Open Access
Issue
JNWPU
Volume 42, Number 1, February 2024
Page(s) 149 - 156
DOI https://doi.org/10.1051/jnwpu/20244210149
Published online 29 March 2024

© 2024 Journal of Northwestern Polytechnical University. All rights reserved.

Licence Creative CommonsThis is an Open Access article distributed under the terms of the Creative Commons Attribution License (https://creativecommons.org/licenses/by/4.0), which permits unrestricted use, distribution, and reproduction in any medium, provided the original work is properly cited.

对于军用涡扇发动机而言,加力燃烧室具有不可或缺的作用。传统加力燃烧室虽然能够大幅提高发动机的推力,但耗油率也极高,开加力时间受到限制。脉冲爆震燃烧具有自增压和熵增低等特点[1-2],用脉冲爆震燃烧替代等压燃烧能够极大提升发动机的性能。由于传统加力燃烧室进口燃气温度较高,易产生燃油自燃现象,不利于爆震波的形成与传播,因此在涡扇发动机外涵加装脉冲爆震燃烧室(pulse detonation combustor, PDC),形成脉冲爆震外涵加力涡扇发动机,有望成为未来加力涡扇发动机的一个重要发展方向。

国内外学者针对脉冲爆震外涵加力涡扇发动机技术方案进行了相关研究。美国Mawid等[3-5]采用数值模拟的方法对比了传统加力涡扇发动机和外涵装有脉冲爆震燃烧室的分排涡扇发动机性能,结果表明当PDC在100 Hz以上频率工作时,脉冲爆震外涵加力涡扇发动机的耗油率可减少50%左右,单位推力可提高1倍以上。Kumar[6]采用推力壁模型对比了设计点巡航状态下,传统加力涡扇发动机与脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机的性能,结果显示脉冲爆震外涵加力涡扇发动机的单位推力可提高11.8%。西北工业大学陈文娟等[7-8]采用热力性能计算方法对比了脉冲爆震外涵加力分排和混排涡扇发动机性能,表明脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机具有更稳定的性能。卢杰等[9]采用等效性能模型计算了脉冲爆震外涵加力分排涡扇发动机性能,结果表明当PDC在60 Hz以上频率工作时,脉冲爆震外涵加力涡扇发动机的总推力可提高一倍。近几年来国内外关于脉冲爆震外涵加力涡扇发动机的研究非常缺乏。综上可知,现有研究基于不同PDC模型对脉冲爆震外涵加力涡扇发动机性能做了初步评估,较少有研究机构系统性分析发动机部件参数等对脉冲爆震外涵加力发动机的PDC特性和整机性能的影响。且现有关于飞行工况对脉冲爆震外涵加力涡扇发动机性能影响的研究存在不足。

本文采用部件法建立了脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机总体性能模型,研究了外涵循环参数和隔离段总压恢复系数对PDC部件特性和整机性能的影响,分析了发动机性能参数对部件参数的敏感性,对比了不同工况下脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机和传统加力涡扇发动机性能,以此对该类型发动机的特点和性能进行评估和分析。

1 性能计算模型

1.1 发动机基本构型及工作过程

外涵带PDC的混排涡扇发动机构型及截面定义如图 1所示,其中:2为风扇进口,22为外涵隔离段进口,26为PDC进口,27为稳压腔进口,28为混合室外涵进口,25为内涵压气机进口,3为燃烧室进口,4为高压涡轮进口,45为低压涡轮进口,5为混合室内涵进口,6为喷管进口,8为喷管喉部,9为喷管出口。该发动机工作过程为:外涵气流经隔离段后分为两部分,一部分气流对爆震室壁面进行冷却,另一部分气流进入爆震室后参与燃烧,2股气流在稳压腔进行掺混,可起到降低爆震波压力脉动的作用。并且可通过调节进入PDC的空气流量来调节PDC工作频率和控制外涵加力温度。内涵工作过程与传统发动机相同。内外涵气流在混合室中掺混后进入尾喷管后膨胀。

thumbnail 图1

脉冲爆震外涵加力涡扇发动机构型图

1.2 PDC性能计算模型

假设隔离段上游气流为准稳态流动,并且隔离段可有效隔离爆震燃烧产生的反传压力波,在计算时仅考虑隔离段产生的总压损失。性能计算时可近似认为总压损失是一道激波损失,其总压恢复系数σλ由(1)式计算

式中: Ae为隔离段喉道面积; Ain为爆震室进口面积;Main为爆震室填充马赫数;q(Ma)为流量函数。

风扇后总温、总压分别为Tt,22, pt,22, PDC入口总温Tt,26、总压pt,26分别为

进入PDC的空气流量wa,PDC与PDC工作频率freq存在相互匹配关系。定义参与爆震燃烧的空气流量与外涵总流量wa,22之比为Bm

式中: ρ26为PDC进口密度; Rair为气体常数; γ26为PDC进口比热容比; VPDC为PDC体积。

结合Endo等[10-11]的一维直管PDC解析模型和卢杰[12]的PDC等效性能模型, 计算得到一个循环tcycle内随时间周期性变化的爆震室出口总温Tt,out(t)、总压pt,out(t)和流量m(t)。采用目前主流研究认可的质量平均法[13]获得PDC出口等效总压pt,27和等效总温Tt,27

稳压腔内高温高压燃气和冷却气掺混为绝热过程, 稳压腔总压恢复系数为σm, PDC出口总温Tt,28、出口总压pt,28和增压比πPDC

1.3 发动机性能计算模型

设计工况计算较为简便, 即已知飞行马赫数和飞行高度, 并给定发动机各部件参数和效率, 即可计算发动机各截面气动热力参数, 从而获得发动机的性能参数。

在非设计工况计算时, 采用变比热容计算方法建立各部件计算模型。由于目前脉冲爆震外涵加力涡扇发动机尚处于方案设计阶段, 无法获得发动机各部件工作特性, 因此在计算过程中使用传统典型压气机和涡轮特性图, 通过特性图插值的方法获得风扇、压气机相对换算流量、效率和压比, 以及涡轮的效率和单位温度功, 最后引入部件耦合系数, 将典型部件参数耦合到脉冲爆震外涵加力涡扇发动机上, 计算发动机的性能参数。计算时控制规律为涡轮前温度一定Tt,4=const, 外涵加力温度一定Tt,28=const, 控制尾喷管喉道面积A82以保证开加力后主发动机工况不变。

在发动机非设计点性能计算时, 需求解6个共同工作方程: ①低压涡轮与风扇功率平衡; ②高压涡轮与压气机功率平衡; ③高压涡轮导向器与高压涡轮流量平衡; ④低压涡轮导向器与低压涡轮流量平衡; ⑤混合室进口气流静压平衡; ⑥混合室出口与尾喷管喉道流量平衡。采用Newton Raphson法对方程组进行迭代计算, 可求得发动机各截面的气动热力参数, 从而计算出发动机的单位推力和耗油率等性能参数, 具体计算过程可参照文献[14]。

1.4 参数选择

本文以某小涵道比加力涡扇发动机为原型机, 选取海平面静止工况为设计点, 以表 1中各部件参数和效率为基准, 分析隔离段总压恢复系数、外涵循环参数等对脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机性能的影响。

表1

发动机主要部件设计参数

2 结果与讨论

2.1 隔离段总压恢复系数研究

隔离段虽然能够有效抑制爆震压力脉动向上游传播, 防止对上游风扇工作造成影响, 但也会对风扇出口气流造成一定的总压损失。考虑到目前军机加力出口温度一般在1 800~2 000 K左右, 且现役及在研发动机的最高加力温度在2 050~2 100 K的水平[15], 本文计算给定加力温度为1 900 K。从图 2可以看出, 随着隔离段总压恢复系数的提高, PDC增压比提高, 这是因为隔离段总压恢复系数越大, PDC进口填充气流压力越大, PDC工作过程各阶段出口压力均增大。图 3为不同隔离段总压恢复系数下, 发动机单位推力和耗油率的变化关系。由于PDC增压比的提高, 发动机单位推力有所提高, 但因发动机燃油流量基本不变, 则油气比基本不变, 因此发动机耗油率随单位推力提高而降低。为提升脉冲爆震外涵加力涡扇发动机的性能, 应减小隔离段总压损失。

thumbnail 图2

PDC增压比随σλ变化图

thumbnail 图3

单位推力和耗油率随σλ变化图

2.2 外涵循环参数研究

对于脉冲爆震外涵加力涡扇发动机而言, 外涵循环参数(设计涵道比B和风扇设计压比πF)会直接影响PDC的特性, 从而影响发动机的性能。对于小涵道比加力涡扇发动机而言, 涵道比小于1, 风扇一般不超过3级, 因此本文选取涵道比计算范围为0.2~0.9, 风扇压比计算范围为1.5~5.5。

表 1中的部件参数为基准, 给定PDC出口温度1 900 K, 随涵道比增大,PDC增压比和外涵参与爆震燃烧的空气比例变化如图 4所示。随着涵道比增大, 外涵空气流量占发动机进口空气流量比例增大, 但外涵参与爆震燃烧的空气比例基本不变, 因此PDC增压比也基本不变。图 5为发动机单位推力和耗油率随涵道比增大的变化关系。随着涵道比增加, 外涵空气流量增加, 参与外涵爆震燃烧的空气流量比例占发动机进口空气流量比例增加, 因此发动机单位推力提高。由于PDC入口气流温度小于主燃烧室入口气流温度, 而PDC出口温度高于主燃烧室出口温度, 则PDC所需加热量高于主燃烧室所需加热量, 因此随着涵道比的增加, 发动机耗油率提高。

发动机涵道比和内涵参数一定, PDC出口温度1 900 K, 涵道比0.59时, 不同风扇压比下PDC增压比和PDC工作频率的变化如图 6所示。随着风扇压比的提高, 风扇出口温度增加, 而外涵PDC出口温度一定, 则外涵参与爆震燃烧的空气流量减小, 因此PDC工作频率随之减小。随着风扇压比的提高, PDC进口基线压力提高使得PDC增压比降低。虽然PDC增压比降低, 但风扇压比提高, 外涵总增压比(PDC增压比和风扇压比)仍然提高。

不同涵道比下, 发动机耗油率和单位推力随风扇设计压比变化的关系如图 7~8所示。从图 7可知随风扇压比提高, 发动机耗油率一直降低, 这是因为风扇设计压比提高使得主燃烧室和爆震室进口温度均上升, 而控制规律为出口温度一定, 则主燃烧室和爆震室加热量均下降, 耗油率也因此下降。从图 8可知, 在本文计算范围内, 随着风扇压比的提高, 涵道比在0.2~0.4时, 发动机单位推力先增大后减小, 涵道比在0.4~0.5时, 单位推力先增大后基本不变, 涵道比在0.5~0.9时, 单位推力一直增大, 但增幅减小。这是因为发动机总增压比随风扇压比提高,进而会导致单位推力增大, PDC和主燃烧室加热量随风扇压比提高而降低,进而会使单位推力减小, 两者会对单位推力造成相反的影响。当涵道比较低时, 内涵压比和主燃烧室加热量主要影响单位推力。但当涵道比逐渐提高后, 在发动机进口空气流量中, 进入脉冲爆震外涵加力燃烧室的流量占比提高, 外涵总增压比逐渐对推力影响更大, 因此单位推力逐渐变为一直增大, 但单位推力增大的幅度还是会因PDC和主燃烧室加热量减小而减小。

虽然涵道比在0.5~0.9时, 单位推力随风扇压比提高而增大, 但是增大的幅度减小, 且风扇压比的提高可能会造成风扇级数和质量的增加, 继而会增加发动机整机质量, 降低发动机的推重比, 因此风扇设计压比并非越大越好, 需要综合考虑性能的收益。

thumbnail 图4

PDC增压比和Bm随涵道比变化图

thumbnail 图5

单位推力和耗油率随涵道比变化图

thumbnail 图6

PDC增压比和工作频率随风扇设计压比变化图

thumbnail 图7

不同涵道比时耗油率随风扇设计压比变化图

thumbnail 图8

不同涵道比时单位推力随风扇设计压比变化图

2.3 敏感性分析

敏感性分析可为发动机总体性能设计提供改进方向。以表 1中部件参数和效率为基础, 将主要部件效率、PDC出口温度和隔离段总压恢复系数分别降低1%, 计算脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机单位推力和耗油率的相对变化量,如图 9所示。可以看到, 风扇效率、低压涡轮效率、加力温度和隔离段总压恢复系数对发动机单位推力和耗油率的影响大于压气机和高压涡轮的效率。这是因为对于脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机而言, 外涵加力对单位推力和耗油率的影响更大, 因此能够直接影响外涵气流状态的部件参数和效率对发动机单位推力和耗油率影响更大, 而压气机和高压涡轮效率仅影响发动机内涵的热效率, 对PDC影响较小。

thumbnail 图9

敏感性分析

2.4 外涵PDC加力与传统加力涡扇发动机性能对比

表 1中部件参数为设计参数, 给定加力温度1 900 K, 计算海平面静止工况下脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机和传统加力涡扇发动机性能参数如表 2所示。

表 2结果可知, 相较于传统加力涡扇发动机, 脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机的单位推力虽然降低了0.3%, 但耗油率显著降低, 达到了27.7%。虽然脉冲爆震外涵加力只是对进入爆震室的部分外涵气流喷油组织爆震燃烧, 但爆震室的增压性弥补了外涵加力相较于传统加力加热量的不足, 因此二者单位推力能够达到同一水平。根据文献[16]可知, 不同工作频率下PDC壁面热负荷均在可接受范围内, 因此PDC能够长时间工作, 从而显著延长发动机加力时间, 提升发动机性能。

为进一步分析脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机的性能, 选择不同飞行工况, 控制加力温度为1 900 K, 涡轮前温度为1 700 K, 隔离段总压恢复系数采用(1)式计算。对比分析传统加力涡扇发动机和脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机在不同飞行工况下的性能。

飞行高度为10 km时, 不同飞行马赫数下, 2种发动机单位推力和耗油率的变化情况如图 10~11所示。

随着飞行马赫数增大, 2种发动机单位推力均降低, 耗油率均增大。这是因为随着飞行马赫数的增加, 发动机各截面进口温度会升高, 由于控制规律为主燃烧室和PDC出口温度保持不变, 则主燃烧室和PDC的燃油流量和油气比均减小, 发动机的单位推力也因此减小, 但相比油气比减小, 发动机单位推力减小的影响更为显著, 因此发动机耗油率增大。从图中还可以看出, 随着马赫数的增加传统加力涡扇发动机的单位推力逐渐接近脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机的单位推力, 且两者耗油率的差距也减小。这是因为随着马赫数增大, 速度冲压增加, PDC进口基线压力提高, 且隔离段总压恢复系数降低, PDC增压比降低。

飞行马赫数为1.5时, 不同飞行高度下, 2种发动机单位推力和耗油率的变化情况如图 12~13所示。当飞行高度小于11 km时, 发动机各截面的压力和温度均随高度增加而降低, 需提高主燃烧室和PDC的油气比和加热量, 以保证主燃烧室和PDC出口温度一定, 所以发动机单位推力增大, 耗油率减小则是因为单位推力增大的影响更为显著。当飞行高度高于11 km时, 发动机各截面温度一定, 发动机耗油率和单位推力一定。从图中可以看出, 随着飞行高度的提高, 脉冲爆震外涵加力涡扇发动机的单位推力逐渐高于传统加力的, 这是因为随着飞行高度增加, PDC入口基线压力降低, PDC增压比有所提高。

综上可以看出, 在本文所选飞行范围内, 传统加力涡扇发动机的单位推力与脉冲爆震外涵加力混排涡扇发动机的处于同一水平, 而耗油率显著降低了12.8%~26.8%。

表2

2种发动机设计点单位推力和耗油率

thumbnail 图10

单位推力随飞行马赫数变化图

thumbnail 图11

耗油率随飞行马赫数变化图

thumbnail 图12

单位推力随飞行高度变化图

thumbnail 图13

耗油率随飞行高度变化图

3 结论

本文建立了脉冲爆震外涵加力混合排气涡扇发动机性能模型, 系统分析了不同部件参数对发动机性能的影响, 并在不同飞行工况下与传统加力涡扇发动机性能进行了对比, 得到了以下结论:

1) 当PDC出口温度一定时, 随着隔离段总压恢复系数的提高, PDC填充压力增大, PDC增压比随之增大, 继而会增大发动机的单位推力、减小耗油率。

2) 风扇设计压比一定, 随着涵道比增大, 虽然外涵参与爆震燃烧的空气比例不变, PDC增压比基本不变, 但参与爆震燃烧的空气流量占发动机进口空气流量的比例增大, 因此发动机单位推力和耗油率增大。

3) 涵道比一定, 随着风扇设计压比增大, PDC进口基线压力和温度增大, PDC工作频率和PDC增压比减小, 但外涵总增压比仍然增大。随着风扇压比增大, 涵道比在0.2~0.4时, 发动机单位推力先增大后减小, 涵道比在0.4~0.5时, 单位推力先增大后基本不变, 涵道比在0.5~0.9时, 单位推力一直增大, 但增幅逐渐减小。耗油率则因风扇压比增大使得燃烧室加热量减小而一直减小。

4) 风扇、低压涡轮效率、PDC出口温度和隔离段总压恢复系数能够直接影响PDC气流压力、温度等参数, 因此对发动机单位推力和耗油率的影响大于压气机、高压涡轮效率。

5) 当部件设计循环参数一定时, 由于PDC具有增压性, 脉冲爆震外涵加力仅仅利用外涵部分气流组织燃烧就可使发动机在设计点和非设计点时单位推力与传统加力涡扇发动机相当, 且其耗油率远低于传统加力。耗油率在设计点时降低27.7%, 在非设计点时降低12.8%~26.8%。

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All Tables

表1

发动机主要部件设计参数

表2

2种发动机设计点单位推力和耗油率

All Figures

thumbnail 图1

脉冲爆震外涵加力涡扇发动机构型图

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PDC增压比随σλ变化图

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单位推力和耗油率随σλ变化图

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PDC增压比和Bm随涵道比变化图

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单位推力和耗油率随涵道比变化图

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PDC增压比和工作频率随风扇设计压比变化图

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不同涵道比时耗油率随风扇设计压比变化图

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不同涵道比时单位推力随风扇设计压比变化图

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敏感性分析

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单位推力随飞行高度变化图

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耗油率随飞行高度变化图

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