基于冷气预冷技术的高马赫数...轮发动机建模方法及循环分析_姚尧.pdf

文章编号：1000-8055（2023）06-1378-13doi：10.13224/ki.jasp.20220505基于冷气预冷技术的高马赫数涡轮发动机建模方法及循环分析姚尧1，王占学1，张晓博1，桂丰2（1.西北工业大学动力与能源学院陕西省航空发动机内流动力学重点实验室，西安710129；2.中国航发四川燃气涡轮研究院，成都610500）摘要：针对高马赫数涡轮发动机的涡轮部件热防护问题，以基于冷气预冷（CCA）技术的变循环涡扇（VCTF）发动机为例，建立燃油的热物性库，换热器、涡轮叶片冷却以及改进燃烧室的计算模型，发展 VCTF发动机的设计点迭代计算模型，分析 CCA 技术对 VCTF 发动机循环性能的影响。结果表明：CCA 技术能够在相同涡轮材料耐温的水平下进一步增大发动机净推力，但是耐高温涡轮叶片材料的应用仍是提升发动机的性能的关键。对于未采用耐高温涡轮叶片材料的低压涡轮（LPT），其导向器和转子的冷气量随着高压涡轮（HPT）材料耐温的水平提高而增大；采用 CCA 技术后，低压涡轮导向器的冷气量减少，但是未采用预冷引气的低压涡轮转子的冷气量进一步增大，耐高温涡轮叶片材料的应用能够明显降低这一不利影响。关键词：高马赫数涡轮发动机；冷气预冷（CCA）技术；建模方法；设计点迭代；循环性能中图分类号：V236文献标志码：AModelingmethodandcycleanalysisofhigh-speedgasturbineenginewithCCAtechnologyYAOYao1，WANGZhanxue1，ZHANGXiaobo1，GUIFeng2（1.ShaanxiKeyLaboratoryofInternalAerodynamicsinAero-Engine，SchoolofPowerandEnergy，NorthwesternPolytechnicalUniversity，Xian710129，China；2.SichuanGasTurbineEstablishment，AeroEngineCorporationofChina，Chengdu610500，China）Abstract:Forthethermalprotectionofturbinecomponentsofhigh-speedgasturbineengines，avariable cycle turbofan(VCTF)engine with cooled cooling air(CCA)technology was taken as anexample.Thelibraryoffuelthermalphysicalproperty，andthesimulationmodeloftheheatexchanger，theturbinebladecooling，andthecombustionchamberwithfueltemperaturechangewereestablished.Theiteration simulation model of design point for the high-speed VCTF engine was developed，and theinfluence on the thermodynamic cycle performance of the VCTF engine with CCA technology wasanalyzed.Resultsshowedthatatthesameturbinetemperaturelimitslevel，theCCAtechnologycanfurtherincreasethethrustofthehigh-speedgasturbineengine.However，theapplicationofhigh-temperatureresistantmaterialintoturbinebladeswasstillthekeytoimprovingtheperformanceofthehigh-speedgasturbineengine.Forthelow-pressureturbine(LPT)withouthigh-temperatureresistantmaterial，therelativecoolingairbleedsoftheLPTstatorandrotorincreasedwiththeincreaseofhigh-pressureturbine(HPT)temperaturelimitslevel;aftertheCCAtechnologywasadopted，therelativecoolingairbleedoftheLPT收稿日期：2022-07-13基金项目：国家自然科学基金（52076180）；国家科技重大专项（2017-0001-0001）作者简介：姚尧（1994），男，博士生，研究领域为航空发动机总体性能仿真与设计。通信作者：张晓博（1982），男，副教授，博士，研究领域为航空发动机总体性能仿真与设计。E-mail：引用格式：姚尧,王占学,张晓博,等.基于冷气预冷技术的高马赫数涡轮发动机建模方法及循环分析J.航空动力学报,2023,38（6）：1378-1390.YAOYao,WANGZhanxue,ZHANGXiaobo,etal.Modelingmethodandcycleanalysisofhigh-speedgasturbineenginewithCCAtechnologyJ.JournalofAerospacePower,2023,38（6）：1378-1390.第38卷第6期航空动力学报Vol.38No.62023年6月JournalofAerospacePowerJune2023statordecreased，andthatoftheLPTrotorwithoutcooledcoolingairfurtherincreased.Applyinghigh-temperatureresistantmaterialintoLPTcanreducethisadverseeffect.Keywords:high-speedgasturbineengine；cooledcoolingair(CCA)technology；modelingmethod；designpointiteration；cycleperformance涡轮基组合循环（turbine-basedcombined-cycle,TBCC）发动机是未来高超声速巡航飞行器、双级入轨第一级可重复使用助推装置的理想动力。其中，涡轮级的工作马赫数上限需要提高至 4.0 以上1，涡轮级可使用的发动机类型包括涡喷发动机、涡扇发动机及串联式 TBCC 发动机等。高马赫数飞行的一个显著问题是发动机来流总温升高而导致的部件热防护要求提高。高马赫数涡轮发动机需要在高温条件下工作并承受内部高温燃气的持续气动加热2，如何进行包括高马赫数涡轮发动机在内的 TBCC 发动机的热端部件的有效热防护，即热管理系统设计技术，是其实现工程应用的一项关键技术3。为解决这一问题，国外针对 TBCC 发动机开展了相应的热管理系统方案研究，而国内公开文献中相关研究较为匮乏，并且主要针对超燃冲压发动机。在 1968 年，美国国家航空航天局（NASA）刘易斯研究中心4对飞行马赫数 Ma=3.0 的涡轮发动机开展了涡轮叶片的冷却方案研究，包括利用风扇外涵空气、冲压空气或燃油经换热器对压气机出口的引气预冷，以及燃油直接冷却涡轮叶片等方式。研究表明，压气机出口的引气预冷能够显著降低引气量和涡轮叶片温度。在 1992 年，美国通用电气航空发动机（GEAE）公司针对 Ma=4.06.0 的串联式 TBCC 发动机，提出了采用预冷的冲压空气、燃油直接冷却喷管部件以及闭式布雷顿冷却循环等多种综合热管理系统方案5。同年，德国 MTU（Motoren-undTurbinen-UnionFrie-drichshafenGmbH）公司开展了最大飞行马赫数为 5.6 的串联式 TBCC 发动机的综合热管理系统方案设计研究6。该方案以液氢燃料为主要热沉，利用空气-液氢换热器为进气道、冲压涵道、涡轮发动机、喷管调节片等部件提供冷却空气。在1995 年，日本在高超声速运输机推进系统研究（hypersonictransportpropulsionsystemresearch，HY-PR）计划下，开展了 Ma=5.0 一级的串联式 TBCC发动机的二元收-扩喷管的冷却方案研究7-8。研究认为，进气道的引气预冷能够有效降低尾喷管热防护的空气流量需求。在 2003 年，针对 Ma=4一级的变循环涡扇冲压组合发动机的热管理系统设计，NASA 格林研究中心认为开展热管理系统部件设计技术验证和发展轻质的管式/壳式换热器是其中需要关注的两个重要方面9。基于上述文献可知，在高马赫数飞行的条件下，采用燃油或者中间冷却介质经换热器对部件引气进行预冷是满足发动机的部件热防护要求的一种有效方式。其中，采用预冷引气对涡轮叶片进行冷却的方式称为冷气预冷（cooledcoolingair,CCA）技术10。CCA技术中可利用的热沉包括：风扇外涵空气、燃油及冲压空气等4。目前，国内外针对 TBCC 发动机及其热管理系统方案的设计与仿真开展了一定研究，以探究其可行性。2004 年，美国埃里森高级开发公司（AADC）使用飞行器综合热管理分析程序（vehicleintegrated thermal management analysis code,VIT-MAC）建立了并联式 TBCC 发动机的加力涡喷发动机、模态转换以及双模态超燃冲压发动机的热管理系统仿真模型11。在 2009 年前后，美国SPIRITECH 公 司（SpiritechAdvancedProductsIn-corporation）开发了 TBCC 发动机的动态仿真工具（highMachtransientenginecyclecode,HiTECC）12，主要用于并联式 TBCC 发动机的总体性能仿真与控制系统设计。而后，SPIRITECH 公司将热管理/燃油系统的仿真模型集成至 HiTECC 中，初步验证了并联式 TBCC 发动机及其热管理/燃油系统仿真模型的稳态和动态参数变化的合理性13。2012 年，中国航发四川燃气涡轮研究院的娄德仓等14基于 FlowMaster 软件开发了 TBCC 发动机热管理系统仿真工具 ThermalM，并以并联式 TB-CC 发动机为例讨论了燃油直接对加力燃烧室、冲压燃烧室及喷管的表面进行冷却的散热效果。2019 年，北京航空航天大学的刘友宏等15同样借助 FlowMaster 软件开展了串联式 TBCC 发动机的燃油系统温度特性仿真研究，分析了不同工作模态下的燃油系统的温度变化规律。综上所述，公开文献中提出了不同的 TBCC发动机的热管理系统方案，初步分析了热沉利用、热端部件热防护方式、热管理系统仿真建模等技第6期姚尧等：基于冷气预冷技术的高马赫数涡轮发动机建模方法及循环分析1379术问题，国内针对 TBCC 发动机及其热管理系统的仿真建模技术相关研究较为单薄。基于此考虑，本文以 CCA 技术对高马赫涡轮发动机的总体性能与涡轮部件冷却的影响为例，介绍基于 CCA 技术的变循环涡扇发动机构型，建立燃油的热物性库，换热器和涡轮叶片冷却的计算模型，及改进燃烧室计算方法，发展变循环涡扇发动机的设计点迭代计算模型，分析采用和不采用 CCA 技术对变循环涡扇发动机的设计点循环性能的影响差异。1基于 CCA 技术的高马赫数涡轮发动机构型及建模方法1.1基于 CCA 技术的高马赫数涡轮发动机构型图 1 给出了采用 CCA 技术的变循环涡扇（VC-TF）发动机的构型示意图和部件各截面编号。发动机的基本结构和部件的引气位置均来源于变循环涡扇发动机（HYPR90-T）16，其主要部件包括 2级风