1、-57-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024中国科技信息 2024 年第 4 期航空航天飞行试验表明，军用发动机空中停车大部分发生在加力接通和断开过程中，若该过程中发动机参数变化不协调，可能导致发动机喘振甚至停车；同时主发动机转速变化量过大，还会引起转速控制回路发生振荡现象。航空发动机加力的接通和断开时会对主发动机转速控制系统形成扰动，加力过渡控制系统的设计目的为保证各部件参数之间的协调变化，为了保证接通/断开加力时主发动机的工作状态不受影响，理论上应保持加力燃烧室出口排气温度增加与尾喷管喉部面积增加相协调，但是在实际接通或断开加力
2、的过程中，保证上述参数的严格协调变化难度较大。从国外先进航空技术国家的现役型号高性能战斗机研制历程可得，涡扇发动机加力接通/断开的过渡态特性研究已较为成熟，并成功应用到了各型号涡扇发动机中，但该项技术属于发动机控制规律设计中的核心关键技术，公开报道文献数量较少。俄罗斯的聂恰耶夫介绍了燃气涡轮发动机在加力状态下的控制规律，John Wiley 和 Sons.Ltd 在Gas Turbine Propulsion Systems中对发动机加力状态和加力供油规律进行了阐述。俄罗斯的古列维奇 戈尔别格确定，为了保证主发动机在接通/断开加力时工作状态不受影响，理想目标是保证尾喷管面积与加力燃烧室燃油温度
3、变化相协调，但实际控制中，难以满足严格的协调变化，风扇、压气机和涡轮处于短时过渡态下。Ealar H.Kaplan 总结得到了推进系统产生过渡态的主要原因，即大气与外部环境、飞机飞行状态、进气系统的工作状态以及发动机工作状态变化。国内开展发动机加力接通与断开过渡态性能研究起步较早，但关注程度不高，研究相对较少，加力接通断开过渡态过程的计算仍未得到工程应用，而试验研究更少。西北工业大学李伟研究了喷管面积调节精度对涡扇发动机加力性能的影响，结果表明，在接通加力时，喷管延迟调节相对于超前调节更加有利，相比延迟调节，超前调节造成发动机转速短时间增量较大，导致发动机工作失稳，加力接通不成功。陶涛研究了基
4、于神经网络的航空发动机加力状态控制规律，仿真结果表明，神经网络模型可以成功控制发动机进入加力过程，但该方法具有局限性，这是因为神经网络控制采用最速下降法更新神经元的权重，航空发动机是外界条件变化很大的复杂热力学系统，预先求得各参数的偏导数较为困难。空军工程大学的王宇根据航空发动机加力状态控制计划，设计了加力状态控制系统的控制逻辑，并在发动机控制系统数字仿真平台上开展了喷口及加力燃烧室燃油流量控制的仿真研究。行业曲线开放度创新度生态度互交度持续度可替代度影响力可实现度行业关联度真实度涡扇发动机加力接通断开过程模拟周 超 苏龙伟周 超 苏龙伟中国飞行试验研究院 发动机所中国科技信息 2024 年第
5、 4 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024-58-航空航天本文针对涡扇发动机加力接通和断开时的过渡态性能仿真需求，建立了一种发动机加力接通/断开的过渡态仿真计算模型，分析了尾喷管面积和加力燃烧室供油量变化不协调对发动机性能的影响，并研究了尾喷管面积超前和延迟变化对发动机工作状态的影响。数学模型和计算方法稳态计算模型本文基于部件法，并利用变比热计算方法建立涡扇发动机稳态气动热力学模型。变比热法的基本原理为在发动机计算过程中空气和燃气的比热 Cp、焓 H 和熵函数 S 是温度多项式拟合的函数。基于部件法建模的基本原理为将涡扇发动机各个
6、部件按照顺序，如进气道，风扇、压气机、燃烧室、高低压涡轮、混合室、外涵道、加力燃烧室以及尾喷管等进行气动热力学计算，然后依据各部件气动热力学之间的关系将各个部件串联起来，根据流量、能量、动量守恒以及转速相等等平衡条件组成发动机共同工作方程组，对这些方程组求解，便可求得发动机各个部件参数以及性能参数，从而完成发动机稳态模型的建立。过渡态计算模型基于稳态模型，本文考虑了转子惯性和容积效应因素，建立了航空发动机加力接通和断开的过渡态仿真计算模型。转子惯性加力接通和断开过程中尾喷管面积与加力燃烧室供油量变化不协调会对主机状态造成影响，主要表现为发动机加减速过程，因此本研究考虑过渡态建模中的转子惯性及转
7、子的加速率影响。容积效应容积效应是指发动机状态变化时，主机各部件及加力燃烧室进出口空气和燃气的流量和能量不连续，存在一定的能量和流量存储现象。为了能够在动态计算中考虑各部件的容积效应并使用稳态部件特性，动态计算过程中发动机每个部件都采用了“激盘-容积”模型：每个部件由一个没有容积的激盘（其功能相当于部件稳态特性）和一个与实际部件容积大小一样的容积来代替，并假定容积中的各种气体参数是均匀的。激盘中，只考虑发动机各部件的质量、动量与能量的平衡，采用稳态部件特性进行气动热力计算；容积只考虑了部件容积效应来计算动态过程中能量和流量贮存。如图 1图 1“激盘容积”模型示意图所示。加力接通/断开过程中的控
8、制规律发动机加力状态控制的目的为确保发动机在各种条件下均能安全可靠地接通加力并释放最大推力，要求加力控制系统在接通加力时适时向加力燃烧室供油，在发动机进入加力工作状态后，可根据外界条件的变化和使用需求，控制加力供油量，维持发动机转速和涡轮前温度为最大值。因此，本文采用的加力接通/断开控制规律是保持核心机物理转速不变（N2=100%），并给定加力燃烧室供油量（WF=C）和尾喷管喉部面积（A8=C）。加力接通与断开过程的模拟加力接通过程的模拟加力接通过程中根据加力燃烧室设置的供油管总管数目、各供油管间的供油量分配及供油总管充油时间确定加力燃烧室的瞬时供油量，加力燃烧室供油量随时间的变化关系大致呈阶
9、梯形上升，如图 2 所示。如图 3 所示为加力过程中给定的尾喷管喉部面积 A8 随时间的变化关系，随着加力燃烧室供油量的增加，A8 的基本趋势是增加的，仅加力接通结束的过程中存在超调现象。图 2 接通加力时加力燃烧室供油量图 3 尾喷管面积控制规律-59-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024中国科技信息 2024 年第 4 期航空航天图 7 高低压转子百分比物理转速图 4 发动机推力图 5 风扇和压气机稳定裕度变化规律图 6 高低压涡轮落压比和压气机稳定裕度，高低压涡轮落压比，低压转子转速等参数都产生了一定的波动，从计算结果可以得到
10、加力燃烧室供油量与尾喷管喉部面积的不协调对核心机参数影响较小，对低压转子参数影响较大。同时加力接通过程中发动机的推力随着加力燃烧室供油量的增加而逐渐增加，但是在每个供油台阶上同样受到供油量与尾喷管喉部面积不协调的影响而存在波动现象。图 9 尾喷管面积控制规律图 8 断开加力过程中加力燃烧室供油规律利用加力接通和断开过程模型，结合上述给定的接通过程中加力燃烧室供油量和尾喷管喉部面积，计算得到加力接通过程中发动机推力、风扇和压气机稳定裕度、高低压涡轮落压比和高低压转子百分比物理转速的动态变化过程，如图47 所示。计算结果表明由于加力燃烧室供油量与尾喷管喉部面积不协调，对发动机主机状态产生了一定的影
11、响，发动机风扇中国科技信息 2024 年第 4 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024-60-航空航天图 13 尾喷管超前和延迟图 12 高低压转子转速变化规律图 11 风扇和压气机稳定裕度图 10 发动机推力图 15 涵道比图 14 涡轮落压比加力接通过程尾喷管超前或延迟打开的影响根据图 2 接通加力燃烧室供油规律和图 13 给定的尾喷管临界面积，利用加力接通过渡态模型，分别模拟喷管超前或延迟打开的加力接通过程，研究超前或延迟打开尾喷管对发动机性能的影响。本文设定将尾喷管超前或者延迟 0.2s打开，加力接通过渡态数值计算结果见图
12、1417 所示。加力断开过程的模拟由于加力断开过程研究很少，很难找到其供油规律，本文采用如图 8 和图 9 的加力燃烧室供油量和尾喷管喉部面积控制方法。得到最终的发动机推力、风扇和压气机稳定裕度变化、高低压转子转速变化规律，如图 1012 所示。-61-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Feb.2024中国科技信息 2024 年第 4 期航空航天图 17 对压气机喘振裕度图 16 风扇喘振裕度机单位推力减小，导致发动机推力减小。因此发动机接通加力过程中推力的变化量由二者共同决定，并不会单纯的相对增加或减少，具有一定的波动性如图 18 所示。结束语
13、本文基于涡扇发动机加力接通和断开时的过渡态性能仿真需求经过上述分析，建立了发动机接通/断开加力时的过渡态计算模型，完成发动机接通加力和断开加力的过程模拟，并研究了尾喷管超前和延迟打开对发动机性能的影响，得到以下结论。本文建立的双轴涡扇发动机加力接通/断开模型，可以较好地模拟加力接通和断开过程，同时可模拟尾喷管提前和延迟打开过程。接通/断开加力过程中，尾喷管临界截面面积与加力燃烧室供油量变化不协调，各参数会有波动，对低压转子参数影响较大，对核心机参数影响较小。同时发动机的推力随着加力燃烧室供油量的增加（减小）而逐渐增加（减小），但是在每个供油台阶上同样受到供油量与尾喷管喉部面积不协调的影响而存在
14、波动现象。加力接通过程中超前打开尾喷管使得风扇压气机远离喘振边界，涵道比增大，涡轮总落压比增大，加力燃烧室出口总温减小，单位推力减小，延迟打开尾喷管结果与超前打开尾喷管结果相反。加力接通过程中，尾喷管超前或延迟打开，发动机的推力受发动机单位推力和空气流量二者共同决定。图 18 发动机推力尾喷管超前调节，使得尾喷管喉部面积相对增大，低压涡轮落压比增大，由于低压涡轮一导基本处于临界状态，高压涡轮参数变化较小，总落压比主要随低压涡轮落压比增大而增大，如图 14 所示。尾喷管超前调节，尾喷管喉部面积增大，发动机的涵道比增大，如图15所示，使得风扇流通能力增强，远离喘振边界，风扇的喘振裕度增加，如图16所示；由于低压转子转速增大，使得压气机进口参数增大，压气机远离喘振边界，喘振裕度增大，如图 17 所示。延迟调节尾喷管规律与提前调节尾喷管规律打开相反。尾喷管超前调节时，尾喷管面积增大，一方面，发动机流量增加，发动机推力增加；另一方面，涵道比增加，发动
