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(人机与环境工程专业论文)涡轮基组合循环发动机一体化性能数值模拟.pdf.pdf 免费下载
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a b s t r a c t a b s t r a c t a c c o r d i n gt o t h er e q u i r e m e n to ft h ea e r o s p a c ep l a n ep r o j e c to f “8 6 3 ”,t h e i n t e g r a t e dp e r f o r m a n c e o fa l l a e r o s p a c ep l a n “a i r - b r e a t h i n gp r o p u l s i o ns y s t e m i s s t u d i e ds y s t e m i c a l l yi nt h i sd i s s e r t a t i o n t h ea r r a n g e m e n to ft u r b oa n dr a m j e te n g i n e si sd e s c r i b e d c h o i c e so fm a i n d e s i g np a r a m e t e r so ft u r b o a n dr a m j e te n g i n e sa r ei n t r o d u c e d f o rt h ei n t e g r a t e 4 p e r f o r m a n c e s i m u l a t i o no ft h ea e r o s p a c ep l a n e a i r b r e a t h i n gp r o p u l s i o ns y s t e m ,a m o d u l a rs y n t h e s i sp r o g r a mi su s e d b a s e do ng i v e nd e s i g np a r a m e t e r s ,t h ee n g i n e p e r f o r m a n c ei sc o m p u t e da l o n gf l i g h tt r a j e c t o r y o na c c o u n to fh i g ht e m p e r a t u r ei nb u r n e r sa n dn o z z l e so fb o t ht u r b o f a na n dr a m j e t e n g i n e s ,t h e e f f e c to fc h e m i c a l - e q u i l i b r i u m0 1 1e n g i n ep e r f o r m a n c e s h o u l db e c o n s i d e r e d aq u i c k l yc o n v e r g e n ta l g o r i t h mi sd e v e l o p e dt os o l v et h i sp r o b l e m b a s e d o nt h i sa l g o r i t h m ,s o m en e wr o u t i n e sf o rc a l c u l a t i n gc o m b u s t i o na n de x p a n s i o na l e d e v e l o p e dt os e r v ea si n t e r f a c e sb e t w e e ne n g i n ep r o g r a ma n dc h e m i c a l e q u i l i b r i u m r o u t i n e s w i t ht h e s er o u t i n e s ,t h ee f f e c to fc h e m i c a l e q u i l i b r i u mo nt h ep e r f o r m a n c eo f p r o p u l s i o ns y s t e mi sc a l c u l a t e d o na c c o u n to f h i g ht e m p e r a t u r ei nb u r n e r sa n dn o z z l e so f b o t ht u r b o f a na n dr a m j e t e n g i n e s ,t h e e f f e c to fc h e m i c a l - e q u i l i b r i u mo ne n g i n ep e r f o r m a n c es h o u l d b e c o n s i d e r e d aq u i c k l yc o n v e r g e n ta l g o r i t h mi sd e v e l o p e dt os o l v et h i sp r o b l e m b a s e d o nt h i sa l g o r i t h m ,s o m en e wr o u t i n e sf o rc a l c u l a t i n gc o m b u s t i o na n de x p a n s i o na r e d e v e l o p e dt o s e r v ea si n t e r f a c e sb e t w e e ne n g i n ep r o g r a ma n dc h e m i c a l e q u i l i b r i u m r o u t i n e s w i t ht h e s er o u t i n e s ,t h ee f f e c to fc h e m i c a l - e q u i l i b r i u mo nt h ep e r f o m l a n c eo f p r o p u l s i o ns y s t e mi sc a l c u l a t e d b e c a u s et h ev e h i c l ep e r f o r m a n c ei sc l o s e l yr e l a t i v et oc h a r a c t e r i s t i c so fi n d u c t i o n s y s t e ma n de x h a u s ts y s t e mf o rh i g h l yi n t e g r a t e dv e h i c l e s ,i ti si m p o r t a n t t od e t e r m i n e t h ec h a r a c t e r i s t i c so ft h ei n d u c t i o ns y s t e ma n de x h a u s ts y s t e m i ti s u n r e a l i s t i ct o s i m u l a t et h ei n t e g r a t i o no fa i r f r a m e ,i n d u c t i o ns y s t e m ,e n g i n ea n de x h a u s ts y s t e mw i t h c f da l g o r i t h m ,s oa ne n g i n e e r i n gm e t h o di su s e dt oc o m p u t et h ec h a r a c t e r i s t i c so f a b s t r a c t i n d u c t i o ns y s t e ma n de x h a u s ts y s t e m a l t h o u g ht h i sm e t h o dc a n td i s c r i b ec o m p l i c a t e d f l o wp h e n o m e n o ne x a c t l y ,i tc a ne a s i l ys i m u l a t et h ei n t e g r a t i o no fv e h i c l e p r o p u l s i o n s y s t e m t h ee n g i n e e r i n gm e t h o d i se f f e c t i v ei n p r e d e s i g n f o ru n d e r s t a n d i n g c o m p l i c a t e df l o wn e a rn o z z l e g a f t e r b o d y ,a ne f f e c t i v e c f dc o d e ( n n ds c h e m e ) i s a p p l i e dt os i m u l a t ef l o wp h e n o m e n o nn e a rn o z z l e a _ r e r b o d y t h er e s u l t si n d i c a t et h a t t h em o d e la n dn u m e r i c a la l g o f i t h mi se f f e c t i v e b e c a u s eo fh i g h l yi n t e g r a t i o no fa e r o - s p a c ep l a n e a i r - b r e a t h i n gp r o p u l s i o n s y s t e m ,t h ed e f i n i t i o no fa e r o - p r o p u l s i o ni n t e r f a c ei sa m b i g u o u s ,t h i sc a u s ei n c o r r e c t f o r c ea c c o u n t i n g , s ot h ed e f i n i t i o no fa e r o p r o p u l s i o ni n t e r f a c ea n dt h ea p p r o a c ho f f o r c ea c c o u n t i n ga r ed e s c r i b e di nt h ed i s s e r t a t i o n a c c o r d i n gt ot h ea p p r o a c ho ff o r c e a c c o u n t i n g ,i n s t a l l a t i o np e r f o r m a n c eo f p r o p u l s i o ns y s t e mi sc a l c u l a t e d k e y w o r d : a i r - b r e a t h i n gp r o p u l s i o ns y s t e m , t u r b o f a n r a m j e t ,c h e m i c a l - e q u i l i b r i u m , i n s t m l m i o nd r a g ,a e r o - p r o p u l s i o ni n t e r f a c e , i i i 第一耄绪论 第一章绪论 1 1 国内、外技术发展状态和趋势 无论从空间开发和利用的角度,还是从军事战略发展的角度,吸气式高超声 速( 飞行马赫数大于5 ) 飞行器都是未来军、民用航空器的战略发展方向,被喻 为是继螺旋桨、喷气推进飞行器之后世界航空史上的第三次革命。2 0 世纪6 0 年 代,国外就开始投入巨资对此进行研究。随着论证和研究工作的深入,对于组合 循环发动机存在的问题揭示得越来越多,遇到的技术困难越来越大,一方面是进 气道、燃烧室、尾喷管对工质空气的供应与需求的矛盾,另一方面是部件冷却、 做功、燃烧对工质氢的供需匹配。因此,世界上一些大型的空天飞机研制计划相 继下马,如美国的n a s p 计划i h 】,德国的s a n g e r 计划f 8 川】,法国的s t s 2 0 0 0 、 s t a r h 计划【“叫6 】等都停止了论证和研究工作。尽管如此,并不等于吸气式组合 循环发动机的发展走到尽头,进入2 1 世纪,国外又重新掀起了吸气式组合发动机 研究的热潮,并提出些新的更具有发展前景的吸气式组合循环概念,如以火箭 为基础的组合循环发动机( r b c c ) 概念,以涡轮发动机为基础的预冷却涡轮基组 合循环发动机概念( p c t b c c ) 受到更多重视,并且已经取得了大量研究成果。 该类飞行器由于需要在全马赫数范围、自地面至大气层外的空问飞行,必须 在气动布局上有重大突破来适应不同的飞行状态。同时,由于各类发动机均不可 能单独满足所有飞行状态的性能要求,必须采用适用于不同马赫数范围的发动机 组合的复合式推进系统,或不同循环组合而成的复合式推进系统。这些系统的研 制不仅首先要掌握系统的整体热、气动原理,所采用的各类发动机间热循环、工 况等的匹配技术,以及发动机间转换运行的动态特性等推进系统本身的热、气动 关键技术,同时还必须与飞行器的气动布局相匹配,特别是在高空、高超音速飞 行条件下,必须利用飞行器前机体对推迸进气进行预压缩,以及利用后体作为喷管 的延伸部分以保证喷管在不同飞行高度下均能维持较高的效率和取得所需要的矢 量推力。因此,不能像研制常规飞行器那样,对推进系统的研制及飞行器设计采 取分别进行的途径,而必须对飞行器气动布局和推进系统的热、气动特性进行一 体化考虑。 第一章绪论 从国外的研究情况看,美、德、日、英、法、俄、印度、澳大利亚等国家都 已经广泛开展这一极具挑战性的工作,其中,尤以美国、德国、日本走在这方面 研究的前列。美国国会和n a s a 意识到,美国在空间技术方面的领导地位正面临 严峻的挑战。为了迎接这种挑战,由n a s am a r s h a l l 空间飞行中心组织制定了先 进的空间运输s f 戈r j ( a s t p ) ! 7 埘】,目标是在2 5 年内,使第三代可重复使用运载器 ( r l v ) 的飞行安全性在现有基础上提高4 个量级,飞行费用减少2 个量级。另 外,美国军队对快速作战需求的日益增长,也推动了n a s a 发展新的高超声速远 程攻击机、高超声速武器、高速运输机和可以重复使用的运载器。n a s a 的t b c c 主要在革新涡轮加速器( r a ) 计划下发展。近期,r t a 计划的重点是通过采用 先进技术发展m 数至少可达到4 的并且维修性和操作性大大改善的涡轮加速器。 为此,将发展一个中等尺寸的地面系统级验证机,以提高建立一个涡轮加速器推 进系统所需的技术准备等级。中等尺寸的r t a 地面试验发动机( g t e ) 主要评估 m 4 以上的涡轮加速器的下列特性:发动机循环性能和适用性、高马赫数下的风车 运转、全尺寸r t a 的技术验证、高马赫数涡轮部件的可靠性和耐久性、热管理问 题、涡轮向冲压的模态转换、与发动机进气道和喷管的综合、燃油系统和冷却系 统、发动机控制系统。目前,r t a 计划正与n a s a 、d o d 和学术界一道确定r t a 目前可用技术的准备等级,并将r t a 与其他技术发展计划如u e e t 、i h p t e t 和 v a a t e 的协作,使投资得到最佳的利用。r t a 与高效的双模态超燃冲压发动机计 划有关,该计划将提供与r t a 涡轮发动机组合的超燃冲压发动机。这个超燃冲压 发动机是对x 一4 3 c 的发动机的小改进。x 4 3 b 飞行验证将研究与高m 数飞行器用 一体化革新涡轮加速器有关的问题,研究低速和高速推进系统的转换以及推进机 体一体化问题如高马赫数进气道和喷管。 德国提出的s a e n g e r 方案,是其高超音速技术计划的基准方案,它是以空 间先驱e u g e rs a e n g e r 教授的名字命名的。主要旨在减少发射费用,并形成欧洲自 主发射能力,即从欧洲机场起飞,直接进入空间站轨道,而且像飞机一样可完全 重复使用。这些要求必然导致具有巡航飞行能力的两级系统。自1 9 8 6 年以来,根 据联邦研究和技术部( b m f t ) 的合同要求所进行的各种方案研究已经集中到一种 耐用的s a e n g e r 运输系统设计上,该设计是今天为德国国家高超音速技术提供 的参考方案,这些技术计划包括下一步的方案和系统论证研究。虽然s a e n g e r 第一章绪论 计划下马,但是,德国并没有间断对t b c c 发动机的研究,一直进行d s l 推进系 统1 25 】的研究。d s l 是一种先进的两级入轨的空天运输系统,换级高度2 0 k m 、换 级马赫数在2 7 3 5 之间。在针对d s l 动力系统研究的同时,德国的研究机构也进 行了空气预冷却对发动机性能的提高和换级马赫数的研究。研究认为,在压气机 进口喷水是一种增进的有效方案,比较适合用于作为飞行器的第一级加速器或近 距离高超音速导弹系统。 日本一直是t b c c 方案的热衷支持者,从8 0 年代开始吸气式组合循环发动机 的研究,主要由日本宇航科学研究所( i s a s ) 联合n a l 、n a s d a 和几家大的工 业集团i h i 、k h i 、m h i 等联合开展研究。在这项研究中,基本目标是用将1 0 m g 的有效载荷送到低地球轨道,总的起飞重量3 5 2 m g 。最初确定的方案主要是利用 涡轮、涡扇和冲压发动机的组合作为二级入轨( t s l o ) 飞行器的第一级的推进 系统。1 9 8 6 年提出的吸气式涡轮冲压膨胀循环发动机( a t r e x ) 概念【2 2 1 ,使日 本在t b c c 方面的研究工作更深入了一步,并且,围绕a t r e x 发动机的工作至 今一直进行。日本从1 9 8 9 年开始实施超声速高超声速运输推进系统( h y p r ) 计 划,目的是为发展飞行速度m 5 的超声速高超声速运输( s s t h s t ) 飞机的推进 系统奠定技术基础。该计划证明了一种组合循环发动机( c c e ) 用于s s t h s t 的 可行性。该c c e 是一种变循环的涡扇发动机( v c e ) 和采用甲烷燃料的冲压发动 机的组合。目前,日本已经发展并运转了世界酋台组合循环发动机。该计划为期 1 0 年,到1 9 9 9 年3 月已经结束。h y p r 的工作过程是,在起飞和着陆状态,v c e 的涵道比增加,以减少喷气噪声,在m 数3 以下巡航时,v c e 的涵道比减少,发 动机单位推力更高,以优化燃油消耗。在m 3 以上高超声速巡航时,冲压发动机 工作。在此基础上,1 9 9 9 年秋天,日本开始一个”为下一代超声速运输研究和发展 与环境相适应的推进系统”( e s p r ) 计划。该计划为期5 年,该计划的重点是为 下一代s s t 发动机发展必要的技术,实现一种可商业使用的s s t 推进系统。该计 划将对于实现下一代s s t 关键的减少c 0 2 排放、噪声减少和减少n o x 到作为重 点。三大发展目标是:1 、机场噪声减少到i c a o 第3 章一3 d b ,比目前的水平减少 一1 8 d b ;2 、减少n o x 到5 非g 燃油( 煤油) 3 、通过减少燃油消耗减少c 0 2 排放 2 5 ,减少c 0 2 排放有两种途径:采用新材料和减少冷却空气需要量改善s f c 。 第一章绪论 我国也已经把吸气式推进技术研究列入了航天领域的8 6 3 计划,对s a n g e r 方案的跟踪研究也有l o 年之久了,无论是对空气涡轮火箭发动机( a t r ) 的跟踪 论证,还是对空气涡轮冲压组合发动机( t j r j ) 的论证,进行了概念研究、关键 技术预研、基础设备改造等多方面的研究,我们几乎与国外同一时期看出一些重 要的技术问题并得出了类似的结论【 ”“。概念研究集中研究了飞行器的气动特性; 载机与推进系统的一体化设计:串、并联布局组合式发动机;混压式进气道与飞 行器前体一体化的研究;单膨胀斜面喷管与飞行器后体一体化的研究。确定了水 平起降、二级入轨天地往返运输系统的任务和载机与轨道器的总参数。确定了吸 气式组合发动机的主选方案。由于投入的经费、研究力量均有限,仅仅在跟踪国 外技术发展、总体论证等方面进行了一些工作。从目前的研究情况看,我们国家 在t b c c 的研究方面与国外差距相差很大。 以上各国对推进系统的研究中,都把目标集中在涡轮一冲压组合式发动机上, 而且意识到,由于高超音速飞行器工作的复杂性,对布局非常敏感,因此对这类 飞行器需进行一体化设计,即进气道、发动机、喷管和机身必须是匹配的,以降 低机场噪声和复杂飞行器的阻力。 1 2 研究目的及意义 从国外的发展情况看到,空天飞行器的较经济的发射以及跨大气飞行器的军 事潜在用途,促使国外对各种吸气式发动机进行了广泛的研究。上面已经提道, 虽然在“八五”、“九五”期间,我们国家也开展了涡轮基组合循环发动机的技术研 究,但研究的水平仅仅限于从总体论证的层面展开,对涡轮基组合循环发动机工 作的机理、宽广的飞行包线内涡轮和冲压发动机气动热力循环参数的最优匹配、 最优控制规律、影响涡轮冲压组合发动机工作匹配性和工作模式转换的关键参 数和限制条件等问题缺乏深入的研究,在高速飞行器涡轮基组合循环发动机一 体化设计方面开展的研究工作还不深入,试验方面的研究还属空白。而对这些问 题进行深入的研究必须依赖于先进的研究手段。本研究的目的就是根据国家8 6 3 计划关于发展天地往返运输系统的要求,采用理论分析、数值计算方法开展高速 飞行器前体进气道、高速飞行器后体喷管一体化数值研究,分析不同飞行条件 下进气道的溢流阻力、旁路阻力、附面层抽吸阻力、进气道特性和喷管后体阻力、 附仰力矩等对涡轮基组合循环发动机性能的影响。虽然开展涡轮基组合循环发动 第一章绪论 机技术研究的最终目的是为高速天地往返运输系统服务,但是鉴于目前不具备类 似美国的开展大型涡轮基组合循环发动机试验研究的条件,应以小型涡轮发动机 和亚燃冲压发动机为基础,设计适用于小型高速导弹用的涡轮基组合循环发动机 试验件,开展小型化的涡轮基组合循环发动机关键技术研究。美国海军研究生院 的g a r t hv h o b s o n 教授领导的课题组就是采用这种方法开展涡轮基组合循环发 动机关键技术研究的。 1 3 研究的主要内容及组织结构 本研究的主要内容是建立了一套包括飞行器前体、进气道、涡扇和冲压组合 式发动机、喷管飞行器后体的一体化计算软件,该软件的主要内容包括以下几部 分: 第一章绪论;介绍了国外、国内在涡轮基组合循环发动机领域的研究发展状 况。 第二章涡轮基组合循环发动机性能模拟:介绍了所采用的组合方案;性能一 体化模拟的总框图及流程说明;发动机循环分析及总体参数确定:根据选定的参 数,计算了组合发动机的性能。 第三章高温条件下化学平衡效应的影响;由于空天飞机的高超音速特性,涡 轮风扇发动机主燃烧室、加力燃烧室、喷管和冲压发动机燃烧室、喷管的温度较 高,必须考虑化学平衡效应对高温部件的影响。给出了一种快速、简捷的计算方 法,并计算了考虑化学平衡效应影响的涡轮基组合循环发动机性能。 第四章一体化性能计算中进气道喷管附加阻力计算方法;给出了进气道溢流 阻力:进气道附面层抽吸阻力:进气道旁路系统阻力;进气道辅助进气系统;进 气道一发动机流量匹配:高速飞行器喷管后体阻力。 第五章空天飞机吸气式推进系统一体化力的合成;首先介绍了高度一体化的 飞行器推进系统的气动推进界面的划分方法,以及推进力的合成:然后计算了考 虑进气道和喷管安装影响的推进系统性能。 第六章总结与展望;对前面的内容作一简单小结,介绍了空天飞机未来的研 究方向。 第二章t b c c 发动机性能模拟 第二章t b c c 发动机性能模拟 2 1 吸气式组合发动机动力方案 根据图2 1 表示的各类发动机的比冲和航程性能参数,可以知道,不同的发 动机适应不同的飞行任务,例如,涡轮发动机适用于中低速、长航程飞行器,冲 压发动机适用于高速、短航程飞行器。因此,在空天飞机宽广的飞行范围内,不 可能只用一种空气喷气发动机经济而有效地完成全部大气层中的飞行任务,两种 甚至三种发动机的组合成为必然。就组合形式而言,可以有各种各样的组合,涡 轮发动机和火箭的组合,涡轮发动机和冲压发动机的组合,火箭和冲压发动机的 组合,涡轮发动机、冲压发动机和火箭三者的组合。 s p 图2 - 1 吸气式发动机性能随马赫数的变化 在本研究中选用涡轮风扇和冲压发动机的组合方式,主要是考虑到: 1 、低的飞行 f 数,涡扇发动机具有较好的推力性能和经济性,而当吖数在 2 5 6 0 之间,亚燃冲压发动机则具有良好的性能。飞行m 数大于6 0 之后,采用 超燃冲压发动机,可以取得优越的动力性能。因此采用涡轮冲压组合动力方案是 合适的。 2 、涡轮涡扇发动机和亚燃冲压发动机的发展可利用现有的经验和技术基础, 在技术上的风险小,可靠性较高,研制周期及费用均可减少。 第二章t b c c 发动机性能模拟 3 、组合动力中的冲压发动机有着良好的发展前景,当前可应用成熟的亚燃 冲压发动方案,当超燃技术有了实用上的突破后,可以采用超燃冲压发动机,全 面提高空天飞机的性能。 4 、能够水平起降、重复使用,提高空天飞机的安全可靠程度,减低飞行费 用。 本文所选择的组合式发动机由涡轮风扇发动机和亚燃冲压发动机组成,结构 布局采用并联式布局 3 8 】。 2 2t b c c 发动机总体性能计算流程 结合t b c c 发动机的工作特点,本论文确定了t b c c 发动机总体计算流程, 如图2 - 2 所示。根据计算流程,建议t b c c 发动机的总体计算分析分为以下两步: ( 1 ) t b c c 发动机总体参数的确定 首先从t b c c 发动机设计点计算开始,通过确定设计点的参数,如飞行高度、 飞行马赫数、发动机质量流量、技术水平和几何尺寸等,所要发展研究的t b c c 发动机就确定了。 ( 2 ) 飞行轨迹上非设计点性能分析 完成t b c c 发动机设计点计算分析后,需要计算沿飞行轨迹t b c c 发动机是 否能够满足其它非设计状态下高速飞行器的推力、比冲需要。 为了完成飞行轨迹其它点的t b c c 发动机性能计算分析,首先必须发展涡扇 发动机和冲压发动机的性能计算程序。由于飞行马赫数高,涡扇发动机和冲压发 动机程序都必须包括化学平衡分析程序,考虑涡扇发动机主燃烧室、加力燃烧室、 喷管和冲压发动机燃烧室、喷管中由于高温引起的真实气体效应( 离解和结合效 应) 。其次,考虑到高超音速飞行器高度一体化的特点,还必须发展飞行器前体 预压缩、不同进气道工作方式分隔板打丌关闭,有无溢流或放气、附面层 抽吸、后体阻力、进气畸变等对一体化性能影响的计算模型和软件。将t b c c 发 动机性能计算程序和进气道、喷管特性计算程序结合在一起,完成一体化环境下 t b c c 发动机性能的计算和分析。 第二章t b c c 发动机性能模拟 一匝圈 一确瑟磊面孺 涡扇发动机计算 加力燃烧室【 。喷管 匹配子程序 面r 是 涡扇和冲压发动机同时工作 冲压发动机工作 涡扇发动机计算 l 加盔缝缝室 喷管 i 盐笺型坌盟煎量l 量盎堂皇堂速量 ,、,:。,一 冲压发动机设计参数i j 。擅廷蕉麴扭进篡 确定有效的冲压发动机流量 ! 鱼垄匿缝缝室里剑) _ 有效冲捱流量( 最大进气道流量 :壁些蕉垫塑l 堕笪 :匹配子程序 l 匹配 是 否 丽弓了再虱 准力i 墁 。1 1 。1 。,。一。一一。 ;安装计算 l 丞商 否 曙糯 圈2 - 2 合成程序流程图 8 第二章t b c c 发动机胜能模拟 2 3t b c c 参数的确定和循环分析 2 3 1 发动机设计参数的确定准则 t b c c 发动机设计和几何参数的确定是与飞行任务决定的飞行轨迹上关键点 的性能要求密切相关的。因此,为了能够正确地选择t b c c 发动机的参数来满足 相关的技术需要,首先必须确定飞行器的飞行轨迹。空天飞机一般都是沿等q ( 等 动压) 线飞行,飞行轨迹的确定应该考虑以下几点d g , 3 9 1 : ( 1 ) 飞行轨迹的上限( 最小动压) 取决于载机在巡航或无动力返回时所要求的 最大升阻比: ( 2 ) 飞行轨迹的下限( 最大动压) 取决于载机所能承受的气动力和气动热载荷: ( 3 ) 考虑到音爆的影响,飞行器过渡到超音速飞行的高度应选择在噪音标准所 允许的飞行高度。 ( 4 ) 超音速巡航高度必须选取的尽可能高,以减小对臭氧层的破坏。 一般地,高速飞行器最可能使用的等g 值范围为q = 3 7 3 5 0 k p a 。例如,以 前英国的h o t o l 航天飞机选取的q 值为3 7 3 k p a ,德国的s a e n g e r 选取的q 值为 4 9 k p a 。 在确定了飞行器的飞行轨迹后,应该根掘飞行轨迹关键点上的特殊要求确定 t b c c 发动机的设计参数。 飞行器在整个飞行范围内,净安装推力的平衡是影响发动机设计的主要因素, 因此发动机的设计参数和工作模式的选择首先要保证在飞行轨迹的关键点上飞行 器的安装推力足够大。 在起飞阶段,由于高的起飞重量,高的转速在初始加速段需要高的推力; 另一方面,在起飞和亚音速加速过程中,发动机噪音也是一个敏感的问题。因此, 决定了起飞和亚音速巡航要在不加力状态下完成。 低超音速区,飞行器阻力和安装阻力都很大,但发动机推力很低因此,推 力减阻力合成后的净推力很小,这构成了确定涡轮风扇发动机尺寸的设计准则。 在低高超音速区,即从涡轮风扇发动机到冲压发动机工作模式转变的马赫数 附近。转换马赫数取决于涡轮风扇发动机内部温度以及进气道可能达到的压力恢 复。进气道温度的升高,引起压气机换算转速下降,使涡轮风扇发动机的推力下 降:另一方面,冲压发动机由于燃烧室面积限制了通过冲压发动的流量,其推力 第二章t b c c 发动机性能模拟 也很低。所以,该点决定了冲压加力燃烧室的面积大小。 超音速巡航高度必须选取的尽可能高,以减小对臭氧层的破坏( 在2 0 公里 附近的范围内,臭氧层浓度很大) ,同时由于飞行马赫数越大,相应的热问题越 严重。因此,巡航马赫数应该限制在5 以下,巡航高度不大于3 0 公里。 接近最大马赫数,加速或巡航所需推力决定了进气道捕捉面积。 根据上述的参数选择原则,在本研究中选定: 涡轮风扇发动机设计点h = 1 0 k mm a = 1 2 起飞马赫数0 9 ,涡轮风扇发动机单独工作:马赫数o 9 3 5 ,涡轮风扇发 动机和冲压发动机同时工作;马赫数3 5 抉级马赫数,冲压发动机单独工作。 冲压燃烧室面积和喷管喉部面积在马赫数3 5 时确定。 进气道捕捉面积和最小喷管喉部面积在最大马赫数时确定。 起飞推重比应达0 6 ,其他飞行马赫数不小于o 3 。 2 3 2t b c c 发动机中涡轮发动机性能计算方法 对涡扇发动机来说,其主要设计参数为:涵道比、增压比、涡轮前温度。当 打开加力时,加力温度也是一项主要设计参数。 涵道比的选择应考虑到推力性能、燃料消耗率以及发动机的重量尺寸。低的 涵道比可获得高的单位推力,但其低速条件下的燃料消耗率却不如高涵道比的发 动机:而高的涵道比需较大的发动机重量尺寸。考虑到涡扇发动机在整个飞行范 围内只起加速器的作用,使飞行器达到冲压发动机单独有效工作的飞行速度,在 飞行过程的大部分时间里并不工作。因此,对加速器的动力,即涡扇发动机,重 量和尺寸应尽可能小,而燃料消耗的增大是次要因素。所以应该选择带加力的小 涵道比涡扇发动机作为加速器。 涡轮前温度对加力风扇发动机的单位推力的影响是单调函数关系,随着涡轮 前温度的提高,单位推力增加的效果比较明显,如涡轮前温度从9 0 0 k 提高到 1 6 0 0 k ,则单位推力将增加2 5 3 0 倍。在超音飞行条件下,涡轮前温度的增加 不仅可改善单位推力,而且可降低单位燃料消耗率,问题在于涡轮前温度将影响 发动机的寿命和可靠性,随着航空发动机技术的发展,冷却技术和材料工程的进 展,涡轮前温度可控制在1 6 0 0 1 9 0 0 k 范围。 在一定涵道比和涡轮前温度条件下,单位推力与压气机增压比有一最佳关 第二章t b c c 发动机性能模拟 系,随着涡轮前温度的提高,相应于最大单位推力的增压比是增加的。但是选取 高增压比会带来发动机重量的增加,而且当飞行马赫数高时,高增压比涡扇发动 机的推力特性不如低增压比涡扇发动机的推力特性好。因此本研究选取低增压比 的涡扇发动机。 在燃料方面,目前使用的主要有航空煤油和液氢。两种燃料各有优缺点,液 氢燃料热值1 2 0 1 1 7 k j k g 远远高于煤油的热值4 3 2 0 0 k j k g ,因此,液氢燃料比冲 高,但是液氢的密度小于煤油的密度,燃料箱容积大,相应的飞行器升力n 力 ( l d ) 减小,此外,液氢温度零下2 4 0 度,不容易保存。因此,建议采用航空 煤油【4 。 基于以上涡轮发动机的确定原则,参考德国s a n g e r 方案,本研究选择的涡扇 发动机的参数见表2 1 。 表2 - 1 涡轮风扇发动机设计参数 发动机涡扇发动机 设计点( d p ) m = i 2 a i tr u d e = 1 0 k i n 净推力( d p )f n1 8 3 k n 地面起飞推力f n 2 2 5 k n 涵道比( d p ) ho 1 5 增压比风扇( d p ) 4 ( 3 一s t a g e ) 压气机( d p ) ,r c o m w 琶 3 ( 5 - s t a g e ) 最大压气机出口温度 瓦。 1 0 0 0 k 最大涡轮进口温度 毛 1 8 0 0 k 高压涡轮 l s t a g e 低压涡轮 l s t a g e 转换马赫数3 5 进气道捕捉面积如 3 4 2 ,”2 燃料( 热值)j p 4 4 3 2 0 0 k j k g 计算过程可以采用一维、稳态的方法分析涡扇发动机循环,循环过程应包括 化学平衡影响的考虑,发展的模型和软件应该适用于碳氢燃料和氢燃料。涡扇发 动机循环的更详细计算过程可参考文献【4 ”,化学平衡效应的分析在以后的章节详 细介绍。 涡轮发动机稳态是指发动机的转子转速、涡轮前后的燃气温度、耗油量以及 第二章t b c c 发动机性能模拟 其它一些参数等不随时间而变化的状态。发动机稳态工作状态包括:全加力状态、 最小加力状态、最大状态、最大连续状态、巡航状态以及慢车状态。发动机的稳 态性能计算包括设计点计算和非设计点性能计算。设计点性能计算是指依据飞行 轨迹上的关键点和一组发动机热力循环参数,从头到尾地进行发动机各个截面的 性能参数计算。非设计点性能计算是建立在各部件特性图的基础上,即计算前必 须准备好以下的部件特性图:风扇、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、 加力燃烧室和尾喷管。无论是设计点性能计算还是非设计点性能计算,都必须遵 守最基本的物理规律,即流量连续方程、功率平衡方程及能量守恒方程。 稳态的功率平衡方程是指:高低压涡轮输出的功率必须等于风扇、高压压气 机或其它负载吸收的功率。方程写为: 啡a h ,= 畋a h 。+ 汩l ( 2 1 ) 稳态的流量连续方程描述的是:流进发动机某部件的流量等于流出该部件的 流量。方程写为: ,y 二= ,吃( 2 - 2 ) 稳态的能量方程描述的是:流出发动机某部件的总能量等于流出该部件的能 量加上该部件对燃气作的功或加的热量。方程写为: 睨,知。= 玎么 自( 2 - 3 ) 发动机稳态性能计算要通过寻找一组独立变量,建立由独立变量确定的共同 工作方程组,经过一系列迭代计算收敛后,得到涡轮发动机气动性能和备截面气 动参数。 以尾喷管面积不可调节的双转子涡扇发动机为例,非线性方程组的求解过程 就是,首先选定6 个独立变量,同时可以找出6 个共同工作方程,这6 个共同工 作方程完全是由6 个独立变量确定,这就构成了一个封闭的非线性方程组,当选 定的6 个独立变量使得6 个共同工作方程达到平衡时,就意味着发动机非设计点 性能计算任务完成。如果独立变量用来表示,非独立变量用e 表示,则部件 匹配方程可写为: e ( v j ) = 0f = l 2 ,n :j 2 1 2 ,1 3 ( 2 - 4 ) 这是一组非线性方程,用来求解这些方程的传统方法是牛顿一拉姆森法。用这种 1 2 第二章t b c c 发动机性能模拟 方法,认为e 的变化与v 的变化是直接关联的。 用一阶差分方程表示为: a e = m a v ( 2 5 ) 这里e 和a v 是n 维向量,表示e 和y 从某一参考状况开始的变化量。m 是e 关于v 的偏微分方程的n 阶方阵: m e = 瓦a e , ( 2 - 6 ) 矩阵m 通过计算参考状况和n 个独立波动的状况而得到,也就是说只有第j 个 变量e 从它的参考状况变动,其它的的变量保持不变。因此,对于第j 个状况就 有: a e 丐i i 2 1 厶,n( 2 - 7 ) 一旦矩阵m 。知道,参考状况可由下式改进: v = 一m 。1 e ( 2 - 8 ) 如果方程系统是线性的,这个过程在一次迭代中就收敛。实际上,在这个方 程系统中,非线性方程组收敛很快。在这种情况下,新的变量e 和变量y 被取作 参考值,一个新的矩阵就随之产生。如果系统不是特别地非线性,而且y 开始时 的初值取得恰当,则经过几次迭代后就可达到收敛。 图2 - 3 涵道比沿飞行轨迹的变化图2 4 发动机各截面温度沿飞行轨迹的变化 v鲁山丁睁箜叫邑基西卜 第二章t b c c 发动机性能模拟 图2 - 5 推力沿飞行轨迹的变化图2 - 6 燃料消耗率沿飞行轨迹的变化 根据表中的参数,在马赫数o 3 5 时,计算了涡扇发动机的性能参数。图 2 3 表示了涵道比随马赫数的变化,在设计点,涵道比为0 1 5 ,马赫数3 5 时,涵 道比增大到0 2 7 ;图2 4 表示了各部件出口温度的变化,在转换马赫数时,压气 机出口温度达到9 6 0 k ,这也是发动机工作的一个限制条件;图2 5 表示了未安装 的发动机推力沿飞行轨迹的变化,在跨音速范围,推力很低。图2 6 表示了燃料 消耗率沿飞行轨迹的变化。 z 3 3t b c c 发动机中冲压发动机性能计算方法 在本文研究中,空天飞机的换级马赫数为6 5 ,由图2 1 可知,采用亚音速燃 烧方式的冲压发动机完全可以满足任务需要。本文确定的冲压发动机参数见表 2 2 。 表2 - 2 冲压发动机设计参数 发动机冲压发动机 转换马赫数 3 5 换级马赫数6 5 燃烧方式s u b s o n i c c o m f b u s t l o n 燃烧室进口 0 4 最大马赫数限制 燃烧室进口面积 o 4 5 a c 进气道捕捉面积 a c3 4 2 m o 燃料( 热值) l i q u i dh y d r o g e n1 2 0 1 6 7 k j k g 第二章t b c c 发动机性能模拟 在这些参数中,燃烧室面积是比较关键的参数,如果燃烧室进口马赫数选得 小,在宽广的飞行范围内,燃烧室进口面积很大,增大了发动机的迎风面积,增 加了推进系统的重量:反之如果进口马赫数大,燃烧室面积小,在出口容易出现 堵塞现象,限制了发动机的流量,或减小了发动机的当量比,造成推力的减小。 采用一维热动力分析的方法分析冲压发动机循环,循环过程包括了化学平衡 影响的考虑,程序自动计算了燃烧室动量损失,采用液氢燃料,燃烧室面积和燃 烧效率为常数,燃烧室进口前燃料温度可以是不同的值。一般步骤如下: 1 、自由流参数计算 利用飞行高度h ,根据国际标准大气表查得大气压力和温度昂, 当高度小于1 1 公里时 = 2 8 8 0 0 0 6 5 h 舻s :s 卜矧 。9 当高度大于1 1 公里时,进入同温层( 1 1 2 4 公里) = 2 1 6 5 k 驴2 “x 1 0 4 等( 2 - 1 0 ) c h = _ kh r t h 2 、进气道出口参数计算 进气道出口气流参数计算可以按照激波理论进行计算,以三波系外压式进气 道为例说明,气流进入三波系外压式进气道,经过两道斜激波,一道正激波。出 口马赫数、总压、静参数的计算方法公式为: ( 1 ) 斜激波角度计算公式 根据来流马赫数m a 和气流转折角占计算激波角的计算公式为: 妒陌乒m ;s i n 可s f l - 1 币 p 2( 七+ 1 ) m ? s i n 2 p i2 + ( 七一1 ) m :s i n 2 尸 ( 2 - 1 1 ) ( 2 1 2 ) 第二章t b c c 发动机性能模拟 p _ _ l 2 = 2 + k m 。z p k1s i n 2 一丝kq - 1 ( 2 - 1 3 ) l + 、 丞:兰掣掣筮! :1 3 口 正坐监膨? s i 。z 声 、 峥翥杀+ 蒜k - l m ;一s i n z p + l 浯 删2 藉+ 茹 口15 ) ( 露+ 1 ) 肘;s i n 2 1 鬲 垂:_12+(k-1)m?sinz f l j ( 2 - 1 6 ) n 焉2 km z 咖2 一等 西 3 、隔离段出口参数计算 设抵盯= 吣,其中,既,= 肌。为扩压段进口换算流 h 4 = h 3 + ,慨e 。一h ;+ h 3 ) ( 2 1 9 ) 第二章t b c
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