双外涵混合排气变循环发动机性能建模与仿真

牟园伟，王奉明

(1.中国航空发动机集团有限公司 中国航空发动机研究院，北京 101304 ；2.先进航空动力创新工作站，北京 101304)

1 引言

自20 世纪60 年代以来，战斗机航程和速度不断提升，飞行包线不断扩大，要求发动机在高速飞行状态具备大的单位推力，而在低速飞行状态具备较低的耗油率。变循环发动机(VCE)通过对空气流路和关键几何尺寸的改变，能一定程度上满足这种多飞行状态的性能要求，但如何合理选择和设计其变流路、变几何结构，实现总体性能最优，一直是VCE 研究的重点。

美国GE 公司经过三代变循环技术验证[1-5]，于上世纪80 年代推出了用于型号发展的变循环技术验证机YF120。该发动机采用了独特的核心机驱动风扇与双外涵混合排气相结合的构型模式，其可变几何结构主要采用了可调涵道引射器与可调尾喷管的组合方案。在之后实施的IHPTET 计划中，GE 公司又提出了可控压比发动机[6](COPE)概念，意图通过可调面积高压涡轮导向器实现核心机流量和压比可控，进一步提升VCE 总体性能，但该可变几何结构对于VCE 的具体性能增益尚未公开。

我国对变循环技术的研究，前期主要集中在对带核心机驱动风扇的双外涵混合排气VCE 性能仿真研究方面。如西北工业大学[7-9]开发了VCE 总体设计软件，建立了双外涵VCE 总体性能计算模型；北京航空航天大学[10-11]也建立了双外涵VCE 性能仿真模型，研究了VCE 的基本特征和模态转换的实现方式。但以上建立的VCE 性能仿真模型都依赖于转子部件的特性曲线，优点是模型仿真精度高，缺点是获取转子部件特性曲线需要开展大量试验。

为了满足设计初期阶段VCE 总体性能评估需求，本文利用气动热力学方法，建立了一种不依赖于非设计点部件特性曲线的双外涵混合排气VCE总体性能仿真模型，并利用该仿真模型研究了变流路与变几何调节对双外涵混合排气VCE 节流状态及高空最大状态的性能影响，可为双外涵混合排气VCE 方案设计提供参考。

2 总体性能仿真模型建模

以图1 中的双外涵混合排气VCE 为研究对象，建立发动机总体性能仿真模型[12-16](图1 中各转子部件级数仅为示意，标号表示不同位置的基准截面)。假定模型：①前段风扇由低压涡轮驱动，后段风扇由核心机驱动；前段风扇出口第一外涵道可以打开和关闭。②后段风扇进口导向叶片和高压压气机进口导向叶片可调，保证多状态下风扇和高压压气机进口级处于最佳攻角。③第一外涵与第二外涵气流通过前涵道引射器掺混，外涵气流与内涵气流通过后涵道引射器掺混；涵道引射器进口内外涵气流静压相等。④高压涡轮导向器喉道面积、尾喷管喉道面积、前涵道引射器进口内涵面积与后涵道引射器进口外涵面积可调。⑤高、低压涡轮导向器和尾喷管喉道截面气流马赫数为1。⑥前、后涵道引射器进口内外涵气流马赫数不超过1。⑦尾喷管出口气体完全膨胀。⑧沿发动机共同工作线，转子部件效率与静子部件总压恢复系数保持设计点值不变[16]。⑨引气和冷却气的百分比为常数，功率提取也为常数。

图1 双外涵混合排气涡扇发动机基准截面Fig.1 Reference section of dual-bypass mixed exhaust turbofan engine

已知发动机在某高度、马赫数、进气流量、涵道比、风扇压比、高压压气机压比、涡轮前燃气温度、高/低压涡轮膨胀比、前/后涵道引射器进口内/外涵马赫数、各转子部件效率及静子部件总压恢复系数等设计点性能参数，利用发动机共同工作条件，即流路代表性截面流量连续、风扇/压气机与涡轮功率平衡、涵道引射器进口内外涵气流静压相等等条件，建立非设计点压缩部件和涡轮相同转速下的流量、功率及静压平衡等方程。

(1) 当第一外涵模式转换阀处于打开状态时，发动机处于双外涵、内外涵混合排气工作模式。此时，由低压转子功率平衡条件得到

由流量守恒条件确定第一外涵涵道比

高压转子功率平衡条件得到

第二外涵涵道比

由前涵道引射器进口处内外涵静压相等得到

前涵道引射器出口总压、总温由流量方程、能量守恒方程、欧拉动量方程和前涵道引射器进口静压平衡方程联立求解得到

由高低压涡轮流量连续及高/低压涡轮导向器堵塞条件得到

由高压涡轮效率表达式可得

由第一级低压涡轮导向器临界截面与后涵道引射器内涵进口流量守恒得到

由低压涡轮效率表达式可得

后涵道引射器出口总压、总温由流量方程、能量守恒方程、欧拉动量方程和后涵道引射器进口静压平衡方程联立求解得到

尾喷管气流速度由式(16)得到

(2) 当第一外涵模式转换阀处于关闭状态时，发动机处于单外涵、内外涵混合排气工作模式。

第一外涵涵道比

第二外涵涵道比

前涵道引射器出口总压、总温由考虑第二外涵道流路突扩的流量方程、能量守恒方程、欧拉动量方程和涵道引射器进口静压平衡方程联立求解得到

根据发动机设计点性能参数以及流量、功率、静压平衡方程，结合发动机高、低压涡轮膨胀比控制规律，采用VC 语言编程，计算给定高度、马赫数和涡轮前燃气温度条件下发动机非设计点性能参数。发动机单外涵模式性能仿真程序流程如图2 所示，双外涵模式性能仿真程序流程如图3 所示。假设某变循环发动机在地面静止条件，以双外涵模式最大状态点(非加力)为设计点，利用该仿真模型，计算了相同涡轮前燃气温度和高、低涡轮膨胀比条件下发动机两种工作模式的性能参数，见表1。

表1 两种构型模式最大状态性能参数Table 1 Maximum state parameters of two configuration modes

图2 发动机单外涵模式总体性能计算流程Fig.2 Flow chart of numerical simulation for engine single bypass mode

图3 发动机双外涵模式总体性能计算流程Fig.3 Flow chart of numerical simulation for engine dual-bypass mode

3 构型变化对节流特性的影响

发动机沿着共同工作线从高功率状态向低功率状态节流过程中，总体构型与关键截面几何面积的改变决定了发动机不同的涵道比、风扇/压气机压比、涡轮前总温等参数，因此发动机推力、耗油率等性能与总体构型和可变几何结构状态相关。以设计点状态各结构流路面积为基准，假设高压涡轮导向器喉道面积比A4/A4,0与尾喷管喉道面积比A8/A8,0的变化范围为0.8～1.2，后涵道引射器进口外涵面积比A16/A16,0的变化范围为0.5～1.0，前涵道引射器进口内涵面积比A13/A13,0保持1.0 不变。

发动机设计点状态性能参数见表1。发动机在地面静止条件下，从最大推力状态节流至50%最大推力状态过程中，为保证所有节流状态发动机参数都能满足共同工作方程，将A16/A16,0调至0.5。节流过程中，发动机高压涡轮导向器喉道面积与后涵道引射器进口外涵面积保持不变，改变第一外涵模式转化阀状态，得到两种构型模式发动机涵道比、总压比、推力和耗油率的变化，如图4～图7 所示。结果表明，构型模式的改变对总压比影响较小，对涵道比影响较大。且在整个节流过程中，发动机多数状态单外涵模式比双外涵模式总压比提高，涵道比降低。在相同推力条件下，两种构型模式总压比变化幅度为4.5%，但涵道比变化幅度达46.0%。因构型模式改变导致的推力提升达10.8%，但耗油率降低仅有0.8%。说明在低功率状态下，仅靠模式转换阀改变涵道流路不能实现耗油率的大幅降低。

图4 两种构型模式节流状态涵道比Fig.4 Bypass ratio in throttling state of two configuration modes

图5 两种构型模式节流状态总压比Fig.5 Total pressure ratio in throttling state of two configuration modes

图6 两种构型模式节流状态推力Fig.6 Thrust ratio in throttling state of two configuration modes

图7 两种构型模式节流状态耗油率Fig.7 Specific fuel consumption in throttling state of two configuration modes

4 几何变化对节流状态耗油率的影响

发动机在地面静止工况(飞行高度H=0 km，Ma=0)，从最大推力状态节流至60%最大推力状态过程中，对尾喷管、后涵道引射器和高压涡轮导向器采用两种不同的变几何方案：方案1，尾喷管喉道面积A8与后涵道引射器进口外涵面积A16可调；方案2，在方案1 可变几何变量基础上增加高压涡轮导向器喉道面积A4可调。两种变几何方案以相同推力下耗油率最低为目标，对不同可调结构的最佳几何面积进行寻优。控制规律设定为低压涡轮膨胀比保持设计点值。发动机控制限制为，最高涡轮前燃气温度为1 900 K，最大风扇压比为4.2，最大高压压气机压比为6.4。

发动机两种构型模式节流状态最佳变几何参数及发动机性能参数见表2、表3。结果表明，两种构型模式下，变几何方案2 都能实现相对较低的耗油率。原因在于决定发动机耗油率的关键参数是总压比和涵道比。在相同推力条件下，可变结构最佳变几何调节应该同时实现较高的总压比和涵道比。变几何方案1 通过后涵道引射器进口外涵面积的改变调节发动机涵道比，同时拓展了发动机在节流状态下各部件参数的匹配性。而变几何方案2 在方案1 基础上通过调节高压涡轮导向器喉道面积，进一步增强了对总压比的调节能力。双外涵模式下，方案2 比方案1 总压比提高30.2%，涵道比降低8.3%，耗油率降低2.2%。单外涵模式下，方案2 比方案1 总压比提高6.0%，涵道比降低1.5%，耗油率降低0.6%。

表2 双外涵模式不同变几何方案发动机性能参数(H=0 km，Ma=0，60%最大推力状态)Table 2 Engine parameters of different variable geometry schemes for dual-bypass mode (H=0 km,Ma=0,60% maximum thrust state)

表3 单外涵模式不同变几何方案发动机性能参数(H=0 km，Ma=0，60%最大推力状态)Table 3 Engine parameters of different variable geometry schemes for single bypass mode (H=0 km,Ma=0,60% maximum thrust state)

5 几何变化对高空最大状态推力的影响

发动机在超声速巡航工况(H=11 km，Ma=1.5)，以非加力最大状态工作，以推力最大为变几何调节目标，对尾喷管、后涵道引射器和高压涡轮导向器采用以上两种变几何方案。控制规律设定为涡轮前燃气温度保持最高限制值，低压涡轮膨胀比保持设计点值。发动机控制限制同上。

发动机两种构型模式不同变几何方案及性能参数见表4、表5。结果表明，超声速巡航工况下，采用单外涵模式变几何方案2 能实现较大推力。在两种变几何控制方案下，通过构型的改变，单外涵模式比双外涵模式涵道比降低30.0%～35.0%，导致推力提高9.1%～10.4%。在单外涵模式下，变几何方案2 通过适当增大高压涡轮导向器喉道面积，调整了风扇与高压压气机压比，导致方案2 比方案1 推力提高1.1%。

表4 发动机高空超声速巡航性能参数(H=11 km，Ma=1.5)Table 4 Engine parameters for high altitude supersonic cruise (H=11 km,Ma=1.5)

表5 发动机高空超声速巡航最佳变几何参数(H=11 km，Ma=1.5)Table 5 Engine optimal variable geometry parameters for high altitude supersonic cruise (H=11 km,Ma=1.5)

6 结论

建立的双外涵混合排气变循环发动机总体性能仿真模型，可以模拟构型变化和关键结构几何变化对发动机总体性能的影响。根据仿真结果，可得到以下结论：

(1) 双外涵混合排气变循环发动机构型改变对耗油率影响较小，对推力影响较大。在地面静止节流状态，由构型改变导致的发动机推力变化幅度达10.8%，耗油率变化幅度达0.8%。

(2) 在可调尾喷管和可调后涵道引射器的基础上增加可调高压涡轮导向器，对双外涵混合排气变循环发动机的性能增益较小。增加高压涡轮导向器喉道面积可调变量，可使该发动机地面静止节流状态最低耗油率降低2.2%，高空超声速巡航最大状态推力提高1.1%。

(3) 后涵道引射器进口外涵面积对双外涵混合排气变循环发动机性能影响较大。后涵道引射器进口内/外涵气流静压平衡和气流马赫数不超过1 的约束条件，限制了发动机循环参数匹配能力。通过调节后涵道引射器进口外涵面积，既提高了发动机对各种飞行工况的适用性，又提高了发动机涵道比调节能力。

(4) 针对文献[16]指出的沿着发动机共同工作线，在设计点换算转速70%～100%范围内转子部件效率基本保持不变，本文模型将这一条件扩展到整条共同工作线，但在低于70%设计点换算转速时模型计算精度将会降低。建议下一步开展转子部件特性试验，建立基于转子部件特性的高精度性能仿真模型，对比验证并进一步提高本文仿真模型的计算精度。