可回收旁路放气技术在高速涡轮发动机上的应用分析

张彦军 于学明 郭帅帆

摘 要：文章首先介绍了美国“黑鸟SR-71”战略侦察机所采用的涡轮发动机（J-58）的相关情况，然后对该发动机所采用的可回收旁路放气技术及该技术的优势进行了重点分析，最后介绍了J58发动机可回收旁路引气结构及控制方法。通过上述介绍和分析认为可回收旁路放气技术对我国高速涡轮发动机的研制具有一定的借鉴价值。

关键词：高超声速；可回收；旁路放气；高速涡轮发动机

引言

随着未来军事需求的发展，能够以高马赫数飞行的高空高速涡轮发动机正在成为未来航空发动机的重要发展方向[1-6]。美国早在20世纪60年代研制的J-58发动机是“黑鸟SR-71”战略侦察机的动力装置，SR-71飞机最大飞行高度26km，最大飞行马赫数3.2以上。SR-71在美空军前后共飞行24年，从诞生至今从未有被击落的记录。

图1 “黑鸟”飞机配装J-58发动机起飞

J-58发动机（见图2）作为到目前为止唯一一种经过实际应用马赫数3飞行的发动机，也为美国后续开展高空高速动力研究打下了良好基础。

图2 美国J-58发动机

J-58发动机采用的是单转子涡喷发动机，包括9级轴流压气机，压比为8.8，压气机静子、转子叶片和叶盘均为钢质；涡轮为2级轴流式，带有空心导向叶片，第1级涡轮叶片为空心气冷，第2级涡轮叶片实心。为满足宽广的飞行包线，马赫数小于2.2时，发动机基本处于涡轮喷气工作模态，当马赫数大于2.2时，打开第4级压气机后的24个内部旁路放气活门[8]，气流通过连接的6根粗管绕过后几级压气机、燃烧室和涡轮，直接流入加力燃烧室。马赫数3时，涡轮发动机处于风车或空中慢车状态，进入发动机大部分空气通过旁路放气通道直接进入加力燃烧室。正是由于发动机在不同飞行阶段发挥出了不同发动机模式的工作优势，才造就了SR-71的优异的高空高速性能，使其在航空器发展史上写下光辉的一笔。

文章重点分析了可回收旁路放气技术给J58单轴涡喷发动机发动机带来的性能優化、提升，同时介绍了可回收旁路放气结构及引气控制方式。

1 旁路放气在高速涡喷发动机上的应用分析

1.1 单转子涡喷发动机高超声速飞行面临的技术问题

对于高速涡轮发动机来说，高马赫数大状态飞行时会面临的一系列的问题。根据单转子涡喷发动机轴流压气机的性能曲线，见图3，L、D、H分别代表了三种不同的发动机工作状态点。L点代表发动机在海平面小状态工作或者高空大马赫数大状态工作，H点代表发动机海平面大状态工作。D点代表发动机设计点。

对于涡喷发动机轴流压气机流量系数与压比的关系：■·？仔=常数，H点时空气换算流量大于设计值，压比大于设计压比，第一级流量系数大于设计值，由于各级压比大于设计值，导致后面级流量系数加速变小，由速度三角形分析可知，cza下降意味着后面压气机在大的正攻角下工作，会出现“前堵后喘”的情况。而L点进气的换算流量小于设计值，压比小于设计压比，第一级流量系数远小于设计值，由于各级压比小于设计值，导致后面级流量系数加速放大，由速度三角形分析可知，就造成了“前喘后堵”的情况。因此高速涡轮发动机在高马赫数大状态飞行时，进气流量会受到限制。

高马赫数大状态飞行（L点）不仅空气流量受到限制，而且发动机的推力也受到限制。调整喷口喉道面积也无法来解决这个问题，因为放大喷口的喉道面积会导致涡轮前温度升高和发动机转速上升，会使发动机超出其热负荷限制。除此之外，高马赫数大状态飞行时（L点），发动机接近不稳定边界线，容易受到流量变化、进气畸变等外部条件的影响，而引起喘振或发动机不稳定，高速旋转及气流扰动还会导致压气机循环疲劳寿命降低。高马赫数大状态飞行时（L点），压气机的效率较低，而发动机的推力、耗油率与压气机的效率密切相关，发动机性能会受到影响。

1.2 旁路放气技术对于压气机性能提升

当压气机在较低换算转速范围内工作时，由中级放走部分空气。放气工作时，对于放气点的前面级的性能影响比较明显，前面级来流为大正攻角，放气后流量增大气流轴向分速度增大，从图中速度三角形可以看出轴向分速度增大后来流攻角变小叶片工作恢复正常。放气点下游的压气机后面级，由于此处空气流量减小，同时放气点上游的空气流量和空气密度的增大，后面级增压比也有所加大，效率也有所提高。

旁路放气发动机与传统涡喷发动机压气机性能曲线对比见图4，旁路放气后的压气机的不稳定边界线、效率线和共同工作线均发生变化。旁路放气发动机的高马赫数大状态飞行时的工作状态点L1点在传统发动机L点的右侧，且有一定距离，离不稳定边界线的距离也有所增加。传统涡喷发动机L点时压气机前几级处于失速状态。当打开旁路放气后，压气机前几级的换算流量增加，压气机的前几级工作状态较好，远离失速状态，同时提高了压气机的失速边界。

压气机效率方面，旁路放气发动机以下二个方面提高了发动机效率：一方面，压气机前几级的性能提高，压缩了更多地来流空气，进气换算流量提高，压气机的效率提高，放气后压气机的后几级不会出现堵塞。另一方面，压气机效率提升后，进而提高了整个发动机的效率，降低了耗油率。旁路放气发动机能够消除前几级的失速问题，同时消除因失速而引起的扰动。旁路放气发动机的另一个重要特点J58发动机压气机后放出的气直接进入加力燃烧室，用于产生额外的推力，且旁路放气管气流温度比主流的燃气温度低，放出的气还可以用于冷却加力燃烧室，提升加力燃烧室的寿命。与传统的涡喷发动机相比，在不增加压气机转速的条件下能够产生额外的推力；而压气机的转速降低又会增加压气机的寿命和减少压气机的设计重量；L点性能提升后，设计点空气换算流量也会有所提高，提高压气机的性能，进而提升发动机的性能。除此之外，此种方法可以用于提升压气机的抗畸变的能力。

2 可回收旁路放气发动机结构布局及放气结构分析

2.1 旁路放气发动机结构布局

文章重点研究了参考文献[8]中的旁路放气发动机，该发动机是在传统的带加力的涡喷发动机基础上增加了旁路放气结构，如图5所示，由带前、中、后级的单转子压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、进排气系统及旁路放气结构等组成，工作原理上接近于变循环发动机[9]。

图5 带旁路放气的单转子加力涡喷发动机

2.2 旁路放气发动机结构及控制

旁路放气结构由沿周向排布的沿发动机轴线的引气管路组成，引气管路上游直接与压气机中间级的机匣连着和下游与加力燃烧室机匣进行了一体化设计[10]。旁路放气结构只有在大马赫数且发动机处于大状态条件下才会打开。马赫数测量装置用来感受发动机的进口马赫数，发动机进口马赫数决定了管道中部的放气阀门的开度，只有在高马赫数飞行时放气阀门才会打开。另一种控制放气阀门的方法是通过感受压气机的进口温度和转速，在信号转换器中进行综合计算，给出换算转速？浊/■，θt2是压气机进口温度的函数。提前设定一个换算转速值，当高于该值时打开阀门，当低于该值时关闭阀门，见图6。

图6 放气阀门控制原理1

还有一种控制放气阀门的方法是通过感受压气机的进口静压PS2和进口总压Pt2，然后将PS2/Pt2作为阀门的控制信号，预设置一个值，当高于该值时打开阀门，当低于该值时关闭阀门。PS2/Pt2间接反映了压气机的进口马赫数，见图7。

图8显示了一种替代放气管路的方法，在发动机机匣外再做一层机匣前面与压气机的中间级机匣连接，后面与加力燃烧室连接，形成一个规则的气流通道。这样，该通道不仅起到了放气的作用，同时还能够用于冷却加力燃烧室。采用放气管路的方式也可以实现该功能。

图8 替代放气管路的引起结构形式

2.3 旁路放气管路与压气机和加力燃烧室的连接

旁路放气发动机首选采用放气管路的形式，旁路放气管路与压气机及加力燃烧室的连接方法，具体见图9。在发动机机匣上形成若干个周向均部的集气腔，在集气腔中有一组具有收扩功能的调节片，调节片的收扩状态决定了放气量的大小，调节片处于扩张状态较多的压气机较多的中间级引气进入集气腔，当调节片处于收敛状态时，没有气进入管路。调节片通过铰链与可轴向的移动圆环连接。圆环作为一种将轴向运动转换为径向运动的装置。圆环通过周向布置若干作动筒驱动，作动筒是靠感受高压空气来驱动圆环的前后移动。进入集气腔的空气经过压气机内机匣和外机匣间的引气导流通道进入引气圆管。在导流通道内放置了若干鱼尾形的导向叶片来引导气流进入圆管。圆管下游有一个膨胀节，允许管路沿轴向有一定的膨胀量。圆管末端同样与一个由发动机机匣和加力燃烧室内的隔热罩组成的集气腔连接。进入集气腔的气一部分进入隔热罩和加力隔热屏间的凹腔内，另一部分通过隔热屏上的若干小孔进入加力燃烧室内，同时起到对隔热屏的冷却作用。

图9 引气管路与压气机和加力燃烧室的连接

3 结束语

（1）成熟涡喷发动机技术及旁路放气结构设计技术是旁路放气涡喷发动机的设计基础。（2）旁路放气管路阀门、管路及与压气机、加力燃烧室的连接是旁路放气发动机设计的关键技术，同时旁路放气的调节与发动机工作状态的紧密配合是保证动力系统在高马赫数大状态条件下稳定工作的关键。（3）在成熟的涡喷发动机基础上，通过旁路放气结构及放气回收设计技术能够有效提升涡喷发动机在高空大马赫数状态下的性能，该技术值得我们在高速涡轮发动机设计过程中进行借鉴。

参考文献

[1]Marty Bradley，Kevin Bowcutt，James McComb. Revolutionnary Turbine Accelerator （RTA） Two-Stage-to-Orbit（TSTO） Vehicle Study[R].AIAA 2002-3902.

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[3]Douglas G. Shafer. Development of a Ground Based Mach 4+ Revolutionary Turbine Accelerator Technology Demonstrator （RTATD） for Access to Space[R].ISABE 2003-1125

[4]High Mach Turbine Engines for Access to Space Launch Systems，AIAA 2003-5036.

[5]Johnson， R.， Allison Gas Turbine Division，Indianapolis， IN， “Cycle SelectionConsiderations for High Mach Applications”， AIAA-87-2105， 23rd JPC，June 29-July 2， 1987， San Diego， CA.

[6]Snyder， L. And Escher， D.， AADC， Indianapolis， IN，“Access to Space（ATS）Turbine Engine Capabilities”， JANNAF， November， 2002， Orlando.

[7]方昌德.世界航空发动机设计手册[M].航空工业出版社，1996

[8]RECOVER BLEED AIR TURBOJET，U.S.Patents Nos.141，571.

[9]李刚团了，李继保，周人治.涡轮-冲压组合发动机技术发展浅析[J].燃氣涡轮试验与研究，2006（5）.

[10]刘长福，邓明.航空发动机结构分析[M].西北工业大学出版社.

作者简介：张彦军（1983-），男，硕士，工程师，研究方向：空天动力总体设计。