可变喷管涡扇发动机加速性和稳定性预测

可变喷管涡扇发动机加速性和稳定性预测 推进技术 Feb12003 2003 年 2 月 JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY Vol124 No11 第 24 卷 第 1 期 Ξ 可变喷管涡扇发动机加速性和稳定性预测 王进 , 林宏镇 () 空军第八研究所 , 北京 100076 摘 要 : 为研究可变喷管调节规律对涡扇发动机加速性和稳定性的影响 , 基于某型涡扇发动机变几何部件特性 , 应用变比热容方法建立了发动机加速动态仿真模型 , 针对不同的喷管调节方案对发动机加速性和稳定性进行 了计算和综合分析 。结果明 , 所建立的仿真模型不仅可用于可变喷管涡扇发动机加速过程的加速性及稳定性预 测 , 也可用于可变喷管涡扇发动机加速过程喷管调节规律的优化 。 关键词 : 涡轮风扇发动机 ; 可调截面喷管 ; 加速性能 ; 稳定性 ; 数值仿真 () 中图分类号 : V435111 文章编号 : 100124055 20030120009203 文献标识码 : A Prediction of acceleration and sta bility f or varia ble nozzle turbofan engine WANG J in , L IN Hong2zhen ( )The Eighth Inst . , Air Force , Beijing 100076 , China Abstract : To study the effects of variable nozzle control laws on turbofan engine acceleration and stability ,a model was pre2 sented to simulate the acceleration dynamic performance of turbofan engine with variable nozzle . Based on different nozzle control laws , the engine acceleration and stability were computed and analyzed. It was found that the dynamic model can be used not only to predict of acceleration and stability of variable nozzle turbofan engine in accelerating , but also to optimize the design of the nozzle con2 trol laws. Key words : Turbofan engine ; Variable area nozzle ; Acceleration performance ; Stability ; Numerical simulation 动机总体参数以及喷管控制规律的优化设计提供模 言1 引 型基础 。 发动机加速过程的性能及稳定性预测是现代航 2 模型与计算方法 空燃气发动机研制过程中性能及稳定性评定的重要 3 (πα)第二层由第一层得到的收敛解 ,计算出喷管喉道= f , n, m1 k cor a ,cor 3 面积 ,并与给定的喷管调节方案相比较 ,若满足给定的 η (πα)= f , n, 2 k cor 3 () 调节精度 给定的调节精度为 01001,则动态计算 η π 式中 m为换算流量 ,为效率 ,为增压比 , na ,cor k cor α为换算转速 ,为进口导流叶片角度 ,其控制规律为 向前推进一步 ;若不满足精度 ,则运用二分法修正 T 4 并返回到第一层迭代 。因为 T与空气流量 m和燃 4 a ( )α f n = 3 cor 油流量 m有关 ,所以实质上 ,这个 T修正的过程就是 f 4 本文在进行定喷管喉道面积方案时的涡扇发动 ( ) 最初给定的燃油控制规律 m= f t 修正的过程 。 机动态特性计算时试给 5 个参数 ,分别为低压和高压 f 压气机压比函数 Z, Z; 低压和高压压气机相对物 L H 3 计算结果与分析 理转速 n, n;涡轮前温度 T。涡轮部件计算用换算L H 4 按等转速线定义喘振裕度及喘振裕度损失如下 : 功直接根据功平衡原理由压气机部件传递 ,因此 ,在 ππ- ht cowork 给定调节规律 n= Const 条件下只需 4 个试给值 ,而1 =×100 %SM πht 比常规方法的 6 个试给参数少 2 个 ,这样可改善迭代 ππ- acc std 的收敛性 。试给值由下列 4 个残量方程确定 : Δ = SM×100 %accπ ht ε()( ) = 1 W - W ΠW 1TH THC THC() ππ 式中 表示工作点 稳态或动态工作点压比 ,cowork acc() ( ε2W - ) = W ΠW TL2TLC TLC ππ表示动态加速线压比 ,表示稳态工作线压比 ,表std ht ( ) ()εp- pΠp3 = 15S 5S 5S3示喘振边界压比 。实际上反映了加速工作线远离 稳 Δ态工作线的程度 ,SM的增大意味着加速中喘振 裕acc ( ()) εA- 4 AΠA= 8C 8 8 4 度 SM 的减小 。 式中 W 为利用高压涡轮特性差值求出的高压涡轮TH 换算流量 ; W 为由流量连续原理计算的高压涡轮换 本文制定了三种喷管喉道面积的调节方案 ,见图THC 算流量 ; W 为利用低压涡轮特性差值求出的低压涡 TL 1 。其中 ,方案 1 为定喷口方案 ,方案 2 ,3 为喷管无级 轮换算流量 ; W 为由流量连续原理计算的低压涡轮 TLC 可调的变几何调节方案 。图 2 为不同喷管调节方案 换算流量 ; p为外涵出口静压 ; p为内涵出口静压 ; 15S 5S 下发动机由慢车加速到最大状态过程中推力随时间 A为计算出的喷管喉道面积 ; A为给定的喷管喉道 8C 8 的变化关系 ,加速到发动机最大推力 95 %时的加速 εε面积 ;,分别表示残差 。 1 4 时间分别为 513s ,318s ,314s 。可见 ,加速过程中 ,两种 对于喷管喉道面积可调涡扇发动机 ,进行发动机 喷管面积放大的变几何调节方案与定喷口方案相比 , ( ) 加速动态仿真计算时 ,上述匹配方程中的方程 4已 发动机加速时间缩短 ,加速性明显改善 。并且 ,方案 无物理意义 。因此 ,本文借鉴了文献 4 发展的一种 双层迭代算法 。 2 和方案 3 相比 ,延迟喷管喉道面积收放到小喷口位 () () 第一层采用 N + 1 点残量法迭代方程 1至方程置 即方案 3加速时间最短 ,更能有效地改善发动机 的加速性 。这与参考文献 4 的计算结果也相一致 。 图 3 和图 4 分别为不同几何喷管调节方案的风() () 3构成的非线性方程组 试给T值。4 Fig11 Control schemes of Fig12 Comparison of variations of Fig13 Fan’s acceleration co2work nozzle throat area engine thrust with time lines of t wo schemes 第 24 卷 第 1 期可变喷管涡扇发动机加速性和稳定性预测11 Fig14 Compressor’s acceleration 15 Variety trend of compressor FigFig16 Variety trend of compressor surge margin in acceleration process surge margin loss in acceleration process co2work lines of t wo schemes 扇和压气机“慢车 —最大”加速工作线 ,稳态工作线为真模型用于发动机加速过程的性能和稳定性初步预 喷管几何面积不变时的稳态工作线 。加速过程中 ,风 测是可行的 。 () 扇加速工作线与稳态工作线相差不大 ,故风扇不受喘 2合理地设计加速过程中喷管转换的速率和时 振边界的限制 ,稳定性影响小 ,而压气机加速线是趋 机要综合发动机对加速性和稳定性的要求折衷考虑 。 () 于喘振边界的 ,稳定性影响较大 ,这与发动机原理及 3为进一步提高仿真计算精度 ,可开展后续工参考文献 5 的计算结果定性一致 。因此 ,压气机是 作 ,如考虑动态过程中发动机部件间的热交换引起间 评定涡扇发动机加速过程稳定性影响的关键部件 。 隙变化对发动机性能和稳定性的影响等 。 图 5 为基于不同喷管方案加速时压气机喘振裕度的 参考文献 :变化趋势 ,图 6 为基于不同喷管方案加速时的压气机 1 聂恰耶夫 1 航空动力装置控制规律与特性 M 1 单凤桐 喘振裕度损失的变化趋势 。可以看出 ,延迟喷管喉道 等译 1 北京 :国防工业出版社 ,19991 面积收放到小喷口位置 , 虽然可改善发动机的加速 邢家瑞 1 多状态飞机动力装置的综合控制 M 1 沈阳 : 2 性 ,但工作点增压比明显增加 ,压气机加速线更接近 沈阳航空发动机研究所 ,19961 喘振边界 ,喘振裕度减小 ,在中转速附近喘振裕度仅 Shobeiri T. Nonlinear dynamic simulation of sigle2 and multi2 3 为 3 %左右 ,喘振裕度损失大为增加 ,在 95 %转速附 spool core enginesR . AIAA 9322580 , 1993. 近喘振裕度损失高达近 16 % , 极易发生压气机失速 吴 虎 ,廉小纯 ,苏三买 ,等 1 改善双轴发动机加速性的 4 () 喘振现象 。因此 ,合理地设计加速过程中喷管转换的 变喷管调节分析 J 1 推进技术 ,2000 ,21 6:25,271 Maccallum N R L , Pilidis P. The prediction of surge margins 速率和时机要综合发动机对加速性和稳定性的要求 5 折衷考虑 。 during gas turbine transientsR . ASM E 85 2GT2208 , 1985.