第四代發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)力學(xué)報(bào)Journa l of Aerospace PowerV ol 116N o 13July 2001第四代發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)不加力超聲巡航性能這一目標(biāo),提出了合理配置發(fā)動(dòng)機(jī)地面設(shè)計(jì)點(diǎn)高壓物理轉(zhuǎn)速和節(jié)流比的設(shè)計(jì)思想,并結(jié)合冷超轉(zhuǎn)和燃?xì)鈨淅眉夹g(shù)進(jìn)行性能尋優(yōu),大大提高了發(fā)動(dòng)機(jī)的高空速度特性。關(guān)鍵詞:

2、發(fā)動(dòng)機(jī);超音速;巡航飛行中圖分類號:V 231文獻(xiàn)標(biāo)識碼:A1前言第四代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)目標(biāo)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(shí),發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)推力的變化趨勢,可以看出實(shí)現(xiàn)不加力超聲巡航的發(fā)動(dòng)機(jī)必須具備良好的速度特性。歐美的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)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(jì)渦輪前溫度之比。采用節(jié)流比大于110的設(shè)計(jì)以改善發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性,是第四代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的重要設(shè)計(jì)特征。最近研究發(fā)現(xiàn),發(fā)動(dòng)機(jī)地面設(shè)計(jì)點(diǎn)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(jì)點(diǎn)可以考慮

3、選用高壓物理轉(zhuǎn)速低于110的設(shè)計(jì)。另外在性能尋優(yōu)計(jì)算中發(fā)現(xiàn),低壓物理轉(zhuǎn)速達(dá)到極限時(shí)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(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件工作參數(shù)隨進(jìn)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(dòng)機(jī)推力關(guān)系(9km 圖2發(fā)動(dòng)機(jī)工作極限變化壓氣機(jī)出口壓力在不同的進(jìn)氣總溫下依次達(dá)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(dòng)機(jī)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(jī)出口壓力的限制在低空高馬赫數(shù)飛行時(shí)才會遇到。2設(shè)計(jì)參數(shù)配置對速度特性的影響分別選擇4個(gè)不同

4、節(jié)流比和高壓物理轉(zhuǎn)速,組成16種設(shè)計(jì)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(jì)渦輪前溫度。然后計(jì)算表1不同設(shè)計(jì)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(shí)設(shè)計(jì)節(jié)流比對發(fā)動(dòng)機(jī)圖4n C =1

5、1000時(shí)設(shè)計(jì)節(jié)流比對發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性的影響(9km 速度特性的影響(9km 圖5n C =01980時(shí)設(shè)計(jì)節(jié)流比對發(fā)動(dòng)機(jī)圖6n C =01950時(shí)設(shè)計(jì)節(jié)流比對發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(jì)算表明,在設(shè)計(jì)點(diǎn)高壓物理轉(zhuǎn)速較高時(shí),高節(jié)流比的配置不但沒有改善發(fā)動(dòng)機(jī)的推力特性, 反而呈現(xiàn)出圖744號方案發(fā)動(dòng)機(jī)各部件工作參數(shù)(

6、9km 圖8使用冷超轉(zhuǎn)的時(shí)機(jī)對渦輪前溫度及推力的影響(9km 圖9冷超轉(zhuǎn)對發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)速對發(fā)動(dòng)機(jī)圖10不同程度燃?xì)鈨淅脤Πl(fā)動(dòng)機(jī)及推力的影響(9km 渦輪前溫度的影響203航空動(dòng)力學(xué)報(bào)第16卷圖11發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)高壓物理轉(zhuǎn)速的工作極限使高節(jié)流比發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)勢無法發(fā)揮。因此當(dāng)設(shè)計(jì)點(diǎn)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(dá)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(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)推力特性的調(diào)節(jié)方式即為燃?xì)鈨淅?。圖7中發(fā)動(dòng)機(jī)低壓轉(zhuǎn)速達(dá)到工作極限后(T2296 K,渦輪前溫度上升斜率減小,發(fā)動(dòng)機(jī)推力增加減慢,這時(shí)如果適當(dāng)關(guān)小發(fā)動(dòng)機(jī)噴管喉部,可以保持低壓物理轉(zhuǎn)速工作極限的同時(shí)增大渦輪前溫度的上升斜率,使發(fā)動(dòng)機(jī)推力迅速提高。圖8說明了噴管喉部不同程度關(guān)小時(shí),渦輪前溫度的變化情況。在渦輪前溫度達(dá)到工作極限后,調(diào)節(jié)終止。當(dāng)渦輪前溫度達(dá)到工作極限時(shí),利用打開噴管喉部改善發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí)機(jī)(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(dòng)機(jī)推力上升得也慢。因此應(yīng)在渦輪前溫度達(dá)到極限時(shí)打開噴管喉部面積為宜。4發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)最大狀態(tài)性能優(yōu)化的計(jì)算流程,如圖11所示。5結(jié)論(1選擇合理的設(shè)計(jì)點(diǎn)高壓物理轉(zhuǎn)速和節(jié)流比配置,可以大幅度改善發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性,實(shí)現(xiàn)第四代發(fā)動(dòng)機(jī)不加力超聲巡航的設(shè)計(jì)要求。(2在發(fā)動(dòng)機(jī)低壓物理轉(zhuǎn)速達(dá)到極限時(shí)采用燃?xì)鈨淅玫恼{(diào)節(jié)技術(shù),當(dāng)渦輪前溫度達(dá)到極303第3期屠秋野等:第四代發(fā)動(dòng)機(jī)不加力超聲巡航性能的研究 限時(shí)采用冷超轉(zhuǎn)的調(diào)

9、節(jié)技術(shù),從而保證發(fā)動(dòng)機(jī)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(xiàn):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(jī)動(dòng)力裝置的綜合控制M.沈陽航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(shí),跟蹤目標(biāo)命令N l時(shí),N l,T36的輸出結(jié)果。6結(jié)論在12個(gè)區(qū)域用相同的方法分別設(shè)

14、計(jì)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(jī)構(gòu)的模型,對控制器的設(shè)計(jì)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(xiàn):1陶濤.航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(dòng)機(jī)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(dòng)力學(xué)報(bào),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(bào),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