第３０卷第３期 ２ ０ １ ３年６月 沈阳航空航天大学学报 Ｊｏｕｒｎａｌ ｏｆ Ｓｈｅｎｙａｎｇ Ａｅｒｏｓｐａｃｅ Ｕｎｉｖｅｒｓｉｔｙ ＶＯ１．３０ ＮＯ．３ Ｊｕｎ．２ ０ １ ３ 文章编号：２０９５—１２４８（２０１３）０３—００１０—０４ 基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究 陈仲光，张志舒，梁彩云，曲 山 （中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳１１００１５） 摘要：基于现有发动机进行新技术方案验证研究是一种快速探索关键技术的途径。主要研究了一 种基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路。提出了将高压压气机第１级修改作为核 心机驱动风扇级（ＣＤＦＳ），增加选择阀门、前可变面积涵道引射器、后可变面积涵道引射器的总体 结构改进方案。描述了该变循环发动机的工作原理，确定了总体性能初步方案，进行了变循环发 动机的数值模拟以预估性能收益。计算表明：超声速巡航采用单涵模式，可使推力提高５％一８％； 亚声速巡航采用双涵模式，对降低耗油率不明显，但可使发动机进口空气流量增加５％，从而减小 进气道溢流阻力以提高发动机的安装性能。 关键词：常规涡扇发动机；变循环发动机；数值模拟；超声速巡航；亚声速巡航 中图分类号：Ｖ２３５．１３ 文献标志码：Ａ ｄｏｉ：１０．３９６９）￣ｊ．ｉｓｓｎ．２０９５—１２４８．２０１３．０３．００３ Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ ｔｈｅ ｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ｖａｒｉａｂｌｅ ｃｙｃｌｅ ｅｎｇｉｎｅｓ ｆｒｏｍ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅｓ ＣＨＥＮ Ｚｈｏｎｇ—ｇｕａｎｇ，ＺＨＡＮＧ Ｚｈｉ—ｓｈｕ，ＬＩＡＮＧ Ｃａｉ—ｙｕｎ，ＱＵ Ｓｈａｎ （ＡＶＩＣ Ｓｈｅｎｙａｎｇ Ｅｎｇｉｎｅ Ｄｅｓｉｇｎ ａｎｄ Ｒｅｓｅａｒｃｈ Ｉｎｓｔｉｔｕｔｅ，Ｓｈｅｎｙａｎｇ １ １００１５） Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ａ ｎｅｗ ｔｅｓｔｉｎｇ ｒｅｓｅａｒｃｈ ｏｎ ａｎ ｅｘｉｓｔｉｎｇ ｅｎｇｉｎｅ ｐｒｏｖｉｄｅｓ ａｎ ｅｆｉｃｉｅｎｔ ｗａｙ ｔｏ ｅｘｐｌｏｒｅ ｃｒｆｉｔｉｃａｌ ｅｎｇｉｎｅ ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ．Ａ ｎｅｗ ｍｅｔｈｏｄ ｉｓ ｐｒｏｐｏｓｅｄ ｔｏ ｄｅｖｅｌｏｐ ＶＣＥ（ｖａｒｉａｂｌｅ ｃｙｃｌｅ ｅｎｇｉｎｅ）ｆｒｏｍ ａ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｇａｓ ｔｕｒ－ ｂｉｎｅ（ｔｕｒｂｏｆａｎ）ｅｎｇｉｎｅ．Ｔｈｉｓ ｐａｐｅｒ ａｌｓｏ ｐｒｅｓｅｎｔｓ ａ ｃｏｎｆｉｇｕｒａｔｉｏｎ ｐｒｏｍｏｔｉｏｎ ｐｒｏｊｅｃｔ ｗｉｔｈ ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ ｏｆ ｓｅ－ ｌｅｃｔｏｒ ｖａｌｖｅ，ａｎｄ ｐｕｔｓ ｆｏｒｗａｒｄ ＶＡＢＩ（ｖａｒｉａｂｌｅ ａｒｅａ ｂｙｐａｓｓ ｉｎｊｅｃｔｏｒ）ａｎｄ ｒｅａｒ ＶＡＢＩ．Ｔｈｅ ｆｉｒｓｔ ｓｔａｇｅ ｏｆ ｈｉｇｈ ｐｒｅｓｓｕｒｅ ｃｏｍｐｒｅｓｓｏｒ ｉｓ ｃｈａｎｇｅｄ ｔｏ ａ ＣＤＦＳ（ｃｏｒｅ—ｄｒｉｖｅｎ ｆａｎ ｓｔａｇｅ）．Ｔｈｅ ｗｏｒｋｉｎｇ ｐｒｉｎｃｉｐｌｅ ｏｆ ｔｈｅ ＶＣＥ ｉｓ ｓｔａｔｅｄ．Ｂａｓｅｄ ｏｎ ｔｈｅ ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｌｅｖｅｌ ｏｆ ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅ，ａ ｐｒｉｍａｒｙ ｏｖｅｒａｌｌ ｐｅｒ－ ｆｏｒｍａｎｃｅ ｐｒｏｊｅｃｔ ｉｓ ｃａｒｒｉｅｄ ｏｕｔ ａｎｄ ａ ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｎ ＶＣＥ ｉｓ ｃｏｎｄｕｃｔｅｄ．Ｔｈｅ ｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ ｒｅｓｕｌｔｓ ｓｈｏｗ ｔｈａｔ ｔｈｅ ｔｈｒｕｓｔ ｃａｎ ｂｅ ｉｎｃｒｅａｓｅｄ ｂｙ ５％ｔｏ ８％ｉｎ ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｃｒｕｉｓｅ ｕｓｉｎｇ ｓｉｎｇｌｅ ｂｙｐａｓｓ ｍｏｄｅ．Ａｌｔｈｏｕｇｈ ｓｐｅｃｉｉｆｃ ｆｕｅｌ ｃｏｎｓｕｍｐｔｉｏｎ（ＳＦＣ）ｃａｎｎｏｔ ｂｅ ｄｅｃｒｅａｓｅｄ ｏｂｖｉｏｕｓｌｙ ｉｎ ｓｕｂｓｏｎｉｃ ｃｒｕｉｓｅ ｕｓｉｎｇ ｄｏｕｂｌｅ ｂｙｐａｓｓ ｍｏｄｅ．ｔｈｅ ｅｎｇｉｎｅ ｉｎｌｅｔ ａｉｒ ｆｌｕｘ ｃａｎ ｂｅ ｉｎｃｒｅａｓｅｄ ｂｙ ５％，ＳＯ ｔｈｅ ｓｐｉｌｌｏｖｅｒ ｉｓ ｒｅｄｕｃｅｄ ａｎｄ ｉｎｓｔａｌｌｅｄ ｐｅｒｆｏｒｍａｎｃｅ ｏｆ ｔｈｅ ｅｎｇｉｎｅ ｃａｎ ｂｅ ｉｍｐｒｏｖｅｄ． Ｋｅｙ ｗｏｒｄｓ：ｃｏｎｖｅｎｔｉｏｎａｌ ｔｕｒｂｏｆａｎ ｅｎｇｉｎｅ；ｖａｒｉａｂｌｅ ｃｙｃｌｅ ｅｎｇｉｎｅ；ｎｕｍｅｒｉｃａｌ ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ；ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ ｃｒｕｉｓｅ； ｓｕｂｓｏｎｉｃ ｃｒｕｉｓｅ 随着技术进步和使用要求的提高，高性能航 空发动机必然沿着更高推重比、更宽工作范围、多 用途的技术方向发展，对于超声速飞行和格斗，需 的约束，只在其对应的有限飞行范围内具有好的 性能，不能在全包线范围内兼顾性能需求。而变 循环发动机（Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｃｙｃｌｅ Ｅｎｇｉｎｅ，即ＶＣＥ）通过 要高的单位推力；对于亚声速巡航和待机，需要低 的耗油率。现有涡扇发动机由于受单一循环方式 收稿日期：２０１３—０３—２５ 改变发动机部件的几何形状、尺寸来调节热力循 环参数，使发动机在各种工作条件下都具有最佳 作者简介：陈仲光（１９８１一），男，江西新建人，工程师，主要研究方向：航空发动机总体性能设计，Ｅ—ｍａｉｌ：ｔｒｏｊａｎ６０６＠ｓｏｈｕ．ｃｏｒｎ。 第３期 陈仲光，等：基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究 ｌ１ 的热力循环＿ｌ Ｊ，从而有效解决同时满足亚声速飞 行和超声速飞行要求的固有矛盾，获得整个飞行 包线范围内最佳性能。２０世纪６０年代以来，国 外各大航空发动机公司均在不断地进行变循环发 动机概念和方案设计，先后提出了可变抽吸特性 压气机（ＶＡＰＣＯＭ）、涡喷／涡扇复合循环、涡喷接 力循环式发动机（ＴＡＣＥ）、串／并连模式变循环概 念、三轴可调涵道比变循环概念（ＭＯＢＹ）等。美 国ＧＥ公司提出了三涵道（双外涵）变循环概念， 并在之后发展的Ｆ１２０发动机（推重比１０一级） 采用了这种变循环概念，Ｆ１２０发动机是世界上第一 台经过飞行试验的（双外涵）变循环发动机 Ｊ。 我国开展变循环发动机的技术验证，一种切 实可行的方案就是在现有常规涡扇发动机的基础 上，经过针对性的修改设计，发展为变循环发动 机 Ｊ。这样既充分利用了已有资源，也有利于减 小风险、缩短周期。本文主要研究一种基于常规 涡扇发动机发展变循环发动机的设计思路，提出 总体结构改进方案和总体性能方案，并进行变循 环发动机的数值模拟以预估性能收益。 １ 常规涡扇发动机发展变循环发动 机方案 与常规涡扇发动机相比，变循环发动机增加 了工作模式、调节变量及一个压缩部件。以某型 军用涡扇发动机（如图１所示）作为基准涡扇发 动机，提出发展双外涵变循环发动机方案，结构形 式如图２所示。 图１ 常规涡扇发动机示意图 选择阀门前ＶＡＢＩ 后ＶＡＢＩ 图２双外涵变循环发动机示意图 基准涡扇发动机为混合加力式小涵道比双轴 涡轮风扇发动机，其中风扇进口导向叶片和高压 压气机进口导向叶片及第一、二级静子叶片可调。 主要结构改进方案为： １）高压压气机第１级修改作为核心机驱动 风扇级（ＣＤＦＳ），相应的高压压气机减少一级，以 保证高压涡轮驱动的增压部件与原涡扇发动机基 本相似，高压涡轮不用做大的改动。 ２）低压涡轮修改设计为导向器面积可调的 低压涡轮，以满足低压涡轮流通和做功能力的调 节要求。 ３）增加选择阀门、前涵道引射器（前ＶＡＢＩ） 和后涵道引射器（后ＶＡＢＩ），以实现发动机循环 方式变化的调节。 ４）其他部件／系统要根据变循环的匹配需求 进行适应性改进。 发动机结构方案说明及工作原理： 风扇导叶可调，由低压涡轮驱动。ＣＤＦＳ导 叶可以进行大角度调节，由高压涡轮驱动。在 ＣＤＦＳ和高压压气机之间有一个核心涵道，该涵 道后有可变面积的涵道引射器（前ＶＡＢＩ），前外 涵和核心涵道的气流在此掺混后通过后涵道流向 可变面积的后涵道引射器（后ＶＡＢＩ），再与低压 涡轮后的核心气流掺混，进入加力燃烧室。导向 器可调的低压涡轮，可以调节高、低压涡轮之间的 功分配以使发动机在两种模式下工作时都能得到 最佳的转速匹配。后ＶＡＢＩ可以用于调节发动机 总涵道比和风扇工作点 。 发动机工作模式： １）单外涵模式：选择阀门关闭，前风扇出口 的所有气体都将经过ＣＤＦＳ，ＣＤＦＳ的导叶开到最 大来保证足够的流通能力 Ｊ，气体大部分通过核 心机，小部分气体通过核心涵道流到后ＶＡＢＩ，在 后ＶＡＢＩ的下游与核心气流混合。低压涡轮导向 器开到最大，保证核心机满足ＣＤＦＳ增加功的需 求。前ＶＡＢＩ开大，后ＶＡＢＩ和喷管喉道面积被 设置为适当的大小来保持所需的涵道比和背压， 以给加速或超音巡航状态提供高的单位推力。 ２）双外涵模式：选择阀门打开，ＣＤＦＳ的导叶 关小来减小核心机空气流量，增大总涵道比。前 ＶＡＢＩ被调节到适当的位置来保证内外涵道的静 压平衡。低压涡轮导向器关小来减轻核心机的负 荷，增大低压转子的负荷。后ＶＡＢＩ和喷管喉道 面积被设置为适当的大小来保持所需的涵道比和 风扇背压，以给亚音巡航状态提供较小的耗油率。 ２变循环发动机总体性能数值模拟 为评估发展变循环发动机之后带来的性能收 益，进行了总体性能数值模拟。选取变循环发动 机的设计点为双外涵模式 引，为保证发动机主要 １２ 沈阳航空航天大学学报 第３０卷 部件不做大的改动，其热力循环参数、总涵道比和 冷气量与基准涡扇发动机相同 Ｊ。通过数值模 拟，主要选取超声速巡航和亚声速巡航两种典型 工作状态计算发动机性能，超声速巡航时发动机 在单外涵模式下工作，亚声速巡航时发动机在双 外涵模式下工作，不同工作模式下的几何调节参 数与设计点的对比见表１。 表１变循环发动机几何调节参数对比 脚调节参数 （￣Ｓ ｔｉｔ塞 ）（ ）（ ２．１超声速巡航性能对比 超声速巡航需要高的单位推力，因此采用单 外涵模式¨ 。计算时保持低压转速的控制规律 与基准涡扇发动机的低压转速一致，通过调节几 何可调参数，在保证压缩部件稳定裕度的条件下 尽量保持高压涡轮前温度也与基准涡扇发动机一 致。模拟计算了高度为１ｌｋｍ、马赫数为１．１— １．６的发动机主要性能参数，计算结果（相对于设 计点参数的比值，无量纲化）与基准涡扇发动机 的对比见图３一图６。 从图３～图６可看出，变循环发动机在单涵 模式下的涵道比减小、单位推力增加，在保持发动 机进口流量和涡轮前温度不变的前提下，推力比 常规涡扇发动机增加了５％～８％，耗油率增加了 ２％一３％，高压转速相对下降０．６％～０．７％。另 外，由于ＣＤＦＳ所需功的增大，高压涡轮膨胀比相 对于基准涡扇发动机增加了约１０％，导致涡轮效 马赫数 图３超声速巡航涵道比比较 马赫数 图４超声速巡航推力比较 马赫数 图５超声速巡航耗油率比较 低压转速 图６超声速巡航转速比较 率下降约１％。由此说明，在保证不增加发动机 转速和热负荷的条件下，采用变循环发动机可以 使超声速巡航的推力得到明显提高，以获得更好 的加速飞行。 ２．２亚声速巡航性能对比 亚声速巡航需要高的经济性，因此采用双外 涵模式以尽量降低耗油率Ｌ】 。计算时保持推力 与基准涡扇发动机相同，通过调节几何可调参数， 在保证压缩部件稳定裕度的条件下尽量选取低的 耗油率。模拟计算了高度１１ ｋｍ、马赫数０．８、低 压换算转速０．７—０．９５的发动机主要性能参数， 计算结果（相对于设计点参数的比值，无量纲化） 与基准涡扇发动机的对比如图７～图９所示。 第３期 陈仲光，等：基于常规涡扇发动机发展变循环发动机的研究 １３ 图７亚声速巡航总涵道比比较 图８亚声速巡航耗油率比较 图９亚声速巡航进口空气流量比较 图７一图８显示，在保持巡航推力相等的条 件下，虽然双涵工作模式使涵道比明显增加，但耗 油率只减少了约１％。另外，ＣＤＦＳ很难匹配至效 率高点，还需要进一步研究ＣＤＦＳ的优化设计和 几何调整规律；低压涡轮膨胀比相对于基准涡扇 发动机增加了约１０％导致其效率下降约１％，这 些也都影响了耗油率的改善。但计算结果也说明 常规涡扇发动机的巡航耗油率已经达到较低值， 想在已有混排涡扇发动机基础上通过采用变循环 方式增加涵道比以求进一步降低耗油率的空间较 有限。图９显示，在推力相同的情况下，发动机进 口空气流量增加了约５％，说明采用变循环方式 可扩展流量，这能够有效减小进气道溢流阻力，显 著地提高发动机在亚音巡航状态的安装推力。而 且如果计算不计较耗油率的微量增加的话，可通 过调节几何变量进一步增加低转速的流量，从而 始终保持亚声速巡航状态有比较好安装性能。因 此，相对于常规涡扇发动机，发展为变循环发动机 后也可改善亚声速巡航性能。 根据上述计算结果，变循环发动机的高低压 涡轮膨胀比在不同的工作模式下变化较大，ＣＤＦＳ 的流量变化范围也较宽，若采用现有部件且要保 持高的效率很难实现。变循环发动机各几何可调 参数随发动机工作条件的变化也很敏感，需特别 注意控制规律的优化。 ３结论 以现有的常规涡扇发动机为基础开展变循环 概念技术验证，对于掌握关键技术、降低研制风险 具有重要作用。本文提出了基于常规涡扇发动机 发展变循环发动机的一种初步方案，对工作机理 进行了简要说明，并开展了总体性能模拟计算，预 估了性能收益。 计算结果显示，常规涡扇发动机发展为变循 环发动机后，在空中超声速巡航时推力可以明显 增加，在亚声速巡航时虽然耗油率降低不明显但 可以增加节流状态的空气流量从而提高发动机的 安装性能。 参考文献（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ）： ［１］Ｂｒａｚｉｅｒ Ｍｉｃｈａｅｌ Ｅ，Ｐａｕｌｓｏｎ Ｒａｎｄｙ Ｅ．Ｖａｒｉａｂｌｅ ｃｙｃｌｅ ｅｎｇｉｎｅ ｃｏｎｃｅｐｔ［Ｃ］．ＧＥ，ＩＳＡＢＥ ９３—７０６５． ［２］李杰．自适应多用途发动机与变循环发动机［Ｊ］．航 空制造技术，２０１１，２１：３８—４１． ［３］Ｉｔａｈａｒａ Ｈ，Ｎａｋａｔａ Ｙ，Ｔｉｍｕｒａ Ｔ，ｅｔ ａ１．Ｒｅｓｅａｒｃｈ ｎａｄ ｄｅ． ｖｅｌｏｐｍｅｎｔ ｏｆ ＨＹＰＲ９０一Ｔ ｖａｒｉａｂｌｅ ｃｙｃｌｅ ｔｕｒｂｏ ｅｎｇｉｎｅ ｆｏｒ ＨＳＴ［Ｃ］．ＩＳＡＢＥ ９７—７０１３． 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