某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法研究

高 扬，王朝蓬，屈霁云，寿圣德

（中航工业飞行试验研究院，西安 710089）

0 引言

发动机性能飞行试验主要目标是获取不同飞行、发动机功率状态和不同气、电负载情况下的发动机推力及油耗。该性能参数不仅能够为发动机的鉴定验收提供依据，而且能够为发动机设计单位提供改进建议。更重要的是通过飞行试验可以获取动力装置在不同工作情况下的性能指标——安装净推力及基于安装净推力的动力装置油耗，从而得到实际飞行条件下的飞机极曲线，为飞机设计单位提供验收鉴定、改进改型、风洞试验数据等相关研究依据。获取动力装置安装净推力的前提是计算得到发动机标准净推力（或内推力）。

本文对某型大涵道比涡扇发动机飞行推力确定方法进行编程实现和验证（针对标准净推力），以满足发动机性能试验和计算的需要。

1 某型涡扇发动机飞行推力确定项目

某型发动机为大涵道比分开排气涡扇发动机。采用双转子结构，低压转子由风扇、增压级和低压涡轮组成，核心机由高压压气机、短环形燃烧室和高压涡轮组成，设计点涵道比为大于5.0。飞行推力确定（IFTD）项目是该型发动机验证科目中最为关键的试验之一，其目的是为发动机设计单位提供不同飞行、发动机功率状态及引气负载下的飞行试验数据，用于修正发动机设计单位的平均推力计算模型，并验证各主要限制值，为制定飞机飞行手册的推力管理表单提供依据。

2 某型涡扇发动机标准净推力确定方法

2.1 外涵道空气流量及出口总推力的计算

大涵道比分开排气涡扇发动机标准净推力为

式中：FG19、FG9分别为风扇和内涵道尾喷管出口总推力；Wa2为发动机进口总空气流量；V0为飞行速度。

本文主要采用外涵道尾喷管的特性系数来获取通过外涵道的空气流量Wa19，即

式中：Wa19,non为外涵道尾喷管出口的无量纲空气流量，为尾喷管压比、空气气体常数以及比热比的函数；Cf19为外涵尾喷管的流量系数，由模型试验并加入外流抑制效应得到。

在获取外涵道实际空气流量后，可以采用“流量-总温”方法计算外涵道尾喷管出口的实际总推力

式中：Cfg19为外涵尾喷管的总推力系数，由模型试验获得，并整理成关于外涵尾喷管落压比的函数。

2.2 内涵道空气流量及出口总推力的计算

某型发动机内涵道空气流量的计算方法与外涵道的有较大差异。对于双转子发动机而言，在慢车功率以上其高压涡轮导向器喉道截面基本工作于临界状态及以上，因此，内涵道空气流量受到该截面流通能力的限制，这一特点可以简化内涵道空气流量的计算。

由于内涵道空气流量的计算涉及到主燃烧室的燃烧过程，从降低计算值不确定度的角度出发，引入燃气变比热计算是必要的。需要对燃烧室出口总温进行迭代。燃烧室能量守恒方程为

而涡轮导向器临界截面空气流量为

式中：Cp36、Tt36分别为高压压气机出口的气体定压比热和总温；W41,cor为涡轮导向器临界截面的无量纲流量系数。

在已知高压压气机出口气流总温、总压及燃烧室燃烧效率和总压恢复系数的前提下，采用Newton-Raphson 公式联立式（4）、（5）进行迭代求解，并最终计算出燃烧室的出口总温，求出通过导向器喉道截面的燃气流量。在得到通过导向器临界截面的燃气流量并考虑涡轮组件冷却气流比率后，可以采用下式计算内涵道尾喷管出口的总推力值

式中：Cfg9为内涵道尾喷管出口的总推力系数，由模型试验得到，并整理成为关于内涵道尾喷管落压比的函数曲线。

2.3 标准净推力确定方法验证

本文选取几个典型飞行状态 (H=0 m、Ma=0，H=7620 m、Ma=0.64，H=10668 m、Ma=0.78），外界为标准大气条件。对本文的计算方法结合发动机设计单位给出的发动机性能计算值进行验证。在计算过程中，内、外涵尾喷管的总推力系数取值由特性曲线给出；燃烧室的燃烧效率近似取常值。在每个试验点上，风扇换算转速的大小表征发动机的功率等级，且换算转速N1,cor=60%～105%。对比结果如图1所示。

从图中可见，与设计计算值相比，在不同飞行和发动机工作状态下，发动机进口总空气流量相对偏差为±1.0%，最大偏差不超过2.0%。发动机标准净推力相对偏差为±3.0%，最大偏差不大于4.0%。可见，本文的计算值与设计值之间吻合程度较好，证明该方法有效，且计算结果可信。

对内涵道空气流量采用高压涡轮导向器临界截面的方法进行计算，该方法涉及到变比热情况下求解能量守恒及流量守恒方程。为了验证该方法的可行性和有效性，对3种不同飞行状态、不同发动机功率下的内涵道空气流量结果进行对比，如图2所示。从图中可见，在不同发动机功率状态下，本文计算值与设计值相对误差为1.0%～3.0%，最大误差不超过3.5%。考虑到大涵道比涡扇发动机通过内涵道的空气流量相对较低，可以预见，即使相对误差达到3.5%，对于发动机进口总空气流量影响也是非常有限的；同时也表明采用该方法计算内涵空气流量是行之有效的。由于该方法不依赖于具体类型的发动机，因此可以应用于其他小涵道比涡扇发动机内涵道空气流量计算。

3 结论

（1）在某型大涵道比涡扇发动机性能预测软件的基础上，编制了该型发动机性能计算程序。

（2）在计算内涵道空气流量过程中引入变比热计算方法，结合能量守恒和流量守恒进行迭代求解。

（3）与发动机性能设计值相比，本文发动机进口空气流量计算值相对偏差为±1.0%，标准净推力相对偏差为±3.0%，二者吻合程度均较高。同时内涵道空气流量的相对偏差为1.0%～3.0%，验证了本文大涵道比涡扇发动机性能计算方法是行之有效的。

（4）本文内涵道空气流量计算方法可以应用于其他类型发动机。

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