基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究
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Key words： conventional turbofan engine； variable cycle engine； numerical simulation； supersonic cruise； subsonic cruise
随着技术进步和使用要求的提高，高性能航 空发动机必然沿着更高推重比、更宽工作范围、多 用途的技术方向发展，对于超声速飞行和格斗，需 要高的单位推力； 对于亚声速巡航和待机，需要低 的耗油率。现有涡扇发动机由于受单一循环方式
从图 3 ～ 图 6 可看出，变循环发动机在单涵 模式下的涵道比减小、单位推力增加，在保持发动 机进口流量和涡轮前温度不变的前提下，推力比 常规涡扇发动机增加了 5% ～ 8% ，耗油率增加了 2% ～ 3% ，高压转速相对下降 0. 6% ～ 0. 7% 。另 外，由于 CDFS 所需功的增大，高压涡轮膨胀比相 对 于基准涡扇发动机增加了约10% ，导致涡轮效
基准涡扇发动机为混合加力式小涵道比双轴 涡轮风扇发动机，其中风扇进口导向叶片和高压 压气机进口导向叶片及第一、二级静子叶片可调。 主要结构改进方案为：
1） 高压压气机第 1 级修改作为核心机驱动
2 变循环发动机总体性能数值模拟
为评估发展变循环发动机之后带来的性能收 益，进行了总体性能数值模拟。选取变循环发动 机的设计点为双外涵模式［8］，为保证发动机主要
结构改进方案。描述了该变循环发动机的工作原理，确定了总体性能初步方案，进行了变循环发
动机的数值模拟以预估性能收益。计算表明： 超声速巡航采用单涵模式，可使推力提高 5% ～ 8% ；
亚声速巡航采用双涵模式，对降低耗油率不明显，但可使发动机进口空气流量增加 5% ，从而减小
进气道溢流阻力以提高发动机的安装性能。
风扇级（ CDFS） ，相应的高压压气机减少一级，以 保证高压涡轮驱动的增压部件与原涡扇发动机基 本相似，高压涡轮不用做大的改动。
2） 低压涡轮修改设计为导向器面积可调的 低压涡轮，以满足低压涡轮流通和做功能力的调 节要求。
3） 增加选择阀门、前涵道引射器（ 前 VABI） 和后涵道引射器（ 后 VABI） ，以实现发动机循环 方式变化的调节。
第3 期
陈仲光，等: 基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究
11
的热力循环［1］，从而有效解决同时满足亚声速飞 行和超声速飞行要求的固有矛盾，获得整个飞行 包线范围内最佳性能。20 世纪 60 年代以来，国 外各大航空发动机公司均在不断地进行变循环发 动机概念和方案设计，先后提出了可变抽吸特性 压气机（ VAPCOM） 、涡喷 / 涡扇复合循环、涡喷接 力循环式发动机（ TACE） 、串 / 并连模式变循环概 念、三轴可调涵道比变循环概念（ MOBY） 等。美 国 GE 公司提出了三涵道（ 双外涵） 变循环概念， 并在之后发展的 F120 发动机（ 推重比 10 一级） 采用了这种变循环概念，F120 发动机是世界上第一 台经过飞行试验的（ 双外涵） 变循环发动机［2 －4］。
12
沈阳航空航天大学学报
第 30 卷
部件不做大的改动，其热力循环参数、总涵道比和 冷气量与基 准 涡 扇 发 动 机 相 同［9］。 通 过 数 值 模 拟，主要选取超声速巡航和亚声速巡航两种典型 工作状态计算发动机性能，超声速巡航时发动机 在单外涵模式下工作，亚声速巡航时发动机在双 外涵模式下工作，不同工作模式下的几何调节参 数与设计点的对比见表 1。
图 3 超声速巡航涵道比比较
图 5 超声速巡航耗油率比较
图 6 超声速巡航转速比较
率下降约 1% 。由此说明，在保证不增加发动机 转速和热负荷的条件下，采用变循环发动机可以 使超声速巡航的推力得到明显提高，以获得更好 的加速飞行。
的约束，只在其对应的有限飞行范围内具有好的 性能，不能在全包线范围内兼顾性能需求。而变 循环发动机（ Variable Cycle Engine，即 VCE） 通过 改变发动机部件的几何形状、尺寸来调节热力循 环参数，使发动机在各种工作条件下都具有最佳
收稿日期： 2013 － 03 － 25 作者简介： 陈仲光（ 1981 － ） ，男，江西新建人，工程师，主要研究方向： 航空发动机总体性能设计，E-mail： trojan606@ sohu． com。
CHEN Zhong-guang，ZHANG Zhi-shu，LIANG Cai-yun，QU Shan
（ AVIC Shenyang Engine Design and Ｒesearch Institute，Shenyang 110015）
Abstract： A new testing research on an existing engine provides an efficient w ay to explore critical engine technology ． A new method is proposed to develop VCE （ variable cycle engine） from a conventional gas turbine （ turbofan） engine． This paper also presents a configuration promotion project w ith introduction of selector valve，and puts forw ard VABI （ variable area bypass injector） and rear VABI． The first stage of high pressure compressor is changed to a CDFS （ core-driven fan stage） ． The w orking principle of the VCE is stated． Based on the components' performance level of conventional turbofan engine，a primary overall performance project is carried out and a numerical simulation on VCE is conducted． The calculation results show that the thrust can be increased by 5% to 8% in supersonic cruise using single bypass mode． Although specific fuel consumption （ SFC ） cannot be decreased obviously in subsonic cruise using double bypass mode，the engine inlet air flux can be increased by 5% ，so the spillover is reduced and installed performance of the engine can be improved．
关键词： 常规涡扇发动机； 变循环发动机； 数值模拟； 超声速巡航； 亚声速巡航
中图分类号： V235． 13
文献标志码： A
doi： 10． 3969 / j． issn． 2095 － 1248． 2013． 03． 003
Ｒesearch on the development of variable cycle engines from conventional turbofan engines
表 1 变循环发动机几何调节参数对比
几何调节参数
设计点 超声速 亚声速 （ 双外涵） （ 单外涵） （ 双外涵）
选择阀门
开
前 VABI 面积（ % ）
0
后 VABI 面积（ % ）
0
低压涡轮导向器面积（ % ） 0
风扇进口导叶角度（ °）
0
CDFS 导叶角度（ °）
0
高压压气机进口导叶角度（ °） 0
陈仲光，张志舒，梁彩云，曲 山
（ 中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）
摘要： 基于现有发动机进行新技术方案验证研究是一种快速探索关键技术的途径。主要研究了一
种基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路。提出了将高压压气机第 1 级修改作为核
心机驱动风扇级（ CDFS） ，增加选择阀门、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器的总体
4） 其他部件 /系统要根据变循环的匹配需求 进行适应性改进。
发动机结构方案说明及工作原理： 风扇导叶可调，由低压涡轮 驱 动。CDFS 导 叶可以 进 行 大 角 度 调 节，由 高 压 涡 轮 驱 动。在 CDFS 和高压压气机之间有一个核心涵道，该涵 道后有可变面积的涵道引射器 （ 前 VABI） ，前外 涵和核心涵道的气流在此掺混后通过后涵道流向 可变面积的后涵道引射器 （ 后 VABI） ，再与低压 涡轮后的核心气流掺混，进入加力燃烧室。导向 器可调的低压涡轮，可以调节高、低压涡轮之间的 功分配以使发动机在两种模式下工作时都能得到 最佳的转速匹配。后 VABI 可以用于调节发动机 总涵道比和风扇工作点［6］。 发动机工作模式： 1） 单外涵模式： 选择阀门关闭，前风扇出口 的所有气体都将经过 CDFS，CDFS 的导叶开到最 大来保证足够的流通能力［7］，气体大部分通过核 心机，小部分气体通过核心涵道流到后 VABI，在 后 VABI 的下游与核心气流混合。低压涡轮导向 器开到最大，保证核心机满足 CDFS 增加功的需 求。前 VABI 开大，后 VABI 和喷管喉道面积被设 置为适当的大小来保持所需的涵道比和背压，以 给加速或超音巡航状态提供高的单位推力。 2） 双外涵模式： 选择阀门打开，CDFS 的导叶 关小来减小核心机空气流量，增大总涵道比。前 VABI 被调节到适当的位置来保证内外涵道的静 压平衡。低压涡轮导向器关小来减轻核心机的负 荷，增大低压转子的负荷。后 VABI 和喷管喉道 面积被设置为适当的大小来保持所需的涵道比和 风扇背压，以给亚音巡航状态提供较小的耗油率。
第30卷 第3期 2 013 年6 月
沈阳航空航天大学学报 Journal of Shenyang Aerospace University
V o l. 30 No. 3 Jun . 2 0 1 3
文章编号： 2095 － 1248（ 2013） 03 － 0010 － 04
基于常规涡扇发动机发展wenku.baidu.com循环发动机的研究
1 常规涡扇发动机发展变循环发动 机方案
与常规涡扇发动机相比，变循环发动机增加 了工作模式、调节变量及一个压缩部件。以某型 军用涡扇发动机（ 如图 1 所示） 作为基准涡扇发 动机，提出发展双外涵变循环发动机方案，结构形 式如图 2 所示。
图 1 常规涡扇发动机示意图
图 2 双外涵变循环发动机示意图
喷管喉道面积（ % ）
0
关 0 － 70 11 0 20 0 －1
开 0 0 －6 0 － 10 －5 10
图 4 超声速巡航推力比较
2. 1 超声速巡航性能对比
超声速巡航需要高的单位推力，因此采用单 外涵模式［10］。 计 算 时 保 持 低 压 转 速 的 控 制 规 律 与基准涡扇发动机的低压转速一致，通过调节几 何可调参数，在保证压缩部件稳定裕度的条件下 尽量保持高压涡轮前温度也与基准涡扇发动机一 致。模拟计 算 了 高 度 为 11km、马 赫 数 为 1. 1 ～ 1. 6 的发动机主要性能参数，计算结果（ 相对于设 计点参数的比值，无量纲化） 与基准涡扇发动机 的对比见图 3 ～ 图 6。
我国开展变循环发动机的技术验证，一种切 实可行的方案就是在现有常规涡扇发动机的基础 上，经 过 针 对 性 的 修 改 设 计，发 展 为 变 循 环 发 动 机［5］。这样既充分利用了已有资源，也有利于减 小风险、缩短周期。本文主要研究一种基于常规 涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路，提出 总体结构改进方案和总体性能方案，并进行变循 环发动机的数值模拟以预估性能收益。
随着技术进步和使用要求的提高，高性能航 空发动机必然沿着更高推重比、更宽工作范围、多 用途的技术方向发展，对于超声速飞行和格斗，需 要高的单位推力； 对于亚声速巡航和待机，需要低 的耗油率。现有涡扇发动机由于受单一循环方式
从图 3 ～ 图 6 可看出，变循环发动机在单涵 模式下的涵道比减小、单位推力增加，在保持发动 机进口流量和涡轮前温度不变的前提下，推力比 常规涡扇发动机增加了 5% ～ 8% ，耗油率增加了 2% ～ 3% ，高压转速相对下降 0. 6% ～ 0. 7% 。另 外，由于 CDFS 所需功的增大，高压涡轮膨胀比相 对 于基准涡扇发动机增加了约10% ，导致涡轮效
基准涡扇发动机为混合加力式小涵道比双轴 涡轮风扇发动机，其中风扇进口导向叶片和高压 压气机进口导向叶片及第一、二级静子叶片可调。 主要结构改进方案为：
1） 高压压气机第 1 级修改作为核心机驱动
2 变循环发动机总体性能数值模拟
为评估发展变循环发动机之后带来的性能收 益，进行了总体性能数值模拟。选取变循环发动 机的设计点为双外涵模式［8］，为保证发动机主要
结构改进方案。描述了该变循环发动机的工作原理，确定了总体性能初步方案，进行了变循环发
动机的数值模拟以预估性能收益。计算表明： 超声速巡航采用单涵模式，可使推力提高 5% ～ 8% ；
亚声速巡航采用双涵模式，对降低耗油率不明显，但可使发动机进口空气流量增加 5% ，从而减小
进气道溢流阻力以提高发动机的安装性能。
风扇级（ CDFS） ，相应的高压压气机减少一级，以 保证高压涡轮驱动的增压部件与原涡扇发动机基 本相似，高压涡轮不用做大的改动。
2） 低压涡轮修改设计为导向器面积可调的 低压涡轮，以满足低压涡轮流通和做功能力的调 节要求。
3） 增加选择阀门、前涵道引射器（ 前 VABI） 和后涵道引射器（ 后 VABI） ，以实现发动机循环 方式变化的调节。
第3 期
陈仲光，等: 基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究
11
的热力循环［1］，从而有效解决同时满足亚声速飞 行和超声速飞行要求的固有矛盾，获得整个飞行 包线范围内最佳性能。20 世纪 60 年代以来，国 外各大航空发动机公司均在不断地进行变循环发 动机概念和方案设计，先后提出了可变抽吸特性 压气机（ VAPCOM） 、涡喷 / 涡扇复合循环、涡喷接 力循环式发动机（ TACE） 、串 / 并连模式变循环概 念、三轴可调涵道比变循环概念（ MOBY） 等。美 国 GE 公司提出了三涵道（ 双外涵） 变循环概念， 并在之后发展的 F120 发动机（ 推重比 10 一级） 采用了这种变循环概念，F120 发动机是世界上第一 台经过飞行试验的（ 双外涵） 变循环发动机［2 －4］。
12
沈阳航空航天大学学报
第 30 卷
部件不做大的改动，其热力循环参数、总涵道比和 冷气量与基 准 涡 扇 发 动 机 相 同［9］。 通 过 数 值 模 拟，主要选取超声速巡航和亚声速巡航两种典型 工作状态计算发动机性能，超声速巡航时发动机 在单外涵模式下工作，亚声速巡航时发动机在双 外涵模式下工作，不同工作模式下的几何调节参 数与设计点的对比见表 1。
图 3 超声速巡航涵道比比较
图 5 超声速巡航耗油率比较
图 6 超声速巡航转速比较
率下降约 1% 。由此说明，在保证不增加发动机 转速和热负荷的条件下，采用变循环发动机可以 使超声速巡航的推力得到明显提高，以获得更好 的加速飞行。
的约束，只在其对应的有限飞行范围内具有好的 性能，不能在全包线范围内兼顾性能需求。而变 循环发动机（ Variable Cycle Engine，即 VCE） 通过 改变发动机部件的几何形状、尺寸来调节热力循 环参数，使发动机在各种工作条件下都具有最佳
收稿日期： 2013 － 03 － 25 作者简介： 陈仲光（ 1981 － ） ，男，江西新建人，工程师，主要研究方向： 航空发动机总体性能设计，E-mail： trojan606@ sohu． com。
CHEN Zhong-guang，ZHANG Zhi-shu，LIANG Cai-yun，QU Shan
（ AVIC Shenyang Engine Design and Ｒesearch Institute，Shenyang 110015）
Abstract： A new testing research on an existing engine provides an efficient w ay to explore critical engine technology ． A new method is proposed to develop VCE （ variable cycle engine） from a conventional gas turbine （ turbofan） engine． This paper also presents a configuration promotion project w ith introduction of selector valve，and puts forw ard VABI （ variable area bypass injector） and rear VABI． The first stage of high pressure compressor is changed to a CDFS （ core-driven fan stage） ． The w orking principle of the VCE is stated． Based on the components' performance level of conventional turbofan engine，a primary overall performance project is carried out and a numerical simulation on VCE is conducted． The calculation results show that the thrust can be increased by 5% to 8% in supersonic cruise using single bypass mode． Although specific fuel consumption （ SFC ） cannot be decreased obviously in subsonic cruise using double bypass mode，the engine inlet air flux can be increased by 5% ，so the spillover is reduced and installed performance of the engine can be improved．
关键词： 常规涡扇发动机； 变循环发动机； 数值模拟； 超声速巡航； 亚声速巡航
中图分类号： V235． 13
文献标志码： A
doi： 10． 3969 / j． issn． 2095 － 1248． 2013． 03． 003
Ｒesearch on the development of variable cycle engines from conventional turbofan engines
表 1 变循环发动机几何调节参数对比
几何调节参数
设计点 超声速 亚声速 （ 双外涵） （ 单外涵） （ 双外涵）
选择阀门
开
前 VABI 面积（ % ）
0
后 VABI 面积（ % ）
0
低压涡轮导向器面积（ % ） 0
风扇进口导叶角度（ °）
0
CDFS 导叶角度（ °）
0
高压压气机进口导叶角度（ °） 0
陈仲光，张志舒，梁彩云，曲 山
（ 中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳 110015）
摘要： 基于现有发动机进行新技术方案验证研究是一种快速探索关键技术的途径。主要研究了一
种基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路。提出了将高压压气机第 1 级修改作为核
心机驱动风扇级（ CDFS） ，增加选择阀门、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器的总体
4） 其他部件 /系统要根据变循环的匹配需求 进行适应性改进。
发动机结构方案说明及工作原理： 风扇导叶可调，由低压涡轮 驱 动。CDFS 导 叶可以 进 行 大 角 度 调 节，由 高 压 涡 轮 驱 动。在 CDFS 和高压压气机之间有一个核心涵道，该涵 道后有可变面积的涵道引射器 （ 前 VABI） ，前外 涵和核心涵道的气流在此掺混后通过后涵道流向 可变面积的后涵道引射器 （ 后 VABI） ，再与低压 涡轮后的核心气流掺混，进入加力燃烧室。导向 器可调的低压涡轮，可以调节高、低压涡轮之间的 功分配以使发动机在两种模式下工作时都能得到 最佳的转速匹配。后 VABI 可以用于调节发动机 总涵道比和风扇工作点［6］。 发动机工作模式： 1） 单外涵模式： 选择阀门关闭，前风扇出口 的所有气体都将经过 CDFS，CDFS 的导叶开到最 大来保证足够的流通能力［7］，气体大部分通过核 心机，小部分气体通过核心涵道流到后 VABI，在 后 VABI 的下游与核心气流混合。低压涡轮导向 器开到最大，保证核心机满足 CDFS 增加功的需 求。前 VABI 开大，后 VABI 和喷管喉道面积被设 置为适当的大小来保持所需的涵道比和背压，以 给加速或超音巡航状态提供高的单位推力。 2） 双外涵模式： 选择阀门打开，CDFS 的导叶 关小来减小核心机空气流量，增大总涵道比。前 VABI 被调节到适当的位置来保证内外涵道的静 压平衡。低压涡轮导向器关小来减轻核心机的负 荷，增大低压转子的负荷。后 VABI 和喷管喉道 面积被设置为适当的大小来保持所需的涵道比和 风扇背压，以给亚音巡航状态提供较小的耗油率。
第30卷 第3期 2 013 年6 月
沈阳航空航天大学学报 Journal of Shenyang Aerospace University
V o l. 30 No. 3 Jun . 2 0 1 3
文章编号： 2095 － 1248（ 2013） 03 － 0010 － 04
基于常规涡扇发动机发展wenku.baidu.com循环发动机的研究
1 常规涡扇发动机发展变循环发动 机方案
与常规涡扇发动机相比，变循环发动机增加 了工作模式、调节变量及一个压缩部件。以某型 军用涡扇发动机（ 如图 1 所示） 作为基准涡扇发 动机，提出发展双外涵变循环发动机方案，结构形 式如图 2 所示。
图 1 常规涡扇发动机示意图
图 2 双外涵变循环发动机示意图
喷管喉道面积（ % ）
0
关 0 － 70 11 0 20 0 －1
开 0 0 －6 0 － 10 －5 10
图 4 超声速巡航推力比较
2. 1 超声速巡航性能对比
超声速巡航需要高的单位推力，因此采用单 外涵模式［10］。 计 算 时 保 持 低 压 转 速 的 控 制 规 律 与基准涡扇发动机的低压转速一致，通过调节几 何可调参数，在保证压缩部件稳定裕度的条件下 尽量保持高压涡轮前温度也与基准涡扇发动机一 致。模拟计 算 了 高 度 为 11km、马 赫 数 为 1. 1 ～ 1. 6 的发动机主要性能参数，计算结果（ 相对于设 计点参数的比值，无量纲化） 与基准涡扇发动机 的对比见图 3 ～ 图 6。
我国开展变循环发动机的技术验证，一种切 实可行的方案就是在现有常规涡扇发动机的基础 上，经 过 针 对 性 的 修 改 设 计，发 展 为 变 循 环 发 动 机［5］。这样既充分利用了已有资源，也有利于减 小风险、缩短周期。本文主要研究一种基于常规 涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路，提出 总体结构改进方案和总体性能方案，并进行变循 环发动机的数值模拟以预估性能收益。