GE90大涵道比涡扇发动机动态性能研究

2018-02-05 01:28张晨东唐庆如包正弢

西安航空学院学报 2018年1期

张晨东，唐庆如，赵军，包正弢

(中国民用航空飞行学院航空工程学院，四川广汉 618307)

0 引言

随着航空发动机和燃气轮机国家重大科技专项立项，“两机”专项被列为国家“十三五”发展规划百个重点发展项目的首位，也为民用大涵道比涡扇发动机的研究和发展带来了巨大的机遇。对于航空发动机性能的研究，计算机仿真技术是一个很有效的途径，通过建立发动机各个部件的数学模型，对航空发动机进行性能评估和优化设计，可大大减少发动机试验费用，缩短研制周期，降低开发成本，避免实际试验风险[1]。控制系统作为发动机的“大脑”，对发动机安全高效运行有决定性作用，因此建立高精度的发动机数学模型对发动机控制是至关重要的[2-3]。

GE90发动机是GE公司90年代开始研制的系列发动机，也是航空历史上推力最大的发动机。作为波音777客机的动力装置，替代GE公司原先的CF6系列发动机。它的推力更大(320KN～550KN)，耗油率比现有大发动机低8%～10%，原始系列的风扇直径为123英寸(310厘米)，而最大型号GE90-115B是吉尼斯世界纪录所记载的世界上推力最大的航空发动机，其风扇直径为128英寸(330厘米)，所以GE90系列发动机对于大涵道比超大推力涡扇发动机的研究具有重要意义和参考价值。

本文以GE90系列发动机基础型号GE90-85B作为研究对象，通过建立数学模型和性能仿真的方法研究此类大涵道比超大推力涡扇发动机的性能特性。

航空发动机的运行状态根据其实际工作范围可分为稳态和动态[4]：

发动机稳态模型能较准确地模拟发动机各种稳定工作状态，主要用于发动机的性能计算、性能设计等。

发动机动态模型就像真实发动机一样，当给出各输入参数随时间变化的过程以后，即可得到所有输出参数随时间动态变化的过程，主要用于发动机过渡态特性研究、控制系统设计等[5]。

1 发动机部件级特性建模

利用部件特性计算发动机性能的方法，是目前广泛应用的发动机模型建立方法，模型的精度依赖于部件特性的准确性。将发动机各个部件作为单独的子系统，每个部件子系统根据气动热力学关系和各部件的进出口截面参数进行流路计算，建立各个部件的数学模型[6]。虽然部件级建模有时无法得到所有截面的参数，但是部件级模型所得到关键位置的发动机参数对于发动机性能分析和评估有着重大意义[7-8]。

发动机主要部件包括进气道、外涵道、风扇、低压压气机、低压涡轮、高压压气机、高压涡轮、燃烧室、内涵喷管和外涵喷管。这里仅以低压压气机数学模型建立为例，其余部件不再赘述。

低压压气机进口总压P2和总温T2，空气指数k=1.4，给定相应地面设计点参数P2d、T2d以及低压压气机物理转速nLd，实际低压压气机转速nL和增压比πLC。

低压压气机相对换算转速nLCcor：

(1)

通过插值低压压气机特性曲线，可求出进口实际流量Wa2和效率ηLC，计算表达式为：

(2)

其中，f1为流量插值函数，f2为效率插值函数，Cmlc为流量修正系数，Cηlc为效率修正系数。

低压压气机出口总压P23：

(3)

低压压气机出口总温T23：

(4)

低压压气机出口实际流量Wa23：

Wa23=Wa2

(5)

低压压气机消耗功率NLC：

(6)

2 发动机整机模型

2.1 发动机整机性能计算

气流参数由发动机进口沿进气道进口计算到尾喷管出口的过程为发动机整机的气动热力计算过程。在建立发动机各部件的数学模型后，随后计算发动机的整机性能参数。大涵道比涡扇发动机总体性能参数主要有推力Fn和耗油率sfc。

推力计算表达式为：

Fn=F9+F19

(7)

式中，F9是内涵单位推力，F19是外涵单位推力。

耗油率计算表达式为：

(8)

2.2 发动机稳态模型

根据气流通过各个部件进出口截面的流量和高低压转子的功率建立流量平衡和功率平衡方程，即为发动机共同工作方程组，求解该方程组便可获得发动机当前的工作状态以及相关性能参数。低压转子由低压涡轮驱动，带动风扇和低压压气机；高压转子由高压涡轮驱动，带动高压压气机。转子动力学方程：

(9)

(10)

其中，n1、JL、ηL为低压轴转速、转动惯量、机械传动效率；n2、JH、ηH为高压轴转速、转动惯量、机械传动效率；PTL、PCL、PFAN、PTH、PCH、PEXT为低压涡轮功率、低压压气机功率、风扇功率、高压涡轮功率、高压压气机功率、高压轴提取功率。

在稳态模型计算时，低压轴转子加速度dn1/dt为0，高压轴转子加速度dn2/dt为0，高压轴提取功率设为0，所以式(9)(10)简化为：

ηLPTL-PCL-PFAN=0

(11)

ηHPTH-PCH-PEXT=0

(12)

选取的研究对象为典型的民航在役双转子大涵道比分开排气涡扇发动机GE90-85B，获取该型号发动机地面标况条件下设计点指标，确定输入参数，如表1所示。

表1 GE90-85B地面设计点数值仿真输入

续表1

项目数值风扇压比1．52增压级压比1．754增压级效率0．85高压压气机压比22．4燃烧室总压恢复系数0．98涡轮前温度1703K内涵喷管面积0．95m2涵道比8．4飞机引气量0功率提取0外涵总压恢复系数0．98风扇效率0．83高压压气机效率0．82高压涡轮效率0．88低压涡轮效率0．86外涵喷管面积4．2m2

在Gasturb软件中进行标准大气条件下的地面设计点性能计算，得到推力与耗油率的计算值与参考数据对比，如表2所示，从中可以看出计算值与参考值吻合较好。

表2 地面设计点性能输出

2.3 发动机动态模型

在动态计算开始前需要进行动态仿真的初始化，即计算该涡扇发动机的共同工作线。因缺乏部件特性，所以对于非设计点计算时，部件特性采用大涵道比分开排气涡扇发动机通用特性曲线。在Gasturb软件中通过仿真初始化得到低压压气机和高压压气机的共同工作线分别如图1和图2所示。

在动态数学模型计算时，需求解式(9)(10)，需要说明的是，在进行动态仿真时，发动机高压转子和低压转子的转动惯量的大小对其动态性能影响很大，转动惯量越小，动态过程越快[9]，并且这两个参数又是民航发动机制造厂商的敏感数据，参考文献[10-11]估算出转动惯量数据，高压转子的转动惯量选取为4kg·m2，低压转子选取为10kg·m2。

图1低压压气机共同工作线

图2 高压压气机共同工作线

对比图1和图2发现，GE90-85B高压压气机更容易在低转速或空气流量较小的情况下出现喘振现象，究其原因可能是因为高压压气机设计点增压比就达到22.4，增压较高。

3 发动机阶跃加减速性能影响

3.1 发动机阶跃加速性能

进行燃油流量阶跃增加情况下发动机加速性能的分析，加速前的状态是高压转子转速是80%。

具体燃油流量的阶跃如图3所示，对应条件下的空气流量及油气比如图4、5所示。从图中可以看出，空气流量没有及时地阶跃跟随，因为转子的转动惯性的存在而是有一些滞后，对应的油气比则有一定的冲高，随后因空气流量稳定而稳定在一个新的更高的值上。

图3 阶跃加速时输入的燃油流量曲线

图4 阶跃加速时空气流量曲线

图5 阶跃加速时油气比曲线

图6 阶跃加速时燃烧室出口总温曲线

图7 阶跃加速时加速度曲线

图8 阶跃加速时转速曲线

3.2 发动机阶跃减速性能

进行燃油流量阶跃降低情况下发动机减速性能的分析，减速前的状态是高压转子转速是100%。

具体燃油流量的阶跃如图9所示，对应条件下的空气流量及油气比如图10、11所示。从图中可以看出，空气流量没有立即阶跃跟随，因为转子的转动惯性的存在而是有一些滞后，对应的油气比则有一定的超调，随后因空气流量稳定而稳定在一个新的更低的值上。鉴于此，减速时需要注意不能使油气比低于稳定燃烧需要的最小油气比，以免造成燃烧室熄火的严重事故。