第四代發(fā)動機不加力超聲巡航性能的研究

1、收稿日期:2000-08-30;修訂日期:2000-11-20作者簡介:屠秋野(19-,男,中國船舶科學(xué)研究中心第16卷第3期2001年7月航空動力學(xué)報Journa l of Aerospace PowerV ol 116N o 13July 2001第四代發(fā)動機不加力超聲巡航性能的研究屠秋野1,唐狄毅21.中國船舶科學(xué)研究中心,江蘇無錫214082;2.西北工業(yè)大學(xué)七系,陜西西安710072摘要:本文基于改善第四代發(fā)動機不加力超聲巡航性能這一目標,提出了合理配置發(fā)動機地面設(shè)計點高壓物理轉(zhuǎn)速和節(jié)流比的設(shè)計思想,并結(jié)合冷超轉(zhuǎn)和燃氣儲備利用技術(shù)進行性能尋優(yōu),大大提高了發(fā)動機的高空速度特性。關(guān)鍵詞:

2、發(fā)動機;超音速;巡航飛行中圖分類號:V 231文獻標識碼:A1前言第四代戰(zhàn)斗機發(fā)動機的設(shè)計目標之一,是滿足不加力超聲巡航的任務(wù)要求。不加力超聲巡航時,發(fā)動機工作在最大狀態(tài),從圖1顯示了隨飛行馬赫數(shù)增加飛行器阻力與發(fā)動機推力的變化趨勢,可以看出實現(xiàn)不加力超聲巡航的發(fā)動機必須具備良好的速度特性。歐美的發(fā)動機設(shè)計中,節(jié)流比(th ro ttle rati o 定義為最大渦輪前溫度與地面設(shè)計渦輪前溫度之比。采用節(jié)流比大于110的設(shè)計以改善發(fā)動機的速度特性,是第四代戰(zhàn)斗機發(fā)動機的重要設(shè)計特征。最近研究發(fā)現(xiàn),發(fā)動機地面設(shè)計點上高壓物理轉(zhuǎn)速為110的配置不是最佳配置,為與節(jié)流比技術(shù)相匹配,地面設(shè)計點可以考慮

3、選用高壓物理轉(zhuǎn)速低于110的設(shè)計。另外在性能尋優(yōu)計算中發(fā)現(xiàn),低壓物理轉(zhuǎn)速達到極限時渦輪前溫度仍有潛力,可以利用合理的噴管面積調(diào)節(jié)規(guī)律使渦輪前溫度迅速提高, 從而增大推力。圖2描述了噴管喉部面積不變時發(fā)動機各部件工作參數(shù)隨進氣總溫的變化情況。低壓換算轉(zhuǎn)速,低壓物理轉(zhuǎn)速,渦輪前溫度,高壓物理轉(zhuǎn)速和圖1飛行器阻力和發(fā)動機推力關(guān)系(9km 圖2發(fā)動機工作極限變化壓氣機出口壓力在不同的進氣總溫下依次達到工作極限,對應(yīng)圖上1,2,3,4,5所示的工作區(qū)域。因此發(fā)動機的速度特性受到上面五種物理工作極限的約束。其中壓氣機出口壓力的限制在低空高馬赫數(shù)飛行時才會遇到。2設(shè)計參數(shù)配置對速度特性的影響分別選擇4個不同

4、節(jié)流比和高壓物理轉(zhuǎn)速,組成16種設(shè)計參數(shù)配制方案見表1,表中節(jié)流比后面括號中給出地面設(shè)計渦輪前溫度。然后計算表1不同設(shè)計參數(shù)配置T H R11053(1841K 11070(1811K 11088(1781K 11107(1751K n C =11015n C =11000n C =01980n C =01950N o 111N o 121N o 131N o 141N o 112N o 122N o 132N o 142N o 113N o 123N o 133N o 143N o 114N o 124N o 134N o 1 44圖3n C =11015時設(shè)計節(jié)流比對發(fā)動機圖4n C =1

5、1000時設(shè)計節(jié)流比對發(fā)動機速度特性的影響(9km 速度特性的影響(9km 圖5n C =01980時設(shè)計節(jié)流比對發(fā)動機圖6n C =01950時設(shè)計節(jié)流比對發(fā)動機速度特性的影響(9km 速度特性的影響(9km 103第3期屠秋野等:第四代發(fā)動機不加力超聲巡航性能的研究不同配置方案的推力特性如圖36(圖37中t 1=24613,t 2=25912,t 3=27518,t 4=29611,t 5=32010,t 6=34716,t 7=37818,t 8=41315。計算表明,在設(shè)計點高壓物理轉(zhuǎn)速較高時,高節(jié)流比的配置不但沒有改善發(fā)動機的推力特性, 反而呈現(xiàn)出圖744號方案發(fā)動機各部件工作參數(shù)(

6、9km 圖8使用冷超轉(zhuǎn)的時機對渦輪前溫度及推力的影響(9km 圖9冷超轉(zhuǎn)對發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)速對發(fā)動機圖10不同程度燃氣儲備利用對發(fā)動機及推力的影響(9km 渦輪前溫度的影響203航空動力學(xué)報第16卷圖11發(fā)動機最大狀態(tài)性能優(yōu)化流程圖推力降低的趨勢。究其根源,是由于高飛行馬赫數(shù)時高壓物理轉(zhuǎn)速的工作極限使高節(jié)流比發(fā)動機的優(yōu)勢無法發(fā)揮。因此當設(shè)計點高壓物理轉(zhuǎn)速降低后,高節(jié)流比配置方才顯示出良好的速度特性(圖5中的44號配置方案。圖7顯示44號方案在很寬的飛行馬赫數(shù)范圍內(nèi)都保持低壓物理轉(zhuǎn)速的極限狀態(tài),高壓物理轉(zhuǎn)速則在很高飛行馬赫數(shù)才達到極限,這區(qū)間內(nèi)可充分利用渦輪前溫度增加提升發(fā)動機推力。3噴管喉部的調(diào)節(jié)

7、在低壓物理轉(zhuǎn)速極限下關(guān)小噴管喉部改善發(fā)動機推力特性的調(diào)節(jié)方式即為燃氣儲備利用。圖7中發(fā)動機低壓轉(zhuǎn)速達到工作極限后(T2296 K,渦輪前溫度上升斜率減小,發(fā)動機推力增加減慢,這時如果適當關(guān)小發(fā)動機噴管喉部,可以保持低壓物理轉(zhuǎn)速工作極限的同時增大渦輪前溫度的上升斜率,使發(fā)動機推力迅速提高。圖8說明了噴管喉部不同程度關(guān)小時,渦輪前溫度的變化情況。在渦輪前溫度達到工作極限后,調(diào)節(jié)終止。當渦輪前溫度達到工作極限時,利用打開噴管喉部改善發(fā)動機推力特性的調(diào)節(jié)方式即為冷超轉(zhuǎn)。圖9表明采用冷超轉(zhuǎn)后可減緩風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速的降低,改善推力特性。圖10說明采用冷超轉(zhuǎn)技術(shù)的最佳時機(圖9,10中t1=26011,t2=2

8、7913,t3= 30119,t4=328101,t5=25715,t6=39013,t7= 42614。顯然噴管打開越早,渦輪前溫度上升得越慢,相應(yīng)發(fā)動機推力上升得也慢。因此應(yīng)在渦輪前溫度達到極限時打開噴管喉部面積為宜。4發(fā)動機最大狀態(tài)性能優(yōu)化流程根據(jù)前面的分析,得到發(fā)動機最大狀態(tài)性能優(yōu)化的計算流程,如圖11所示。5結(jié)論(1選擇合理的設(shè)計點高壓物理轉(zhuǎn)速和節(jié)流比配置,可以大幅度改善發(fā)動機速度特性,實現(xiàn)第四代發(fā)動機不加力超聲巡航的設(shè)計要求。(2在發(fā)動機低壓物理轉(zhuǎn)速達到極限時采用燃氣儲備利用的調(diào)節(jié)技術(shù),當渦輪前溫度達到極303第3期屠秋野等:第四代發(fā)動機不加力超聲巡航性能的研究 限時采用冷超轉(zhuǎn)的調(diào)

9、節(jié)技術(shù),從而保證發(fā)動機在很寬的飛行馬赫數(shù)下,都具有最佳的推力特性。參考文獻:1Sellers J F,D aniele C J.D YN GEN2A P rogra m for CalculatingSteady2State and T ransient Perfor m ance of Turbojet andTurbofan EngineR.NA S A-TND-7901,19752D naiele C J,Krosel S M,Szuch J R,et al.D IGTE M2D igitalComputer P rogra m for Generating D yna m ic Tur

10、bofan Engine M odelsR.NA S A-TM-83446,19833邢家瑞編譯.多狀態(tài)飛機動力裝置的綜合控制M.沈陽航空發(fā)動機研究所,1996(責(zé)任編輯王震華Study on Non-Aug m en ted Superson i c Cruise of the4th Genera ti on Engi n esTU Q iu2ye1,TAN G D i2yi21.Ch ina Sh i p Science R esearch Center,W ux i214082,Ch ina;2.7th D ep t.,N o rthw est Po lytechnic U nivers

11、ity,X ian710072,Ch inaAbstract:In o rder to i m p rove the non2augm ented supers on ic cruise perfo r m ance of the4th generati on engine,an idea fo r designing is p ropo sed,w h ich con sists in rati onal m atch ing of the h igh p ressure roto r physical s peed to the th rottle rati o at ground des

12、ign po in t and utilizati on of the"cold overrun"and"gas te mperature sto rage"techniques for perfo r m ance op ti m izati on.A realizati on of the ides is carried out.It is p roven that the vel ocity characteristics of the engine is i m p roved to a great ex tent and the op ti m

13、 al th rust characteristics of the engine are p rovided in a broad range of the fligh t M ach num bers.Key words:engine;supers on ic;cruing fligh t;perfor m ance(T he Ch inese tex t of the foll ow ing abstract is p rinted in PP295-299m in階躍升到11211178r m in時,跟蹤目標命令N l時,N l,T36的輸出結(jié)果。6結(jié)論在12個區(qū)域用相同的方法分別設(shè)

14、計了控制器,都得到了類似的仿真結(jié)果,控制系統(tǒng)具有一定的魯棒性能。仿真圖中轉(zhuǎn)速和溫度的變化規(guī)律與物理過程不符的原因,是由于前饋控制器m f和A8按n L0,H,M a的變化迅速對被控對象產(chǎn)生了不同的作用,這種作用超前于反饋控制器的作用,前饋控制器和反饋控制器一快一慢,綜合作用的結(jié)果形成了圖4圖8所示的仿真過程。本算例中未考慮m f和A8執(zhí)行機構(gòu)的模型,對控制器的設(shè)計和仿真都會產(chǎn)生一定的影響,另外如何有效地降低控制器的階次以及對不同區(qū)域控制器的切換問題,將在今后的研究中加以解決。參考文獻:1陶濤.航空發(fā)動機魯棒控制研究D.西北工業(yè)大學(xué)博士學(xué)位論文,1997.2王曦,曾慶福.航空發(fā)動機結(jié)構(gòu)參數(shù)和非結(jié)

15、構(gòu)參數(shù)不確定系統(tǒng)魯棒H輸出反饋控制J.航空動力學(xué)報,1999,14(3:305-308.3Skogestal S,Postlethw aite I.M ultivariable Feedback ControlM.John W iley&Sons,1996.4王曦,曾慶福.頻域不確定性系統(tǒng)加權(quán)混合靈敏度函數(shù)頻域整形J.航空學(xué)報,1999,20(4:358-361.(責(zé)任編輯王震華A D esi gn M ethod for Aeroengi n e RobustM ulti var i a ble D i git Con trollerWAN G X i,M EN G Q ing2m

16、ing(4th D ep t.,Beijing U n iversity of A eronautics and A stronautics,Beijing100083,Ch ina Abstract:A m ethod is p rovided for designing robust m ultivariable digit controller of turbojet engine, in w h ich the for w ardback and feedback con tro l structure is adop ted in the divided fligh t envel ope,thestructurizati on is used to deal w ith the structured uncertain ty and un structured uncertainty,s o that the p roble m for s o lving robust contro ller is transfor m ed into standard Hcontrol