渦輪沖壓組合發動機渦輪基改型設計研究

何敏祥，韓 冬，李傳鵬，王德慶，朱愛迪，文 強

(1.中國航發貴陽發動機設計研究所，貴陽 550081；2.南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016)

1 引言

美國正在大力推進空海一體戰等新型作戰構想，重點發展以臨近空間高超聲速飛機為核心裝備的全球打擊體系。為應對我國國土安全和持續快速發展危機，迫切需要發展以臨近空間飛機為核心的臨近空間作戰體系。馬赫數X一級渦輪沖壓組合發動機，是我國吸氣式發動機實現自主創新和跨越發展的標志性產品，是新一代臨近空間作戰飛行器的理想動力選擇。

國外開展了大量的渦輪沖壓組合發動機試驗和設計工作，如美國的RTA、日本的HYPR和歐洲的LAPCAT計劃等。美國RTA-1 以YF120 加力渦扇發動機為基礎，通過試驗驗證了采用渦扇發動機工作至馬赫數3.0，然后再轉入沖壓模式工作至馬赫數5.0 的可行性。日本組合循環發動機驗證項目(HY-PR9-C)研究的TBCC 發動機，由一個變循環渦扇發動機和一個亞燃沖壓發動機組成，驗證了在馬赫數2.5～3.0 之間進行渦扇發動機與沖壓發動機模態轉換的可行性。俄羅斯中央航空發動機研究院(CIAM)進行了全尺寸TBCC 發動機地面試驗，對TBCC關鍵技術進行了研究。

國內也進行了渦輪沖壓組合發動機研究，突破了部分核心關鍵技術，如超聲速燃燒、發動機系統、燃油主動冷卻、一體化流道和燃油系統等技術，但對模態轉換、多變量控制、多模態沖壓/加力燃燒室寬范圍燃燒組織等關鍵技術的研究仍不成熟，需在整機集成前提前進行技術驗證。因此，選用現有成熟渦輪發動機，基于技術驗證機多模態沖壓級，搭建關鍵技術先期驗證平臺，進行先期驗證非常有必要。

本文主要基于現有成熟渦扇發動機，根據渦輪沖壓組合發動機技術驗證要求，開展渦輪基改型設計研究。闡述了主要改型設計工作，以及改型研制過程中存在的問題和解決思路，并配裝驗證平臺進行了關鍵技術驗證，對其他發動機的改型設計具備一定的工程參考價值。

2 技術要求及研制思路

根據渦輪沖壓組合發動機技術驗證項目實施方案安排，在寬范圍、高通流渦輪基技術成熟前，基于現有成熟結構渦扇發動機，構建關鍵技術先期驗證平臺(以下簡稱驗證平臺)，開展關鍵技術先期驗證。根據驗證平臺要求，渦輪基應能在要求的技術驗證點安全、可靠工作，并具備在技術驗證點進行空中點火起動、加速的能力，工作時間和工作次數滿足要求。

技術驗證的發動機為雙涵道渦扇發動機，以原型發動機為基礎，根據驗證平臺要求和技術驗證工作過程，分析渦輪基改型中存在的問題及難點，開展改型設計研究，以滿足驗證平臺需求。

渦輪基主要研制思路為：渦輪基充分繼承原型發動機主機部件成熟的氣動、結構、控制系統，在其基礎上開展改型設計；調整渦輪基控制計劃，在原有轉速、溫度使用限制內，選擇合適的工作點，并對部分零部件換用承溫能力更高的材料，提高渦輪基承溫能力，滿足驗證平臺的使用需求；根據渦輪基工作要求，調整控制計劃，滿足渦輪基起動點火、穩定工作、接通加力等要求；根據驗證平臺控制系統架構和驗證需求，在渦輪基原有控制系統基礎上，改進設計渦輪基全權限控制系統；對潤滑和通風系統等其他需要改進的部件系統，進行適應性改進設計；通過部件試驗、整機地面及高空模擬試驗，驗證渦輪基功能和性能。

3 渦輪基設計難點分析

原型發動機技術狀態成熟，在原包線內可穩定、可靠工作。根據驗證平臺技術要求，渦輪基的工作高度超出原型發動機限制值7.4%，最大使用馬赫數超出121.0%，在技術驗證需要的工作點，其性能未通過設計分析和試驗驗證，需要開展改型設計。如表1所示，在初始技術驗證點，風扇進口總溫超出原型發動機最大使用限制值約11.2%，高壓壓氣機出口總溫超出約6.3%。結合原型發動機能力，渦輪基在高空大馬赫數條件下的性能、起動能力、加力通斷和零部件強度、密封、潤滑以及與驗證平臺匹配等方面，均存在一定問題，為此主要開展的工作有：①控制計劃設計；②超聲速燃燒設計；③高空大馬赫數起動設計；④低轉速接通加力設計；⑤全權限控制系統設計；⑥高空封嚴設計；⑦渦輪基熱管理設計；⑧渦輪基與沖壓級匹配設計。

表1 發動機性能參數及限制值對比Table 1 Engine performance parameters and limit value comparison

(1) 控制計劃設計分析

渦輪基進口工作溫度比原允許進氣最高總溫大幅提高，綜合考慮各部件材料、強度限制，在滿足要求的前提下，適當調整控制計劃，選取合適的發動機工作狀態點(表1中技術驗證點)，盡可能使大部分部件在材料、強度允許使用范圍內，具體結果見表1。此外，調整控制計劃解決高溫狀態下零部件強度、密封、潤滑等問題，以保證渦輪基能夠在高馬赫數下長時間持續工作。

(2) 超聲速燃燒設計分析

渦輪基最大工作包線增大，工作高度超出原型發動機限制值7.4%，馬赫數超出121.0%，發動機需在高空大馬赫數條件下起動點火，并穩定、持續工作，燃燒室內部壓力、溫度、氣流速度均發生了變化，在原有的燃油控制規律和工作條件下，不能確保燃燒室穩定工作。需開展超聲速燃燒設計分析，確保燃燒室在驗證平臺要求的溫度和壓力條件下穩定、可靠點火及燃燒。

(3) 高空大馬赫數起動能力分析

渦輪基在高馬赫數條件下，從風車狀態完成空中再起動，此時燃燒室內氣流速度較高，不利于渦輪基點火。而點火成功后，由于發動機進氣溫度較高，高馬赫數起動和加速時，穩定裕度可能下降，控制規律需隨馬赫數和發動機進氣溫度變化進行修正。原型發動機具備在一定高度的輔助帶轉起動、風車起動能力，其大馬赫數空中起動試驗結果表明，高空右邊界發動機正常起動并工作，起動時間小于9 s；起動時表速越大，供油壓力越大；高度越高，供油壓力越小。具體見圖1。

圖1 不同條件慣性起動供油情況Fig.1 The fuel flow of inertia starting under different conditions

根據上述分析，渦輪基應能在要求馬赫數條件下完成空中起動，但由于目前開展的試驗不充分，擬結合原型發動機研制，調整渦輪基的起動、加速和慢車控制規律，在試驗器上開展燃燒室點火能力及富油能力摸底試驗，在高空臺開展整機擴包線能力摸底試驗。

(4) 低轉速接通加力設計分析

原型發動機有非加力和加力兩種狀態，兩種狀態下發動機主機狀態基本一致。在技術驗證工況，渦輪基進口總溫超出原型發動機限制值11.2%，若采用加力型發動機的加力計劃接通加力，渦輪基內流道空氣、燃氣溫度和高壓轉子物理轉速，均會超出原型發動機允許的最高極限值，同時根據驗證平臺技術要求，渦輪基在技術驗證點接通加力時，風扇換算轉速降低約41.0%，此外綜合考慮對組合發動機多模態沖壓燃燒室的影響，需重新設計發動機加力通斷計劃。

(5) 全權限控制系統設計分析

原型發動機采用全權限控制系統，實現發動機工作狀態的調節，同時具備狀態監控和故障診斷功能。根據驗證平臺技術要求，渦輪基控制系統分為模式1和模式2兩種狀態。為此需對原控制系統開展改進設計，實現在不同的模式和工作狀態下完成對渦輪基的控制，滿足驗證平臺各模態下的性能驗證要求，同時具備安全保護策略，以及重要參數和指令的監測信號輸出功能。

(6) 高空封嚴設計分析

渦輪基采用風扇后引氣，來保證各密封裝置前腔的壓力要求。渦輪基工作高度增加，會導致滑油泵在高空狀態下，由于泵前壓力過低無法可靠回油，出現積油現象，從而引起高空狀態下滑油腔壓力不足。為確保渦輪驗證平臺技術驗證點安全工作，需開展高空封嚴設計分析，提升渦輪基高空性能裕度。

(7) 熱管理設計分析

渦輪基進口工作溫度比原型發動機允許進氣最高總溫大幅提高，導致渦輪基部件、流道截面溫度超出部件材料和強度限制，引起高溫狀態下零部件強度、密封、潤滑等問題。渦輪基滑油溫度通過燃-滑油散熱器，由燃油進行冷卻。通過計算分析高空大馬赫數條件下渦輪基潤滑系統承熱能力，得到渦輪基進出口滑油溫度，分析其是否滿足驗證平臺要求。

(8) 渦輪基與沖壓級匹配設計分析

渦輪基沖壓組合發動機工作過程中，由渦輪模態轉換為沖壓模態，渦輪基需要降低狀態到慢車直至停車，此時渦輪基節流轉速特別低，且低轉速風扇特性線較平緩，組合平臺總體設計時，應考慮沖壓級工作對渦輪基的影響。計算表明，技術驗證過程中，由于渦輪基尾噴口喉道一直處于臨界，風扇工作點向堵點移動，因此其穩定工作裕度不低于原型發動機。按現有風扇特性計算，關鍵技術點上最大狀態風扇穩定裕度、慢車狀態穩定工作裕度，應能滿足渦輪基穩定工作、平臺驗證工作需要。此外，沖壓級的加力燃燒室及尾噴管的總壓恢復系數等參數，與原型發動機的尾噴管參數不一致，需要開展匹配設計分析。

4 渦輪基改型設計

4.1 渦輪基控制計劃設計

渦輪基按原控制規律工作，其內流道空氣、燃氣溫度和高壓轉子物理轉速，會達到或超出原型機允許的最高極限值，同時惡劣的熱環境和高轉速，對轉動件強度壽命、滑油系統密封及散熱、整機軸向力，也存在不滿足使用要求的風險。綜合考慮驗證平臺技術要求，同時遵循渦輪基改動盡可能小的原則，開展控制規律設計。低空狀態時，渦輪基控制風扇換算轉速與原型發動機地面轉速一致；高空狀態時，按照渦輪基流道內溫度和強度限制，降低風扇換算轉速；中間高度狀態時，線性過渡。

中間及以上狀態控制計劃在保證渦輪基典型工作狀態性能滿足要求的同時，需限制燃燒室出口燃氣溫度和高壓壓氣機出口空氣溫度。慢車狀態控制計劃在保證驗證平臺關鍵技術過程推力平穩性所需低轉速的同時，設置最低物理轉速、最小燃油流量限制計劃。在慢車和中間狀態之間，主燃油控制計劃按油門桿位置確定。最終主控制計劃如圖2 所示，渦輪基性能及流道溫度均滿足要求(表2)。

表2 發動機參數Table 2 Engine parameters

圖2 穩態控制計劃調整情況(低壓換算轉速)Fig.2 Adjustment of steady state control plan(low pressure corrected speed)

4.2 超聲速燃燒設計

原型發動機地面點火起動時，燃燒室進口氣流速度一般為30～40 m/s，空中典型點起動時，進口速度一般約為100 m/s，而要求的工作點，燃燒室進口速度達140 m/s，渦輪基燃燒室工作存在一定風險，需要通過試驗摸索燃燒室貧富油邊界、燃燒室穩定點火及穩定工作能力，選取合適的工作點。

分別在不同溫度、壓力條件下，開展燃燒室點火試驗，模擬高空大馬赫數條件的燃燒室進氣條件，在試驗器上摸索燃燒室點火性能。試驗結果表明：在要求的風車狀態(進口壓力115 kPa)下，富油點火邊界余氣系數小于1，滿足渦輪基使用要求；在140 m/s的燃燒室進口速度條件下，熄火邊界也達到了21.4。

按照設計的燃油控制規律，發動機在技術要求的大馬赫數條件下，其燃燒室具備順利點火和穩定工作能力。風車起動點火試驗結果見表3。

表3 風車起動點火試驗結果Table 3 Ignition test of windmill starting

4.3 空中起動控制計劃設計

根據驗證平臺技術要求，渦輪基應具備在高空大馬赫數條件下的風車旋轉能力和起動能力，而原型機風車起動的最大高度不滿足技術要求，僅允許亞聲速起動，需要擴大風車起動包線。在高空大馬赫數條件下，評估渦輪基風車轉速高，燃燒室內氣流速度較高，不利于渦輪基點火。此外，由于馬赫數和發動機進氣溫度較高，發動機起動和加速穩定工作裕度非常小，所以控制規律需隨馬赫數和發動機進氣溫度變化進行精細修正。

針對渦輪基空中起動存在的困難，基于原型機已完成的空中起動試驗分析得到的渦輪基風車起動點火貧富油邊界范圍、起動加速油氣比裕度；再通過起動、加速控制規律和慢車計劃優化設計及計算仿真分析，調整發動機高空大馬赫數起動點火時燃燒室油氣比，使其處于合適的點火起動狀態；此外通過燃燒室點火試驗，摸索燃燒室點火能力；調整渦輪基的起動、加速控制規律和慢車計劃，以及風扇換算主控計劃和燃油計劃等；最后通過高空模擬試驗驗證，渦輪基滿足空中起動要求。

4.4 低轉速接通加力設計

加力型發動機采用總余氣系數的控制方式，其加力燃油流量控制計劃為：

式中：為加力總燃油流量；為壓氣機后總壓；、為修正系數。

對于技術驗證點，渦輪基接通加力時，風扇換算轉速降低約41.0%，加力燃燒室進口總溫、進口總壓等均有變化，再考慮到渦輪基原有條件和對沖壓燃燒室的影響，重新設計渦輪基加力通斷計劃，具體如圖3所示。

圖3 加力燃油流量控制計劃Fig.3 Afterburner fuel flow control plan

4.5 全權限控制系統設計

根據驗證平臺技術要求，渦輪基存在兩種工作模式：模式1的工作目標是，完成渦輪基地面試驗控制，驗證渦輪基工作特性；模式2 的工作目標是，將渦輪基控制系統各類資源整合后，接受系統級控制器的控制，實現驗證平臺各模態下的性能驗證。渦輪基控制系統具備安全保護策略，以及重要參數和指令的監測信號輸出功能。

模式1時，渦輪基控制系統根據油門桿角度、飛行高度、馬赫數等參數，控制燃燒室燃油流量和壓氣機導葉角度，同時按相關控制計劃計算噴口面積和加力燃油流量，將接通加力指令、加力點火指令、噴口面積和加力總燃油流量通訊給接口轉換控制裝置，再由其實現對噴口面積和加力各區燃油流量的調節，并通過通訊實時反饋，保證渦輪基工作狀態下對噴口和加力的控制，最終實現渦輪基工作狀態的控制。

模式2時，渦輪基控制系統作為智能節點(由系統級控制器控制)的執行機構，接收智能節點通過通訊發送的起動指令和燃燒室燃油流量，控制渦輪基燃燒室點火、燃油流量和壓氣機導葉角度，并向智能節點反饋起動狀態信號和燃燒室燃油流量實際值，同時執行必要的限制、保護計劃，保證渦輪基工作狀態安全可靠。

通過全權限控制系統設計，在不同模式下設計不同的控制系統：一是采用渦輪基控制系統控制渦輪基和沖壓燃燒室的方法；二是采用渦輪基控制系統作為智能節點的執行機構的方法。渦輪基控制系統滿足驗證平臺不同模式的使用要求。

4.6 高空封嚴設計

渦輪基采用風扇后引氣來保證各密封裝置前腔的壓力要求。通過評估分析，在要求的高空工作條件下，潤滑系統高空性能存在回油能力不足的風險。為確保潤滑系統供/回油能力滿足驗證平臺對渦輪基的工作要求，參考其他發動機成熟結構，采取在離心通風器往大氣排氣的管路上增加高空活門的方法，提高滑油腔壓力，使回油泵回油能力提高，提升潤滑系統的高空性能裕度。

4.7 熱管理設計

渦輪基進口工作溫度比原型發動機允許進氣最高總溫大幅提高，在滿足驗證平臺技術要求的前提下，通過調整控制計劃，選取合適的發動機工作狀態點，以及更換部分零部件材料，來滿足渦輪基工作要求。

此外，根據驗證平臺技術要求，結合原型發動機試驗數據，開展滑油系統承熱能力評估分析。在要求的高空狀態下，潤滑換熱系統能將系統熱量全部帶走，并具有一定的裕度，潤滑系統承熱能力滿足要求。

4.8 渦輪基與沖壓級匹配設計

發動機采取穩態控制控制風扇換算轉速，通過調整噴口面積控制風扇壓比，實現控制風扇工作點。由于設計的多模態燃燒室采用分區供油，供油總管增加，所以沖壓級總壓恢復系數降低。按發動機噴口控制計劃，沖壓級噴口面積超出限制值，組合發動機性能不滿足設計要求，渦輪基與沖壓級不匹配。通過開展噴口面積控制計劃設計及噴口限制計劃設計，確保了渦輪基與沖壓級匹配，具體如圖4、圖5所示。

圖4 噴口面積控制計劃Fig.4 Nozzle area control plan

圖5 噴口面積限制計劃Fig.5 Nozzle area limit plan

5 渦輪基驗證試驗

渦輪基在原型發動機基礎上完成改進設計，再開展高空模擬試驗，驗證其在高空大馬赫數條件下的穩定可靠工作能力。試驗結果表明，渦輪基在關鍵技術驗證點，能可靠起動并接通/斷開加力，具備空中起動和加力工作能力。具體試驗結果見表4、表5。

表4 高空模擬試驗空中起動結果Table 4 The results of high altitude simulated air start test

表5 接通和斷開加力檢查試驗Table 5 Afterburner checking test

渦輪基配裝驗證平臺開展關鍵技術驗證，在不同工作模式和工作條件下，完成了關鍵技術驗證試驗。驗證表明，渦輪基工作正常，滿足指標要求。

6 結論

根據渦輪沖壓組合發動機技術驗證要求，開展了基于成熟渦扇發動機改渦輪基的設計研究，并配裝驗證平臺完成關鍵技術驗證試驗。主要得到以下結論：

(1) 開展設計渦輪基穩態控制規律、加力通斷控制計劃、起動控制計劃以及噴口控制計劃等，并通過地面及高空模擬試驗驗證，渦輪基控制計劃滿足要求。

(2) 按照設計的燃油控制規律，在渦輪基技術要求的大馬赫數條件下，該燃燒室具備順利點火和穩定工作能力。

(3) 渦輪基在不同模式下設計不同的控制系統，一是采用渦輪基控制系統控制渦輪基和沖壓燃燒室的方法，二是采用渦輪基控制系統作為智能節點的執行機構的方法，渦輪基控制系統滿足驗證平臺不同模式的使用要求。

(4) 通過燃滑油系統設計，及采取在離心通風器往大氣排氣的管路上增加高空活門的方法，能有效提升潤滑系統的高空性能裕度。

(5) 對其他發動機的改型設計具備一定的工程參考價值。