基于进发匹配的自适应循环发动机总体性能设计初步研究

祁宏斌，黄顺洲，王为丽，丁朝霞，常宇博

(中国燃气涡轮研究院，成都610500)

基于进发匹配的自适应循环发动机总体性能设计初步研究

祁宏斌，黄顺洲，王为丽，丁朝霞，常宇博

(中国燃气涡轮研究院，成都610500)

建立了自适应循环发动机与进气道的流量匹配数学模型，提出了一种可行的自适应循环发动机总体性能设计方法，并以此为基础对采用FLADE(Fan on Blade)的自适应循环发动机的设计参数选取和性能优化开展了研究。结果表明，自适应循环发动机性能设计，需综合考虑超声速进气道高空大飞行马赫数设计点和发动机地面静止起飞设计点的进发流量匹配需求；发动机设计点FLADE涵道比取值，应随着进气道设计马赫数及该飞行状态下冷却用气需求量的增加而增大。

航空发动机；自适应循环；变循环；流量匹配；FLADE；三外涵；工作模式

1　引言

进气道与发动机流量是否处于良好的匹配状态，是影响作战飞机总体效能的一个关键因素。对于主要工作在亚声速和跨声速的作战飞机，进发不匹配带来的性能恶化问题并不十分突出。如F-16采用固定的皮托式亚声速进气道，但得益于推力富余的发动机，可承受较大的进气道总压损失，冲刺到马赫数(Ma)2.0[1]。但对于需要经常工作在较高飞行马赫数(Ma＞2.0)的作战飞机，进发不匹配带来的性能恶化问题十分突出。为此，一般需采用结构形式较复杂的可调式超声速进气道，如幻影2000采用可调式二波系进气道，则能以比F-16小得多的安装推力飞到Ma2.0以上[1]。

为保证较高马赫数飞行状态下的性能，超声速进气道设计点一般选取在最大飞行马赫数状态[2]。但飞行条件一旦偏离进气道设计工作状态，进发匹配问题便凸显出来，即便是进气道几何可调也无法完全避免。如图1所示，在低于进气道设计马赫数时，传统的混排涡扇发动机的最大需用流量小于进气道提供的可用流量，造成溢流，降低了推进系统的安装性能。当发动机工作在深度节流状态时，溢流问题更加突出。与设计马赫数为2.5和1.6的进气道相匹配的涡扇发动机在亚巡状态(H=11 000 m，Ma= 0.90)节流到30%设计推力时，安装耗油率增幅分别超过25%和15%[3]。

图1　典型混压式轴对称进气道与混排涡扇发动机的流量匹配示意图[4]Fig.1 Typical mixed compression axisymmetric inlet/mixed flow turbofan engine airflow matching

上世纪60、70年代出现的变循环发动机(VCE)，在很大程度上解决了上述高超声速飞机的进发匹配问题[5-6]。与常规固定循环发动机相比，在亚声速飞行条件(H=10 668 m，Ma=0.95)，中间状态安装推力节流到50%设计推力时，单/双外涵变循环发动机分别能实现约6.5%和11.0%的安装耗油率降幅[7]。文献[6]的研究结果表明，在相同的典型飞行任务剖面下，与2000年技术水平的基准涡扇发动机相比，双外涵变循环发动机能降低超过30%的综合任务油耗。

自适应循环发动机(ACE)在双外涵变循环基础上引入第三外涵流路，该流路气流不仅可用于热管理和隐身等作用，还可进一步优化与进气道的匹配，从而减小甚至消除溢流阻力，并在一定程度上简化超声速进气道的调节。研究表明，与F135发动机相比，美国自适应发动机技术发展(AETD)计划研发的ACE油耗可减少25%，航程可增加30%[8]。

由于过去并未对主力作战飞机提出长时间高效工作于较高超声速状态的要求，进发匹配问题并不凸显。因此，传统燃气涡轮发动机设计重心仅放在发动机本身的性能上，各部件参数选取也基本围绕发动机热力循环的优化开展，在发动机初始设计阶段并未充分考虑进发匹配的需求。随着下一代主力作战飞机技战术指标要求的跨越式提升，需要在全飞行包线范围内不同功率状态下具备良好的进发匹配性能，这对传统的设计理念提出了新的要求：在初始设计阶段应根据作战飞机的技战术指标，充分考虑进发匹配的需求，优化选取第三涵道比等关键参数，以形成具有高可行性的先进自适应循环发动机技术方案。为此，本文基于进发流量匹配原理，对采用FLADE结构的自适应循环发动机(FLADE-ACE)的总体性能设计方法开展了探索研究。

2　FLADE-ACE的技术特点

2.1结构形式

图2给出了FLADE-ACE的两种典型结构形式。为便于描述，三个外涵道由内向外依次定义为第一、第二和第三外涵道；三个涵道比的定义为，每个涵道气流流量分别与高压压气机、核心机驱动风扇级(CDFS)和风扇进口物理流量的比值。两种结构均在第二级风扇动叶上增加了FLADE结构，第三外涵道气流由FLADE增压，经可调喷管单独排出，不与主流掺混。FLADE部件进口导叶可调，以适应进气道流通能力变化。

图2　FLADE-ACE的两种典型结构形式Fig.2 Two typical configurations of the FLADE-ACE

除排气系统构型外，两种典型结构最大的不同在于第三级压缩部件的布局形式。图2(a)中采用了分流风扇(Split fan)的概念，即三级风扇叶片均由低压轴驱动，第二级风扇动叶后的气流经过分流，一部分通过第三级风扇叶片压缩进入第一外涵道和高压压气机，其余则进入第二外涵道；图2(b)中采用了核心机驱动风扇级的概念，相当于第三级风扇与高压压气机一起由高压轴驱动。

2.2工作模式

上世纪80、90年代，美国就采用基于GE21双外涵变循环发动机(VCE)的FLADE-ACE开展了与高速民用运输机(HSCT)[10]的进发匹配研究[11]。图3展示了其所采用的轴对称双锥度可调混压式超声速进气道与FLADE-ACE的不同匹配工作模式。

图3　用于FLADE-ACE的超声速进气道结构形式示意图[11]Fig.3 Configuration of a supersonic inlet applied to FLADE-ACE

由图可知：当飞行马赫数高于0.8时，VCE主流气流和FLADE次流气流均来自进气道主流道；当飞机工作于超巡状态(Ma2.4)时，进气道的流通面积调至最小，FLADE流道亦关至最小，仅保留很小一股气流满足冷却需求；在跨声速飞行状态，FLADE流道开至最大，气流全部来自进气道内部主流；在飞行马赫数低于0.8的亚声速状态，只有VCE的气流来自进气道内流，FLADE流路气流由单独的进气道外流道供应，以减小对VCE主机状态的影响。

FLADE-ACE的基本工作模式如表1所示。在亚巡等低油耗需求工况下，FLADE-ACE以M123模式工作；在超巡和起飞等高单位推力需求工况下，FLADE-ACE以M13模式工作。出于进发流量匹配、冷却和隐身等多方面考虑，FLADE所处的第三外涵道一直保持开启；并应结合各工况下的不同风扇转速，通过FLADE导叶和第三外涵道喷管喉道面积的调节来改变FLADE的工作点，控制第三外涵道的反压以匹配进气道的流通能力，尽可能消除或减小因溢流阻力造成的安装损失。

表1　FLADE-ACE工作模式Table 1 FLADE-ACE operating mode

3　FLADE-ACE进发流量匹配设计方法

3.1流量匹配数学描述

如图3、图4所示，FLADE-ACE所用的进气道分为主流和次流两个流道，分别匹配主风扇流道和FLADE流道。

图4　FLADE-ACE进/发流道和主要截面示意Fig.4 Inlet/engine flow paths and main sections of FLADE-ACE

假设进气道气流流动为绝热过程。进气道出口总换算流量Wa2i,c为：

式中：进气道出口空气总物理流量Wa2i=Wa20+Wa21，下角标c、ref分别表示换算值和参考值。

进气道出口总压pt2采用流量加权平均，即

式中：σ0-20、σ0-21分别为主风扇主流流道和进气道FLADE次流流道的总压恢复系数。

主风扇进口空气换算流量：

FLADE-VCE第三涵道比：

由进气道主流道出口空气物理流量与主风扇进口空气物理流量相等可得：

由式(1)～式(5)可得，进气道出口空气总换算流量与发动机主风扇进口空气换算流量间的对应关系：

3.2流量匹配设计方法

在FLADE-ACE设计过程中，第三涵道比的选取至关重要，其决定了FLADE-ACE与进气道流量匹配的能力及发动机进口尺寸。同时，该参数值的选取还应兼顾高空最大飞行马赫数状态和地面静止起飞状态的进发流量匹配需求，确定出对FLADE部件的流量需求，进而优化选取FLADE-ACE的总体参数。

在发动机大飞行马赫数状态(设计中可考虑超巡点)下，由式(6)可建立FLADE-ACE低压风扇进口换算流量与进气道出口总换算流量间的对应关系：

同理，在地面静止起飞状态下：

由式(7)和式(8)可得：

4　FLADE-ACE设计点参数选取

4.1约束条件

基于某双外涵VCE方案，在原风扇第二级动叶上增加FLADE结构和第三外涵道(图2(b))，发展FLADE-ACE总体方案。文中基准值均为VCE双涵模式设计状态各参数所对应的值，后续分析采用如下假设和约束：

(1)在原双外涵VCE方案基础上，保持原风扇进口换算流量不变，保持第二和第一涵道比不变，保持压缩部件压比、各部件效率和损失及冷却引气方案不变。

(2)在大功率状态下，发动机与进气道流量完全匹配。进气道(设计飞行马赫数2.4)结构形式如图4所示，流量和总压恢复特性对应图5中虚线部分。

图5　用于FLADE-ACE的超声速进气道流量特性和总压恢复特性[11]Fig.5 Airflow characteristics and total pressure recovery of a supersonic inlet applied to FLADE-ACE

(3)分别选取H=16 800 m，Ma=2.0、2.1、2.2、

2.3、2.4五个点作为FLADE-ACE超声速巡航状态。

(4)选取海平面标况静止起飞状态(SLS，ISA)、M123工作模式为FLADE-ACE设计状态，主风扇相对换算转速。

4.2第三涵道比选取

某二级风扇的流量特性(沿最高效率工作线)如图6所示，根据地面起飞和超巡状态下的风扇换算转速，可确定的值。

图6　两级风扇的流量特性Fig.6 Airflow characteristics of a two-stage fan

B3,SC的取值主要取决于超巡状态下喷管等热端部件的冷却需求。不同超巡马赫数设计值下，B3,SC由0增大到0.1时对应的B3,TO变化趋势如图7所示。在超巡状态进发流量完全匹配的前提下，随着发动机超巡马赫数的增加，地面起飞状态进发流量不匹配的程度越来越大。对于相同的B3,SC设计值，B3,TO亦需逐渐增加，以满足地面进发流量匹配需求。在发动机超巡马赫数选定的前提下，B3,SC从0增大到0.1时B3,TO的增幅超过了40%。因此，发动机超巡马赫数的取值及相应冷却需求，对地面起飞设计状态第三涵道比的取值影响较大。在方案设计过程中，需根据实际情况在空中冷却需求和隐身性能与发动机尺寸和地面性能之间权衡。本文后续的计算分析中，取B3,SC=0.05。

图7　地面静止起飞条件下第三涵道比随超巡状态第三涵道比变化的取值范围Fig.7B3,TOvs.B3,SCat ground static take-off conditions

4.3FLADE压比选取

虽然FLADE部件处于相对独立的第三涵道，FLADE增压后的气流不与内涵气流掺混，但FLADE部件的功率需求将影响低压涡轮的工作状态，对整机的性能匹配影响很大。在选定B3,SC=0.05，且后混合器外内涵压比pt16/pt6与原VCE方案保持一致的情况下，不同超巡马赫数设计值下FLADE-ACE设计状态非安装性能随FLADE设计压比πFLADE,DP的变化趋势如图8～图10所示。

图8　推力随不同FLADE压比设计值的变化趋势Fig.8Fn,ACEvs.πFLADEof FLADE

图9　耗油率随不同FLADE压比设计值的变化趋势Fig.9sfcACEvs.πFLADEof FLADE

可看出：随着超巡马赫数设计值的增大，由于相应的第三涵道比匹配值随之增大，对给定的πFLADE,DP，涡轮前总温升高，发动机推力增大，耗油率降低；当超巡马赫数设计值选定(第三涵道比亦确定)时，随着πFLADE,DP取值的逐渐增大，为满足后混合器外内涵进口气流压力平衡约束，要求涡轮前总温设计值亦随之升高，因此单位推力相应增大，发动机推力快速增加。从经济性角度讲，FLADE设计压比存在一个最优值πFLADE,OPT，使得发动机单位耗油率最低，比原VCE方案设计点耗油率降低近6%。但对应的涡轮前温度亦较高，比原VCE方案设计值高90 K左右。在涡轮前温度极限水平确定的情况下，地面设计温度越高，发动机节流比就越小，高速状态性能越受限制。因此，综合考虑到发动机高速状态性能潜力、单级FLADE气动设计难度和第三涵道流道尺寸效应，FLADE压比不应取得过高。本文取πFLADE,DP=1.4进行研究。

图10　涡轮前总温随不同FLADE压比设计值的变化趋势Fig.10Tt4,ACEvs.πFLADEof FLADE

4.4设计状态性能对比

设计超巡马赫数Ma2.4的FLADE-ACE与双外涵VCE，在标况海平面静止状态非安装性能对比见表2。与VCE双涵模式设计点相比，FLADE-ACE三涵模式设计点进口总流量设计值增加，总涵道比和涡轮前总温设计值均有较大幅度提升。因此FLADE-ACE设计推力上升10%，设计耗油率降低6%，但单位推力相应地降低了近20%；涡轮前总温升高，而高压部件功率需求基本保持不变，高压涡轮膨胀比略降；新增的FLADE功率需求使得低压涡轮膨胀比略升。FLADE-ACE由三涵模式转换为双涵模式时参数的变化趋势，与VCE由双涵模式转换为单涵模式的趋势一致。由于发动机进口总流量维持不变，但总涵道比减小，从而推力上升，耗油率下降，变化幅度基本一致。但由于FLADE-ACE涵道比的减小幅度不如VCE的大，因此其涡轮前总温及单位推力的增幅均比VCE的低。

5　结论

本文建立了基于进发流量匹配的自适应循环发动机总体性能设计方法，并依据某双外涵VCE方案开展了FLADE-ACE设计参数优化选取分析和初步方案研究。以在超声速进气道设计点(发动机大功率状态，如超巡)进发流量完全匹配为约束条件，得出以下结论：

(1)FLADE-ACE第三外涵应一直保持开启，在大飞行马赫数条件下关小，为推进系统提供冷却气流；在较低飞行马赫数条件下，通过调节FLADE导叶和第三外涵喷管喉道面积来改变FLADE的工作点，以匹配进气道相对富裕的流通能力。

(2)超巡马赫数设计值越高，相应的地面起飞第三涵道比匹配设计值应当越高。

(3)超巡状态冷却用气需求越大(即超巡状态第三涵道比越高)，相应的地面起飞第三涵道比匹配设计值应当越高。

(4)在后混合器外内涵进口压力平衡约束条件下，FLADE设计压比存在一个最优值，使得发动机单位耗油率最低。

表2　FLADE-ACE(MaSC=2.4)与VCE非安装性能对比(标况海平面静止起飞状态)Table 2 Uninstalled performance comparison between FLADE-ACE and VCE atMaSC=2.4(SLS，TO)

(5)若保证进发流量完全匹配，在其他参数水平不变的前提下，必然使得发动机尺寸增加，迎风阻力增大。因此，在实际工程设计过程中，需结合飞机的技战术需求，根据进发的实际匹配特性，权衡评估二者之间的相互关系，以获得最优的推进系统特性。

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Adaptive cycle engine performance design based on inlet/engine matching concept

QI Hong-bin，HUANG Shun-zhou，WANG Wei-li，DING Zhao-xia，CHANG Yu-bo
(China Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

Based on a mathematical model of inlet/adaptive cycle engine airflow match,a feasible performance design method potentially applied to the adaptive cycle engine（ACE）was proposed and employed to implement a study on the design parameters selection and performance optimization of FLADE-ACE.It is demonstrated by research results that the airflow matching requirement of inlet high altitude/high Mach number design point and engine SLS design point should be considered during FLADE-ACE performance design process and FLADE bypass ratio at engine design point should be increased as inlet design Mach number or cooling air requirement at this flight condition increases.

aero-engine；adaptive cycle；variable cycle；airflow matching；FLADE；triple bypass；operating mode

V235.13

A

1672-2620(2016)05-0005-06

2015-11-06；

2016-10-24

祁宏斌(1985-)，男，四川江油人，硕士，工程师，主要从事航空动力总体性能设计研究。