CN111878252A - 进气道引射喷管模型及涡扇发动机模型 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种进气道引射喷管模型。本发明基于准一维流理论建立了一种计算复杂度大幅降低的进气道引射喷管模型，模型的计算复杂度降低，便于移植和集成于发动机总体计算软件中，并易于与涡扇发动机模型相结合，构成带有进气道引射喷管的涡扇发动机模型。本发明还公开了一种包括上述进气道引射喷管模型的涡扇发动机模型。本发明建立的基于准一维流理论的进气道引射喷管模型相比于二维理论计算方法速度有效提高，便于移植和集成于发动机总体计算软件中，并可与涡扇发动机模型相结合，构成带有进气道引射喷管的涡扇发动机模型，用于分析不同任务段引射喷管的引射效果，进一步提高模型的置信度。

Description

进气道引射喷管模型及涡扇发动机模型

技术领域

本发明属于航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域，具体涉及一种进气道引射喷管模型。

背景技术

隐身技术又称为低可探测技术或目标特征控制技术。它是通过改变武器装备等目标的可探测特征信号，使敌方探测系统不易发现或距离缩短的综合性技术。低可探测性现已成为目前及未来先进战机必须具备最主要特征之一。涡扇发动机是作战飞机的主要动力，其进/排气系统是重要的雷达散射和红外辐射源。发动机实现隐身，即降低进/排气系统的红外和雷达特征，是战斗机实现隐身的重要前提。对于采用进气道引射排气系统的发动机而言，可以降温隔热和有效降低飞机后体蒙皮温度，减少后半球的红外信号特征，是一个非常有效的红外隐身措施。

进气道排气引射会对推力产生影响，应用排气引射技术时，来自辅助进气口的空气从引射通道排出来冷却壁面时，引射涵道使得流体域固体的接触面积增加，喷管延长，引射空气会以较低的总压汇入到主喷流排出喷管，导致发动机重量增加和附加的推力损失，且使机体空间利用率降低；进气道引射排气可以对喷管固壁和热流冷却可有效降低喷管固体温度、对热喷流进行强化冷却和强化掺混，也将导致一定的流动阻力和发动机推力损失。进气道排气引射也会对发动机的工作点产生影响，引射喷管是引射排气系统重要且是核心部件，喷管除了产生推力以外，还具有通过调节喉道面积来改变涡轮和喷管中燃气膨胀比的分配作用，从而改变压气机与涡轮的共同工作点，实现对发动机工作状态的控制，进而改变发动机的推力、耗油率、改善发动机的气动性能。

对于进气道引射排气技术许多国家都进行了大量研究，其中SR-71是美国20世纪50年代开始设计并转入系统研究与工程应用的隐身战略侦擦机，在其垂直尾翼正下方沿着发动机舱均匀开设12个气动调节式引射喷管进气隔窗。通过调节阀门来控制进气流量从而达到增推及冷却的作用。B-2隐射战略轰炸机发动机在进气道的内侧配置了一道狭长的辅助进气道：除了用来吸收不稳定的边界层气流外，分离板分离出来的气流还用来降低发动机喷口外侧的温度，以减少从后向可被探测到的高温喷管壁面的固体辐射；另外，喷管外侧布置了引射装置以降低喷管排气温度，强化热喷流与冷空气的掺混，从而进一步降低尾喷流的红外隐身特征。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。然而以往研究中，进气道引射喷管的模型仿真及流场分析是通过复杂的二维理论计算得出，为此难以将进气道引射喷管模型及发动机模型进行联合建模，也无法判断引射喷管在战斗机飞行任务中是否具有引射功能，这对发动机性能分析是不利的，需在二维流基础上进行相应简化，并集成到发动机模型中。

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，提供一种进气道引射喷管模型，其基于准一维流理论建立，模型更简单，便于将进气道引射喷管模型与发动机模型进行联合建模。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题：

一种进气道引射喷管模型，所述进气道引射喷管模型的数学表达具体如下：

T_tp9＝bT_tp8

其中，λ_p8、λ_s8是喷管入口8截面主流及次流的速度系数；λ_p9、λ_s9是喷管出口9截面主流及次流的速度系数；P_ts8、P_tp8是8截面的静压与总压；P₉是9截面的静压；A_s8、A_p8是8截面次流及主流流通面积；A_s9、A_p9是9截面次流及主流流通面积；k_s、k_p是次流及主流的绝热指数；

是次流及主流流量；c_crs8、c_crp8分别是8截面次流与主流的临界声速；c_crs9、c_crp9分别是9截面次流与主流的临界声速；c_ps、c_pp是次流及主流定压比热容；T_ts8、T_tp8是8截面次流及主流总温；T_ts9、T_tp9是9截面次流及主流总温；b为主流总温变化系数；函数f(λ)、Z(λ)分别都表示冲量函数；π(λ)是λ的函数，表示静压力与总压力之比。

优选地，所述主流总温变化系数b＝0.92～0.99。

将上述进气道引射喷管模型与发动机模型联合建模，即可得到以下技术方案：

一种涡扇发动机模型，包括如上任一技术方案所述进气道引射喷管模型。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

(1)建立的基于准一维流理论的进气道引射喷管模型相比于二维理论计算方法速度有效提高，便于移植和集成于发动机总体计算软件中。

(2)可与涡扇发动机模型相结合，构成带有进气道引射喷管的涡扇发动机模型，并可分析不同任务段引射喷管的引射效果，进一步提高模型的置信度。

附图说明

图1为引射喷管一维理论分析示意图；

图2为引射喷管一维理论分析控制体示意图；

图3为引射器抽吸特性图；

图4为超声速进气道流路模型示意图；

图5为带有进气道引射喷管的涡扇发动机整机简图；

图6为不同马赫数所需要的进气面积图；

图7为不同飞行航段进气道-引射喷管共同工作点图；

图8为不同任务点下带有进气道引射喷管的涡扇发动机推力变化关系图；

图9为不同任务点下带有进气道引射喷管的涡扇发动机耗油率变化关系图；

图10为不同任务点下带有进气道引射喷管的涡扇发动机单位推力变化关系图；

图11为不同任务点下带有进气道引射喷管的涡扇发动机红外辐射强度变化关系图。

具体实施方式

针对现有技术不足，本发明的解决思路是基于准一维流理论建立一种计算复杂度大幅降低的进气道引射喷管模型，模型的计算复杂度降低，便于移植和集成于发动机总体计算软件中，并易于与涡扇发动机模型相结合，构成带有进气道引射喷管的涡扇发动机模型。

引射喷管的一维理论是在已知主、次流总压、总温和主流流量等参数下，通过合理假设依照控制体内质量、动量和能量守恒定律，求解次流流量。引射器流动有一个重要特征，就是次流扼流现象。在足够的主流压力之下，由于卷吸作用与主流膨胀缩小了次流的流通面积。使次流达到临界状态，便扼制了次流。试验结果表明，对每种引射器，在指定原始气流参数条件下，引射器次流扼流状态下，对应着一个最大的引射系数值，即使再降低引射器出口压力也不会影响这个极限值。

为便于公众理解，下面结合附图来对本发明的技术方案进行进一步详细说明：

首先给出本文所涉及的所有物理参量如下：

Ma₈、Ma₉表示8、9截面的马赫数，P₉、P₀表示喷管出口静压和环境静压，i＝s,p代表次流、主流，

表示次流及主流流量，k_i为次流及主流的绝热指数，K(k_i)为次流及主流的绝热指数函数，P_ti为次流及主流总压，T_ti为次流及主流总温，A_i为次流及主流截面面积，q(λ_i)为次流及主流的流量函数，λ_i为次流及主流的流量系数，R为通用气体常数，P_ts8、P_tp8为8截面处的次流及主流总压，T_ts8、T_tp8为8截面处的次流及主流总温，P_ts9、P_tp9为9截面处的次流及主流总压，T_ts9、T_tp9为9截面处的次流及主流总温，A_s8、A_p8为8截面处的次流及主流的流通面积，A_s9、A_p9为9截面处的次流及主流的流通面积，λ_s8、λ_p8为8截面次流及主流的流量系数，λ_s9、λ_p9为9截面次流及主流的流量系数，I_i为次流及主流的冲量，f(λ_i)为次流及主流的冲量函数，c_cri为次流及主流临界声速，Z(λ_i)也为次流及主流的冲量函数，c_crs8、c_crp8为8截面次流及主流临界声速，c_crs9、c_crp9为9截面次流及主流临界声速，E_i为次流及主流的能量，c_pi为次流及主流的定压比热容，π(λ_s9)、π(λ_p9)为9截面次流及主流的静压力与总压力之比，P_i为次流及主流静压，b为主流总温变化系数，Φ和Φ_c为引射流量比和换算流量比，A₁为进气道最大捕获面积，A₀为发动机最大需用流量和附面层抽吸和安全裕度最小需要量的自由流面积，A_0ref为特定发动机自由流面积，A₀ ^*为发动机堵塞的自由流面积，Ma₁为进气道进口马赫数，

为发动机进口流量，F_e为引射喷管推力，V₁₉为引射喷管出口速度，V₀为发动机进口速度，P₁₉为引射喷管出口静压。

图1是引射喷管一维理论分析示意图，引射器泵抽流体的基本结构，就是自由混合层发展所引起的流动卷吸作用。为尽量减少引射旁路的增加对发动机截面面积的影响，同时获得最大的引射流量比，选择在主喷管喉道截面处进行对次流的引射。所以引射入口8截面处的主流马赫数等于1，二次流马赫数应小于1，当截面8处的主流静压高于次流静压时，次流将受到主流的压缩，在极限状态下次流在截面9处被压缩至壅塞状态。

在进行引射排气系统的气动性能分析建模的时，以基于控制体方法的准一维流理论为基础，结合合理假设，进行引射喷管一维理论分析控制体的建立，如图2所示。

引入如下假设：

(1)引射器内主、次流均为理想气体的定常绝热流动。

(2)忽略壁面摩擦力和重力对流体的影响。

(3)主、次流在8,9截面处各自速度均布。

(4)主、次流之间互相掺混且等熵流动。

(5)主流在8处临界，次流在9处被主流压缩至壅塞状态，即Ma₈＝1，Ma₉＝1。

(6)主、次流在截面9处完全膨胀至出口背压，即P₉＝P₀。

基于上述引射喷管为研究对象，根据质量、动量、能量守恒定律建立引射喷管数学模型。其中关于引射喷管主次流的计算如下：

其中i＝s,p代表次流，主流，λ_i为次流及主流的流量系数，k_s＝1.4,k_p＝1.3,R＝287.06J/(kg·K)。

根据质量守恒方程可得：

根据冲量方程及能量方程：

其中

方程(1)～(5)分别是以总压和总温的形式表示的冲量，用以研究在引射喷管截面8与截面9中主、次流总温和总压间的变化关系。

根据动量守恒定律得：

P_tp8A_p8f(λ_p8)+P_ts8A_s8f(λ_s8)＝P_tp9A_p9f(λ_p9)+P_ts9A_s9f(λ_s9) (7)

其中

根据能量方程：

对截面8～9之间用能量守恒定律可得：

联立(4)、(5)、(7)、(8)和式(10)并结合假设(5)中Ma₈＝1，Ma₉＝1和(6)中P₉＝P₀。

其中

式(11)、(12)和(13)中的几何参数A_p8，即主流喉道面积是由发动机工作工况所决定；次流进口面积A_s8，由要求的引射次流流量和次流气动参数来决定。根据主、次流状态参数和喷管出口环境压力结合假设(6)，引射喷管中主、次流在截面8与截面9的气动参数P_tp8,P_ts8,T_tp8,T_ts8,λ_p8,λ_s8,P₉，以及物性参数c_ps,c_pp都变为已知量。

对于(11)～(13)的方程组而言，总共有T_tp9,T_ts9,λ_p9,λ_s8四个未知量，为保证方程解的唯一性，假设主流从截面8到截面9处总温变化满足一下关系式：

T_tp9＝bT_tp8 (15)

式中b为主流总温变化系数，b＝0.92～0.99。

将上述方程整理可得引射器基本方程为：

T_tp9＝bT_tp8 (19)

有了上述方程，就可在已知主、次流参数的情况下，通过式此控制方程求得引射入口次流的和引射喷管出口主流的速度系数λ_s8,λ_p9，以及引射喷管出截面处的主、次流总温T_tp9,T_ts9。可得衡量引射喷管抽吸特性的引射流量比Φ和换算流量比Φ_c为：

根据上述基于准一维流理论建立的引射喷管抽吸特性分析模型，绘制了如图3所示的引射器抽吸特性曲线，从图中可以看出，如前文所提到的引射器次流扼流状态，对于给定几何参数A_s8，A_p8的引射器其换算流量只是次、主流总压比的单一函数。对于给定流量要求形式的引射器，这种格式十分有用。同时也将来自于NASA TN 7602使用超音速特征线法结合动量积分混合理论的方法的结果以实线的形式绘制于图3中，来进行比较。在不同的引射器截面比A_s8/A_p8之下，会有不同的次流扼流曲线。

由上述理论建立的描述引射器次流扼流状态下的抽吸特性理论模型，其计算精度与NASA TN 7602中的二维理论结果以及试验数据十分接近，与试验数据相比其相对误差不大于5％，满足工程计算要求；同时一维理论由于采用比较合理的假设和简化，使得其控制方程数量较少，这样相比较于二维理论方法计算实时性高，便于集成于发动机总体计算软件中。

采用的超音速进气道模型如图4所示，A₁为进气道最大捕获面积，A₀为发动机最大需用流量和附面层抽吸和安全裕度最小需要量的自由流面积。引射喷管中的次流从进气道引入的方案如图5所示。次流通过进气道旁路系统被引入到引射喷管中，这一方面使发动机与进气道流量更好的匹配，提高发动机性能，另一方面这股次流流经发动机隔舱时，对发动机部件起到冷却作用，降低红外辐射强度。

对于一个特定发动机设计尺寸A_0ref，将亚音速和超音速飞行状态对进气面积A₁的约束条件结合起来。便得出一组A₀ ^*/A_0ref(Ma₁<1)和A₀/A_0ref(Ma₁>1)的曲线，如图6所示，其中A₀ ^*为发动机堵塞的自由流面积，Ma₁为进气道进口马赫数。图中实现代表不同工况下对应的进气面积，由图可知，最大进气道捕获面积为马赫数1.55，高度40千英尺状态下，要求的A₀＝1.17A_0ref，以为防止进气道出现堵塞并考虑附面层厚度的安全系数1.04确定进气道面积A₁,由此可得A₁＝1.217A_0ref。

从图中可以看出，若不考虑附面层厚度的影响，在飞行马赫数小于1时，实际进气道面积A₁大于所需进气道截面的17％。由于进气道进口流量与面积成正比关系，为此进气道的实际供气量超过发动机需气量的17％，这多余的气流流入进气道旁路系统。随着飞行马赫数的升高，进气道截面处发动机实际所需流量流通面积逐渐变大，直到达到马赫数1.55、高度40千英尺的飞行状态，进气道流量恰好等于发动机所需流量。

根据上述理论可插值得到进气道进口流量，从而计算得出引射喷管进口流量

式中

为发动机进口流量。

在进行发动机非设计点计算时，需考虑飞机各航段的技术指标。由于战斗机飞行任务较多，有些任务也是相应重复，本文在此提取了战斗机飞行任务中最重要的7个飞行任务段，构成一个简化的飞行战斗机任务表，如表1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，是否开加力，航程及时间。结合引射喷管的抽吸特性和进气道隔舱中的气流量随飞行状态的变化规律，可以将不同飞行航段进气道-引射喷管共同工作点确定下来，如图7所示。从图中可以看出在起飞、亚声速巡航飞行阶段，都能有比较可观的引射次流量。

表1.飞行任务表

在对发动机推力计算时，需考虑引射喷管产生的推力，引射喷管推力F_e计算公式如下表示：

其中V₁₉为引射喷管出口速度，V₀为发动机进口速度，P₁₉为引射喷管出口静压，P₀为发动机进口静压。

图8～图11展示了不同任务段下两台发动机性能对比。在推力及单位推力耗油率对比图中可以看出，进气引射的涡扇发动机推力要高于常规涡扇的，而单位推力耗油率相对要低一点。表明进气引射的涡扇发动机对飞机超声速巡航及机动作战能力上可有效提升其性能，并且在不同任务段下都降低了飞机耗油率，可有效提高飞机经济性，增大飞机航程距离。图中还显示了发动机单位推力及红外强度的变化情况。进气道引射涡扇发动机的单位推力在超声速及亚声速巡航相比于常规涡扇发动机均有较高提升，进一步证明发动机具有较高的机动性。在红外辐射强度对比中，引射涡扇发动机有个很明显的下降。尤其是在加力阶段，相比与常规涡扇发动机，引射涡扇发动机红外辐射强度最多降低了约78％，这是由于尾喷管壁面温度受引射喷管的影响，相比较于常规涡扇发动机，其温度有大幅的降低。由此可以看出，进气道引射喷管的提出，不仅提高了发动机推力降低耗油率，而且显著降低了发动机红外辐射能量，提高发动机红外隐身性。

Claims (3)

1.一种进气道引射喷管模型，其特征在于，所述进气道引射喷管模型的数学表达具体如下：

T_tp9＝bT_tp8

其中，λ_p8、λ_s8是喷管入口8截面主流及次流的速度系数；λ_p9、λ_s9是喷管出口9截面主流及次流的速度系数；P_ts8、P_tp8是8截面的静压与总压；P₉是9截面的静压；A_s8、A_p8是8截面次流及主流流通面积；A_s9、A_p9是9截面次流及主流流通面积；k_s、k_p是次流及主流的绝热指数；

是次流及主流流量；c_crs8、c_crp8分别是8截面次流与主流的临界声速；c_crs9、c_crp9分别是9截面次流与主流的临界声速；c_ps、c_pp是次流及主流定压比热容；T_ts8、T_tp8是8截面次流及主流总温；T_ts9、T_tp9是9截面次流及主流总温；b为主流总温变化系数；函数f(λ)、Z(λ)分别都表示冲量函数；π(λ)是λ的函数，表示静压力与总压力之比。

2.如权利要求1所述进气道引射喷管模型，其特征在于，所述主流总温变化系数b＝0.92～0.99。

3.一种涡扇发动机模型，其特征在于，包括如权利要求1或2所述进气道引射喷管模型。

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