CN116680823A - 一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法 - Google Patents

一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法 Download PDF

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杨天宇
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Abstract

本申请属于航空发动机设计领域，为一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，通过先确定发动机的任务需求，从而进行发动机的设计输入，根据设计输入进行发动机热力循环分析，确定对应部分的温度和压力特性，并进一步确定发动机的初始风扇特性，进而进行发动机的主流路设计；而后根据飞机任务分析确定风扇级间引气特性的改进要求，并按照要求进行基于风扇特性的结构改进，直至气压力损失后的风扇引气级间总压是否大于加力燃烧室的进口压力，再进行发动机设计点与典型状态性能的计算，获得计算结果，进行发动机各部件及系统的设计，直至完成设计。不会造成发动机进口额外的总压损失及气流畸变，同时高马赫数状态比冲显著提高。

Description

一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法
技术领域
本申请属于航空发动机设计领域，特别涉及一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法。
背景技术
近年来吸气式临近空间高马赫数飞行器已成为航空领域的重点研究方向，高速涡轮发动机是关键和难点。目前国内军用航空涡轮发动机工作马赫数上限为2.25左右，若飞行马赫数继续提高，将导致发动机进口温度大幅上升，而压气机出口温度受到材料耐温限制难以提升，发动机转速急剧下降，发动机进口流量大幅降低，导致发动机推力无法满足飞机高马赫数状态需求。若要将航空涡轮发动机工作马赫数上限提至3～3.5。
通过采用涡轮发动机射流预冷扩包线或高速涡轮发动机技术可以实现航空涡轮发动机工作马赫数上限提升，但这两种方案也存在着一定的缺点：
1)涡轮发动机射流预冷扩包线
在Ma2级成熟小涵道比涡扇发动机风扇前加装冷却介质喷射装置，在高马赫数状态下喷射水等冷却介质，通过冷却介质蒸发对发动机进口气流进行降温，从而增大发动机进口流量，既实现发动机高马赫数工作，又改善发动机高马赫数状态推力。
具体设计为在小涵道比涡扇发动机进口前进行射流预冷，该设计存在冷却介质蒸发不完全、进气道总压损失增大、发动机进气畸变增大等问题，影响发动机及其部件性能和稳定工作。另外高马赫数下需要同时消耗冷却介质和燃油，会使得发动机等效比冲急剧降低，发动机难以长时间高马赫数工作。另外冷却介质储箱会增大飞机起飞重量和体积，射流预冷装置在低马赫数状态下也是“死重”，影响飞机综合作战效能。
2)高速涡轮发动机
在现有小涵道比涡扇发动机基础上，降低设计总增压比，延缓进入压气机出口限温，提高发动机高马赫数状态转速，保障发动机高马赫数流通能力，既实现发动机高马赫数工作，又保障发动机高马赫数状态推力。
相比于现有Ma2级小涵道比涡扇发动机而言，高速涡轮发动机虽然通过降低设计总增压比提高了高马赫数下压缩部件转速，一定程度改善了流通能力，但受压气机出口限温影响，高马赫数状态压缩部件压比和效率较低，风扇后面级和压气机流通能力不足，发动机高马赫数性能相对较差，为保持高马赫数状态性能需要增大发动机尺寸保障进气流量，从而影响发动机低马赫数尤其是跨声速单位迎面推力，影响飞机综合作战效能。
因此如何飞机在更高上限的高马赫数飞行的同时，保证飞机的总和作战效能是一个需要解决的问题。
发明内容
本申请的目的是提供了一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，以解决在飞机新的高马赫数飞行影响飞机总和作战效能的问题。
本申请的技术方案是：一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，包括：
进行发动机任务分析，确定飞机任务对动力的上下游需求和约束；
综合发动机上下游需求和约束，确定发动机的设计输入；
根据发动机的设计输入进行发动机热力循环分析，以设计点为目标兼顾典型状态，开展发动机的增压比、涡轮前温度和加力温度的参数分析，确定对应部件的温度和压力特性；
根据对应部件的温度和压力特性对各个设计点进行性能计算，确定发动机得初始风扇特性；
根据发动机的初始风扇特性和各设计点的性能进行发动机的主流路设计；
根据发动机的主流路设计参数、上下游需求和约束进行发动机典型状态性能计算，得到典型高马赫数状态不引气计算条件下的风扇引气级间总压与加力燃烧室进口压力之间的关系；而后根据飞机任务分析确定风扇级间引气特性的改进要求，并按照要求进行基于风扇特性的结构改进；对结构改进后的发动机再次进行各设计点的性能计算，再次得到风扇引气级间总压与加力燃烧室进口压力之间的关系，判断考虑引气压力损失后的风扇引气级间总压是否大于加力燃烧室的进口压力，若是，则完成设计，若否，则再次进行基于风扇特性的结构改进，并重复判断，直至风扇引气级间总压大于加力燃烧室的进口压力；
而后根据发动机各部件及系统的设计要求，进行发动机设计点与典型状态性能的计算，获得计算结果，进行发动机各部件及系统的设计，并进一步计算发动机的总体性能，并判断发动机的总体性能是否满足设计要求，若不满足再次进行发动机的任务分析及结构设计，直至满足设计要求。
优选地，基于风扇的结构改进为：在风扇引气级间设计集气腔，在发动机外部通过一定数量的引气管路连接集气腔和加力燃烧室，并在引气管路上设置阀门，在引气时打开阀门，不引气时关闭阀门。
优选地，所述引气管路的数量为3的倍数，引气管路的内径为：
式中，T20为最大引气流量W20引气总温；P20为总压，n为管路数量，λ≤0.2；K为0.0404；π为圆周率；q(λ)的计算公式为：
式中，k为1.4。
优选地，在引气管路上设置阀门时，在风扇引气级间设置总压测点P20，当T1≥602K且P20/P16≥1时，阀门打开，其中为T1发动机进口总温，P16为加力燃烧室外涵进口压力。
优选地，将引气管路阀门设置为蝶阀，当风扇引气级间压力高于加力燃烧室进口压力时阀门自动打开，当风扇引气级间压力低于加力燃烧室进口压力时阀门自动关闭。
本申请的一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，通过先确定发动机的任务需求，从而进行发动机的设计输入，根据设计输入进行发动机热力循环分析，确定对应部分的温度和压力特性，并进一步确定发动机的初始风扇特性，进而进行发动机的主流路设计；而后根据飞机任务分析确定风扇级间引气特性的改进要求，并按照要求进行基于风扇特性的结构改进，直至气压力损失后的风扇引气级间总压是否大于加力燃烧室的进口压力，再进行发动机设计点与典型状态性能的计算，获得计算结果，进行发动机各部件及系统的设计，并进一步计算发动机的总体性能，直至发动机的总体性能是否满足设计要求，完成设计。不会造成发动机进口额外的总压损失及气流畸变，同时高马赫数状态比冲显著提高。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请整体流程示意图；
图2为本申请发动机引气流路结构示意图；
图3为本申请风扇级间引气与未引气对比曲线示意图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤S100，进行发动机任务分析，具体包括新的马赫数要求及飞机总和作战效能要求等，飞机的作战效能要求包括总温、总压、发动机转速、推力等参数要求，确定飞机任务对动力的上下游需求和约束；
步骤S200，综合发动机上下游需求和约束，确定发动机的设计输入；
在进行飞机具体的设计时，会将总的指标分别分别对各个部件进行分配，如分配给风扇、压气机、燃烧室、高低压涡轮等部件的温度、压力要求，以及高低压涡轮轴的发动机转速要求等。发动机的设计输入则以其中一个部件的设计要求为基准点，而后再依次对关联的其它部件进行依次设计，在相邻部件满足设计要求后，再次外部的部件进行设计，直至完成全部设计。
具体如：先以高压压气机的进口和出口的总温、总压要求为设计输入，而后分别对风扇、高压涡轮、燃烧室进行设计，再对其他部件进行设计。
步骤S300，根据发动机的设计输入进行发动机热力循环分析，以设计点为目标兼顾典型状态，开展发动机的增压比、涡轮前温度和加力温度的等参数分析，需要考虑部件技术、材料工艺限制、温度约束、冷却类型和冷气量系数等因素，以确定对应部件的温度和压力特性；
在得到高压压气机的基本设计参数后，以这些参数为基础进行发动机的热力循环分析，从而得到发动机各个部件之间，如风扇、燃烧室、高压涡轮的温度、压力的对应关系，再结合任务需求确定对应部件、如涡轮、加力燃烧室的温度和压力特性等。
步骤S400，根据对应部件的温度和压力特性对各个设计点进行性能计算，根据风扇与高压压气机之间的对应关系，确定发动机的初始风扇特性；
步骤S500，根据发动机的初始风扇特性和各设计点的性能进行发动机的主流路设计；
本申请中发动机的主流路路线如图2所示，其中风扇-引气管路阀门-加力燃烧室为风扇级间引气，压气机-高压涡轮之间为高压轴连接，风扇-低压涡轮之间为低压轴连接，在获得各个部件之间的气流对应关系后，进一步加强了各部件之间的设计紧密度。
步骤S600，根据发动机的主流路设计参数、上下游需求和约束进行发动机典型状态性能计算，得到典型高马赫数状态不引气计算条件下的风扇引气级间总压与加力燃烧室进口压力之间的关系；而后根据飞机任务分析确定风扇级间引气特性的改进要求，并按照要求进行基于风扇特性的结构改进；对结构改进后的发动机再次进行各设计点的性能计算，再次得到风扇引气级间总压与加力燃烧室进口压力之间的关系，判断考虑引气压力损失后的风扇引气级间总压是否大于加力燃烧室的进口压力，若是，则完成设计，若否，则重复步骤S400-S600，再次进行基于风扇特性的结构改进，并重复判断，直至风扇引气级间总压大于加力燃烧室的进口压力；
优选地，基于风扇的结构改进为：在风扇引气级间设计集气腔，在发动机外部通过一定数量的引气管路连接集气腔和加力燃烧室，并在引气管路上设置阀门，在引气时打开阀门，不引气时关闭阀门。
结合图2，低马赫数下，发动机主机工作效率高，风扇流通能力强，此时不需要风扇级间引气，且风扇级间压力相对加力燃烧室进口压力较低，引气管路阀门关闭，无流量从风扇流经引气管路进入加力燃烧室。
高马赫数下，发动机主机工作效率下降，风扇流通能力低，此时风扇级间压力相对加力燃烧室进口压力较高，引气管路阀门打开，风扇级间引气气流通过引气管路进入加力燃烧室参与燃烧。
高马赫数条件下，因压气机出口温度限制，风扇转速较低，压比和效率较低，风扇后面级的压比更低，出现气流堵塞现象，从级间引气，能够缓解风扇后面级堵塞情况，改善发动机流通能力。同时，引气气流进入加力燃烧室燃烧，能够改善发动机性能。
具体参数设计为：
1)管路数量。引气管路数量通常取3的倍数，如6、9等，但不宜过多。
2)管路内径。引气管路内径根据最大引气流量W20引气总温T20、总压P20和管路数量n确定，同时要求管路内气流速度系数λ不超过0.2，通过流量公式可计算得到引气管路内径D。
其中，K取0.0404；π为圆周率；q(λ)采用下式计算：
k取为1.4。
3)管路流路。管路流路总压损失最小化设计，管路尽量光顺，除非必须，尽量避免大的弯折。
优选地，引气管路阀门控制方法为：
控制方法1：在风扇引气级间设置总压测点P20，当T1≥602K(初值，根据引气需求调整)且P20/P16≥1时，引气阀门打开，其中为T1发动机进口总温，P16为加力燃烧室外涵进口压力。
控制方法2：将引气管路阀门设置为蝶阀，当风扇引气级间压力高于加力燃烧室进口压力时阀门自动打开，当风扇引气级间压力低于加力燃烧室进口压力时阀门自动关闭。
步骤S700，而后根据发动机各部件及系统的设计要求，进行发动机设计点与典型状态性能的计算，获得计算结果，进行发动机各部件及系统的设计，并进一步计算发动机的总体性能，并判断发动机的总体性能是否满足设计要求，若不满足则重复步骤S100-S700，再次进行发动机的任务分析及结构设计，如修改任务所能达到的马赫数，以及对管路数量和内径进行重新设计等，直至满足设计要求。
本申请通过先确定发动机的任务需求，从而进行发动机的设计输入，根据设计输入进行发动机热力循环分析，确定对应部分的温度和压力特性，并进一步确定发动机的初始风扇特性，进而进行发动机的主流路设计；而后根据飞机任务分析确定风扇级间引气特性的改进要求，并按照要求进行基于风扇特性的结构改进，直至气压力损失后的风扇引气级间总压是否大于加力燃烧室的进口压力，再进行发动机设计点与典型状态性能的计算，获得计算结果，进行发动机各部件及系统的设计，并进一步计算发动机的总体性能，直至发动机的总体性能是否满足设计要求，完成设计。
1)相较于涡轮发动机射流预冷扩包线方案，本申请能够降低起飞重量和低马赫数“死重”，不会造成发动机进口额外的总压损失及气流畸变，同时高马赫数状态比冲显著提高；结合图3，其中n1R为发动机相对换算转速，虚线为引气增流曲线，实线为未引气增流曲线，在Ma3.0状态，基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法方案相对现有Ma2级小涵道比涡扇发动机射流预冷扩包线方案比冲提高150％左右。
2)相较于现有高速涡轮发动机方案，本申请基于现有技术进一步改善了高马赫数状态风扇流通能力，提高了高马赫数状态发动机流量和推力；Ma3.0以上高马赫数状态，风扇级间引气5％时，流量和推力提升3.5％以上。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，其特征在于，包括：
进行发动机任务分析，确定飞机任务对动力的上下游需求和约束；
综合发动机上下游需求和约束，确定发动机的设计输入；
根据发动机的设计输入进行发动机热力循环分析，以设计点为目标兼顾典型状态，开展发动机的增压比、涡轮前温度和加力温度的参数分析，确定对应部件的温度和压力特性；
根据对应部件的温度和压力特性对各个设计点进行性能计算，确定发动机的初始风扇特性；
根据发动机的初始风扇特性和各设计点的性能进行发动机的主流路设计；
根据发动机的主流路设计参数、上下游需求和约束进行发动机典型状态性能计算，得到典型高马赫数状态不引气计算条件下的风扇引气级间总压与加力燃烧室进口压力之间的关系；而后根据飞机任务分析确定风扇级间引气特性的改进要求，并按照要求进行基于风扇特性的结构改进；对结构改进后的发动机再次进行各设计点的性能计算，再次得到风扇引气级间总压与加力燃烧室进口压力之间的关系，判断考虑引气压力损失后的风扇引气级间总压是否大于加力燃烧室的进口压力，若是，则完成设计，若否，则再次进行基于风扇特性的结构改进，并重复判断，直至风扇引气级间总压大于加力燃烧室的进口压力；
而后根据发动机各部件及系统的设计要求，进行发动机设计点与典型状态性能的计算，获得计算结果，进行发动机各部件及系统的设计，并进一步计算发动机的总体性能，并判断发动机的总体性能是否满足设计要求，若不满足再次进行发动机的任务分析及结构设计，直至满足设计要求。
2.如权利要求1所述的基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，其特征在于，基于风扇的结构改进为：在风扇引气级间设计集气腔，在发动机外部通过一定数量的引气管路连接集气腔和加力燃烧室，并在引气管路上设置阀门，在引气时打开阀门，不引气时关闭阀门。
3.如权利要求2所述的基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，其特征在于，所述引气管路的数量为3的倍数，引气管路的内径为：
式中，T20为最大引气流量W20引气总温；P20为总压，n为管路数量，λ≤0.2；K为0.0404；π为圆周率；q(λ)的计算公式为：
式中，k为1.4。
4.如权利要求2所述的基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，其特征在于：在引气管路上设置阀门时，在风扇引气级间设置总压测点P20，当T1≥602K且P20/P16≥1时，阀门打开，其中为T1发动机进口总温，P16为加力燃烧室外涵进口压力。
5.如权利要求2所述的基于风扇级间引气增流的高速涡扇发动机设计方法，其特征在于：将引气管路阀门设置为蝶阀，当风扇引气级间压力高于加力燃烧室进口压力时阀门自动打开，当风扇引气级间压力低于加力燃烧室进口压力时阀门自动关闭。
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