射流预冷涡轮风扇发动机热力性能研究

□ 郭鹏超 □ 刘菲菲

中国航发动力股份有限公司设计所 西安 710021

1 研究背景

高空高速截击机、侦察机,以及高速巡航导弹的发展需求促使高超声速飞行器动力技术成为航空领域的重点研究方向。涡轮风扇发动机作为飞行器的常规动力装置,最有效的马赫数工作范围是0～3马赫,超过该范围后,受发动机转速、强度限制,进口高滞止温度会导致发动机压缩流量、压比等参数急剧下降,性能恶化。为提高发动机性能,扩展高马赫数飞行范围,各航空强国相继开展了对进入发动机的气流降温的预冷技术研究,目前实现预冷的途径主要有两种。一是在压气机进口喷入液体冷却介质,如美国MSE技术应用公司提出的射流预冷发动机方案。二是利用预冷器对来流空气换热冷却,如英国REL公司提出的“弯刀”发动机方案。目前,国内针对预冷涡轮风扇发动机已开展相关技术研究,但对于整机性能研究方面尚显不足。笔者选取国际上相对成熟的常规涡轮风扇发动机,借助于航空发动机总体性能仿真计算软件Gasturb,建立射流预冷涡轮风扇发动机热力学模型,研究射流预冷对发动机热力性能影响,为国内未来对高超声速射流预冷发动机的研究提供参考。

2 计算模型

AL-31F型发动机为常规双转子混合排气涡轮风扇发动机,作为苏-27系列战斗机的动力装置,具有四级风扇、九级高压压气机、环形燃烧室、一级高压涡轮,以及一级低压涡轮,其设计沿袭苏制发动机一贯追求最大推力的设计理念,高度、速度性能较好。笔者的计算模型选取 AL-31F型发动机的参数为常规涡轮风扇发动机参数,设计点的主要热力循环参数见表1。在风扇进口前增加喷水装置,向进气气流喷水,改进为射流预冷涡轮风扇发动机,如图1所示。喷嘴喷出的雾状水与空气混合,在压缩过程中雾状水不断吸收空气中热量并蒸发为水蒸气,使得压气机出口气流温度下降,改善发动机各部件工作条件。

▲图1 射流预冷涡轮风扇发动机模型

表1 AL-31F型发动机设计点主要热力循环参数

Gasturb软件作为航空领域经典的发动机总体性能计算软件,提供了大量压气机和涡轮通用特性图以提高仿真精度,可实现发动机设计点和非设计点的整机热力学性能计算及分析,可以获得各个计算截面的气动参数。在Gasturb软件平台建立射流预冷涡轮风扇发动机热力性能计算模型,采用变比热计算方法,考虑涡轮冷却引气,在不开启喷水预冷条件下根据表1参数仿真计算得到发动机推力为76.71 kN,与 AL-31F型发动机设计值76.2 kN相差0.67%,仿真计算精度可满足工程需求。

3 控制方案

发动机的控制规律指飞行过程中根据飞行马赫数、总温、总压等参数的变化来改变可控变量,以保证发动机控制参数如转速、涡轮前温度等不变或按预定的规律变化,从而达到控制发动机推力的目的,并且保证发动机在飞行范围内所有的工况下安全稳定可靠地工作。笔者在进行射流预冷涡轮风扇发动机热力性能分析过程中,为保证发动机性能充分发挥,兼顾发动机各部件机械强度、热强度和气动稳定性不超出允许的安全极限,控制方案按照发动机进气总温大小进行分段控制。参考AL-31F型发动机,发动机进气总温高于251 K时,为避免发动机超转速,采取低压相对物理转速,与最大允许转速的比值不超过0.99的控制方案。发动机进气总温低于251 K时,为保证低压压气机的最小稳定裕度,采取将低压物理转速与最大允许转速的比值换算至发动机进口温度为标准大气温度15 ℃时的转速不超过1.015倍的控制方案。同时,在任何条件下发动机涡轮前温度按照不超过1 665 K进行控制。

4 性能计算

飞行高度为15 000 m,不同飞行马赫数及喷水进气比对发动机推力的影响如图2所示。由图2可以看出,开启喷水前,随着飞行马赫数增大,发动机的推力起初略微下降后缓慢增大,在1.2～2.4飞行马赫数范围内推力基本稳定,随后随着飞行马赫数的增大而减小。开启喷水后,发动机推力因喷水预冷而发生较大改变,在不同飞行马赫数范围内对推力有不同影响。在低飞行马赫数阶段,喷水后推力相比于喷水前反而有所降低,在飞行马赫数大于1.5之后,喷水预冷作用才产生,推力有明显改善,随飞行马赫数增大迅速增大,当飞行马赫数达到一定值后,推力开始下降,但是仍远大于无喷水发动机推力。

▲图2 射流预冷涡轮风扇发动机推力对比

由图2可知,喷水预冷作用产生后,发动机在给定飞行马赫数下存在最佳喷水比使得发动机获得最大推力,且随着飞行马赫数的增大最佳喷水比增加,飞行马赫数越高,最佳喷水比提升的推力幅度越大。例如:在飞行马赫数为1.8时,最佳喷水比为2%,此时发动机推力要优于喷水比为4%、6%的发动机推力,推力相对于无喷水发动机提升43.8%;在飞行马赫数为2.3时,最佳喷水比为6%,推力提升81.2%。

发动机比冲随飞行马赫数和喷水比变化的趋势如图3所示。发动机比冲为每单位时间内消耗单位质量燃料所产生的冲量,表征推进系统的燃烧效率。比冲的变化趋势与推力类似,在低飞行马赫数下喷水预冷的发动机比冲低于无喷水发动机,只有在高飞行马赫数下发动机比冲高于无喷水发动机。整个飞行马赫数范围内,发动机比冲随着飞行马赫数增大而降低,喷水预冷产生作用后,发动机比冲下降趋势随着喷水比增大而减缓,效率有所提升。

▲图3 射流预冷涡轮风扇发动机比冲对比

5 机理分析

针对上述射流预冷涡轮风扇发动机性能变化趋势原因进行分析。在整个飞行马赫数范围内发动机控制规律如图4、图5所示。在低飞行马赫数阶段,发动机进气总温较低,发动机物理转速一致时,由图4可知,进气喷水比不同时,发动机涡轮前温度不同。无喷水循环发动机涡轮前温度最高,随着进气喷水比增加,涡轮前温度逐渐降低。这是因为喷水过程使发动机压气机流道中的气体总温降低,由气体热力学可知,温度低的气体更易压缩,消耗的压气机功少,依据压气机涡轮功率平衡原理,所需的涡轮功小,涡轮前温度低。结合图2可知,推力随飞行马赫数变化,主要是进气流量与涡轮前温度两者变化的综合结果,在低压相对物理转速一致时,发动机进气量相同,涡轮前温度越高,发动机推力越大,因此在低飞行马赫数阶段,无喷水发动机推力优于开启喷水后的发动机,这是以提高涡轮前温度,增加燃油消耗为代价。

▲图4 射流预冷涡轮风扇发动机涡轮前温度对比▲图5 射流预冷涡轮风扇发动机低压相对物理转速对比

随着飞行马赫数增大,进气总温增大,涡轮前温度提高。发动机控制方案逐渐由限温代替限速控制。在涡轮前温度达到限制温度1 655 K时,发动机推力达到最高值,然后随着飞行马赫数进一步增大,低压相对物理转速开始降低,发动机推力下降。

由图4可知,喷水比越大,发动机达到限温时所需飞行马赫数越大。由图5结合图2可知,在相同飞行马赫数下,喷水比越大,低压相对物理转速越高,发动机推力越大。

6 结论

笔者基于Gasturb软件建立了射流预冷涡轮风扇发动机模型,在给定飞行高度和控制规律条件下,针对不同飞行马赫数,以及喷水进气比,对发动机热力性能进行分析,并得到以下结论:

(1) 射流预冷装置在高飞行马赫数下可以有效的提升发动机推力和比冲,扩展其工作范围;在低飞行马赫数下,由于涡轮前温度影响发动机性能反而低于无喷水涡轮风扇发动机;

(2) 不同的飞行马赫数存在最佳喷水比,使发动机推力最优;最佳喷水比和飞行马赫数正相关,随飞行马赫数增大而增大;

(3) 飞行马赫数较高时,发动机控制规律受喷水比影响,喷水比越大,发动机达到限温状态所需飞行马赫数越大,此时低压相对物理转速越高,可获得较大的推力提升。