STOVL型战斗机变循环发动机性能数值模拟
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环。
图 １ 带升力风扇的变循环 推进 系统
Ｆ ｇ １ Ａ ｖ ｒ ｂ ｅｃ ｃｅ ｐ ｏ ｕ ｓ ｎ ｗｉ ｅ ｌ ａ ｉ． ａｉ ｌ ｙ ｌ ｒｐ ｌｉ ｔ ｔ ｉ ｆ ｎ ａ ｏ ｈｈ ｆ ｔ
收稿 日期 ： １ — ５—１ ２ １ ０ ０ ０
基金项 目： 自然科学基金资助项 目（１０１９ ； 国家 ５１６７ ）空军工程 大学研究生创新基金资助项 目（ Ｘ０００ ） Ｄ ２ １１４ 作者 简介 ： 张海明（９４ ， ， １８ 一）男 福建漳州人 ， 硕士生 ， 主要从 事推进 系统气动热力理论与工程研究 ．
调整 尾喷 管喉 道 、 式选 择 阀门 （ ｏｅｓｌｃ ｒｖｌｅ 模 ｍ ｄ ｅ ｔ ａ ） ｅｏ ｖ
扇 喷 管
控 制喷 管
和低压涡轮导 向器面积 （ ．， Ａ ） 改变发动机热力循环 过程 ， 使发动机 在海平 面静止状态 （ ｅ ｅｅ Ｓ ｔ ， ＳａＬｖｌ ｔｉ ａｃ
Ｓ Ｓ 与 Ｓ Ｏ Ｌ状态之 间 的转 换 ， Ｌ） ＴＶ 以实现 发动机 的变循
第１ ２卷第 ６期
２１ ０ １年 ｌ ２月
空
军
工
程
大
学
学
报（ 自然科学版 ）
Ｖｏ ． ２ Ｉ １ Ｎｏ ６ ．
Ｄｅ ． ０ｌ ｃ２ １
Ｊ Ｕ Ｎ ＬＯ Ｉ Ｏ Ｃ Ｎ ＩＥ ＲＮ ＮＶ Ｒ ＩＹ Ｎ Ｔ Ｒ ＬＳＩＮ ＥＥ Ｉ Ｏ ） Ｏ Ｒ Ａ ＦＡＲＦ Ｒ ＥＥ ＧＮ Ｅ ＩＧＵ ＩＥ Ｓ （ Ａ Ｕ Ａ Ｅ Ｃ ＤＴ Ｎ Ｔ Ｃ Ｉ
Ｓ Ｏ Ｌ型 战斗 机 变循 环 发 动 机 性 能数值 模 拟 ＴＶ
张海明 ， 骆广琦 ， 孟 龙 ， 胡 磊 ， 于锦禄
西安 ７ ０ ３ ） １０ ８ （ 空军工程大学工程学院 ， 陕西
摘要
针对短距起飞垂直降落型（Ｔ Ｖ ） Ｓ Ｏ Ｌ 战斗机的发动机特性进行分析。在常规双轴涡扇发
Ｄ １ ．９ ９ ｊｉ ｎ １０ ３ １ ． ０ ０ ．０ ＯＩ ０ ３ ６ ／．ｓ ． ０ ９— ５ ６ ２ １． ６ ０ ３ ｓ １
‘
中图分类 号
Ｖ ３． ２ １１
文献标 识码
Ａ
文章 编号
１０ ３ １（０ １０ ０ １ ０ ０ ９— ５６ ２ １ ）６— ０３— ５
近几十年来 ， 由于军事上对飞机短距起降的需求 ， 一种能结合固定翼性能与旋翼灵活性的飞行器得到发 展研究 ， 如英国“ 海鹞” 式战斗机和美国 Ｆ一 ５ ３ Ｂ战斗机， 短距起飞垂直降落（ ｈａＴ ｋｏ ｄＶ ｒｃｌ ａ ｄ Ｓｏ ａｅｆａ ｅ ｉ ｎ— ｎ ｔａ ｌ ｉ ，Ｔ Ｖ ） ｎ ＳＯ Ｌ 的概念 由此产生＿ 。战斗机是否能够实现 Ｓ Ｏ Ｌ性能， ｇ ｌ Ｊ ＴＶ 取决于能否设计一种合适的动力装置， 可以在起降时产生超过飞机重量的推力 ， 在巡航飞行时能与机身空气动力学有效地综合， 并且必须能够提供
２ 设计点参数 的选取
根据已公开的数据 ， 美国 Ｆ３ 发动机 Ｓ Ｏ Ｌ １５ Ｔ Ｖ 状态时， 高度 ０ｋ 马赫数 ０ 推进系统总推力为 １５ｋ ｍ， ， ７ Ｎ，
其 中， 升力风 扇提供 约 ８ Ｎ； 加力超 音速巡 航 时 ， ｌｋ 不 高度 ９７ｋ 马赫数 １２ 发 动机推 力 ６ Ｎ 。本 文研 ． ｍ， ．， ５ｋ
１ Ｓ Ｏ Ｌ型变循环发动机设计方案 ＴＶ
本文采用美 国 Ｆ５ ３ Ｂ的带升力风扇变循环设计方 案ｌ， ４ 其结构见图 ｌ Ｊ 。该变循环推进 系统 的创新之处
在于 ： 通过 在座 舱后面 增设升 力风扇 ， 以增 加发 动机在
自 由度 喷管
Ｓ Ｏ Ｌ状 态的有效涵道 比； ＴＶ 用滚转控制 喷管来控 制 Ｓ Ｏ Ｌ状态时飞机 的滚转平衡 ； ＴＶ 通过变几何调节 ， 如
动机性能模拟程 了尾喷管喉道 面积 、 模式选择阀门面积和低压涡轮导 向 器面积等调节变量， 编写 了带升力风扇的变循环发 动 机整机性能数值模拟程序， 选取超音速巡航状态设计点， 确定设计点各参数， 计算分析 了带升 力风扇的Ｓ Ｏ Ｌ型变循环发动机在超音速巡航状态、 ＴＶ 海平面静止状态及 ＳＯ Ｌ状态的性能参 ＴＶ 数。研 究结果表明： 这种创新 的变循环推进 系统， 通过改变发动机有效涵道 比， 提供 了较大的 推力增加，同时降低 了耗油率。 关键词 变循环发动机； 短距起飞垂直降落； 发动机性能； 数值模拟
Ｅ —ｍａｌ ３ ２ ８ １ ＠ １ ３ ｃ ｒ ｉ： ５ ８ ２ ４ ６ ．ｏ ｎ
１ ４
空军工程大学学报 （ 自然科学 版）
２ １ 正 ０１
对于 Ｓ Ｏ Ｌ状态 ， ＴＶ 升力风扇通过安装在发动机前面的联轴器与发动机低压轴连接起来 ， 使低压轴驱动 升力风扇工作 ， 发动机把部分喷气推力转换成轴功率输出给升力风扇， 滚转控制喷管开始从发动机外涵道引 气以控制飞机的滚转平衡 ， 尾喷管推力转向下 。超音速巡航飞行的时候 ， 升力风扇断开， 滚转控制喷管停 止工作 ， 发动机工作点改变为只产生喷气推力状态 ， 此时， 发动机如常规混排涡扇发动机。
在２ 种不同飞行模态之间的控制转换。这样的一种推进系统在设计时可能不得不接受某些折 中， 导致高的 起飞总重及相应的较低有效载荷与距离特性 。发动机变循环设计 （ ａａｌ Ｃｃ ｎｉ ， Ｃ ） Ｖ ｒ ｂ ｙｌ Ｅ ｇ ｅＶ Ｅ 就提供 了一 ｉ ｅ ｅ ｎ
种可能的解决这些问题的途径。本文在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序 － 的基础上 ， ３ 编写 了带升力风 扇的 Ｓ Ｏ Ｌ型变循环发动机整机性能数值模拟程序 ， ＴＶ 计算研究该发动机的整机性能。
究时 ， 发动机的超音速巡航（ｕ ｅ ｏｉ Ｃｕ ｅ ＳＣ ＳＯ Ｌ状态 的升力风扇与滚转控制喷管设计参数取值 Ｓ ｐｒ ｎ ｒｉ ， Ｓ ） Ｔ Ｖ ｓ ｃ ｓ 见文献 ［ ］ ４。 涡轮前总温取 ２００Ｋ ７， ５ ［ 这样 的温度在我国现有的航空发动机上还达不到 ， ］ 但对于下一代航空发动机 来说 ， ００Ｋ的涡轮前总温可能是基本的要求。参照文献 ［ ］ ２ ０ ４ 涡轮前总温 ２ ０ ０Ｋ的涡轮冷却 引气系数取 ２
图 １ 带升力风扇的变循环 推进 系统
Ｆ ｇ １ Ａ ｖ ｒ ｂ ｅｃ ｃｅ ｐ ｏ ｕ ｓ ｎ ｗｉ ｅ ｌ ａ ｉ． ａｉ ｌ ｙ ｌ ｒｐ ｌｉ ｔ ｔ ｉ ｆ ｎ ａ ｏ ｈｈ ｆ ｔ
收稿 日期 ： １ — ５—１ ２ １ ０ ０ ０
基金项 目： 自然科学基金资助项 目（１０１９ ； 国家 ５１６７ ）空军工程 大学研究生创新基金资助项 目（ Ｘ０００ ） Ｄ ２ １１４ 作者 简介 ： 张海明（９４ ， ， １８ 一）男 福建漳州人 ， 硕士生 ， 主要从 事推进 系统气动热力理论与工程研究 ．
调整 尾喷 管喉 道 、 式选 择 阀门 （ ｏｅｓｌｃ ｒｖｌｅ 模 ｍ ｄ ｅ ｔ ａ ） ｅｏ ｖ
扇 喷 管
控 制喷 管
和低压涡轮导 向器面积 （ ．， Ａ ） 改变发动机热力循环 过程 ， 使发动机 在海平 面静止状态 （ ｅ ｅｅ Ｓ ｔ ， ＳａＬｖｌ ｔｉ ａｃ
Ｓ Ｓ 与 Ｓ Ｏ Ｌ状态之 间 的转 换 ， Ｌ） ＴＶ 以实现 发动机 的变循
第１ ２卷第 ６期
２１ ０ １年 ｌ ２月
空
军
工
程
大
学
学
报（ 自然科学版 ）
Ｖｏ ． ２ Ｉ １ Ｎｏ ６ ．
Ｄｅ ． ０ｌ ｃ２ １
Ｊ Ｕ Ｎ ＬＯ Ｉ Ｏ Ｃ Ｎ ＩＥ ＲＮ ＮＶ Ｒ ＩＹ Ｎ Ｔ Ｒ ＬＳＩＮ ＥＥ Ｉ Ｏ ） Ｏ Ｒ Ａ ＦＡＲＦ Ｒ ＥＥ ＧＮ Ｅ ＩＧＵ ＩＥ Ｓ （ Ａ Ｕ Ａ Ｅ Ｃ ＤＴ Ｎ Ｔ Ｃ Ｉ
Ｓ Ｏ Ｌ型 战斗 机 变循 环 发 动 机 性 能数值 模 拟 ＴＶ
张海明 ， 骆广琦 ， 孟 龙 ， 胡 磊 ， 于锦禄
西安 ７ ０ ３ ） １０ ８ （ 空军工程大学工程学院 ， 陕西
摘要
针对短距起飞垂直降落型（Ｔ Ｖ ） Ｓ Ｏ Ｌ 战斗机的发动机特性进行分析。在常规双轴涡扇发
Ｄ １ ．９ ９ ｊｉ ｎ １０ ３ １ ． ０ ０ ．０ ＯＩ ０ ３ ６ ／．ｓ ． ０ ９— ５ ６ ２ １． ６ ０ ３ ｓ １
‘
中图分类 号
Ｖ ３． ２ １１
文献标 识码
Ａ
文章 编号
１０ ３ １（０ １０ ０ １ ０ ０ ９— ５６ ２ １ ）６— ０３— ５
近几十年来 ， 由于军事上对飞机短距起降的需求 ， 一种能结合固定翼性能与旋翼灵活性的飞行器得到发 展研究 ， 如英国“ 海鹞” 式战斗机和美国 Ｆ一 ５ ３ Ｂ战斗机， 短距起飞垂直降落（ ｈａＴ ｋｏ ｄＶ ｒｃｌ ａ ｄ Ｓｏ ａｅｆａ ｅ ｉ ｎ— ｎ ｔａ ｌ ｉ ，Ｔ Ｖ ） ｎ ＳＯ Ｌ 的概念 由此产生＿ 。战斗机是否能够实现 Ｓ Ｏ Ｌ性能， ｇ ｌ Ｊ ＴＶ 取决于能否设计一种合适的动力装置， 可以在起降时产生超过飞机重量的推力 ， 在巡航飞行时能与机身空气动力学有效地综合， 并且必须能够提供
２ 设计点参数 的选取
根据已公开的数据 ， 美国 Ｆ３ 发动机 Ｓ Ｏ Ｌ １５ Ｔ Ｖ 状态时， 高度 ０ｋ 马赫数 ０ 推进系统总推力为 １５ｋ ｍ， ， ７ Ｎ，
其 中， 升力风 扇提供 约 ８ Ｎ； 加力超 音速巡 航 时 ， ｌｋ 不 高度 ９７ｋ 马赫数 １２ 发 动机推 力 ６ Ｎ 。本 文研 ． ｍ， ．， ５ｋ
１ Ｓ Ｏ Ｌ型变循环发动机设计方案 ＴＶ
本文采用美 国 Ｆ５ ３ Ｂ的带升力风扇变循环设计方 案ｌ， ４ 其结构见图 ｌ Ｊ 。该变循环推进 系统 的创新之处
在于 ： 通过 在座 舱后面 增设升 力风扇 ， 以增 加发 动机在
自 由度 喷管
Ｓ Ｏ Ｌ状 态的有效涵道 比； ＴＶ 用滚转控制 喷管来控 制 Ｓ Ｏ Ｌ状态时飞机 的滚转平衡 ； ＴＶ 通过变几何调节 ， 如
动机性能模拟程 了尾喷管喉道 面积 、 模式选择阀门面积和低压涡轮导 向 器面积等调节变量， 编写 了带升力风扇的变循环发 动 机整机性能数值模拟程序， 选取超音速巡航状态设计点， 确定设计点各参数， 计算分析 了带升 力风扇的Ｓ Ｏ Ｌ型变循环发动机在超音速巡航状态、 ＴＶ 海平面静止状态及 ＳＯ Ｌ状态的性能参 ＴＶ 数。研 究结果表明： 这种创新 的变循环推进 系统， 通过改变发动机有效涵道 比， 提供 了较大的 推力增加，同时降低 了耗油率。 关键词 变循环发动机； 短距起飞垂直降落； 发动机性能； 数值模拟
Ｅ —ｍａｌ ３ ２ ８ １ ＠ １ ３ ｃ ｒ ｉ： ５ ８ ２ ４ ６ ．ｏ ｎ
１ ４
空军工程大学学报 （ 自然科学 版）
２ １ 正 ０１
对于 Ｓ Ｏ Ｌ状态 ， ＴＶ 升力风扇通过安装在发动机前面的联轴器与发动机低压轴连接起来 ， 使低压轴驱动 升力风扇工作 ， 发动机把部分喷气推力转换成轴功率输出给升力风扇， 滚转控制喷管开始从发动机外涵道引 气以控制飞机的滚转平衡 ， 尾喷管推力转向下 。超音速巡航飞行的时候 ， 升力风扇断开， 滚转控制喷管停 止工作 ， 发动机工作点改变为只产生喷气推力状态 ， 此时， 发动机如常规混排涡扇发动机。
在２ 种不同飞行模态之间的控制转换。这样的一种推进系统在设计时可能不得不接受某些折 中， 导致高的 起飞总重及相应的较低有效载荷与距离特性 。发动机变循环设计 （ ａａｌ Ｃｃ ｎｉ ， Ｃ ） Ｖ ｒ ｂ ｙｌ Ｅ ｇ ｅＶ Ｅ 就提供 了一 ｉ ｅ ｅ ｎ
种可能的解决这些问题的途径。本文在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序 － 的基础上 ， ３ 编写 了带升力风 扇的 Ｓ Ｏ Ｌ型变循环发动机整机性能数值模拟程序 ， ＴＶ 计算研究该发动机的整机性能。
究时 ， 发动机的超音速巡航（ｕ ｅ ｏｉ Ｃｕ ｅ ＳＣ ＳＯ Ｌ状态 的升力风扇与滚转控制喷管设计参数取值 Ｓ ｐｒ ｎ ｒｉ ， Ｓ ） Ｔ Ｖ ｓ ｃ ｓ 见文献 ［ ］ ４。 涡轮前总温取 ２００Ｋ ７， ５ ［ 这样 的温度在我国现有的航空发动机上还达不到 ， ］ 但对于下一代航空发动机 来说 ， ００Ｋ的涡轮前总温可能是基本的要求。参照文献 ［ ］ ２ ０ ４ 涡轮前总温 ２ ０ ０Ｋ的涡轮冷却 引气系数取 ２