F135-PW-600发动机升力系统与整机匹配性能研究

姜 楠，杨 磊，杨大军

(1.中国航空发动机集团有限公司，北京100097；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500)

F135-PW-600发动机升力系统与整机匹配性能研究

姜 楠1，杨 磊2，杨大军2

(1.中国航空发动机集团有限公司，北京100097；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500)

对F135-PW-600发动机的升力系统与发动机主机匹配工作性能进行了研究。针对F135-PW-600发动机的工作特点，从分析升力系统工作原理开始，分别分析了升力风扇所需功率、滚转喷管引气流量、尾喷管喉道面积调节和低压涡轮导向器面积调节对整机匹配性能的影响，获得了发动机的基本调节原理。之后根据相关文献中的发动机数据，验算了发动机在常规模式、升力模式和超声巡航状态下的性能，对分析结果进行了验证。为F135-PW-600发动机性能和控制规律分析提供了一种研究方法。

航空发动机；性能仿真；升力风扇；滚转喷管；升力模式；F-35B；F135-PW-600

1 引言

F135发动机是普惠公司为F-35战斗机研制的推进系统，其主推进发动机是由F119改进的双转子加力式涡扇发动机。F135-PW-100采用常规推进方式，用于F-35A常规起降型战斗机；F135-PW-400采用常规推进方式，用于F-35C舰载型战斗机；F135-PW-600采用升力推进系统，包括升力风扇、传动离合系统、滚转喷管和三轴承转向的尾喷管，用于F-35B短距起飞/垂直降落战斗机。

国内外不少科研院校对F135-PW-600发动机性能作过分析和研究[1-5]。在以往的这些研究中，普遍认为F135-PW-600发动机采用了可调导向器面积的低压涡轮来驱动升力风扇，同时认为滚转喷管的作用是通过外涵引气控制飞机的滚转姿态，但没有详细分析滚转喷管引气量对发动机或飞机性能的影响。从F-35B的飞机结构布局可以看到，滚转喷管布置在两侧机翼的根部，而不是力矩更大、引气需求更小的翼尖，这表明滚转喷管的作用可能不仅限于姿态控制。

为此，本文逐一分析了F135-PW-600发动机所有可调节机构对发动机性能的影响，通过验算不同工作模式下的发动机性能，验证了低压涡轮导向器面积和滚转喷管引气量都是驱动升力风扇的必要调节手段，而从外涵引气的滚转喷管是一种同时实现多种功能的巧妙设计。该研究结果可以为驱升力风扇发动机的设计和性能优化提供必要的技术基础。

2 地面常规模式和升力模式性能对比

根据文献[4-6]中的F135-PW-600发动机数据：地面常规模式最大推力为19 135 daN，涵道比为0.56，压缩部件总压比为34，加力燃烧室出口温度为2 200 K；高压涡轮导叶冷气量是F119发动机的两倍。地面常规模式性能验算结果见表1。

表1 F135-PW-600地面常规模式验算性能Table 1 Checking calculation results of the performance in conventional mode of F135-PW-600

升力模式总升力为17 454 daN，其中包括尾喷管的7 904 daN，升力风扇的7 904 daN，以及滚转控制喷管的1 646 daN。升力风扇流量204 kg/s，消耗功率18 983 kW。升力风扇性能计算结果见表2。

表2 升力风扇性能参数Table 2 Performance parameters of the lift-fan

可以看到，升力风扇消耗的功率相当于发动机常规模式下低压涡轮功率的70%左右；升力模式时，低压涡轮要同时驱动主机风扇和升力风扇，必须增加输出功率。从发动机总推力看，升力模式的总升力比常规模式的中间状态推力增加了49%，这要求大幅增强核心机做功能力。

3 升力系统与发动机匹配工作原理

3.1 升力风扇功率和外涵引气量的影响

相对于常规涡扇发动机，F135-PW-600发动机最显著的不同之处，就是低压涡轮需要提供巨大的功率以驱动升力风扇，以及滚转喷管使用了大量的外涵引气。

发动机性能计算时，将升力风扇视为低压轴提取功率。随着低压轴提取功率的增加，低压涡轮做功满足不了升力风扇和主机风扇的需求，功率平衡被打破，低压转速下降，主机风扇进口流量w2和主机风扇压比πF下降，低压涡轮膨胀比πTL下降，低压涡轮功率LTL下降，涵道比BPR增大，混合器外涵与内涵总压之比 p16/p6增加，如图1～图5。

图1 风扇工作点变化趋势(受功率提取和外涵引气量影响)Fig.1 The variation trend of fan operating point(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

图2 低压涡轮膨胀比变化趋势(受功率提取和外涵引气量影响)Fig.2 The variation trend ofπTL(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

随着外涵引气量的增加，滚转喷管推力增加，尾喷管流量减小推力下降，主机风扇压比降低，低压涡轮膨胀比下降，低压涡轮功率下降，涵道比增大，p16/p6降低，如图1～图5。

图3 低压涡轮功率变化趋势(受功率提取和外涵引气量影响)Fig.3 The variation trend ofLTL(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

图4 涵道比变化趋势(受功率提取和外涵引气量影响)Fig.4 The variation trend ofBPR(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

图5 p16/p6变化趋势(受功率提取和外涵引气量影响)Fig.5 The variation trend ofp16/p6(affected by the power of lift-fan and the bleed air of roll-nozzle)

3.2 尾喷管喉道面积和低压涡轮导向器面积调节的影响

尾喷管喉道面积增大，使得风扇压比降低(图6)、低压涡轮膨胀比增大、p16/p6增大(图7)、涵道比变大(图8)、燃烧室出口总温Tt4降低、尾喷管膨胀比降低。尾喷管喉道面积的增大将燃气在尾喷管的膨胀做功能力转移到低压涡轮的膨胀做功能力上。

图6 风扇工作点变化趋势(受尾喷管喉道面积和低压涡轮导 向器面积影响)尾喷管喉道面Fig.6 The variation trend of fan operating point(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

图7 p16/p6变化趋势(受尾喷管喉道面积和低压涡轮导向器面积影响)Fig.7 The variation trend ofp16/p6(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

图8 涵道比变化趋势(受尾喷管喉道面积和低压涡轮导向器面积影响)Fig.8 The variation trend ofBPR(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

随着低压涡轮导向器面积的减小，高压涡轮膨胀比降低，低压涡轮膨胀比增大，Tt4升高，因此低压涡轮功率大幅增加(图9)，同时低压转速随之大幅升高。低压涡轮导向器面积减小还会使涵道比降低，p16/p6降低。可见，低压涡轮导向器面积调节可显著增大核心机的做功能力。

图9 低压涡轮功率变化趋势(受尾喷管喉道面积和低压涡轮导向器面积影响)Fig.9 The variation trend ofLTL(affected by the nozzle throat area and the turbine nozzle area)

4 F135-PW-600发动机升力模式和巡航状态性能分析

4.1 升力模式

以发动机地面常规模式作为设计点，升力模式时升力风扇功率按18 983 kW计算。

根据上文分析结果，通过调节尾喷管面积和低压涡轮导向器面积，提高核心机工作状态(选取燃烧室出口温度限制值为2 050 K[2])，提高低压涡轮前的燃气能量，同时改变低压涡轮和喷管的能量分配，使低压涡轮功率大幅提升；通过调节外涵引气量，降低主机风扇压比、主机风扇功率，同时平衡混合器内外涵总压差，在改善整机匹配性能的同时提供滚转姿态控制气源。外涵引气量还要考虑满足机体滚转姿态平衡控制和机体冷屏障的布局(防止地面燃气回吸)。计算结果如表3所示，关键参数与公开数据[6]基本吻合。

4.2 超声巡航状态

超声巡航点高度为9 144 m，马赫数为1.2，推力目标不小于6 500 daN[3]。为使超声速巡航点耗油率最低，综合尾喷管喉道和低压涡轮导向器调节对耗油率的影响，如图10所示，此时耗油率为1.117 07 kg/(daN·h)；无低压涡轮导向器调节时，耗油率为1.117 14 kg/(daN·h)。可见，低压涡轮导向器的优化效果并不明显，因此可变面积低压涡轮导向器应只是用于升力模式调节。巡航状态验算参数见表4。

5 结论

(1)升力风扇巨大的功率需求，要求提高核心机状态和低压涡轮功率。

表3 升力模式性能验算结果Table 3 Checking calculation results of the performance in lifting mode

图10 超声巡航耗油率的优化Fig.10 The optimization ofsfcin supersonic cruise mode

表4 F135-PW-600超声巡航点性能验算结果Table 4 Checking calculation results of the performance in supersonic cruise mode of F135-PW-600

(2)可调面积低压涡轮导向器的设计，可解决升力模式下增加低压涡轮功率的需求。

(3)外涵引气有效改善了整机匹配性能，并同时实现了提供滚转姿态控制引气和配合升力风扇冷排气形成冷屏障以防止地面燃气回吸等功能，是使F135-PW-600发动机主机与升力系统高效匹配的巧妙设计。

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The matched working performance of the core engine with the lifting system of F135-PW-600

JIANG Nan1，YANG Lei2，YANG Da-jun2
(1.Aero Engine Corporation of China，Beijing 100097，China；2.AECC Sichuan Gas Turbine Establishment，Chengdu 610500，China)

The matched working performance of the core engine with the lifting system of F135-PW-600 was studied.Beginning with the analysis of the working principles of the lifting system,influences of re⁃quired power for lift-fan,the bleed air of roll-nozzle,the adaptation of nozzle throat area and the adaptation of low pressure turbine nozzle area on the matched working performance were analyzed,and then the basic principle was obtained.Through the data from the related references,the research findings were confirmed by checking the engine performance in conventional,lifting and supersonic cruise modes.It provides a re⁃search method for the performance and control law analysis of F135-PW-600.

aero-engine；performance simulation；lift-fan；roll-nozzle；lifting mode；F-35B；F135-PW-600

V231.1+2

A

1672-2620(2017)04-0007-04

2017-05-22；

2017-07-24

航空科学基金(2014ZB24008)

姜 楠(1981-)，男，辽宁鞍山人，工程师，从事航空发动机性能仿真研究。