压力畸变对大涵道比涡扇发动机影响仿真

压力畸变对大涵道比涡扇发动机影响仿真

严红明，赵运生，周淼，谭智勇

(中航商用航空发动机有限责任公司总体部，上海200241)

摘要：基于部件匹配技术的大涵道比涡扇发动机性能仿真模型和平行压气机模型耦合，实现了可以定量分析压力畸变影响的性能仿真程序。以某大涵道比涡扇发动机为例，开展了压力畸变对其压缩部件(风扇、增压级、高压压气机)的喘振边界、共同工作线、喘振裕度以及发动机推力、耗油率的影响仿真。计算结果表明，压力畸变对喘振裕度的影响主要是使压缩部件喘振边界下移，其共同工作线由于存在压力畸变会产生偏移，但其量级较小。对于大涵道比涡扇发动机，压力畸变对风扇外涵喘振裕度影响最大，对风扇内涵/增压级影响次之，对高压压气机影响最小；压力畸变同时会造成发动机推力下降、耗油率上升。

关键词：涡扇发动机；压力畸变；大涵道比；数值仿真

中图分类号：V23

文献标识码：A

文章编号：1002-6339 (2015) 05-0403-05

Abstract：By coupling the performance simulation model of high bypass ratio turbofan engine which based on components match method with parallel compressor model，a new program was built for predicting pressure distortion effect．A high bypass ratio turbofan engine was simulated，and a series of pressure distortion effect were studied, including surge line，operating line，surge margin of the compressors(fan, booster, high press compressor)，engine thrust and specific fuel consumption．The numerical results show that the pressure distortion effect on compressors surge margin is mainly caused by migration of surge line；the operating line is also affected，but at less extend. For high bypass ratio turbofan engine, surge margin of outer fan is affected the most by the pressure distortion，followed by inner fan/booster，and the high pressure compressor the least；pressure distortion also causes the decrease of engine thrust and the increase of specific fuel consumption．

收稿日期2015-07-10修订稿日期2015-08-27

作者简介：严红明(1982~)，男，博士，工程师，主要研究领域为气体动力学设计及性能分析。

Simulation of the Pressure Distortion Effect on High Bypass Ratio Turbofan EngineYAN Hong-ming，ZHAO Yun-sheng，ZHOU Miao，TAN Zhi-yong

(AVIC Commercial Aircraft Engine CO.，LTD.，Shanghai 200241，China)

Key words：turbofan engine;pressure distortion;high bypass ratio;numerical simulation

大涵道比涡扇发动机具有推力大、耗油率低和噪声小等优点，广泛用于客机、军民用运输机和其他大型亚声速飞机[1-5]。以客机为例，在爬升、着陆或带侧风起飞等情况下，由于发动机短舱的进口气流仰角增大，会在唇口处形成分离流并产生稳态的压力畸变[6-8]。当畸变强度小于临界值时，会降低发动机的稳定工作能力，减小发动机的空中推力，增加燃油消耗率；当畸变强度大于临界值时，会导致发动机产生喘振或旋转失速，使发动机完全丧失空中推力，甚至造成机毁人亡的事故。

我国在大涵道比涡扇发动机研制方面基础十分薄弱，大量的关键技术尚未被突破和掌握，试验设备也不配套[1]；目前国内关于压力畸变的研究也主要集中在军用小涵道比涡扇发动机，而很少涉及带有增压级的分开排气的大涵道比涡扇发动机。在大涵道比涡扇发动机的研制初期，借助于性能仿真，定量的分析压力畸变的影响，成为了其研制过程中必须解决的关键技术之一。

本文将基于部件匹配技术的大涵道比涡扇发动机性能仿真模型和平行压气机模型耦合，实现了可以定量分析压力畸变对大涵道比涡扇发动机影响的性能仿真程序。以某型发动机为例，开展了压力畸变对其压缩部件的喘振边界、共同工作线、喘振裕度以及发动机推力、耗油率的影响研究。

1计算模型

针对发动机内部的复杂流动，需要从工程角度出发，在满足工程精度需要的前提下，对工质和流动作一系列简化、假设来代表发生在发动机整个流动区域内的实际物理过程[9]。目前的发动机性能仿真均基于部件匹配方法，即将发动机分解成各个部件，通过各部件的计算并考虑共同工作因素来模拟发动机整机的工作特性。

图1　轴向计算流路

和军用小涵道比涡扇发动机不同，随着涵道比的增加，大涵道比涡扇发动机风扇内外涵的特性会有明显的差异，且风扇内涵出口与增压级紧密相连，因此在本文所模拟的大涵道比涡扇发动机中，风扇外涵、风扇内涵/增压级被处理成同轴的两个压缩部件。图1给出了本文所采用的轴向计算流路，其中畸变产生在风扇进口的气动界面(Aerodynamic Interface Plane，AIP)。

大涵道涡扇发动机进口的压力畸变基本不含随时间变化的动态分量[6-8]，这使得采用稳态迭代方法进行求解成为可能；传统的性能仿真程序只考虑均匀进气条件下的发动机工作特性，为了评估压力畸变对发动机的影响，需要耦合平行压气机模型，即根据进口条件将压缩部件分为对应均匀来流的无畸变子压气机和对应低总压区的畸变子压气机。其模型示意图如图2所示。

图2　平行压气机模型

在本文中，对于平行压气机模型采用了如下假设：

(1)各子压气机进气条件各不相同，相互独立工作，没有动量、质量和能量的交换[10-11]；

(2)风扇外涵、高压压气机的子压气机出口静压相同；

(3)各子压气机都按均匀进气的压气机特性工作；

(4)当某一个子压气机工作点达到均匀进气的喘振边界时，认为整台压气机达到失稳点[12-16]。

2求解方法

发动机每一个部件的数学模型都是从进口到出口的单向计算，而某些未知的参数需要用试凑的方法进行迭代。任何一个试取的值经过发动机数学模型中所有平衡方程的检验后，都会引起相应的偏差；只有当所有的偏差值都趋于0，才说明试取的参数是发动机的数学模型的解。本文采用Newton-Raphson方法进行迭代求解，图3给出了本文所建立的压力畸变对大涵道比涡扇发动机影响仿真程序的计算流程。

图3　计算流程

在本文中，参与计算的压缩部件为6台，而不是实际物理模型的3台；且为了表征畸变子压气机和无畸变子压气机的流量分配，引入了风扇内涵和风扇外涵的流量分配系数(畸变子压气机进口物理流量与压气机总进口物理流量之比)，因此本文总计所选用了15个迭代变量和15个偏差值(如表1所示)；压缩部件和涡轮部件采用等β线插值。

3计算结果与分析

参照文献[6]，本文中畸变强度采用通用性较广的畸变指数(W)描述，畸变角度给定为180°，限定参数为风扇相对换算转速(N1R)，评估不同强度的压力畸变对发动机的影响。

3.1　对喘振边界影响

图4给出了不同强度的压力畸变对喘振边界的影响。由图可见，压力畸变会使压缩部件的喘振边界下移，且随着畸变强度的增加，喘振边界的下移程度进一步增加；在相同强度的畸变影响下，风扇外涵的喘振边界下移幅度最大，风扇内涵/增压级次之，而高压压气机所受影响最小。

图4　压力畸变对喘振边界影响

3.2　对共同工作线影响

图5给出了不同强度的压力畸变对共同工作线的影响。由图可见，压力畸变对各压缩部件的共同工作线影响均较小，工作点有少许的移动。

图5　压力畸变对共同工作线影响

3.3　对喘振裕度影响

图6给出了不同强度的压力畸变对喘振裕度的影响。由图可见，压力畸变会使压缩部件的喘振裕度减少(压力畸变对喘振裕度的影响主要体现在使喘振边界下移)，且随着畸变强度的增加，喘振裕度进一步减少。

图6　压力畸变对喘振裕度影响

表1迭代变量与偏差值

序号迭代变量偏差值1进口物理流量风扇外涵畸变子压气机进口流量2涵道比风扇外涵无畸变子压气机进口流量3风扇内涵畸变区流量分配系数风扇外涵出口静压4风扇外涵畸变区流量分配系数风扇内涵/增压级畸变子压气机进口流量5低压轴物理转速风扇内涵/增压级无畸变子压气机进口流量6高压轴物理转速高压压气机畸变子压气机进口流量7风扇外涵畸变子压气机β值高压压气机无畸变子压气机进口流量8风扇外涵无畸变子压气机β值高压压气机出口静压9风扇内涵/增压级畸变子压气机β值高压涡轮进口流量10风扇内涵/增压级无畸变子压气机β值高压涡轮功率11高压压气机畸变子压气机β值低压涡轮进口流量12高压压气机无畸变子压气机β值低压涡轮功率13燃烧室出口温度内涵喷管出口流量14高压涡轮β值外涵喷管出口流量15低压涡轮β值限定参数

在相同强度的压力畸变下，不同的压缩部件所受影响程度不同。以本文所模拟的发动机为例，风扇外涵、风扇内涵/增压级、高压压气机的喘振裕度相对损失约为15∶5∶1。

3.4　对压缩部件特性影响

以风扇外涵为例，图7给出了当W=6%时，压力畸变对其压比特性和效率特性的影响。由图可见，压力畸变会使压缩部件的特性发生变化，造成压比下降、效率降低，流量工作区域缩小。风扇内涵/增压级和高压压气机所受影响类似，其程度低于风扇外涵。

图7　压力畸变对压缩部件特性的影响

3.5　对推力和耗油率影响

图8和图9分别给出不同强度的压力畸变对发动机推力和耗油率的影响。由图可见，在不同工况下(风扇相对换算转速从0.8~1.10变化)，压力畸变均会导致发动机推力下降、耗油率上升；且畸变强度越大，对其影响越严重。

图8　压力畸变对推力影响

图9　压力畸变对耗油率影响

4结论

本文建立了大涵道比涡扇发动机进气畸变仿真模型，定量地分析了压力畸变对发动机的影响，得到如下结论：

(1)压力畸变对压缩部件喘振裕度的影响主要是使喘振边界下移；其共同工作线由于存在压力畸变会产生偏移，但其量级较小；

(2)压力畸变对不同的压缩部件影响程度各不相同。对于大涵道比涡扇发动机，压力畸变对风扇外涵的喘振裕度影响最大，对风扇内涵/增压级影响次之，对高压压气机影响最小；

(3)压力畸变会对压缩部件的特性产生影响，造成其效率降低、压比下降、流量区域减小；

(4)压力畸变会造成发动机推力下降、耗油率上升，且畸变强度越大，对其影响越严重。

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