并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟 (1)

的完全混合和燃烧条件下， 确定面积和流动状况， 以 产生最优的发动机性能。 采用一维或准一维的分析 建立一维流动模型来对发动机的性能进行计算 方法， 分析。性能分析的方法是通过求解质量 、 动量和能量 分别得出发动机不同位置上的特征参数 守恒方程， （ 速度、 温度、 压力、 质量流率、 比热比和比热容等 ） 和 推力、 耗油率和比冲等性能参数， 分析整个涡轮冲压 组合发动机的性能。对于高度一体化的飞行器， 安装 损失对发动机总体性能的影响是必须考虑的 。 基于 上节建立的进排气系统安装损失计算模型 ， 计算出发 动机的安装损失。 发动机的安装性能最终通过安装 推力、 安装耗油率和安装比冲来描述。涡轮冲压组合 发动机的安装推力为 F Nins = F N － D 合发动机的安装耗油率为 SFC ins = 3600 W f F Nins （ 4） （ 3）
即高超声速进排气系统的阻力对其总体性能的影 失， 响极其显著。本文基于等激波强度设计理论， 设计出 了适用于本方案用的混压式进气道； 基于经验方法， 设计出了适用于本方案用的二元收扩尾喷管 。 推进 系统的安装损失对于高速飞行器来说非常显著 ， 在本 文中， 安装损失的计算， 采用了工程计算的方法， 能够 计算整个飞行范围的安装的影响， 弥补了以前在亚、 跨声速范围阻力依靠实验获得的缺点 。对于进气道， 安装损失主要包括： 溢流阻力、 附面层抽吸阻力和旁 路放气阻力等； 而对于尾喷管， 安装损失主要是底部 阻力。 在 本 文 中， 进 气 道 采 用 几 何 可 调 的、 五波系 （ 三道外压波、 一道内压波和一道结尾正激波 ） 、 二元 混压式进气道； 涡扇发动机采用几何不可调的收扩喷 管， 冲压发动机采用几何可调的收扩喷管 。 当进气道捕获面积截取的空气量大于发动机所 需的空气量时， 多余的空气就要溢流， 由此产生的阻 力即为溢流阻力 D A DA =
推 进 技 术 2011 年 6 月 Jun. 2011 JOURNAL OF PROPULSION TECHNOLOGY Vol. 32 No. 3 第 32 卷 第 3 期
并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟
［4 ， 5 ］
21 世纪以来， 空间载荷的低成本高效投送、 对超 ， 远程目标的快速打击以及全球范围的快速运输 使得 人们对远程、 高超声速飞行器的需求日益膨胀 。而能 否在高超声速推进系统上获得重大突破 ， 则是高超声 速飞行技术能够取得决定性进展的关键。 由于高超 声速飞行器工作范围有着极其宽广的特性 （ 亚声速、 跨声速、 超声速甚至高超声速 ） ， 对于吸气式发动机 来说， 任何一种单循环发动机都无法胜任在如此广阔 的范围内工作的目标， 若想解决吸气式发动机在宽广
1 1 1 2 王永胜 ，王占学 ，刘增文 ，马会民
*
（ 1． 西北工业大学 动力与能源学院 ，陕西 西安 710072 ； 2． 中国航天科工集团三十一研究所 ，北京 100074 ） 摘 要： 为了研究涡轮基组合循环发动机的安装性能 ，基于美国 Georgia 大学工程技术研究中心提出的 HSF 高
等。国内直到 20 世纪 90 年代才开始进行初步
*
0120 ； 修订日期： 20100421 。 收稿日期： 2010mail： wangys1985@ yahoo. cn 作者简介： 王永胜 （ 1985 —） ，男，硕士，研究领域为航空发动机总体设计 。E-
313 第 32 卷 第 3 期 并联式涡轮冲压组合发动机安装性能数值模拟 的概念研究， 可以说对于高超声速飞行器用涡轮基组 合循环发动机的研究还处于起步阶段 。 尽管涡轮基组合循环推进系统的组合种类和方 式很多， 但尤以涡轮冲压组合发动机的研究最受关 注， 本文以美国 Georgia 大学工程技术研究中心提出 的 HSF 高速飞行器为参考飞行器， 开展了并联式涡 轮冲压组合循环发动机及进排气系统一体化安装性 能的研究。关于该方面的研究工作， 国外很多国家都 建立了相应的计算模型和方法， 尤其是美国的计算程 序已经比较成熟。 国内相关研究单位在此方面也做 过一些研究工作， 但所采用的计算模型、 方法及其数 值计算结果的准确度参差不齐。 本文采用了美国在 期望为此 计算一体化安装性能时的计算模型和方法 ， 。 方面的研究工作提供一些借鉴 之间平稳地转换过渡， 同时又能保持较优的性能以维 持整个高超声速飞行器的飞行状态， 所以， 模式转换 点的马赫数选择也是重要的设计参数 。 在确定模式转换马赫数过程中， 大致需考虑以下 两个主要约束条件： （ 1 ） 超温： 保证涡扇通道进口温度不能过高。 从 随着飞行马赫数的逐步提高， 涡扇通 图 2 可以看出， 道的进口气流总温亦不断增加， 这就会给发动机部件 的热防护带来很大的困难， 所以发动机工作模式的转 换过程不能过迟。
冲压组合发动机方案作为研究对象 。采用数值模拟方法， 研究了并联式涡扇冲压组合 速飞行器，选择并联式涡扇发动机的工作模式转换点的确定方法 ，以及模式转换过程中气动参数变化和几何调节规律 ， 建立了适用于并联式 涡轮基组合发动机的进排气系统安装损失计算模型及安装性能计算模型 。 研究表明， 通过几何和发动机供油规律 调节，可保证在推力连续的准则下完成工作模式转换 ，发动机的安装性能满足飞行器的要求 。 关键词： 涡轮冲压组合发动机； 模式转换； 安装性能； 数值仿真 中图分类号： V235. 21 文献标识码： A 4055 （ 2011 ） 03031207 文章编号： 1001-
1
引
言
的马赫数范围内连续工作的问题 ， 唯有采用组合循环 发动机方案。 从当前国内外的研究成果来看， 主要有两种推进 ， 形式供高超声速飞行器选择 即涡轮基组合循环发动 机（ TBCC ） 和 火 箭 基 组 合 循 环 发 动 机 （ RBCC ） 。 其 中， 涡轮基组合循环发动机由于有着宽广的飞行包 线， 良好的比冲性能， 更为符合大气层内飞行的高超 声速飞行器对动力的要求。 涡轮基组合动力的研究 可以追溯到 20 世纪 50 年代， 代表性的有德国的 San［1 ］ ［2 ， 3 ］ ger 计划 、 、 美国的 RTA 计划 日本的 HYPR 计 划
2
2． 1
百度文库
概念和计算模型
概念模型
本文研究的组合动力装置是由涡扇发动机和亚 如图 1 所 燃冲压发动机采用并联式布局组合而成， 冲压发动机在下通道， 二 示。涡扇发动机在上通道， 者共用进气道和尾喷管扩张段。 在喉部面积可调的 进气道下游， 分为涡扇通道和冲压通道， 并设置空气 调节阀门。在低速飞行时， 通过空气调节阀门将冲压 通道关闭， 由进气道进来的空气经过风扇和压气机增 压， 在主燃烧室中同燃油掺混燃烧， 高温燃气在高压 和低压涡轮中膨胀做功驱动压气机和风扇 ， 由涡轮排 出的燃气和外涵道来的空气混合， 进入加力燃烧室， 同补充的燃油燃烧， 燃气进一步升温， 进入尾喷管膨 ， ， 胀加速 以产生推力 此时发动机完全以涡扇模式工 作。同样， 在高马赫数飞行条件下， 因为在冲压条件 下气动加热对结构有着重大影响 ， 为了防止高温滞止 空气进入涡扇发动机使其结构受到破坏 ， 空气调节阀 门将涡 扇 通 道 关 闭， 发动机完全以亚燃冲压模式 工作。
Fig． 1
Configuration of turboramjet combined cycle propulsion system
本文所设计的方案中， 最终确定涡轮亚燃冲压组合发 动机的模式转换马赫数为 2． 5 。 在由涡扇向亚燃冲 压的模式转换过程中， 逐渐降低涡扇发动机高低压转 子转速， 减少涡扇发动机主燃烧室供油量， 涡扇发动 机逐步节流直至慢车状态停止工作； 同时， 逐渐增大 冲压发动机工作状态， 保证组合发动机的推力基本不 变， 直至模式转换过程完成。
2． 2
模式转换过程
对于并联式涡轮冲压组合发动机 ， 最关键的问题 之一是如何使发动机在涡轮、 亚燃冲压两种工作模式
2011 年 314 推 进 技 术
2． 3
进排气系统安装损失计算模型 对于高度一体化的飞行器， 推进系统的安装损
Fig． 2 Total temperature of fan and compressor
（ 2 ） 突跃： 保证发动机在模式转换过程中推力不 能波动太剧烈。对于涡轮冲压组合发动机来说， 在工 由于涡扇通道的逐步关闭， 导致流经 作模式转换时， 发动机推力降低， 所以应选 发动机的空气流量减少， 择适当的模式转换点， 使飞行器在飞行过程中不至于 经历较剧烈的推力变化。在模式转换过程中， 保证组 ［6 ］ 合发动机的推力波幅不大于 10% ， 即遵循推力连 续的准则。 由于涡扇发动机和冲压发动机二者共用进气道 和尾喷管扩张段， 因此在模式转换过程中， 需要通过 空气调节阀门来控制涡扇和冲压通道进口各自的空 气流量分配； 此外， 在尾喷管扩张段， 涡扇和冲压通道 出口气流首先进行掺混， 然后共同从尾喷管中排出。 并联式涡轮冲压组合发动机的模式转换可在马 ［7 ］ 赫数 2． 0 ～ 3． 5 之间进行 ， 综合考虑以上各准则， 在
式中 F N 表示发动机的非安装推力。涡轮冲压组
Numerical simulation of installed performance for parallel turboramjet combined cycle engine
WANG Yongsheng1 ，WANG Zhanxue1 ，LIU Zengwen1 ，MA Huimin2
（ 1． School of Power and Energy，Northwestern Polytechnical Univ． ，Xian 710072 ，China； 2． The 31st Research Inst． of CASIC，Beijing 100074 ，China） Abstract： To investigate the installed performance of turbine based combined cycle engines，based on Hypersonic Strike Fighter proposed by Georgia Institute of Technology，parallel configuration was selected as a turbofanram combined engine． The work process and the determination of transition mode point of turboramjet were described． The installed loss computational model and installed performance computational model were established． The installed performance characteristics of turboramjet were simulated by numerical method． The investigation indicates that the engine installed performance can meet the requirement of aircraft． Key words： Turboramjet combined cycle engine； Mode transition； Installed performance； Numerical simulation