1种自适应循环发动机亚声速巡航节流性能研究

孟 鑫 ，朱之丽 ，陈 敏 ，2

（北京航空航天大学能源与动力工程学院1，先进航空发动机协同创新中心2：北京100191）

0 引言

对于军用战斗机来说，亚声速巡航状态是飞机的一个重要工作状态，在该状态下的燃油经济性对飞机作战半径有较大影响。在发动机耗油率水平一定的情况下，减少发动机安装性能的损失可以有效提高推进系统的燃油经济性[1]。常规循环发动机在巡航过程中，需要降低转速来保持推力与阻力的平衡，这时，进气道溢流量增加，推进系统的溢流损失增加，给巡航过程的燃油经济性带来不利影响[2]。

自适应循环发动机（Adaptive Cycle Engine，ACE）[3]作为变循环发动机（Variable Cycle Engine，VCE）[4-6]，可以通过复杂可变几何机构的组合调节，改变发动机工作状态，实现进入发动机的气流在各流道灵活分配[7-8]。在变循环发动机概念提出时，美国GE公司就利用这种发动机的变循环特征，在一定推力范围内，实现了发动机在保持进口流量的情况下减小推力的目的[9-10]。自适应循环发动机作为变循环发动机研制的后续方案，应同样具备有效降低发动机节流过程中溢流量的能力。

本文通过对自适应循环发动机亚声速巡航节流性能的研究，探讨这一过程中可变几何机构的调节规律和发动机匹配工作点的变化。

1 自适应循环发动机

本文研究的自适应循环发动机是Johnson、Powell等[11-13]在相关专利中提出的构型，其基本结构如图1所示。与常规循环的涡轮风扇发动机相比，这种发动机具备相同结构的核心机设计，不同之处在于由3个压缩部件组成的结构复杂的可变风扇系统，当发动机以3外涵模式工作时，进入发动机的气流经过进口的第1个分流环分流，一股气流进入第3外涵道，经过FLADE风扇级增压，由外涵道尾喷管排出；另一股气流经过前风扇级（Front Fan Stage，FFS）增压，再经过第2个分流环分流：其中一股气流经过模式选择阀门（Mode Select Valve，MSV）进入第2外涵道，而另一股气流进入后风扇级（Aft Fan Stage，AFS）继续增压；从后风扇级流出的气体再次由第3个分流环分流，一股气流经过第1外涵道进入前可变面积涵道引射器（Front Variable Area Bypass Injector，FVABI） 与第 2外涵道的气流掺混后，流向后可变面积涵道引射器（Rear Variable Area Bypass Injector，RVABI），而另一股气流则进入核心机，并在低压涡轮出口和RVABI流出的气流进行掺混，进入加力燃烧室，再经过内涵道尾喷管（也称主尾喷管）排出。

图1 带可变风扇系统的自适应循环发动机基本结构

这种发动机气路比较复杂，通过多个可变几何机构的调节，可以实现较大范围的流量分配调节，使得发动机涵道比变化更加灵活。为了便于发动机总体性能数值仿真和研究，根据FLADE风扇级进口可调静子叶片和MSV的不同开闭状态，将发动机划分为4种工作模式：（1）M1模式：FLADE风扇级进口可调静子叶片和MSV均关闭，发动机以最小涵道比状态工作；（2）M2模式：FLADE风扇级进口可调静子叶片关闭，MSV打开，发动机以双外涵变循环发动机状态工作；（3）M13模式：FLADE风扇级进口可调静子叶片打开，MSV关闭，发动机以类似分排涡扇发动机状态工作；（4）M3模式：FLADE风扇级进口可调静子叶片和MSV均打开，发动机以最大涵道比状态工作。

在此基础上，参考文献[14]的方法，采用部件级模型对发动机稳态性能进行建模仿真。

2 亚声速巡航与等流量节流

2.1 亚声速巡航状态与推力需求

在本文的研究中，认为飞机在亚声速巡航状态进行的是等马赫数水平巡航。参考现代战斗机典型飞行任务剖面，将飞机亚声速巡航状态设定在高度为11 km，Ma=0.9的飞行状态。

在战斗机实际使用过程中，在亚声速巡航状态的推力需求并不是保持不变的，燃油不断消耗，飞机总质量不断减小，飞行阻力随之减小，巡航需用推力也会相应地减小。

常规循环发动机在巡航过程中，通常采用降低发动机工作转速来保持推力与飞行阻力的平衡，发动机进口空气流量将随工作转速的降低而减少，与进气道的捕获空气流量出现不匹配的情况，进气道溢流量将增加，造成推进系统的溢流损失，使推进系统节流性能的燃油经济性下降。

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变循环发动机因其特有的变循环特征可使发动机在节流过程中保持进口流量不变[9,14-15]。因此，本文对这种自适应循环发动机在亚声速巡航状态可变几何机构的调节进行研究，探讨实现等流量节流的可行方案，以提高推进系统的亚声速巡航燃油经济性。

2.2 可变几何机构调节

在这种自适应循环发动机构型中，可以进行主动调节的可变几何机构包括：FLADE风扇级进口可调静子叶片、后风扇级进口可调静子叶片、高压压气机可调静子叶片、低压涡轮进口导向器喉道面积、后可变面积涵道引射器和主尾喷管喉道面积。在M3模式下可保证发动机具有尽可能高的通流能力和涵道比，因此在亚声速巡航时选定发动机以M3模式工作，只考虑对后风扇级进口可调静子叶片、高压压气机可调静子叶片、后可变面积涵道引射器和主尾喷管喉道面积这4个可变几何机构进行组合调节，实现发动机的等流量节流。这4个可变几何机构调节的机械限位见表1。

表1 可变几何机构调节量调节限位

2.3 等流量节流性能

本文研究的自适应循环发动机在亚声速巡航过程中，为了保证前风扇级和后风扇级都不在过高的换算转速下工作，主燃油控制规律确定为控制低压轴换算转速nLcor=1。而为了保证发动机在具有较好燃油经济性的模式下工作，发动机在亚声速巡航时的工作模式选择为可以使发动机达到最大涵道比的M3模式。

在本文研究中，等流量节流的调节起点选取在M3模式的基准状态（即可变几何机构调节位置与设计点调节位置一致的状态）。在确定M3模式等流量节流的调节起点后，需要对起点可变几何机构调节进行敏感性分析，以确定实现推力减小的各可变几何机构的调节方向。在调节方向确定后，根据可变几何机构调节机械限位的约束，以及各部件机械、气动和热力方面的限制条件，采用响应曲面法与遗传算法相结合的优化方法，确定等流量节流的调节终点。

在确定了M3模式等流量节流的调节起点和终点后，采用如图2所示的方法获取2点间各可变几何机构具体的变化规律。其中，线性替代法是指将2点间某一可变几何机构的变化用线性变化代替的方法；非线性调节约束则是指2点间某一可变几何机构的变化必须单调；而压缩部件工作点约束则是指各压缩部件喘振裕度的变化不能过大，且风扇的工作点变化必须单调。

图2 获取可变几何机构调节方案的方法

通过上述方法，最终得到M3模式等流量节流的调节方案，再结合降转速节流部分，得到这种自适应循环发动机在亚声速巡航状态的节流性能。

3 结果与分析

3.1 敏感性分析

在M3模式基准状态工作点可变几何机构调节量对推力的敏感性分析如图3所示。从图中可见4个可变几何机构分别独立开大2%发动机推力的变化情况。不难看出，后风扇级、高压压气机和后可变面积涵道引射器在开大时，都会使发动机推力增大；而主尾喷管喉道开大时，则会使发动机推力减小。

图3 可变几何机构调节量对推力的敏感性分析

3.2 等流量节流性能

根据敏感性分析结果和各可变几何机构的机械限位，确定M3模式等流量节流方案中各可变几何机构调节量的变化范围，见表2。

表2 可变几何机构调节量变化范围

根据各可变几何结构调节范围和转速、温度与喘振裕度的约束调节，优化得到M3模式等流量节流终点，见表3。从表中可见，从起点到终点，发动机进口流量几乎保持不变，推力减小24.50%，耗油率降低2.23%；如果和模式转换前的发动机性能相比，发动机推力减小47.55%，耗油率降低15.61%。

表3 等流量节流起点和终点的发动机情况

根据M3模式等流量节流起点和终点的发动机状态，通过获取等流量节流可变几何机构调节规律的方法，得到M3等流量节流过程的可变几何机构调节方案。再结合发动机模式转换过程和M3模式等流量节流终点后的降转速节流过程，最终得到发动机在整个亚声速巡航状态的可变几何机构调节量变化情况，如图4所示。其中，推力在31.57～23.83 kN范围内，可以通过可变几何机构的组合调节，在保证发动机进口流量不变的情况下，减小发动机的推力；而推力在23.83 kN以下时，已经不能通过可变几何机构的调节同时保证发动机进口流量不变，而且发动机部件满足机械、气动和热力的限制，只能通过降低发动机转速来使得发动机推力进一步减小。

结合飞机飞行任务需求进行分析，发现在31.57～23.83 kN的推力范围，能够覆盖飞机去程的亚声速巡航推力需求。但是在回程时，由于飞机总质量较低，飞机亚声速巡航的需用推力变小，只能依靠降低发动机转速来满足推力需求。

图4 可变几何机构调节规律

3.3 发动机不同节流控制规律节流性能比较

为了比较等流量节流和普通降转速节流之间的差异，定义2种不同的节流方案：方案1是从M3模式基准状态开始先进行等流量节流，当发动机实在无法进行等流量节流时再进行降转速节流；方案2是从M3模式基准状态开始直接进行降转速节流。

发动机分别采用节流方案1、2进行节流时，发动机进口空气流量、耗油率、总涵道比和涡轮前温度随推力变化曲线分别如图5～8所示。

从发动机进口空气流量来看，到M3模式等流量节流终点，节流方案1的溢流量比节流方案2的减少8.70 kg/s，占M3模式基准状态发动机进口流量的10.48%，这对于减少进气道溢流损失有较为明显的收益。从发动机非安装耗油率来看，在从31.57～约16.5 kN的推力变化范围内，节流方案1的非安装耗油率都要低于节流方案2的。也就是说，在只考虑非安装性能的情况下，在从节流起点开始向下的约47%的推力范围内，节流方案1比节流方案2有更好的燃油经济性。如果考虑减少溢流损失方面的优势，节流方案1将在更大的推力范围内有降低安装耗油率、提升发动机燃油经济性方面的优势。从总涵道比来看，节流方案1通过对可变几何机构的组合调节，进一步增大了第1、2外涵道的流量，使得发动机获得低耗油率上的优势。从涡轮前温度来看，虽然节流方案1为了保持低压轴转速不变，涡轮前温度要高于节流方案2，但是由于可变几何机构的调节，涡轮前温度提高的程度有限。

图5 发动机进口流量随推力变化曲线

图6 耗油率随推力变化曲线

图7 总涵道比随推力变化曲线

图8 涡轮前温度随推力变化曲线

而在这一过程中，前风扇级、后风扇级和高压压气机的工作点变化曲线分别如图9～11所示。从各压缩部件整体情况来看，工作点变化单调，说明获取可变几何机构调节规律的方法能够获得符合约束条件的方案。

图9 前风扇级工作点变化曲线

图11 高压压气机工作点变化曲线

从前风扇级的工作点变化情况来看，随着模式转换和等流量节流，模式转换活门打开，主尾喷管喉道开大，前风扇级增压能力下降，工作点沿着ncor=1的等换算转速线下移。这种变化趋势也与文献[7-9]中介绍的变化趋势一致。而通过后风扇级进口可调静子叶片和后可变面积涵道引射器的组合调节，使得前风扇级增压能力在等流量节流过程中下降较为缓慢，工作点尽可能地保持在较高的效率区。相比于节流方案2，节流方案1在相同的推力水平下，前风扇级的工作点保持在更高的换算转速，这也能够保证前风扇级在较好的效率水平工作。而从后风扇级工作点的变化情况来看，2种方案惟一差别在于节流方案1调小了后风扇级进口可调静子叶片，工作点的喘振裕度和效率相差不大。

从高压压气机工作点的变化情况来看，节流方案1由于前风扇级增压能力保持较好，所以高压压气机换算转速下降也更加明显，工作点更容易移向低效率区。因此，在调节过程中，要兼顾高压压气机的工作点位置变化，尽可能降低高压轴物理转速下降的趋势，防止高压压气机工作点快速下降到低效率区。

4 结论

本文主要研究了1种带复杂可变风扇系统的自适应循环发动机在亚声速巡航状态的节流性能。该自适应循环发动机可以通过少数几个可变几何机构组合调节，实现等流量节流，从而减少发动机节流过程中的溢流损失，提高推进系统的亚声速巡航经济性。在本文给定的发动机参数和可变几何机构调节限位的条件下，得出主要结论如下：

（1）在M3模式和控制低压转速的主燃油控制规律下，增加主尾喷管喉道面积可以在保持发动机进口流量近似不变的情况下，减小发动机推力；关小后风扇级进口可调静子叶片角度、高压压气机进口可调静子叶片角度和减小后可变面积涵道引射器进口面积，也可以减小发动机推力，同时改善因主尾喷管喉道开大带来的前风扇级增压比和效率下降过快的问题。

（2）在M3模式可以通过可变几何机构组合调节，保持发动机在进口空气流量不变的情况下，实现推力减小24.50%。

（3）本文研究的自适应循环发动机方案，在等流量节流推力范围内，最大可以减少10.48%的溢流空气量；在M3模式约47%的推力范围内有非安装耗油率方面的优势。