可变几何部件对某增能涡扇发动机性能的影响

赵伟辰，杨怀丰，刘亚君，李家瑞

(中国航发沈阳发动机研究所，辽宁 沈阳 110015)

0 引言

军用无人战斗机在现代空战中具有高隐蔽性、低使用限制和零人员伤亡等特点。因我国军用大型无人战斗机动力装置可供选择的较少，为尽快满足装备部队执行任务的需要，将现有成熟涡扇发动机改装为无人战斗机动力装置是快速且可靠性较高的技术途径[1-2]。例如由美国联合空战系统计划中发展形成的海军无人战斗机X-47B的动力装置是由普惠公司F100-PW-220E发动机改装而成F100-PW-220U[3]，配装F-16战斗机时不开加力状态推力为66.7 kN[4]。

无人战斗机相比有人战斗机在执行低空大马赫数空对地打击任务时需要更高的推力[5]。同时由于无人战斗机存放至战时才使用，对动力装置只需中等寿命要求[6-7]。考虑上述作战任务与发动机寿命要求，需对动力装置在允许寿命期内进行推力提升的增能使用。在保持现有发动机主要结构不变的基础上，通过调整发动机变几何部件几何面积控制规律就能够实现增能使用需求。

目前国内外许多学者致力于发动机变几何部件可调面积控制规律优化的研究，主要集中于发动机整机匹配使用要求和发动机性能优化。王涛基于某燃气轮机模型开展了动力涡轮导叶角度对燃气轮机部件间匹配关系研究，指出导叶角度增大会引起燃机进气流量与燃烧室出口温度的升高[8]。BARBOSA J R等人基于燃气发生器模型研究了压气机进口导叶调整对发动机稳定性与加速时间的影响[9-10]。夏存江基于CFM56-3发动机模型研究了可调放气活门和静子叶片角度对发动机推力与稳定性的影响[11]。李伟等人基于某型混合排气加力涡扇发动机模型先后研究了高、低压压气机进口导叶角度对发动机加速过程中稳定性的影响和喷管面积调节精度对发动机加力性能的影响[11-13]。唐宇峰等人基于某分别排气涡扇发动机模型，研究低压换算转速控制状态下喷管面积对发动机性能的影响[14]。李志刚等人研究了高空9 km飞行工况中可调导叶与喷管喉道面积对涡扇发动机性能的影响[15]。袁继来等人以某混合排气发动机模型为基础，研究混合器进口内外涵面积比对等低压换算转速下发动机性能的影响[16]。骆广琦等人基于变循环发动机模型研究亚音速巡航点与超音速巡航点几何变量组合调节对发动机性能的影响[17]。唐鸿羽等人提出增压级可调放气阀门控制规律设计方法，结果表明设计满足增压级与高压压气机匹配性[18]。

考虑到变几何部件试验特性的缺乏，目前国内开展控制系统与可调几何执行机构联合仿真还需试验数据进一步支撑，而且基于模型的变几何控制规律研究一般针对特定工况和特定部件，而发动机不同作战任务工况控制状态存在差异性。为了对现有发动机几何控制规律优化提供参考方向，同时为发动机多系统联合仿真提供试验数据支撑，本文基于某小涵道比混合排气涡扇发动机模型，开展发动机增能后可变几何部件对发动机性能影响的研究。

1 计算模型与方法

本文研究的发动机类型为小涵道比涡扇发动机，发动机总体性能计算使用零维计算程序，对于不同任务工况点，根据飞行高度H与飞行马赫数Ma计算发动机进口总温T1，根据T1和发动机控制规律插值确定发动机控制参数和各限制参数，迭代计算发动机稳态性能参数。

将发动机低压换算转速n1R提高3.0%，对比模型计算与台架试车点发动机的高压换算转速n2R与推力相对增加量ΔF如表1所示，其中n2R以模型计算n1R=1.000时结果为基准进行归一化处理，可以观察到转速误差<0.5%，推力相对增加量误差为0.3%，具备工程使用精度要求。

表1 计算模型与台架试验对比 单位：%

发动机增能使用即提升发动机控制规律限制值，考虑转子强度、燃烧室强度和高温部件耐温能力，将原始控制规律中低压换算转速限制值提高3.88%，低压物理转速限制值提高3.00%，高压物理转速限制值提高0.49%，高压涡轮前总温限制值提升1.86%，燃烧室前总压限制值提升2.80%。

2 计算结果与分析

增能发动机计算工况点选取典型工况点，包括：0km、0.2 M点，该工况按低压物理转速n1控制；0.1km、0.8 M点，该工况按高压物理转速n2控制；5km、0.9 M点，该工况按高压涡轮前温度T4控制。发动机变几何机构包含风扇进口可变弯度整流叶片角度α1，压气机进口可变弯度整流叶片角度α2和喷管喉道面积A8，对发动机稳态性能进行计算。

2.1 风扇进口可变弯度整流叶片角度影响

调整风扇进口可变弯度整流叶片角度α1后计算发动机性能的变化。角度调节后风扇特性由部件试验测量得到，关角度后风扇同换算转速下总压比、压缩效率和进口换算质量流量均降低，开角度后风扇特性变化趋势相反，不同换算转速下特性变化幅度不同，未测量转速的特性线，由已测量的特性曲线插值获得。计算发动机性能变化见表2-表4。其中：W1R表示风扇进口换算质量流量，πf表示风扇总压比，SMf表示风扇稳定裕度，T6表示低压涡轮出口总温，n2R25表示压气机换算转速，Sfc表示耗油率。除推力F与耗油率Sfc是相对变化量外，其他参数变化量均为绝对变化量，表中正负表示与发动机原始状态性能参数差值。

表2 0km、0.2 M n1控制工况点α1调节性能

表3 0.1km、0.8 M n2控制工况点α1调节性能

表4 5km、0.9 M T4控制工况点α1调节性能

由表2可得在0km、0.2 M点关α1角度后，发动机仍处于n1控制状态。α1关2°和1°后在相同n1R时，风扇进口通流面积减小，W1R分别减小0.94kg/s和0.47kg/s，风扇耗功降低，πf分别降低0.031和0.016，SMf减小0.16%和0.08%。T4分别降低8.0K与4.0K，T6分别降低4.6K与2.3K，n2分别降低0.23%和0.11%。由于πf降低导致压气机进口总温T25降低，n2R25降低幅度减小。发动机耗油率降低，转差减小，推力分别减小1.10%与0.55%。开角度后W1R增加，风扇耗功增加，低压涡轮功增加，变化趋势与关角度相反。α1开2°后发动机进入T4控制状态，n1R无法维持原状态而降低0.43%，发动机推力增加0.63%。

由表3和表4可得，发动机在n2与T4控制工况点，开关α1角度对高压级无影响，发动机仍保持原控制状态。对于0.1km、0.8 M的n2控制状态点，α1关2°和1°，n1R分别提高0.36%与0.18%，W1R分别降低0.48kg/s和0.24kg/s，F分别降低0.26%与0.14%。对于5km、0.9 M的T4控制状态，α1关2°和1°推力分别降低0.42%与0.20%。开角度影响程度与关角度相当。

2.2 压气机进口可变弯度整流叶片角度影响

调整压气机进口可变弯度整流叶片角度α2后计算发动机性能的变化，角度调节后压气机特性由部件试验测量得到。调开α2角度，相同换算转速下压气机耗功增加，总压比升高，进口换算质量流量增加，关角度特性变化相反。计算发动机性能变化见表5-表7，其中：SMc表示压气机稳定裕度，W25R表示压气机进口换算质量流量。

表5 0km、0.2 M n1控制工况点α2调节性能

表6 0.1km、0.8 M n2控制工况点α2调节性能

表7 5km、0.9 M T4控制工况点α2调节性能

由表5可得，在0km、0.2 M工况点，α2关2°和1°后压气机耗功降低，n2上升相同幅度至限制值，进入n2控制状态，T4分别降低14.4K和1.8K，T6降低8.1K和1.0K；高压涡轮功降低，低压涡轮功也降低，n1R分别下降1.21%和0.49%，W1R分别降低0.84kg/s和0.45kg/s。发动机转差增大，耗油率降低，推力分别降低1.34%和0.48%。调开α2角度后发动机仍处于n1控制状态，风扇性能不变，πf、W1R与SMf维持原数值。α2开1°和2°后，n2分别降低0.44%和0.86%。因风扇状态不变，T25维持不变，n2R25降低幅度相同，SMc分别降低0.14%和0.32%。T4降低1.9K和4.6K，T6降低1.2K和3.0K。发动机转差减小，耗油率降低，推力小幅降低0.04%与0.11%。

由表6可得，在0.1km、0.8 M工况点，调关α2角度后发动机仍处于n2控制，T4降低明显，在关2°和1°后分别降低了26.1K和12.8K，T6分别降低14.6K和7.1K；高、低压涡轮功降低，n1R降低1.49%和0.75%；πf降低0.089与0.044，n2R25升高0.52%与0.26%。发动机转差增大，耗油率降低，推力降低3.87%与1.91%。开α2角度1°和2°后，T4与T6上升幅度相同，发动机进入T4控制，n2无法维持原值分别降低0.12%与0.50%，n1R升高0.52%与0.61%。发动机转差减小，耗油率升高，推力分别增加1.38%与1.57%。

由表7得，在5km、0.9 M工况点，关α2角度2°和1°后，n2均提升0.21%进入n2控制状态，T4分别降低18.1K和5.4K；高、低压涡轮功降低，n1R降低0.73%和0.26%。发动机转差增大，耗油率降低，推力降低0.86%和0.28%。开α2角度后发动机仍处于T4控制，开1°和2°后n2分别降低0.38%与0.73%；W25R小幅增加，高、低压涡轮功小幅增加，导致n1R小幅增加了0.08%和0.15%。发动机转差减小，推力略微增加0.05%与0.11%。

2.3 喷管喉道面积影响

调整喷管喉道面积A8后计算发动机性能的变化，缩小A8后低压涡轮落压比减小，温降减小，涡轮功降低，扩大A8后低压涡轮性能变化趋势相反。计算发动机性能变化见表8-表10。

表8 0km、0.2 M n1控制工况点A8调节性能

表9 0.1km、0.8 M n2控制工况点A8调节性能

表10 5km、0.9 M T4控制工况点A8调节性能

由表8得，在0km、0.2 M工况，喉道面积缩小，低压涡轮功降低，T4上升以维持原有n1，发动机转入T4控制状态。由于喷口面积缩小2%后，低压涡轮温降更低，在T4同样提升2.5K至限制值时，更小喉道面积状态发动机的T6提升了3.8K。A8缩小2%和1%后，n2分别上升0.08%与0.07%，n1R下降0.53%与0.20%，喉道面积缩小后风扇外涵出口静压升高，SMf分别降低1.72%和0.88%。发动机转差增大，耗油率升高，推力增加0.76%与0.48%。扩大喷口面积后低压涡轮功增加，发动机维持原n1控制状态不变，喉道面积扩大1%与2%后，SMf增加0.94%与2.02%，T4分别降低6.2K与13.6K，T6分别降低4.7K与10.0K，n2降低0.18%与0.38%，发动机转差减小，耗油率降低，推力降低0.76%与1.55%。

由表9可得，在0.1km、0.8 M工况点，喷管喉道面积缩小与扩大后发动机仍处于n2控制状态，核心机状态不变，在A8缩小2%和1%后，T6分别增加2.6K和1.2K。n1R降低0.45%与0.21%，SMf降低1.55%与0.79%。发动机转差增大，耗油率升高，推力增大0.37%与0.21%。A8扩大后发动机性能变化趋势相反，量级相当。

由表10得，在5km、0.9 M工况点，喷管喉道面积缩小与扩大后发动机仍处于T4控制，T4维持不变。由于A8缩小后低压涡轮温降降低，A8缩小2%与1%后，T6分别升高2.3K和1.2K，n2无变化，n1R降低0.16%和0.09%，SMf降低1.74%和0.85%，n2R25小幅降低0.07%与0.03%。发动机推力增大0.65%与0.32%。A8扩大后性能变化趋势相反。

3 结语

本文基于某无人战斗机用增能小涵道比混排涡扇发动机模型，研究了3个典型工作状态下，风扇、压气机进口可变弯度整流叶片角度和喷管喉道面积调节对发动机性能的影响，得出以下主要结论：

1)0km、0.2 M点在低压物理转速控制状态，调开风扇整流叶片角度，缩小喷管喉道面积后发动机推力增加，调开1°后推力增加0.55%，风扇进口换算流量增加0.47kg/s，喷管喉道面积缩小1%后推力增加0.48%，风扇稳定裕度降低0.88%。上述两种调节方式有可能使发动机进入高压涡轮前温度控制状态；

2)0.1km、0. 8 M点在高压物理转速限制状态，调开风扇、压气机整流叶片角度，缩小喷管喉道面积发动机推力增加。其中调压气机整流叶片效果明显，但发动机有可能进入高压涡轮前温度控制状态。调开压气机整流叶片1°，推力增加1.38%，燃烧室出口温度升高8K；

3)5km、0.9 M点在高压涡轮前温度限制状态，调开风扇整流叶片角度，缩小喷管喉道面积发动机推力增加。调开1°后推力增加0.24%，风扇进口换算流量增加0.35kg/s，喷管喉道面积缩小1%后推力增加0.32%，风扇稳定裕度降低0.85%；

4)在低压物理转速与高压涡轮前温度控制状态下调节压气机整流叶片角度对发动机推力影响很小。调节喷管喉道面积对3种控制状态发动机推力影响的量级相当。