：

其中，m_e为引射涵道流量，α_ej为引射涵道比，α为涡扇发动机涵道比，m₀为涡扇发动机进口流量，π_r为等熵自由流恢复压力比，π_d为进气道扩压比，π_f为风扇压比，π_2n为引射喷管扩压比，V₂₉为引射涵道出口气流速度，P_t29为引射喷管出口总压，P₂₉为引射喷管出口静压，T_t29是引射涵道出口总温，T₂₉是引射喷管出口静温，T_t9是主尾喷管出口总温，T₉是主尾喷管出口静温，γ_c为空气比热，推力比系数

为引射流量产生的推力与主流产生的推力之比，F_ejector为引射喷管推力，F_primary为主喷管推力，R为气体常数，m_p为主喷管流量，M₈为引射喷管出口截面马赫数，M₂₈为次流喉道截面马赫数，P₀为环境大气压，P₂₇为引射外涵道流量出口静压，P₂₈为引射流道喉道面静压，P₉为主尾喷管出口压力；

步骤2、基于上述引射喷管模型，建立涡扇发动机整体气动热力学模型，分别通过参数循环分析和性能循环分析对设计点和非设计点进行计算，以确定带引射喷管涡扇发动机设计参数。

2.如权利要求1所述建模方法，其特征在于，使用修正比热模型进行所述参数循环分析，该修正比热模型的输入量包括环境大气压、尾喷管出口截面压力、引射涵道比、引射喷管扩压比。

3.如权利要求1所述建模方法，其特征在于，在所述性能循环分析中，输入量为发动机飞行高度、马赫数及相关控制规律，输出为发动机燃油量和控制量。

4.如权利要求3所述建模方法，其特征在于，在性能循环分析的迭代方案中，选取燃烧室的油气比、加力燃烧室的油气比、掺混室的涵道比、引射涵道比、核心流混合器进口截面的马赫数、发动机进口流量五个初猜值，代入因变量方程的迭代流程中，计算出发动机在非设计点处的性能。

5.如权利要求1所述建模方法，其特征在于，在对发动机推力计算时的推力计算公式如下：

其中，β为引气系数，f_o为总油气比，a₀为环境声速，V₉为主尾喷管出口气流流速，M₀为环境马赫数，T₀为环境温度，γ₀为环境空气比热，R₉为主尾喷管出口气体常数，R₀为环境气体常数，R₂₉为引射喷管出口气体常数。

6.一种带引射喷管涡扇发动机的红外辐射预测方法，其特征在于，基于权利要求1～5任一项所述方法所建立的带引射喷管涡扇发动机模型，利用下式计算所述涡扇发动机排气系统正后向红外辐射强度I：

式中，A_c、A₅、A_n、A₁₆、A₂₆、A_ej分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口、引射涵道流量进口、引射套筒外壁的投影面积，ε_c、ε₅、ε_n、ε₁₆、ε₂₆、ε_ej分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口、引射涵道流量进口、引射套筒外壁的材料发射率，T_c、T₅、T_n、T₁₆、T₂₆、T_ej分别为中心锥、低压涡轮出口、尾喷管扩张段内壁、风扇外涵流混合器进口、引射涵道流量进口、引射套筒外壁的表面温度，I_gas为气体辐射贡献值，σ_λ为气体透过率，波长λ下M_λbb(T)与温度T之间的关系由普朗克定律确定，M_λbb(T)为关于温度的波长函数。

7.如权利要求6所述红外辐射预测方法，其特征在于，气体辐射贡献值I_gas按照固体壁面红外辐射贡献总值的8％给定。

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