双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法

摘要

本发明公开了一种双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法。本发明根据气动热力学计算原理建立双外涵变循环发动机变比热模型，选取相应的发动机设计参数，根据NASA‑Glenn热化学数据和Gordon‑McBride平衡算法，将各组分入口和出口处的空气和燃烧气体模拟为理想气体。相比现有技术，本发明可使设计的变循环发动机具有更高精度和可靠性，并可在设计过程中计算得出发动机总体性能，进一步提高发动机模型的置信度。

说明书

技术领域

本发明属于航空宇航推进理论与工程中的系统建模与仿真领域，具体涉及一种双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法。

背景技术

现如今，变循环发动机早已成为航空领域的热门研究对象，其因具备可改变发动机循环参数(涵道比)的特点而备受关注。在飞机需要进行大机动飞行的时候，变循环发动机会关闭模式选择活门，发动机进口流量均流入核心机，使发动机以大单位推力的涡喷模式进行工作。在飞机在进行大航程巡航任务时，变循环发动机会打开模式选择活门，发动机流量大部分会流入外涵，使发动机以低油耗大涵道比涡扇发动机工作。

关于变循环发动机的研究，国内外已经做了许多相关研究。美国GE公司对双外涵变循环发动机做了大量研究，对发动机模态转换几何参数调节及控制规律做了全方面研究，并进行了整机试验验证，这为美国研制超声速客机及第六代战机打下技术基础。国内关于双外涵变循环发动机也进行了大量研究，王元等人建立过变循环发动机部件级模型，并对其动稳态特性及控制规律进行相应研究。然而关于双外涵变循环发动机整机设计研究在国内外研究中并未体现，一台发动机的研制必然是要经过设计阶段的，在复杂的航空发动机设计过程中，发动机循环参数的选择无疑是最重要的部分之一，其参数调节的过程会贯穿于发动机研制的整个过程。参数循环分析的目的在于建立发动机的涡轮前燃气温度、风扇压比、压气机压比、涵道比等循环设计参数与发动机性能(推力、耗油率)之间的联系。在参数循环分析阶段时，发动机看作是“橡皮”发动机，此时发动机的尺寸还未确定，因此假设进口流量为单位流量，同时选取单位推力和单位耗油率等指标作为判断设计参数是否符合性能要求的评定依据。

在发动机设计的初期，必须率先进行参数循环分析的原因是因为与部件级模型相比，开展参数循环分析不需要已知发动机的尺寸和确定好设计点，并且参数循环建模计算中不需要太多的迭代计算，相对于部件级模型更容易直接得到可以使用的数学最优解。通过参数循环建模，设计者可以确定备选发动机关键设计参数的取值范围，在该范围中发动机在每个关键的飞行任务中均具有符合要求的性能。美国已针对大涵道比涡扇发动机，小涵道比涡扇发动机及涡桨发动机等类型发动机做过设计点参数循环建模的研究，但并未针对双外涵变循环发动机展开，其中的难点在于相较于其他发动机，变循环发动机具有多个涵道的特点，在设计阶段不光要考虑其他类型发动机已有的循环参数，还需考虑添加变循环发动机设计点计算时需要的循环参数，同时这些添加的参数会重新构建变循环发动机设计点模型。为此，研究变循环发动机设计点参数循环模型具有重要意义。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法，可使设计的变循环发动机具有更高精度和可靠性，并可在设计过程中计算得出发动机总体性能，进一步提高发动机模型的置信度。

本发明具体采用以下技术方案解决上述技术问题；

双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法，采用变比热建模方法设计双外涵变循环发动机模型，该双外涵变循环发动机模型的输入参数中包括：副外涵流量与CDFS进口流量之比α、外涵总流量与高压压气机进口流量之比α

优选地，CDFS总涵比τ

FAIR(3,0,T

τ

P

FAIR(3,0,T

式中，P

优选地，高压涡轮总焓比τ

式中，τ

优选地，低压涡轮总焓比τ

式中，τ

优选地，前涵道混合室涵道比α′

进一步优选地，前涵道混合室两股气流掺混后的焓值h

式中，h

优选地，主掺混室涵道比α′及加力掺混涵道比α″的计算方法如下：

其中，β为放气系数，ε

优选地，总油气比f

其中，f为燃烧室油气比，β为放气系数，ε

优选地，单位推力

其中，β为放气系数，g

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

本发明对双外涵变循环发动机进行参数循环分析，从总体设计阶段确定变循环发动机设计参数选择并建立循环参数设计模型，为探究如何提升变循环发参数总体性能提供参考依据。

附图说明

图1为双外涵变循环发动机结构图；

图2为双外涵变循环发动机重要流路截面编号；

图3为双外涵变循环发动机非加力状态参数性能；

图4为双外涵变循环发动机加力状态参数性能。

具体实施方式

针对现有技术不足，本发明的解决思路是根据气动热力学计算原理建立双外涵变循环发动机变比热模型，根据NASA-Glenn热化学数据和Gordon-McBride平衡算法，将各组分入口和出口处的空气和燃烧气体模拟为理想气体。该模型是较为复杂的模型，需要相当大的计算能力，在性能计算过程中需确定迭代精度使预设的迭代次数收敛。

具体而言，本发明所提出的双外涵变循环发动机设计点参数循环建模方法，采用变比热建模方法设计双外涵变循环发动机模型，该双外涵变循环发动机模型的输入参数中包括：副外涵流量与CDFS进口流量之比α、外涵总流量与高压压气机进口流量之比α

为便于公众理解，下面结合附图来对本发明的技术方案进行详细说明：

图1是变循环发动机结构图，其部件包括：进气道、风扇、核心驱动风扇级(CDFS)、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、模式选择活门(MSV)、副外涵、CDFS涵道、前混合室、主涵道、前可调面积涵道引射器(FVABI)、后可调面积涵道引射器(RVABI)、混合室、加力燃烧室、尾喷管。其关键截面参数编号如表1所示给出。

表1.变循环发动机关键界面参数编号

进一步对案例各符号说明做解释，如表2所示。

表2.变循环发动机符号解释说明

由于双外涵变循环发动机具有多涵道的特点，在循环参数选择上需要在已有输入参数基础上添加新设计参数。在设计点计算中采用无因次的流量比是有效的，针对双外涵变循环发动机，本发明提出的质量流量比包括下列各项：

双外涵变循环发动机具备CDFS，前混合室等新部件，在建模时需添加新部件参数及设计点参数来完善设计点模型，其中包括CDFS多变效率e

基于上述新添加的循环参数及双外涵变循环发动机结构，采用变比热建模方法设计双外涵变循环发动机模型，其中输入值包括：

飞行参数：M

飞机参数：β,C

燃油热值：h

部件相应参数：

设计点参数选择：

输出值里包括：

总体性能参数：η

V

部件特性：

针对上述参数进行相应双外涵变循环发动机设计点计算，其计算流程如下：

计算流程中所需的子程序调用均参考“Aircraft Engine Design”(航空发动机设计)书里，在此不再过多赘述，仅将相应的子程序调用命名表列出，如下表3,4所示。

表3子程序FAIR调用命名法

表4子程序RGCOMPR调用命名法

发动机设计点参数循环分析模型建立方法可参考文献“Mattingly J D,Heiser WH,Pratt D T.Aircraft Engine Design,Second Edition[M].2015”。在此不再过多叙述重复工作(其中包括进气道，风扇，压气机，燃烧室，掺混室及尾喷管)。而变循环发动机新参数的添加会导致整机模型的变动，下面针对双外涵变循环发动机结构特点对关键截面及部件进行建模说明：

在压缩部件中核心驱动风扇级(CDFS)部件特性计算如下所示：

根据已知CDFS部件参数(π

FAIR(3,0,T

τ

P

FAIR(3,0,T

式中下标I表示理想状态。

由于高压转子轴上连接CDFS，高压压气机及高压涡轮，为此高压转子功率平衡方程改为：

m

根据上述公式可获得高压涡轮总焓比：

同理可得到低压涡轮总焓比：

为进一步得出前涵道混合室掺混后的参数，提出α′

由此可计算得出前涵道混合室两股气流掺混后的焓值：

关于前涵道混合室的建模可参考航空发动机设计书中小涵道比涡扇发动机掺混室建模原理，通过该设计思路计算出125截面及15截面的相关参数。

同理可计算出主掺混室及加力掺混后的相关参数，其中定义了主掺混室涵道比α′

及加力掺混涵道比α″：

根据上述循环分析方法可进一步得出双外涵变循环发动机总体性能参数总油气比f

将该设计点参数循环分析法与发动机商用建模软件Gasturb进行对比，设计误差不超2％，表明该参数循环分析方法的准确性及可靠性。图3、4给出了发动机在加力和非加力状态下不同涵道比及压气机压比与单位推力及耗油率的对应关系。由图中可以看出，在变循环发动机非加力设计状态下，涵道比越大，发动机单位推力越小，而随着高压压气机压比上升，耗油率会下降，整个变化趋势是向左下方移动。而在若在发动机设计中考虑加力状态，则移动趋势会相反。