大涵道比民用涡扇发动机建模技术研究

大涵道比介绍和应用前景

江　苏　航　空2010增刊

大涵道比民用涡扇发动机建模技术研究

钱德峰　周文祥

(南京航空航天大学能源与动力学院,南京,210016)

摘要:基于大涵道比民用涡扇发动机的典型结构,建立了其详细非线性部件级模型,可模拟飞行包线内慢车以上加、减速动态过程。重点研究了叶尖间隙主动控制系统和反推系统建模技术,通过仿真分析了开启反推和实施叶尖间隙主动控制对发动机总体性能的影响,结果表明,民用涡扇发动机巡航状态采用叶尖间隙主动控制后可显著降低油耗,反推系统能够实现预期的负推力,缩短飞机着陆的滑跑距离。关键词:涡扇发动机;大涵道比;部件级模型;叶尖间隙;反推

引　　言

作为干线客机的动力,大涵道比涡扇发动机从诞生到目前,始终是围绕着在满足飞机推力要求前提下,不断降低耗油率与性能衰减率,提高可靠性与耐久性,降低噪音与污染物排放等目标而不断发展进步的。而实现以上目标,除了要求发动机具有高效率的部件,较高的循环参数水平(如提高涵道比、总增压比和涡轮前总温)以外,一个功能完备、具备足够可靠性的发动机数字电子控制系统是必不可少的[1],而发动机详细非线性部件级模型是设计、验证先进航空发动机数控系统的必备条件。

长期以来,我国在大涵道比民用涡扇发动机领域的技术储备严重不足,在设计、制造、工艺、试验等领域与国外相比存在较大的差距,在主动间隙控制技术、高效率低排放燃烧室设计技术、主动噪声抑制技术、反推控制技术等关键技术领域差距尤为

[2]

明显。

本文旨在研究建立大涵道比民用涡扇发动机非线性部件级模型的技术和方法,重点研究了反推装置模型、叶尖间隙主动控制模型的建模技术。以推力级别在25吨的大涵道比民用涡扇发动机为对象建立了其整机部件级模型,在此基础上通过仿真分析了开启反推和实施叶尖间隙主动控制对发动机整机性能的影响。

下:

图1　大涵道比民用涡扇发动机结构示意图

1.2　风扇模型

从发动机结构设计特点上看,民用涡扇发动机为了增大推力、降低油耗一般选取较高的涵道比,这使得风扇直径很大,从而导致风扇叶尖和叶根处的部件特性差异明显,建模时将风扇内、外涵分开考虑,分别建立其叶根及叶尖处的部件模型。

根据风扇的设计点参数和风扇叶根、叶尖部件特性,选取风扇转速n、叶根压比 core、叶尖压比 tip为初猜值,风扇模型计算公式如下:

(1)由叶根压比 core、风扇换算转速ncor插值叶根特性求得叶根处空气流量Wcore和叶根效率 core:

*in*in,d

Wcore=CW*f1(ncor, core)

Pin,dT*in

core=C f2(ncor, core)

(1)

1　大涵道比民用涡扇发动机简介及

建模方法

1.1　发动机结构布局

　　本文选取的建模对象为PW4056民用涡扇发动机,其主要部件包括:进气道、风扇、增压级、压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道、外涵喷管及内涵喷管,结构如图1所示。模时参照典型分开

排气涡扇发动机的建模方法,将增压级视为一个中,式中f1为流量插值函数,CW为流量修正系数,C

为效率修正系数。

(2)采取相同方法计算出风扇叶尖处空气流量Wtip,则涵道比B为:

B=Wtip/Wcore(2)

　　(3)采用变比热法计算风扇叶根出口总温*

=Sin+lg core

id=fS2H(fout,core,Sout,core,id)

(3)

=Hin+(Hout,core,id-Hin) core

f

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式中:Hin为进口焓,Sin为进口熵,Sout,core,id为叶根出口理想熵,Hout,core,id、Hout,core分别为叶根出口理想焓、实际焓;fout,core为叶根油气比,此处为0;fS2H(f,S)代表由熵计算焓的函数,fH2T(f,H)代表由焓计算温度的函数。

(4)采取相同方法计算出风扇叶尖出口总温*

Tout,tip,则风扇消耗功率Nc为:

NC=WcoreHout,core+WtipHout,tip-WinHin(4)1.3　整机模型

(1)模型主要性能参数

根据国内外相关资料,整理了PW4056发动机的部分结构参数和主要性能参数,作为建模时的参考标准。表中所列举的一些性能参数均为起飞最大推力时的性能参数,具体参数如下表所示:

表1　PW4056发动机部分结构参数及主要性能参数涵道比总增压比4.9

32

涡轮进口起飞推力风扇直径旋转部件总温k1540

kN250

mm2463

级数1+4+9,2+5

机整机仿真模型,具备计算发动机稳态和过渡态性能的能力。

1.4　叶尖间隙估算模型

叶尖间隙主动控制技术是研制大型民用涡扇发动机的关键技术之一,叶尖间隙的变化直接影响到涡轮的效率,进而影响整机耗油率。为保持较高的燃油经济性,一般要求在发动机正常工作时尽量减小涡轮的径向间隙。

叶尖间隙的变化主要由叶片、轮盘和机匣的径向位移决定,影响各个部件径向位移变化的因素有很多,本文仅考虑热膨胀以及离心力对叶尖间隙的影响。

为了便于建模,将整个涡轮内的流场近似为一维流动,基于传热学理论,通过简化涡轮部件与燃气的换热过程,分析燃气温度变化对叶尖间隙的影响,如图2所示。本文采用文献[4]中热传递的计算方法来分析燃气和各部件的热交换,具体步骤如下:

(2)设计点参数选取

与军用发动机不同,民用涡扇发动机更强调燃油经济性,在保证起飞推力和发动机可靠性的前 …… 此处隐藏：5326字，全部文档内容请下载后查看。喜欢就下载吧 ……