维普资讯 http://www.cqvip.com 科技信息 ０机械与电子０ ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ ＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ ２００７年第１８期 某型涡扇发动机特性分析 范文正李明谢静 （海军航空工程学院青岛分院 山东青岛２６６０４１） 摘要：通过建立涡扇发动机的数学模型．对某型涡扇发动机性能进行了数值分析，计算结果与实验曲线吻合良好。 关键词：涡扇；推进系统；特性 Ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ Ａｎａｌｙｓｉｓ ｏｆ ｓｏｍｅ Ｔｕｒｂｏ—ｆｌａｎ Ｅｎｇｉｎｅ Ｆａｎ Ｗｅｎｚｈｅｎｇ ＬＩ Ｍｉｎｇ ｘｉｅ Ｊｉｎｇ Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｈｗｕ￣ｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ ｓｏｍｅ ｔｕｒｂｏ—ｆａｎ ｅｎｇｉｎｅ ｍａｔｈｅｍａｔｉｃａｌ ｍｏｄｅｌ，ｉｔｓ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｈａｓ ｂｅｅｎ ｎｕｍｅｒｉｃａｌｌｙ ａｎａｌｙｚｅｄ ｉｎ ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ．Ｔｈｅ ｃｏｍｐｕｔｅｄ ｒｅｓｕｌｔ ｗｅｌｌ ｔａｌｌｉｅｓ ｗｉｔｈ ｔｈｅ ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｌａ ｃｕｒｖｅ． Ｋｅｙｗｏｒｄ：ｔｕｒｂｏ—ｆａｎ；ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｓｙｓｔｅｍ；ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ １．前言 飞机推进系统的性能决定着飞机的技、战术性能，空、地勤人员对 ８ ： （丌＝ 一１ ：。】 利用了分段平均比热法 新装备性能及特点的了解是正确使用和维护的前提。对飞机推进系统 根据选取的高压压气机换算转速 （主要是发动机）特性的了解，最快、最直接、最经济的方法是通过对发 ９ Ｂ＝， １ ｎ２ｍｒ由高压压气机特性曲线查得 动机在各种飞行条件和大气条件下的性能进行仿真．为了进行性能仿 、１１ 及 真必须获得不同外界条件下的性能数据。 本文利用建立的涡扇发动机数学模型进行了发动机性能特性计 １０ Ｐ３＝Ｐ２１ ｋｈ 算，计算结果与实验曲线进行了对比，分析了其误差。 ２．发动机数学模型 １１ ｌ［１＋ ＿１）～： ］ 利用了分段平均比热法 建立涡扇发动机稳态数学模型．藉以求取发动机工作的稳态参 数。把发动机看作由压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管组成的 １２ Ｎ 地】（ｃ —ｃ ） ｆＪ 系统，同时考虑大气条件、进气道等因素的影响．描述部件进出口热力 学状态，以质量和能量守恒为依据，兼顾功率平衡，建立发动机各部件 １３ Ｐｄ＝Ｐ３盯 的共同工作方程。涡扇发动机特征截面如图１所示。 １４ Ｔ＝＝［Ｋｐ：口 ｌＦ 州（ 。］ｚ Ｋ ［ ） Ｒ４］‘÷ １５ ｎ 【ｍ ｃ 一ｍ｜ （１一ｐ一６ ｃ Ｉ＝峨ｆ（１一ｐ一８ｒ－ ＋ｒ／Ｉｆ １６ ｔ＝ ｃ １一Ｂ一８ 一８ ｏ＋ｃ ５ 】Ⅱｃ １一ｐ一 ８１＋ｔ３】 １７ ｐ如＝ｐ４０．ｎｌ￣ 图１ 发动机特征截面示意图 Ｔ＝ｈ：［ｃ （１一Ｗ－６￣＋ｆ）一（ｃ ， ）， ０—０：未受扰动的截面；１—１：进气道进口：５２—５２：外涵出口：２—２： １８ １１ １一ｐ一８。＋０１ 低压压气机进口；２１～２１：高压压气机进口；２２—２２：外涵道进口；３－３： 燃烧室进口；４—４：涡轮进口；５－５：涡轮出口；６－６：混合器出口；７－７：加 １９ ：［１一（１一阜）～ ’旨 力燃烧室出口；８－８：喷管喉部；９—９：喷管出口。 在较大转速时，高、低压涡轮的导向器和喷管最小截面均处于临 界或超临界状态，较小涵道比的涡扇发动机的低压转子共同工作线可 ２０ ｐ４ｂ ｐ如，１ＴｌｒＨ 认为不随喷管喉部面积而变，根据给定的调节规律（最大和加力工作 ２１ Ｔ ＝ ｃ １一Ｂ一８ ＋ｏ＋ｃｐ３Ｔ３‘８ ｝／【ｃ １—１３＋０］ 状态），可得稳态时的共同工作方程组如表１所示 表１ 某涡扇发动机共同工作方程组表 ２２ ｐ如 Ｐ４ｂ盯 序号 方程 说明 １ Ｆ￣ｌＯ１３２５ｘ（Ｉ－Ｈ／４４３０８）ｓｚｓｔ＝｛［ｃ 一（１＋Ｂ）（ｃ 。一ｃ ｙ［ １一ｐ＋０ｙ Ｔ５ Ｈ≤１１０００ｏ＝２８８－０．００６５Ｈ ｍ时 ２３ ｃ ２ ｐｏ＝２２６１５ｘｅ Ｈ＞ｌ１ｏｏ０ｍ时 ２４ ：［１一（１一辜） ⅡＪ古 ２１６ ７ ３ ： １＋ ）旨 ２５ Ｐｓ－－ｐ轧， ＴＬ ４ Ｔ￣＝Ｔｏ（１＋ Ｍ ） ２６ ２＝Ｔ２２ ５ 进气道总压恢复系数 ，由曲线 Ｐｚ ｐ１ ．０１＝ｐ０Ｏ－ ｉ获得 ２７ Ｐ５２ Ｐ２ｚ０＂２ ６ ＿ｒ，＝Ｔ，＝＿ｒｎ ２８ ＿【（１一ｐ＋｛）ｃ ＋Ｂ Ⅵ（１～ｐ＋Ｂ∞ 根据选取的低压压气机换算转速 ７ ｐｎｌ 由低压压气机特性曲线查得 ２９ ｐ：＝【Ａ５Ｐ： ）＋Ａ ］，［（Ａ ＋Ａ ５）Ｊ ２２ Ｐ２ １竹ｋ１ ｐ２ ： 、 ： 及 维普资讯 http://www.cqvip.com 科技信息 ０机械与电子０ ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ ＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ ２００７年第ｌ８期 螂 ｜｝ 锄 彻 姗啪 蚴 Ｉ３。 ： １—０．０８（２．７ｘ１．０Ｐ１３２５ｅ５）ｏ－ａ］／０￣９２ 加力燃烧室的燃烧效率 ６ 飞行高度升高时。发动机推力下降，主要是由于空气密度减小引 起进入发动机的空气流量减小；燃油消耗率下降主要是单位推力增加 引起的。 【３ Ｔ： ；＝ｔ，ｐ：＝ｐ７ ＝ｐ ｌ３２ Ｐ７ａｆ＝Ｐ６ｏｔ ３４ ｔ ＝【Ｋｐ；Ａ州（ ，ｍＩ （１一Ｂ＋ｆ＋Ｂ）］ｚ Ｌ 不加力时 加力时 ３．２速度特性 随着飞行速度的增加，推力和燃油消耗率的变化 情况（即发动机的速度特性曲线）如图４、图５所示。 【３３ ｒＡ８ ＩｌＥ１ＶＴ８ （１一Ｂ＋ｆ＋Ｂ＋ ／【Ｋｐ●８ ｑ（ ］ Ｔ：≥１７５ｑＣ范围置内不时变， Ａ。 限动位 】３５ ｍ ｎ （１—１３＋Ｂ （ｃ 一ｃ ），（ｃ ＋ ３６ ｐ８＝ｐ７， －Ｔ７ ｆ ｍ自 ｍｌ ｌ 不加力时 Ｉ３７ ｐ８ ｐ７ ，Ｔ８＝Ｔ７ ‘加力时 ３８ Ｉｐ９ ＝Ｐｇ，Ｔ＝＝Ｔ８ （１－ １ ） 观 理想情况下 ０ ２ ０．４ ０．６ ０ ８ 价 １ ０ １ ２ １ ４ １ ６ ３９ 叮ｒ ｐ８／ｐｏ Ｍ 钔 鹅 ∞ 图４推力Ｒ随飞行Ｍ数的变化规律 ４０ ４１ Ｒ．ａ＝ｍ ｌ（１一Ｂ＋Ｂ＋ｆ 蚰ｃ ｍ ｉ（１＋Ｂ）ｖ Ｒ Ｒ １一咖 理想推力 唧 ５ ４ ３ ２ １ ㈣０ ㈣ ９ ‘ｐ 有效推力，（ｐ 为喷管有效推力损 失系数 ４２ ｓｆｅ＝３６００（ｍｆ＋ＩＩ ，Ｒ。 ３．计算结果 根据基本假设（导向器和喷管最小截面均处于Ｉ临界或超Ｉ临界状 态，低压转子共同工作线不随喷管喉部面积而变等）和已知条件（如发 动机的调节规律等），该文对某型涡扇发动机在最大工作状态下的推 力、燃油消耗率随飞行高度、飞行速度的变化规律进行了数值分析。 ３．１高度特性高度特性是指发动机推力和燃油消耗率随飞行高 度的变化特性。图２、图３表示了发动机最大状态下的高度特性曲线。 ０ ２ ０ ４ ０ ６ ０ ８ １ ０ １ ２ １ ４ １ ６ Ｍ 图５燃油消耗率ｓｆｃ随飞行Ｍ数的变化规律 由于受速度的影响，使进入发动机的空气总增压比和流量都有所 增加。在发动机转速一定时，涡扇发动机的推力随飞行速度的变化规 律基本上与涡喷发动机的相类似。但涵道比的大小决定其速度特性曲 线是否出现像涡喷发动机那样的马鞍形变化规律．涵道比较小（一般 小于１．Ｏ）的涡扇发动机，当飞行马赫数Ｍ增大时．推力是先升后降． 燃油消耗率是不断增大的。 ０ ２０００ ４０００ ６０∞Ｈ ８８００ １＂００５０ ＂１２０００ 图２推力Ｒ随飞行高度Ｈ的变化规律 ０１３５ ４．误差及分析 ４．１误差 最大工作状态下，当飞行高度Ｈ＝５０００ｍ时，发动机有 效推力和燃油消耗量随飞行马赫数Ｍ的变化规律计算值与实验值对 比如表２所示 表２最大工作状态Ｍ变化时的数据对比 计算值 Ｍ 推力 （ｋＮ） Ｏ＿３ ０．５ Ｏ．７ １ Ｉ０１３０ 查表（曲线）值 相对误差（％） 燃油消耗 推力 燃油消耗 推力相对 燃油消耗量 量（ｋｅ，／ｓ） ０．８６０ 】．００１ １．１９７ １．５４５ （ｋＮ） ３６．４７ ３９．２４ ４３．Ｏ３ ４４．１５ 量（ｋｅ，／ｓ） ０．９２５ 】．０７５ １．２４５ １．４９１ 误差 －６．０ — ８ －４．７ －０．７ 相对误差 －７．０ —６．９ －３ ９ ＋３．６ ３４－３０ ３７－３７ ４１．０１ ４３ ５ １『－３ ４４．１９ ０ ２０００ ４０００ ６０００ ８０００ １００００ １２０００ １．７５５ ４３＿２２ １．６９８ ＋２－２ ＋３．４ １Ｉ．５ ４１．５９ １．７３３ ４４．１５ １．８３０ －５ 一５＿３ Ｈ 图３燃油消耗率ｓｆｃ随飞行高度Ｈ的变化规律 最大工作状态下，当飞行马赫数Ｍ＝Ｉ时，发动机（下转第９０页） 维普资讯 http://www.cqvip.com 科技信息 。机械与电子Ｏ ＳＣＩＥＮＣＥ＆ＴＥＣＨＮＯＬＯＧＹ ＩＮＦＯＲＭＡＴＩＯＮ ２００７年第ｌ８期 为避免机壳电位对测量结果的影响，测试线一定要连接正确，一 （上接第９３页）有效推力和燃油消耗量随飞行高度Ｈ的变化规律计 定要先连线，再检查，之后开机。并且测试线一定要连接牢靠．不能出 算值与实验值对比如表３所示。 现松动现象。 表３最大工作状态Ｈ变化时的数据对比 ２）消除通过空间分布电容或人体感应对测试电路的干扰机壳浮 Ｈ㈧ 计算值 查表（曲线）值 相对误差（％） 置的测试仪器，若未接入测试系统，则与测试系统靠近时．便成为一个 很强的干扰源。这种干扰时通过被测电路输入端与带电机壳之间的分 布电容耦合形成的，对比较敏感的测试电路是不容忽视的。当插拔测 试仪器的电源插头或拨动电源开关时，机壳电位产生跃变．数值可达 几十伏以上。跃变的电压经空间分布电容微分后，将输出幅度很大的 推力 （ｋＮ） 燃油消耗 量（ｋｓ／ｓ） ２．１９９ 推力 （ｋＮ） ６１．０２ 燃油消耗 推力相对 燃油消耗 量相对误 量（ｋｓ／ｓ） 误差 差 ２．１３２ －４．０ ＋３ １ ０ ５８ ５７ 尖脉冲耦合到被测电路输入端，从而影响被测电路的正常工作和测 量。空间耦合电容越大，干扰影响也越大。机壳浮置的测试仪器，通过 机壳与人体之间的耦合，使人体具有较高的对地电位，测试中．测量人 体对被测电路成为干扰源。 ２０ｏ０ ５０ｏＯ ８０ｏ０ ５２．６４ ４３．８５ ３３．６５ １．９２０ １．５４５ １．０７５ ５５．２３ ４４．１５ ３３．３４ １．８６８ １．４９１ １．１１３ －４．７ －０．７ ＋０．９ ＋２．８ ＋３．６ —３．４ 要消除通过空间分布电容或人体感应对测试电路的干扰，信号线 要尽量采用屏蔽线，且使不屏蔽的接线头部分尽量的短；在测试或调 试时，要将暂时不用的测试仪器（指机壳带电的）的电源插头从电源插 座中拔出。 １１０００ ２２．０２ ０．６６７ ２３．６５ ０．７３６ －６．９ —９．４ 全加力工作状态下．当飞行高度Ｈ＝８０００ｍ时．发动机有效推力和 燃油消耗量随飞行马赫数Ｍ的变化规律计算值与实验值对比如表４ ３）避免机壳电位对被测电路输入晶体管的损坏机壳电位若加到 所示。 高频或超高频小功率晶体管的发射结上，可能导致管子的损坏。测试 表４全加力工作状态Ｍ变化时的数据对比 时，接线的顺序应是先接地，再接信号线。若先将信号源的信号线与被 测电路的输入端连接起来，如图４所示，在二者的地线未接好之前，由 于信号源对地分布电容Ｃ。、被测电路输入耦合电容Ｃ和射极旁路电 容Ｃｅ上的电压不能突变，信号源的机壳电位ｅ。通过较低的信号源输 出阻抗Ｒ０加到晶体管的发射结，对其形成冲击，冲击电流很大，虽时 问较短，但破坏力较强，晶体管损坏的可能性很大。 一一 卜 计推（ｋＮ力） 算燃值量 查油（ｋ消ｓ／耗ｓ） 推（ｋＮ力）表 曲燃量线油（）ｋ值消ｓ／ 相耗ｓ） 推力误相差 相对误 燃差油（％对消）误 耗差量 『 ０．５ ０．７ ４７．５８ ５３．８８ ２．５５１ ２．９８９ ４６．６６ ５３．８４ ２．７５０ ３．２５０ ＋２．０ ＋０．０ —７ ２ —８．０ Ｉ Ｉ Ｉ １ １．１ １．３ ６９．７５ ７６．７２ ９２ ３７ ４．Ｏ６７ ４．５０３ ５．４２１ ６９．６５ ７５－３７ ８７＿３３ ４．２６８ ４．６９５ ５．５６１ ＋０．１ ＋１．８ ＋５．８ —５ １ ．１ －２．５ 被： Ｉ 测： ｌ １．７ １１６．８０ ７．１３９ １１２．４６ ７．５００ ＋３．９ －４．８ 电： Ｉ 全加力工作状态下，当飞行马赫数Ｍ＝Ｉ时，发动机有效推力和燃 示。 路： 油消耗量随飞行高度Ｈ的变化规律计算值与实验值对比如表５所 Ｉ ｌ Ｉ ｌ 表５全加力工作状态Ｈ变化时的数据对比 计算值 Ｈ（ｉｎ） 燃油消耗 推力（ｋＮ） 量（ｋｓ／ｓ） １３９．７０ ９．３３７ 查表 曲线）值 推力 （ｋＮ） １２７ ５３ 相对误差（％） 推力相 燃油消耗量 对误差 ＋９．５ 燃油消耗 量（ｋｓ／ｓ） ９．４３９ 图４ 相对误差 —１．０ 因此，测试仪器要尽量的采用三线电源线，使机壳不带电．或虽采 用两线电源线，测试连线ａ、 ，一定要先接好地线，再接信号线，避免机 壳电位对被测电路的冲击。在焊接和调试场效应管电路过程中，尽量 使用有地线的电络铁，若使用二线电络铁的话，应在电络铁烧热后，将 其从电源插座中拔出，利用电络铁的余热进行焊接。 ０ 硼 １２１．７０ ９６．６５ ６９ ７５ ４６．８５ ７．８１２ ５．８５７ ４Ｏ６７ ２．５９２ １１２ｌ３２ ９１．２３ ６９．６５ ４８．０７ ７．９３９ ５．９３９ ４．２８６ ２．７５５ ＋８．４ ＋５．９ ＋０．１ －２５ —１ ６ —１．４ —５．１ －５．９ ５０ｏ０ ８０ｏ０ １１０００ 三、结束语 １．在电子技术实验、检测和调试过程中，要得到准确的测量结果． 一定要充分注意仪器的输入、输出阻抗对被测电路的影响，并尽量选 ４．２分析 由上述各对照表可以看出．发动机的有效推力和燃油 择输出功率较大能够满足测量要求的信号源。 消耗量计算误差基本在５％左右，个别计算值误差偏大。分析认为，计 ２．测量中，要消除机壳电位对测量电路的影响，应首先将测量仪 算误差的来源大致有以下几方面原因： 器和被测电路的各连接地可靠地连接，使系统有一个统一的参考零电 ①有的部件的效率或损失系数采用定值。如：主燃烧室的燃烧效 位 ，然后再连接信号线。这样，各个测量仪器的机壳电位都不会对被测 率、涡轮效率、混合器的总压恢复系数等。 电路造成影响。ｌ 参考文献 ②低压转子的共同工作线不变。在发动机几何尺寸不变的情况 下，发动机的共同工作线是不变的，当喷１：３面积改变后，共同工作线将 ［１］诸邦田，《电子电路实用抗干扰技术》，２００４．１０，人民邮电出版社［２］将换文，孙续，《电子测量》，１９８３，计量技术出版社． ． 会移动（如喷１３面积放大，共同工作线向右下方移动）．从而会影响到 压气机的参数。该发动机在Ｔ１＂＞２８８Ｋ后，最大工作状态下的喷１３面积 会随着Ｔ１ 升高而增大。 ③发动机在最大和加力状态工作，当外 气温度偏离标准条件 时，没有对推力、燃油消耗量进行温度修正。 参考文献 ［１］廉小纯、吴虎．发动机原理，北京：西北工业大学出版社，２００５． ［２］谢寿生．某型加力涡扇发动机，西安：空军工程大学工程学院出版 社．２００２．