基于GasTurb渦噴發(fā)動機(jī)性能計算
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基于 GasTurb 渦噴發(fā)動機(jī)性能計算Performance Calculation of Turbojet Engine Based on Gasturb摘 要航空器的數(shù)值仿真技術(shù)已在發(fā)動機(jī)為代表的航空器的研究設(shè)計領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，給發(fā)動機(jī)的研究制造帶來很大的便利。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是當(dāng)前最重要的航空發(fā)動機(jī)主體之一，對其進(jìn)行性能計算是一項非常必要的任務(wù)，通過利用發(fā)動機(jī)數(shù)值仿真軟件模擬發(fā)動機(jī)的狀態(tài)從而得到分析數(shù)據(jù)。GasTurb 是一款功能全面的發(fā)動機(jī)性能分析軟件，可以用于計算渦噴發(fā)動機(jī)設(shè)計點和非設(shè)計點參數(shù)性能。通過深入學(xué)習(xí) GasTurb 軟件，利用軟件的參數(shù)功能計算了設(shè)計點各站位氣流參數(shù)以及性能指標(biāo)，繪制出熱力循環(huán)多變過程的 P-V 圖和 T-S 圖像；用非設(shè)計點功能繪制單軸渦噴發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)與渦輪的共同工作線；結(jié)合發(fā)動機(jī)原理相關(guān)知識和軟件參數(shù)輸出功能分析壓氣機(jī)以及渦輪共同工作線，找出影響壓氣機(jī)共同工作線位置的因素；利用非設(shè)計點參數(shù)功能繪制單軸渦噴轉(zhuǎn)速、高度和速度三大特性圖，分析變化規(guī)律，得到渦噴發(fā)動機(jī)的相關(guān)性能特征；然后分析循環(huán)參數(shù)的變化對發(fā)動機(jī)性能的影響，主要針對壓氣機(jī)增壓比和渦輪前燃?xì)饪倻剡M(jìn)行分析。這些研究結(jié)論能夠不僅有助于技術(shù)人員研究設(shè)計渦噴發(fā)動機(jī)，也為維修人員在發(fā)動機(jī)實際運(yùn)轉(zhuǎn)和試車時的狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷提供參考。關(guān)鍵詞：數(shù)值仿真；渦噴發(fā)動機(jī)；GasTurbAbstractAircraft numerical simulation technology has been widely used in the field of research and design of the aircrafts including engines, which brings huge convenience to the development of the engine. Turbojet engine is one of the most important main part of current civil aviation aircrafts. It is a necessary job to do the performance calculation for them by engine numerical simulation software, simulating the status of the engine to obtain the data. GasTurb is a functional engine performance analysis software, which can be used for the analysis of turbojet engine Design and Off-Design performance parameters. With in-depth study on GasTurb, flow parameters of each station and performance indicators can be calculated by software parameters function, the P-V,T-S diagrams from the polytropic process in the circulation can also be drew.and the high-bypass turbojet engine compressor and turbine working line can be obtained by off-design function; combined with relative engine principles and software parameters output function, the compressor co-operating line and turbine co-operating line can be analyzed, and factors that affect compressor working line of position can be identified; for drawing the speed, altitude and velocity characteristic diagrams of the turbojet, analyzing the relationship and performance characteristics of a turbojet engine, the off-design parameters analysis module of the software can be used; then, the effect of circulation parameters on the overall performance can be analyzed, mainly for the compressor pressure ratio and burner exit temperature. The conclusion of the research can not only help technical personnel to study and design turbojet engine, also can provide reference for maintenance personnel in the actual operation and test of the engine condition monitoring and fault diagnosis.Key Words: Numerical Simulation; Turbojet Engine; GasTurbI目 錄第 1 章 緒論 .11.1 論文研究背景 11.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 .11.3 論文研究內(nèi)容 2第 2 章 單軸渦噴發(fā)動機(jī)共同工作及特性圖 42.1 設(shè)計點的循環(huán) 42.1.1 設(shè)計點的輸入 .42.1.2 熱力循環(huán) T-S 圖 .62.1.3 熱力循環(huán) P-V 圖 .92.2 共同工作線 102.2.1 壓氣機(jī)共同工作線 102.2.2 渦輪共同工作線 .152.3 影響共同工作線位置的因素 162.3.1 噴管處于亞臨界時馬赫數(shù)的影響 .162.3.2 噴管面積 172.3.3 壓氣機(jī)設(shè)計增壓比 182.4 發(fā)動機(jī)的特性 192.4.1發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性 202.4.2 發(fā)動機(jī)高度特性 .232.4.3 發(fā)動機(jī)的速度特性 24第 3 章 循環(huán)參數(shù)對發(fā)動機(jī)的影響 27I第 4 章 結(jié)論與展望 .314.1 結(jié)論 314.2 展望 31參考文獻(xiàn) 33致 謝 34附錄：外文翻譯資料 .351第 1 章 緒論1.1 論文研究背景燃?xì)廨啓C(jī)是一個資金、技術(shù)、人才密集的領(lǐng)域，是研發(fā)周期和生命周期都很長的戰(zhàn)略產(chǎn)業(yè)。很久以來，世界發(fā)達(dá)國家一直都把燃?xì)廨啓C(jī)項目作為一種戰(zhàn)略性產(chǎn)業(yè)，投入巨資去研發(fā)燃?xì)廨啓C(jī)的新技術(shù)、新產(chǎn)品，改善并提高燃?xì)廨啓C(jī)的性能，一定程度上不斷地促進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。西方發(fā)達(dá)國家為保持它們?nèi)細(xì)廨啓C(jī)技術(shù)上的優(yōu)勢，保證在市場競爭中始終處于領(lǐng)先地位，都制定了燃?xì)廨啓C(jī)的相關(guān)發(fā)展計劃，如美國的 ATS 計劃(先進(jìn)透平系統(tǒng)計劃)、歐共體的 EC-ATS 計劃、日本的“ 新日光”計劃等。實施了這些計劃，極大推動了燃?xì)廨啓C(jī)先進(jìn)技術(shù)的鉆研和應(yīng)用，為新型燃?xì)廨啓C(jī)的研發(fā)儲備了一定的技術(shù)，對其保持處于世界領(lǐng)先的地位和優(yōu)勢起到了決定性作用。在設(shè)計新型發(fā)動機(jī)時，需要選擇多組工作過程中的參數(shù)，對設(shè)計點和非設(shè)計點的性能進(jìn)行計算，并在很多約束限制條件下進(jìn)行反復(fù)迭代和優(yōu)化，進(jìn)而得到一組最優(yōu)參數(shù)，使之既能符合當(dāng)前部件設(shè)計技術(shù)的水平，又能滿足飛行性能要求。最后再進(jìn)行發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計。因此，計算設(shè)計點和非設(shè)計點的發(fā)動機(jī)性能狀況很重要。為了提高航空發(fā)動機(jī)系統(tǒng)在優(yōu)化設(shè)計和數(shù)值模擬方面的能力，許多國家都在加強(qiáng)計算機(jī)數(shù)值模擬和仿真技術(shù)方向上的的發(fā)展。美國實施了“推進(jìn)系統(tǒng)數(shù)值仿真”（NPSS）計劃，通過高度可靠的多學(xué)科（包括氣動、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度、控制等）綜合計算機(jī)仿真，達(dá)到一定高度的系統(tǒng)分析能力，在降低成本的同時提高了發(fā)動機(jī)的質(zhì)量1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀半個多世紀(jì)以來，隨著航空渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)不斷地進(jìn)步，航空發(fā)動機(jī)的性能和水平已經(jīng)獲得了很大提高，世界在役的大部分軍用發(fā)動機(jī)的推重比已從 2 提高到8～9，不加力燃油消耗率也從 1～1.2kg/(daN·h)下降到 0.6～0.7 kg/(daN·h)，在研的軍用發(fā)動機(jī)推重比可以達(dá)到 79，并很快將投入使用；航空渦輪發(fā)動機(jī)在性能提高的同時，耐久性和可靠性也會有大幅的改善，軍用發(fā)動機(jī)的熱端零件壽命大約 2000h,而民用的發(fā)動機(jī)能達(dá)到 20000～30000h。國內(nèi)自己的航空發(fā)動機(jī)工業(yè)創(chuàng)建于抗美援朝時期，從無到有，由弱變強(qiáng)，過程非常艱辛，經(jīng)歷了“ 維修仿制、改進(jìn)改型、自主研制” 三個發(fā)展階段。第一個階段是從 1950 年到 1965 年。在蘇聯(lián)經(jīng)濟(jì)、技術(shù)援助，以及國內(nèi)全面建設(shè)航空工業(yè)戰(zhàn)略的內(nèi)外因雙重作用下，國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)工業(yè)由此成功起步。從一開2始的維護(hù)維修到按圖生產(chǎn)，再到進(jìn)一步的仿制改進(jìn)，先后制造了渦噴 5、渦噴 6，并進(jìn)行了渦噴 7 和渦噴 8 的研制生產(chǎn)。第二個階段是從 1966 年到 1990 年。隨著中蘇關(guān)系的破裂，國內(nèi)的航空工業(yè)開始在艱難中獨(dú)立發(fā)展。國內(nèi)首型自主研制的殲八飛機(jī)，其配套的渦噴 7 甲發(fā)動機(jī)是在渦噴 7 的基礎(chǔ)上開始研制，并成為走完從設(shè)計、試制、零部件加工及整機(jī)地面調(diào)試、高空模擬實驗到試飛定型全研制周期的首型發(fā)動機(jī)；在它的基礎(chǔ)上改進(jìn)研制了渦噴 13 發(fā)動機(jī)，這款發(fā)動機(jī)全面提高了可靠性和耐久性；并引進(jìn)許可生產(chǎn)了羅羅（Rolls Royce）公司的“ 斯貝 ”MK202 型加力渦扇發(fā)動機(jī)，并仿制成為渦扇 9 發(fā)動機(jī)，掌握了大量國內(nèi)曾經(jīng)沒有接觸過的先進(jìn)工藝和技術(shù)。第三個階段是從 1990 年往后。以新一代核心機(jī)預(yù)研計劃為代表，中國航空發(fā)動機(jī)構(gòu)建核心機(jī)型譜體系的整體發(fā)展思路在逐漸形成，中國航空發(fā)動機(jī)科研體系開始逐漸步入成熟。2002 年和 2005 年，國內(nèi)自行設(shè)計研制的渦噴 14 發(fā)動機(jī)第三代大推力渦扇 10 發(fā)動機(jī)以及渦噴 14 發(fā)動機(jī)分別定型，此舉標(biāo)志著國內(nèi)已具備了航空發(fā)動機(jī)的自主研制能力。為了取得 21 世紀(jì)在軍事和商業(yè)競爭上的優(yōu)勢，國外一些航空發(fā)動機(jī)技術(shù)較為先進(jìn)的國家開始加緊實施先進(jìn)的航空渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展計劃，比如美國的綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)（IHPTET）計劃，以英國為主體的西歐先進(jìn)核心軍用機(jī)（ACME）/ 先進(jìn)軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)（AMET）計劃，目標(biāo)旨在驗證推重比達(dá)到 20、燃油消耗率下降 30%～40%，以及成本降低 35%～60%的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)技術(shù)。美國在 IHPTET 計劃之后，著手實施 IHPTET 的后續(xù)計劃，為經(jīng)濟(jì)可承受、多用途的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)計劃（VAATE），使之到 2017 年使用軍用渦噴和渦扇發(fā)動機(jī)技術(shù)的能力與成本比為 F119 的 10 倍左右。同時，美國和歐洲大部分國家開始進(jìn)行改善民用航空渦輪發(fā)動機(jī)性能的發(fā)展計劃，比如美國航空局（NASA）從 1999 年開始實施的非常高效的發(fā)動機(jī)技術(shù)計劃（UEET）極大提高了渦輪發(fā)動機(jī)的效率和性能，使燃油消耗率下降了 8%～15%。除此之外還有美法聯(lián)合實施的 TECH56 計劃，以及歐洲的環(huán)保型航空發(fā)動機(jī)技術(shù)計劃（EEFAE），非常之高效，都以改善民用發(fā)動機(jī)的環(huán)境和性能為重要目標(biāo)。這些計劃所應(yīng)用的相關(guān)技術(shù)都將為提高航空渦輪發(fā)動機(jī)的性能水平提供技術(shù)支持，打下堅實的基礎(chǔ)。當(dāng)然，渦輪發(fā)動機(jī)材料技術(shù)和部件技術(shù)也非常關(guān)鍵，使如今高效渦輪發(fā)動機(jī)推進(jìn)取得成功進(jìn)展的關(guān)鍵因素 [1]。31.3 論文研究內(nèi)容本文主要參考進(jìn)來燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的研究背景，運(yùn)用最新版 GasTurb13 軟件，一款能夠針對特定類型發(fā)動機(jī)進(jìn)行性能分析，并對發(fā)動機(jī)試車結(jié)果進(jìn)行分析，診斷故障的軟件，對單軸渦噴發(fā)動機(jī)進(jìn)行性能計算與分析，具體內(nèi)容如下：（1）緒論部分主要介紹了目前燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的研究背景，以及國內(nèi)外發(fā)動機(jī)的研究現(xiàn)狀，尤其是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，并提出運(yùn)用 GasTurb 軟件對單軸渦噴發(fā)動機(jī)進(jìn)行性能分析與計算。（2）第二章是論文的主要部分，介紹了軟件的基本用法，并對設(shè)計點和非設(shè)計點進(jìn)行性能計算與分析。第一部分，運(yùn)用設(shè)計點的參數(shù)，進(jìn)行熱力循環(huán)，畫出實際循環(huán)多變過程中的 P-V 圖與 T-S 圖像，并分析各個過程；第二部分，進(jìn)行非設(shè)計點的性能分析，并控制變化規(guī)律，畫出壓氣機(jī)與渦輪的共同工作線；第三部分，分析單軸渦噴發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速、高度、馬赫數(shù)三大特性，并調(diào)節(jié)變化規(guī)律畫出相應(yīng)特性圖。（3）第三章主要運(yùn)用“Parametric”功能，在完成設(shè)計點性能分析后，選擇單個或多個參數(shù)，繪制其對發(fā)動機(jī)機(jī)性能參數(shù)的影響曲線。并分析影響結(jié)果。（4）第四章對全文進(jìn)行總結(jié)，并進(jìn)行對未來的展望。4第 2 章 單軸渦噴發(fā)動機(jī)共同工作及特性圖2.1 設(shè)計點的循環(huán)2.1.1 設(shè)計點的輸入GasTurb 模擬了用于產(chǎn)生推進(jìn)力和發(fā)電的最重要的燃?xì)鉁u輪模型。幾乎所有的燃?xì)鉁u輪性能模擬的問題都可以由它解決。軟件提供了多種噴氣式發(fā)動機(jī)模型，如圖所示，選擇渦輪噴氣式發(fā)動機(jī)模型進(jìn)行簡單的性能分析。圖 2-1 軟件首頁如圖 2-1 所示，首先在“Jet Engines”中選擇“Turbojet”渦噴模型，并點擊左邊的“Performance”進(jìn)行性能分析。接著選擇軟件給出的數(shù)據(jù)文件夾“DemoData”中的“Demo_jet.CYJ”文件，軟件自行輸入數(shù)據(jù)，如圖 2-2 所示：5圖 2-2 參數(shù)顯示界面點擊“Input”輸入欄里的 “Station”，可以看到各站位截面圖，各站位設(shè)計點參數(shù)以及由馬赫數(shù)導(dǎo)出的輸入值。如圖 2-3 所示：圖 2-3 站位截面及參數(shù)點擊“Design Point”開始計算，顯示結(jié)果如圖 2-4 所示：6圖 2-4 設(shè)計點數(shù)據(jù)在“Summary”中可以看出各站位的質(zhì)量流量 W，總溫 T，總壓 P，以及一些縮寫，燃油消耗率 TSFC，單位推力 FN/W2 等等。如果還有想知道的循環(huán)性能，可以回到輸入值界面，點擊左邊“Additional”欄中的 “Formula”選項，輸入壓氣機(jī)增壓比 P3/P2，和渦輪落壓比 P4/P5，點擊上方標(biāo)題欄中的“value” 可以計算出所有的數(shù)值。如圖 2-5 所示：圖 2-5 數(shù)值定義選擇界面7退出再重新運(yùn)行一遍程序，在標(biāo)題欄“additional” 中可見新的輸出值，如上圖。2.1.2 熱力循環(huán) T-S 圖在完成上述設(shè)計點參數(shù)輸入完成后，點擊左邊“Diagram”圖標(biāo)欄中的“T-S”選項，會出現(xiàn)如圖 2-6 所示的溫熵坐標(biāo)圖：圖 2-6 溫-熵坐標(biāo)圖在布萊頓循環(huán)中，空氣會先從大氣中進(jìn)入壓氣機(jī)，在壓氣機(jī)中進(jìn)行絕熱壓縮過程，然后被壓縮的空氣進(jìn)入燃燒室，與同一時刻噴入燃燒室的燃料混合后進(jìn)行定壓燃燒，燃燒生成的高溫燃?xì)膺M(jìn)入燃?xì)廨啓C(jī)中開始進(jìn)行絕熱膨脹，膨脹后的燃?xì)庾罱K再排向大氣。排出的廢氣氣壓與進(jìn)入壓氣機(jī)的空氣壓力都接近于大氣壓力，最后一個相當(dāng)于定壓冷卻過程。然而在實際過程中，由于氣體的流動損失，如圖中所示，2→3 的壓縮過程和 4→5 的膨脹過程都并非垂直的線段，不是定熵絕熱過程。如下面的空氣系統(tǒng)圖所標(biāo)注，2→3 壓氣機(jī)壓縮過程中有 1%的過載放氣量，此過程熵增；4→41 渦輪進(jìn)口導(dǎo)向葉片打開進(jìn)行冷卻，有 5%放氣量，是熵減的過程；41→49 高壓渦輪進(jìn)行冷卻，有 5%引氣量，此過程熵增 [2]。8圖 2-7 各站位截面圖如果想知道溫度-熵隨其他變量的變化關(guān)系，可以點擊旁邊“slider”選項，里面一共可以設(shè)置 3 個變量，選好變量后點擊“freeze”，凍結(jié)住初始數(shù)據(jù)的坐標(biāo)圖，再移動滑塊，可以得到另一副隨便量改變而改變的新坐標(biāo)圖（之前的坐標(biāo)圖線會呈現(xiàn)為紫色） 。影響發(fā)動機(jī)實際循環(huán)效率的因素有 3 個：加熱比 Δ（或渦輪前燃?xì)饪倻豑3*） 、增壓比 π、壓氣機(jī)效率 ηC 和渦輪效率 ηT。隨著加熱比 Δ 或渦輪前燃?xì)饪倻?T3*的提高，加熱量增大，發(fā)動機(jī)部件損失所占的比例就越小，故熱效率 ηT增大，這一點從圖 2-8 中也可以看出。9圖 2-8 溫-熵對比圖而熱效率并不是隨增壓比的增大或減小而呈現(xiàn)單一變化，當(dāng)增壓比達(dá)到最經(jīng)濟(jì)增壓比 πeco 時，實際循環(huán)熱效率會達(dá)到最大值，達(dá)到波峰，再增大或減小增壓比，熱效率值都會減小。如下面拖動滑塊顯示的兩張圖，2-9，2-10 只能看出變化規(guī)律，并不能找出最經(jīng)濟(jì)增壓比。10圖 2-9 壓比為 6.4 的對比圖圖 2-10 壓比為 17.6 對比圖2.1.3 熱力循環(huán) P-V 圖分析完 T-S 圖之后，點擊左邊“diagram”圖標(biāo)下的“P-V”選項，會出現(xiàn)如 2-1111 所示的壓力-體積坐標(biāo)圖：圖 2-11 壓力-體積坐標(biāo)圖從圖中可以看出，與燃?xì)鉁u輪機(jī)理想循環(huán)的 P-V 圖有明顯的區(qū)別是：3 站位→4 站位過程并非一條水平的線段，此過程由于存在加熱熱阻和流動損失，使加熱的過程中會有氣流總壓損失，所以總壓變小。在 2 站位→3 站位的壓氣機(jī)絕熱多變過程中壓力升高，4 站位→5 站位的渦輪絕熱多變過程中壓力降低。2.2 共同工作線再回到程序首頁，繼續(xù)選中“Turbojet” ，點擊左側(cè)“Scope”下“Performance”的同時選擇“Off Design”欄下的“Standard Maps”選項，如圖 2-12 所示：12圖 2-12 功能選擇界面2.2.1 壓氣機(jī)共同工作線選擇上一次保存的數(shù)據(jù)文件夾，可以看到如 2-13 的非設(shè)計點參數(shù)輸入界面：圖 2-13 非設(shè)計點參數(shù)界面在此界面依然可以看到這些參數(shù)：進(jìn)氣道壓比，燃油熱值，機(jī)身外引氣量等等。將此設(shè)計點參數(shù)作為非設(shè)計點參數(shù)來進(jìn)行計算，則會得到如 2-14 的壓氣機(jī)的流量特性圖：13圖 2-14 壓氣機(jī)流量特性圖圖中圓圈標(biāo)注著循環(huán)設(shè)計點，黃色點標(biāo)注了非設(shè)計運(yùn)行點，因為在非設(shè)計點的模式下計算了設(shè)計點循環(huán)設(shè)計點，所以黃色的正方形在包含在圓圈內(nèi)。返回參數(shù)輸入界面，參數(shù)列表第七行，填“1” 代表輸入的是相對轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速“ZXN”，填“2” 代表輸入的是燃燒室出口溫度（渦輪進(jìn)口溫度） “ZT4”?，F(xiàn)在選擇相對轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變作為輸入值，輸入 1，選擇左邊“Task”欄下的“Operate Line”，進(jìn)而下一個頁面可以指定共同工作線上的計算點的個數(shù)，以及轉(zhuǎn)速的默認(rèn)差值。這里選擇 20 個計算點，轉(zhuǎn)速差值為 0.025，如圖 2-15 所示:14圖 2-15 工作線繪制界面點擊“Operating Line”開始運(yùn)行，彈出對話框會問到是否要更多條共同工作線，選擇“No”，可以得到單線條共同工作線，點擊“Compr”得到壓氣機(jī)共同工作線如圖 2-16：15圖 2-16 壓氣機(jī)共同工作線圖在低換算轉(zhuǎn)速時壓氣機(jī)出現(xiàn)喘振的情況，可以采用手動放氣的方法。回到參數(shù)輸入的界面，打開左邊“Controls”控制欄，選擇下面的“bleed”放氣選項，會彈出如圖 2-17 所示的對話框，在“轉(zhuǎn)速相似參數(shù)高于多少時關(guān)閉 ”選項后面填0.8，表示轉(zhuǎn)速相似參數(shù)高于 80%時手動關(guān)閉放氣活門，在“轉(zhuǎn)速相似參數(shù)低于多少時打開” 選項后面填 0.6，表示轉(zhuǎn)速相似參數(shù)低于 60%時手動打開放氣活門，在“最大手動放氣量 “后面填 0.3，最后點擊“OK” 。之后會彈出對話框詢問時候需要轉(zhuǎn)換到自動調(diào)節(jié)放氣活門，選擇“No”，后面可以比較手動開關(guān)放氣活門前后的壓氣機(jī)共同工作線。點擊“ Operating line”， 詢問是否需要多條共同工作線，這一次選擇 “是”。 在彈出的共同工作線輸入數(shù)據(jù)欄中， 將“ OL NO 2”共同工作線中的“ Automatic Bleed”選項中輸入“1”，代表打開第二條共同工作線可調(diào)放氣活門放氣，如圖 2-18 所示：16圖 2-17 放氣參數(shù)輸入界面圖 2-18 更多工作線選擇參數(shù)17其他參數(shù)不變，確認(rèn)好之后點擊“RUN”，之后在上方菜單欄中選擇“compr”，得到如圖 2-19 所示的共同工作線對比圖。圖 2-19 放氣及不放氣共同工作線從圖中看出，打開放氣活門后，喘振的問題不存在了，共同工作線遠(yuǎn)離了喘振邊界。因為壓氣機(jī)喘振時前喘后渦，前幾級的正攻角過大，同時后幾級的負(fù)攻角過大，打開放氣活門后是進(jìn)氣量增大，軸向的速度增加，從而改變了相對速度的方向，使得前幾級的正攻角減小，達(dá)到了防喘的目的。再看一看別的數(shù)據(jù)。如圖 2-20，雖然放氣之后沒有喘振的問題了，但是燃油消耗量卻更高了。因為打開活門后使得壓氣機(jī)推力和增壓比下降，為了維持推力只能增大燃油消耗。18圖 2-20 燃油消耗率/推力圖點擊左上角“New Picture”選項可以更換更多的橫縱坐標(biāo)單位，從而得到新的比例關(guān)系圖。將縱坐標(biāo)更換為“Burner Exit Temperature T4”燃燒室出口溫度；將橫坐標(biāo)更換為“Rel.Corr.Spool Speed”真實轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，點擊“Draw y=f(x)”得到如2-21 的圖：圖 2-21 渦輪前總溫/轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速圖從圖中可以看出，在相同較低轉(zhuǎn)速下，打開放氣活門使得燃燒室出口總溫T4 增大。192.2.2 渦輪共同工作線回到運(yùn)行輸入?yún)?shù)后的界面，點擊上方菜單欄里“Turb”選項，可以得到渦輪的流量特性圖 2-22：圖 2-22 渦輪流量特性圖再運(yùn)行“Operaing Line”操作，與做壓氣機(jī)共同工作線步驟相同，最后一步在上方點擊“Turbine”，會得到如 2-23 的渦輪共同工作線。20圖 2-23 渦輪共同工作線從圖中可以看出，當(dāng)流量達(dá)到 6kg/s 后，渦輪落壓比接近保持不變。當(dāng)渦輪導(dǎo)向器的最小截面和噴管處于臨界和超臨界狀態(tài)時落壓比為常數(shù)，隨轉(zhuǎn)速的變化而不再變化；當(dāng)導(dǎo)向器最小截面處于臨街或超臨界狀態(tài)而噴管處于亞臨界狀態(tài)時，落壓比隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨其減小而減小；當(dāng)渦輪和噴管均處于亞臨界狀態(tài)時，落壓比也隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨其減小而減小。2.3 影響共同工作線位置的因素2.3.1 噴管處于亞臨界時馬赫數(shù)的影響當(dāng)噴管開始處于亞臨界工作狀態(tài)時，飛行馬赫數(shù) Ma 的大小會影響噴管和渦輪的落壓比。根據(jù)渦輪發(fā)動機(jī)壓力平衡可推導(dǎo)出方程：（2-??????????=??????????????(1+???12????2)?????1?????=?????????????1）其中 為總壓恢復(fù)系數(shù)， 為臨界恢復(fù)系數(shù)， 為氣體熱容比。???? ?????? ??當(dāng)飛行馬赫數(shù)增大的時候，總增壓比 會增加，渦輪以及噴管的???=??????????總落壓比也會增大，致使 增大， 也會增大。此時，共同工作點會向右下方????? ?????移動，公同工作線出現(xiàn)分支。21在 GasTurb 軟件中，選擇繪制多條共同工作線，變量選擇馬赫數(shù)，分別為0、0.5、0.75，可得到如 2-24 的對比圖：2018/5/18GasTurb134 8 12 16 20 24 28 32 36MassFlowW2RStd[kg/s]0246810121416PressureRatioP3/P2Compr0.5 0.60.7 0.750.8 0.850.9 0.951 N?/?Q?=1.050.850.840.830.820.800.750.70ReferenceOL No 2OL No 3圖 2-24 不同馬赫數(shù)共同工作線圖從圖中可以看出，馬赫數(shù)小的工作線在上方，更接近喘振邊界；馬赫數(shù)大的工作線分支是在下方，遠(yuǎn)離喘振邊界。2.3.2 噴管面積計算多級渦輪的落壓比，根據(jù)流過渦輪導(dǎo)向器最小截面處和噴管最小截面處的流量相等，也就是 ,再代入流量公式可得：????,??=????,5（2-2）?????=(??????5??(??5)??????????(????))2??′??′+1其中 為渦輪落壓比， 、 分別為噴管、渦輪的總壓恢復(fù)系數(shù)， 、 分別????? ???? ???? ??5 ????為噴管、渦輪出口的面積， 、 分別為噴管、渦輪出口的速度系數(shù)。??5 ????當(dāng)渦輪以及噴管都處于臨界或超臨界時， ，則??(????)= ??(??5)=1（2-3）?????=(??????5????????)2??′??′+1此時， 將會與 的變化成正比。????? ??52??′??′+122當(dāng)噴管面積 增大時， 會隨之增大，為了保證壓氣機(jī)與渦輪功率平衡，??5 ?????會下降。在壓氣機(jī)特性圖中，從等溫度比線可知，右下方都是 較低的點，???3 ???3所以壓氣機(jī)共同工作線會隨著共同工作點向右下方，沿著等轉(zhuǎn)速線移動，遠(yuǎn)離喘振邊界。而當(dāng)噴管面積 減小時， 會隨之減小，渦輪功 會減小，一直渦輪輸出??5 ????? ????功率減小，轉(zhuǎn)速 n 會下降。為了保持轉(zhuǎn)速 n 不變，燃油系統(tǒng)會自動增加供油量，致使 增大，從而壓氣機(jī)共同工作線會隨著共同工作點向左上方移動，????,?? ???3沿著等轉(zhuǎn)速線，向喘振邊界靠近。在 GasTurb 軟件中繼續(xù)繪制多條共同工作線，變量設(shè)置為噴管區(qū)域面積百分比。分別設(shè)置為 0,20%，50%，繪制出如圖 2-25 三條線：2018/5/18GasTurb134 8 12 16 20 24 28 32 36MassFlowW2RStd[kg/s]0246810121416PressureRatioP3/P2Compr0.5 0.60.7 0.750.8 0.850.9 0.951 N?/?Q?=1.050.850.840.830.820.800.750.70ReferenceOL No 2OL No 3圖 2-25 不同噴管面積共同工作線2.3.3 壓氣機(jī)設(shè)計增壓比在 GasTurb 軟件中，先計算設(shè)計點的參數(shù)，再通過更改設(shè)計增壓比的數(shù)值，在非設(shè)計點“Off Design”中進(jìn)行壓氣機(jī)特性圖以及共同工作線的繪制。選擇增壓比分別為 3,6 和 12，分別繪制出如圖 2-26，2-27，2-28 三條線：23圖 2-26 增壓比為 3 共同工作線圖 2-27 增壓比為 6 共同工作線24圖 2-28 增壓比為 12 共同工作線從圖中可以看出，在類似于 3 的低設(shè)計增壓比下，沿著換算轉(zhuǎn)速降低的方向，共同工作線會逐漸遠(yuǎn)離喘振邊界；在 6 的設(shè)計增壓比下，共同工作線基本與喘振邊界保持平行；在類似于 12 的高設(shè)計增壓比下，沿著換算轉(zhuǎn)速降低的方向，共同工作線會逐漸靠近喘振邊界。增壓比越高，喘振邊界越抖，而共同工作線會越平緩。2.4 發(fā)動機(jī)的特性發(fā)動機(jī)推力 F 和燃油消耗率 sfc 隨發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速 n，飛行速度 V 和飛行高度 H 的變化規(guī)律叫做發(fā)動機(jī)特性。具體分為轉(zhuǎn)速特性、高度特性和速度特性 [3]。2.4.1 發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性（1）轉(zhuǎn)速特性在保持飛行高度和飛行速度保持不變的條件下，發(fā)動機(jī)推力個 F 和燃油消耗率 sfc 隨轉(zhuǎn)速 n 的變化規(guī)律叫做發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性，又稱節(jié)流特性。在 GasTurb 軟件中，繪制單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機(jī)共同工作線的步驟中，在“compressor”和“turbine”后的第三個選項“Y=f(x)”下，縱軸選擇靜推力“Net Thrust”和燃油消耗率“Sp.Consumption” ，橫軸選擇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速 “Spool Speed”，點擊“Draw”可得到如 2-29 的幾何面積不可調(diào)的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性圖：25圖 2-29 轉(zhuǎn)速特性圖可以從圖中看出：推力隨著轉(zhuǎn)速的增大而一直保持增大，而且繪制出的線條是斜率在增大的曲線；燃油消耗率率前半段隨著轉(zhuǎn)速的增大而減小，當(dāng)接近最大轉(zhuǎn)速 10000RPM 時，開始略有增大。分析原因：Ⅰ.由推力的公式 可知，發(fā)動機(jī)流量 和單位推力 是影響推力??=???? ???? ???? ????的主要因素。通過發(fā)動機(jī)的空氣流量會隨轉(zhuǎn)速的增大而增大，所以當(dāng)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降時，流量會隨之減小，起初 、 都下降，則排氣速度和單位推力都下降，???4 ???4當(dāng)轉(zhuǎn)速下降更多時， 會增大，但繼續(xù)下降的 會起主導(dǎo)作用，單位推力任下???4 ???4降，所以發(fā)動機(jī)的推力隨轉(zhuǎn)速的下降而減小。Ⅱ.有燃油消耗率的公式（2-??????=3600?????? =3600?????3????2????4）其中 為燃油流量， 為推力， 為單位推力???? ?? ????可知，單位推力 和燃燒室出口與進(jìn)口總溫之差（ ）是影響燃油消???? ???3????2耗率的主要因素。26當(dāng)發(fā)動機(jī)平衡工作時，可以得出（2-5 ）???3=?? ??2(1?1???????′?1??′)?????????其中 K 為常數(shù)，n 為轉(zhuǎn)速， 為渦輪效率， 是機(jī)械效率。????? ????當(dāng)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降時，起初 隨轉(zhuǎn)速的平方呈正比下降，當(dāng) 和???3 ?????下降時 的下降變得緩慢，當(dāng)轉(zhuǎn)速進(jìn)一步下降時， 因 和 起主要作用????? ???3 ???3 ????? ?????而急劇增加。因為壓氣機(jī)增壓比 隨轉(zhuǎn)速下降而下降，所以壓氣機(jī)出口總溫?????也隨之下降。所以發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降的前半程， （ ）和單位???2 ???3????2推力隨轉(zhuǎn)速下降，而前者（溫差）起主導(dǎo)作用，燃油消耗率 sfc 隨之減?。缓蟀攵螁挝煌屏ζ鹬鲗?dǎo)作用，燃油消耗率 sfc 隨轉(zhuǎn)速下降而增大，呈反比，當(dāng)轉(zhuǎn)速較低時， （ ）隨轉(zhuǎn)速下降而增大，單位推力隨轉(zhuǎn)速下降而下降，使得???3????2燃油消耗率 sfc 隨轉(zhuǎn)速下降而急劇增加。（2）壓氣機(jī)中間級放氣時的轉(zhuǎn)速特性從壓氣機(jī)共同工作線圖中可以看出，當(dāng)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)相對換算轉(zhuǎn)速低于0.7 左右時，壓氣機(jī)共同工作線接近喘振邊界，壓氣機(jī)喘振裕度過小，容易發(fā)生喘振現(xiàn)象，需要采取必要的調(diào)節(jié)措施，采用壓氣機(jī)中間級放氣是避免喘振的一種方法。如之前繪制的曲線圖 2-30 所示：圖 2-30 中間級放氣共同工作線基于 GasTurb 渦噴發(fā)動機(jī)性能計算Performance Calculation of Turbojet Engine Based on Gasturb摘 要航空器的數(shù)值仿真技術(shù)已在發(fā)動機(jī)為代表的航空器的研究設(shè)計領(lǐng)域廣泛應(yīng)用，給發(fā)動機(jī)的研究制造帶來很大的便利。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是當(dāng)前最重要的航空發(fā)動機(jī)主體之一，對其進(jìn)行性能計算是一項非常必要的任務(wù)，通過利用發(fā)動機(jī)數(shù)值仿真軟件模擬發(fā)動機(jī)的狀態(tài)從而得到分析數(shù)據(jù)。GasTurb 是一款功能全面的發(fā)動機(jī)性能分析軟件，可以用于計算渦噴發(fā)動機(jī)設(shè)計點和非設(shè)計點參數(shù)性能。通過深入學(xué)習(xí) GasTurb 軟件，利用軟件的參數(shù)功能計算了設(shè)計點各站位氣流參數(shù)以及性能指標(biāo)，繪制出熱力循環(huán)多變過程的 P-V 圖和 T-S 圖像；用非設(shè)計點功能繪制單軸渦噴發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)與渦輪的共同工作線；結(jié)合發(fā)動機(jī)原理相關(guān)知識和軟件參數(shù)輸出功能分析壓氣機(jī)以及渦輪共同工作線，找出影響壓氣機(jī)共同工作線位置的因素；利用非設(shè)計點參數(shù)功能繪制單軸渦噴轉(zhuǎn)速、高度和速度三大特性圖，分析變化規(guī)律，得到渦噴發(fā)動機(jī)的相關(guān)性能特征；然后分析循環(huán)參數(shù)的變化對發(fā)動機(jī)性能的影響，主要針對壓氣機(jī)增壓比和渦輪前燃?xì)饪倻剡M(jìn)行分析。這些研究結(jié)論能夠不僅有助于技術(shù)人員研究設(shè)計渦噴發(fā)動機(jī)，也為維修人員在發(fā)動機(jī)實際運(yùn)轉(zhuǎn)和試車時的狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷提供參考。關(guān)鍵詞：數(shù)值仿真；渦噴發(fā)動機(jī)；GasTurbAbstractAircraft numerical simulation technology has been widely used in the field of research and design of the aircrafts including engines, which brings huge convenience to the development of the engine. Turbojet engine is one of the most important main part of current civil aviation aircrafts. It is a necessary job to do the performance calculation for them by engine numerical simulation software, simulating the status of the engine to obtain the data. GasTurb is a functional engine performance analysis software, which can be used for the analysis of turbojet engine Design and Off-Design performance parameters. With in-depth study on GasTurb, flow parameters of each station and performance indicators can be calculated by software parameters function, the P-V,T-S diagrams from the polytropic process in the circulation can also be drew.and the high-bypass turbojet engine compressor and turbine working line can be obtained by off-design function; combined with relative engine principles and software parameters output function, the compressor co-operating line and turbine co-operating line can be analyzed, and factors that affect compressor working line of position can be identified; for drawing the speed, altitude and velocity characteristic diagrams of the turbojet, analyzing the relationship and performance characteristics of a turbojet engine, the off-design parameters analysis module of the software can be used; then, the effect of circulation parameters on the overall performance can be analyzed, mainly for the compressor pressure ratio and burner exit temperature. The conclusion of the research can not only help technical personnel to study and design turbojet engine, also can provide reference for maintenance personnel in the actual operation and test of the engine condition monitoring and fault diagnosis.Key Words: Numerical Simulation; Turbojet Engine; GasTurbI目 錄第 1 章 緒論 .11.1 論文研究背景 11.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀 .11.3 論文研究內(nèi)容 2第 2 章 單軸渦噴發(fā)動機(jī)共同工作及特性圖 42.1 設(shè)計點的循環(huán) 42.1.1 設(shè)計點的輸入 .42.1.2 熱力循環(huán) T-S 圖 .62.1.3 熱力循環(huán) P-V 圖 .92.2 共同工作線 102.2.1 壓氣機(jī)共同工作線 102.2.2 渦輪共同工作線 .152.3 影響共同工作線位置的因素 162.3.1 噴管處于亞臨界時馬赫數(shù)的影響 .162.3.2 噴管面積 172.3.3 壓氣機(jī)設(shè)計增壓比 182.4 發(fā)動機(jī)的特性 192.4.1發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性 202.4.2 發(fā)動機(jī)高度特性 .232.4.3 發(fā)動機(jī)的速度特性 24第 3 章 循環(huán)參數(shù)對發(fā)動機(jī)的影響 27I第 4 章 結(jié)論與展望 .314.1 結(jié)論 314.2 展望 31參考文獻(xiàn) 33致 謝 34附錄：外文翻譯資料 .351第 1 章 緒論1.1 論文研究背景燃?xì)廨啓C(jī)是一個資金、技術(shù)、人才密集的領(lǐng)域，是研發(fā)周期和生命周期都很長的戰(zhàn)略產(chǎn)業(yè)。很久以來，世界發(fā)達(dá)國家一直都把燃?xì)廨啓C(jī)項目作為一種戰(zhàn)略性產(chǎn)業(yè)，投入巨資去研發(fā)燃?xì)廨啓C(jī)的新技術(shù)、新產(chǎn)品，改善并提高燃?xì)廨啓C(jī)的性能，一定程度上不斷地促進(jìn)燃?xì)廨啓C(jī)產(chǎn)業(yè)的發(fā)展。西方發(fā)達(dá)國家為保持它們?nèi)細(xì)廨啓C(jī)技術(shù)上的優(yōu)勢，保證在市場競爭中始終處于領(lǐng)先地位，都制定了燃?xì)廨啓C(jī)的相關(guān)發(fā)展計劃，如美國的 ATS 計劃(先進(jìn)透平系統(tǒng)計劃)、歐共體的 EC-ATS 計劃、日本的“ 新日光”計劃等。實施了這些計劃，極大推動了燃?xì)廨啓C(jī)先進(jìn)技術(shù)的鉆研和應(yīng)用，為新型燃?xì)廨啓C(jī)的研發(fā)儲備了一定的技術(shù)，對其保持處于世界領(lǐng)先的地位和優(yōu)勢起到了決定性作用。在設(shè)計新型發(fā)動機(jī)時，需要選擇多組工作過程中的參數(shù)，對設(shè)計點和非設(shè)計點的性能進(jìn)行計算，并在很多約束限制條件下進(jìn)行反復(fù)迭代和優(yōu)化，進(jìn)而得到一組最優(yōu)參數(shù)，使之既能符合當(dāng)前部件設(shè)計技術(shù)的水平，又能滿足飛行性能要求。最后再進(jìn)行發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計。因此，計算設(shè)計點和非設(shè)計點的發(fā)動機(jī)性能狀況很重要。為了提高航空發(fā)動機(jī)系統(tǒng)在優(yōu)化設(shè)計和數(shù)值模擬方面的能力，許多國家都在加強(qiáng)計算機(jī)數(shù)值模擬和仿真技術(shù)方向上的的發(fā)展。美國實施了“推進(jìn)系統(tǒng)數(shù)值仿真”（NPSS）計劃，通過高度可靠的多學(xué)科（包括氣動、結(jié)構(gòu)、強(qiáng)度、控制等）綜合計算機(jī)仿真，達(dá)到一定高度的系統(tǒng)分析能力，在降低成本的同時提高了發(fā)動機(jī)的質(zhì)量1.2 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀半個多世紀(jì)以來，隨著航空渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)不斷地進(jìn)步，航空發(fā)動機(jī)的性能和水平已經(jīng)獲得了很大提高，世界在役的大部分軍用發(fā)動機(jī)的推重比已從 2 提高到8～9，不加力燃油消耗率也從 1～1.2kg/(daN·h)下降到 0.6～0.7 kg/(daN·h)，在研的軍用發(fā)動機(jī)推重比可以達(dá)到 79，并很快將投入使用；航空渦輪發(fā)動機(jī)在性能提高的同時，耐久性和可靠性也會有大幅的改善，軍用發(fā)動機(jī)的熱端零件壽命大約 2000h,而民用的發(fā)動機(jī)能達(dá)到 20000～30000h。國內(nèi)自己的航空發(fā)動機(jī)工業(yè)創(chuàng)建于抗美援朝時期，從無到有，由弱變強(qiáng)，過程非常艱辛，經(jīng)歷了“ 維修仿制、改進(jìn)改型、自主研制” 三個發(fā)展階段。第一個階段是從 1950 年到 1965 年。在蘇聯(lián)經(jīng)濟(jì)、技術(shù)援助，以及國內(nèi)全面建設(shè)航空工業(yè)戰(zhàn)略的內(nèi)外因雙重作用下，國內(nèi)航空發(fā)動機(jī)工業(yè)由此成功起步。從一開2始的維護(hù)維修到按圖生產(chǎn)，再到進(jìn)一步的仿制改進(jìn)，先后制造了渦噴 5、渦噴 6，并進(jìn)行了渦噴 7 和渦噴 8 的研制生產(chǎn)。第二個階段是從 1966 年到 1990 年。隨著中蘇關(guān)系的破裂，國內(nèi)的航空工業(yè)開始在艱難中獨(dú)立發(fā)展。國內(nèi)首型自主研制的殲八飛機(jī)，其配套的渦噴 7 甲發(fā)動機(jī)是在渦噴 7 的基礎(chǔ)上開始研制，并成為走完從設(shè)計、試制、零部件加工及整機(jī)地面調(diào)試、高空模擬實驗到試飛定型全研制周期的首型發(fā)動機(jī)；在它的基礎(chǔ)上改進(jìn)研制了渦噴 13 發(fā)動機(jī)，這款發(fā)動機(jī)全面提高了可靠性和耐久性；并引進(jìn)許可生產(chǎn)了羅羅（Rolls Royce）公司的“ 斯貝 ”MK202 型加力渦扇發(fā)動機(jī)，并仿制成為渦扇 9 發(fā)動機(jī)，掌握了大量國內(nèi)曾經(jīng)沒有接觸過的先進(jìn)工藝和技術(shù)。第三個階段是從 1990 年往后。以新一代核心機(jī)預(yù)研計劃為代表，中國航空發(fā)動機(jī)構(gòu)建核心機(jī)型譜體系的整體發(fā)展思路在逐漸形成，中國航空發(fā)動機(jī)科研體系開始逐漸步入成熟。2002 年和 2005 年，國內(nèi)自行設(shè)計研制的渦噴 14 發(fā)動機(jī)第三代大推力渦扇 10 發(fā)動機(jī)以及渦噴 14 發(fā)動機(jī)分別定型，此舉標(biāo)志著國內(nèi)已具備了航空發(fā)動機(jī)的自主研制能力。為了取得 21 世紀(jì)在軍事和商業(yè)競爭上的優(yōu)勢，國外一些航空發(fā)動機(jī)技術(shù)較為先進(jìn)的國家開始加緊實施先進(jìn)的航空渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展計劃，比如美國的綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)（IHPTET）計劃，以英國為主體的西歐先進(jìn)核心軍用機(jī)（ACME）/ 先進(jìn)軍用發(fā)動機(jī)技術(shù)（AMET）計劃，目標(biāo)旨在驗證推重比達(dá)到 20、燃油消耗率下降 30%～40%，以及成本降低 35%～60%的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)技術(shù)。美國在 IHPTET 計劃之后，著手實施 IHPTET 的后續(xù)計劃，為經(jīng)濟(jì)可承受、多用途的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)計劃（VAATE），使之到 2017 年使用軍用渦噴和渦扇發(fā)動機(jī)技術(shù)的能力與成本比為 F119 的 10 倍左右。同時，美國和歐洲大部分國家開始進(jìn)行改善民用航空渦輪發(fā)動機(jī)性能的發(fā)展計劃，比如美國航空局（NASA）從 1999 年開始實施的非常高效的發(fā)動機(jī)技術(shù)計劃（UEET）極大提高了渦輪發(fā)動機(jī)的效率和性能，使燃油消耗率下降了 8%～15%。除此之外還有美法聯(lián)合實施的 TECH56 計劃，以及歐洲的環(huán)保型航空發(fā)動機(jī)技術(shù)計劃（EEFAE），非常之高效，都以改善民用發(fā)動機(jī)的環(huán)境和性能為重要目標(biāo)。這些計劃所應(yīng)用的相關(guān)技術(shù)都將為提高航空渦輪發(fā)動機(jī)的性能水平提供技術(shù)支持，打下堅實的基礎(chǔ)。當(dāng)然，渦輪發(fā)動機(jī)材料技術(shù)和部件技術(shù)也非常關(guān)鍵，使如今高效渦輪發(fā)動機(jī)推進(jìn)取得成功進(jìn)展的關(guān)鍵因素 [1]。31.3 論文研究內(nèi)容本文主要參考進(jìn)來燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的研究背景，運(yùn)用最新版 GasTurb13 軟件，一款能夠針對特定類型發(fā)動機(jī)進(jìn)行性能分析，并對發(fā)動機(jī)試車結(jié)果進(jìn)行分析，診斷故障的軟件，對單軸渦噴發(fā)動機(jī)進(jìn)行性能計算與分析，具體內(nèi)容如下：（1）緒論部分主要介紹了目前燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的研究背景，以及國內(nèi)外發(fā)動機(jī)的研究現(xiàn)狀，尤其是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，并提出運(yùn)用 GasTurb 軟件對單軸渦噴發(fā)動機(jī)進(jìn)行性能分析與計算。（2）第二章是論文的主要部分，介紹了軟件的基本用法，并對設(shè)計點和非設(shè)計點進(jìn)行性能計算與分析。第一部分，運(yùn)用設(shè)計點的參數(shù)，進(jìn)行熱力循環(huán)，畫出實際循環(huán)多變過程中的 P-V 圖與 T-S 圖像，并分析各個過程；第二部分，進(jìn)行非設(shè)計點的性能分析，并控制變化規(guī)律，畫出壓氣機(jī)與渦輪的共同工作線；第三部分，分析單軸渦噴發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速、高度、馬赫數(shù)三大特性，并調(diào)節(jié)變化規(guī)律畫出相應(yīng)特性圖。（3）第三章主要運(yùn)用“Parametric”功能，在完成設(shè)計點性能分析后，選擇單個或多個參數(shù)，繪制其對發(fā)動機(jī)機(jī)性能參數(shù)的影響曲線。并分析影響結(jié)果。（4）第四章對全文進(jìn)行總結(jié)，并進(jìn)行對未來的展望。4第 2 章 單軸渦噴發(fā)動機(jī)共同工作及特性圖2.1 設(shè)計點的循環(huán)2.1.1 設(shè)計點的輸入GasTurb 模擬了用于產(chǎn)生推進(jìn)力和發(fā)電的最重要的燃?xì)鉁u輪模型。幾乎所有的燃?xì)鉁u輪性能模擬的問題都可以由它解決。軟件提供了多種噴氣式發(fā)動機(jī)模型，如圖所示，選擇渦輪噴氣式發(fā)動機(jī)模型進(jìn)行簡單的性能分析。圖 2-1 軟件首頁如圖 2-1 所示，首先在“Jet Engines”中選擇“Turbojet”渦噴模型，并點擊左邊的“Performance”進(jìn)行性能分析。接著選擇軟件給出的數(shù)據(jù)文件夾“DemoData”中的“Demo_jet.CYJ”文件，軟件自行輸入數(shù)據(jù)，如圖 2-2 所示：5圖 2-2 參數(shù)顯示界面點擊“Input”輸入欄里的 “Station”，可以看到各站位截面圖，各站位設(shè)計點參數(shù)以及由馬赫數(shù)導(dǎo)出的輸入值。如圖 2-3 所示：圖 2-3 站位截面及參數(shù)點擊“Design Point”開始計算，顯示結(jié)果如圖 2-4 所示：6圖 2-4 設(shè)計點數(shù)據(jù)在“Summary”中可以看出各站位的質(zhì)量流量 W，總溫 T，總壓 P，以及一些縮寫，燃油消耗率 TSFC，單位推力 FN/W2 等等。如果還有想知道的循環(huán)性能，可以回到輸入值界面，點擊左邊“Additional”欄中的 “Formula”選項，輸入壓氣機(jī)增壓比 P3/P2，和渦輪落壓比 P4/P5，點擊上方標(biāo)題欄中的“value” 可以計算出所有的數(shù)值。如圖 2-5 所示：圖 2-5 數(shù)值定義選擇界面7退出再重新運(yùn)行一遍程序，在標(biāo)題欄“additional” 中可見新的輸出值，如上圖。2.1.2 熱力循環(huán) T-S 圖在完成上述設(shè)計點參數(shù)輸入完成后，點擊左邊“Diagram”圖標(biāo)欄中的“T-S”選項，會出現(xiàn)如圖 2-6 所示的溫熵坐標(biāo)圖：圖 2-6 溫-熵坐標(biāo)圖在布萊頓循環(huán)中，空氣會先從大氣中進(jìn)入壓氣機(jī)，在壓氣機(jī)中進(jìn)行絕熱壓縮過程，然后被壓縮的空氣進(jìn)入燃燒室，與同一時刻噴入燃燒室的燃料混合后進(jìn)行定壓燃燒，燃燒生成的高溫燃?xì)膺M(jìn)入燃?xì)廨啓C(jī)中開始進(jìn)行絕熱膨脹，膨脹后的燃?xì)庾罱K再排向大氣。排出的廢氣氣壓與進(jìn)入壓氣機(jī)的空氣壓力都接近于大氣壓力，最后一個相當(dāng)于定壓冷卻過程。然而在實際過程中，由于氣體的流動損失，如圖中所示，2→3 的壓縮過程和 4→5 的膨脹過程都并非垂直的線段，不是定熵絕熱過程。如下面的空氣系統(tǒng)圖所標(biāo)注，2→3 壓氣機(jī)壓縮過程中有 1%的過載放氣量，此過程熵增；4→41 渦輪進(jìn)口導(dǎo)向葉片打開進(jìn)行冷卻，有 5%放氣量，是熵減的過程；41→49 高壓渦輪進(jìn)行冷卻，有 5%引氣量，此過程熵增 [2]。8圖 2-7 各站位截面圖如果想知道溫度-熵隨其他變量的變化關(guān)系，可以點擊旁邊“slider”選項，里面一共可以設(shè)置 3 個變量，選好變量后點擊“freeze”，凍結(jié)住初始數(shù)據(jù)的坐標(biāo)圖，再移動滑塊，可以得到另一副隨便量改變而改變的新坐標(biāo)圖（之前的坐標(biāo)圖線會呈現(xiàn)為紫色） 。影響發(fā)動機(jī)實際循環(huán)效率的因素有 3 個：加熱比 Δ（或渦輪前燃?xì)饪倻豑3*） 、增壓比 π、壓氣機(jī)效率 ηC 和渦輪效率 ηT。隨著加熱比 Δ 或渦輪前燃?xì)饪倻?T3*的提高，加熱量增大，發(fā)動機(jī)部件損失所占的比例就越小，故熱效率 ηT增大，這一點從圖 2-8 中也可以看出。9圖 2-8 溫-熵對比圖而熱效率并不是隨增壓比的增大或減小而呈現(xiàn)單一變化，當(dāng)增壓比達(dá)到最經(jīng)濟(jì)增壓比 πeco 時，實際循環(huán)熱效率會達(dá)到最大值，達(dá)到波峰，再增大或減小增壓比，熱效率值都會減小。如下面拖動滑塊顯示的兩張圖，2-9，2-10 只能看出變化規(guī)律，并不能找出最經(jīng)濟(jì)增壓比。10圖 2-9 壓比為 6.4 的對比圖圖 2-10 壓比為 17.6 對比圖2.1.3 熱力循環(huán) P-V 圖分析完 T-S 圖之后，點擊左邊“diagram”圖標(biāo)下的“P-V”選項，會出現(xiàn)如 2-1111 所示的壓力-體積坐標(biāo)圖：圖 2-11 壓力-體積坐標(biāo)圖從圖中可以看出，與燃?xì)鉁u輪機(jī)理想循環(huán)的 P-V 圖有明顯的區(qū)別是：3 站位→4 站位過程并非一條水平的線段，此過程由于存在加熱熱阻和流動損失，使加熱的過程中會有氣流總壓損失，所以總壓變小。在 2 站位→3 站位的壓氣機(jī)絕熱多變過程中壓力升高，4 站位→5 站位的渦輪絕熱多變過程中壓力降低。2.2 共同工作線再回到程序首頁，繼續(xù)選中“Turbojet” ，點擊左側(cè)“Scope”下“Performance”的同時選擇“Off Design”欄下的“Standard Maps”選項，如圖 2-12 所示：12圖 2-12 功能選擇界面2.2.1 壓氣機(jī)共同工作線選擇上一次保存的數(shù)據(jù)文件夾，可以看到如 2-13 的非設(shè)計點參數(shù)輸入界面：圖 2-13 非設(shè)計點參數(shù)界面在此界面依然可以看到這些參數(shù)：進(jìn)氣道壓比，燃油熱值，機(jī)身外引氣量等等。將此設(shè)計點參數(shù)作為非設(shè)計點參數(shù)來進(jìn)行計算，則會得到如 2-14 的壓氣機(jī)的流量特性圖：13圖 2-14 壓氣機(jī)流量特性圖圖中圓圈標(biāo)注著循環(huán)設(shè)計點，黃色點標(biāo)注了非設(shè)計運(yùn)行點，因為在非設(shè)計點的模式下計算了設(shè)計點循環(huán)設(shè)計點，所以黃色的正方形在包含在圓圈內(nèi)。返回參數(shù)輸入界面，參數(shù)列表第七行，填“1” 代表輸入的是相對轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速“ZXN”，填“2” 代表輸入的是燃燒室出口溫度（渦輪進(jìn)口溫度） “ZT4”?，F(xiàn)在選擇相對轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變作為輸入值，輸入 1，選擇左邊“Task”欄下的“Operate Line”，進(jìn)而下一個頁面可以指定共同工作線上的計算點的個數(shù)，以及轉(zhuǎn)速的默認(rèn)差值。這里選擇 20 個計算點，轉(zhuǎn)速差值為 0.025，如圖 2-15 所示:14圖 2-15 工作線繪制界面點擊“Operating Line”開始運(yùn)行，彈出對話框會問到是否要更多條共同工作線，選擇“No”，可以得到單線條共同工作線，點擊“Compr”得到壓氣機(jī)共同工作線如圖 2-16：15圖 2-16 壓氣機(jī)共同工作線圖在低換算轉(zhuǎn)速時壓氣機(jī)出現(xiàn)喘振的情況，可以采用手動放氣的方法?；氐絽?shù)輸入的界面，打開左邊“Controls”控制欄，選擇下面的“bleed”放氣選項，會彈出如圖 2-17 所示的對話框，在“轉(zhuǎn)速相似參數(shù)高于多少時關(guān)閉 ”選項后面填0.8，表示轉(zhuǎn)速相似參數(shù)高于 80%時手動關(guān)閉放氣活門，在“轉(zhuǎn)速相似參數(shù)低于多少時打開” 選項后面填 0.6，表示轉(zhuǎn)速相似參數(shù)低于 60%時手動打開放氣活門，在“最大手動放氣量 “后面填 0.3，最后點擊“OK” 。之后會彈出對話框詢問時候需要轉(zhuǎn)換到自動調(diào)節(jié)放氣活門，選擇“No”，后面可以比較手動開關(guān)放氣活門前后的壓氣機(jī)共同工作線。點擊“ Operating line”， 詢問是否需要多條共同工作線，這一次選擇 “是”。 在彈出的共同工作線輸入數(shù)據(jù)欄中， 將“ OL NO 2”共同工作線中的“ Automatic Bleed”選項中輸入“1”，代表打開第二條共同工作線可調(diào)放氣活門放氣，如圖 2-18 所示：16圖 2-17 放氣參數(shù)輸入界面圖 2-18 更多工作線選擇參數(shù)17其他參數(shù)不變，確認(rèn)好之后點擊“RUN”，之后在上方菜單欄中選擇“compr”，得到如圖 2-19 所示的共同工作線對比圖。圖 2-19 放氣及不放氣共同工作線從圖中看出，打開放氣活門后，喘振的問題不存在了，共同工作線遠(yuǎn)離了喘振邊界。因為壓氣機(jī)喘振時前喘后渦，前幾級的正攻角過大，同時后幾級的負(fù)攻角過大，打開放氣活門后是進(jìn)氣量增大，軸向的速度增加，從而改變了相對速度的方向，使得前幾級的正攻角減小，達(dá)到了防喘的目的。再看一看別的數(shù)據(jù)。如圖 2-20，雖然放氣之后沒有喘振的問題了，但是燃油消耗量卻更高了。因為打開活門后使得壓氣機(jī)推力和增壓比下降，為了維持推力只能增大燃油消耗。18圖 2-20 燃油消耗率/推力圖點擊左上角“New Picture”選項可以更換更多的橫縱坐標(biāo)單位，從而得到新的比例關(guān)系圖。將縱坐標(biāo)更換為“Burner Exit Temperature T4”燃燒室出口溫度；將橫坐標(biāo)更換為“Rel.Corr.Spool Speed”真實轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，點擊“Draw y=f(x)”得到如2-21 的圖：圖 2-21 渦輪前總溫/轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速圖從圖中可以看出，在相同較低轉(zhuǎn)速下，打開放氣活門使得燃燒室出口總溫T4 增大。192.2.2 渦輪共同工作線回到運(yùn)行輸入?yún)?shù)后的界面，點擊上方菜單欄里“Turb”選項，可以得到渦輪的流量特性圖 2-22：圖 2-22 渦輪流量特性圖再運(yùn)行“Operaing Line”操作，與做壓氣機(jī)共同工作線步驟相同，最后一步在上方點擊“Turbine”，會得到如 2-23 的渦輪共同工作線。20圖 2-23 渦輪共同工作線從圖中可以看出，當(dāng)流量達(dá)到 6kg/s 后，渦輪落壓比接近保持不變。當(dāng)渦輪導(dǎo)向器的最小截面和噴管處于臨界和超臨界狀態(tài)時落壓比為常數(shù)，隨轉(zhuǎn)速的變化而不再變化；當(dāng)導(dǎo)向器最小截面處于臨街或超臨界狀態(tài)而噴管處于亞臨界狀態(tài)時，落壓比隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨其減小而減?。划?dāng)渦輪和噴管均處于亞臨界狀態(tài)時，落壓比也隨轉(zhuǎn)速增大而增大，隨其減小而減小。2.3 影響共同工作線位置的因素2.3.1 噴管處于亞臨界時馬赫數(shù)的影響當(dāng)噴管開始處于亞臨界工作狀態(tài)時，飛行馬赫數(shù) Ma 的大小會影響噴管和渦輪的落壓比。根據(jù)渦輪發(fā)動機(jī)壓力平衡可推導(dǎo)出方程：（2-??????????=??????????????(1+???12????2)?????1?????=?????????????1）其中 為總壓恢復(fù)系數(shù)， 為臨界恢復(fù)系數(shù)， 為氣體熱容比。???? ?????? ??當(dāng)飛行馬赫數(shù)增大的時候，總增壓比 會增加，渦輪以及噴管的???=??????????總落壓比也會增大，致使 增大， 也會增大。此時，共同工作點會向右下方????? ?????移動，公同工作線出現(xiàn)分支。21在 GasTurb 軟件中，選擇繪制多條共同工作線，變量選擇馬赫數(shù)，分別為0、0.5、0.75，可得到如 2-24 的對比圖：2018/5/18GasTurb134 8 12 16 20 24 28 32 36MassFlowW2RStd[kg/s]0246810121416PressureRatioP3/P2Compr0.5 0.60.7 0.750.8 0.850.9 0.951 N?/?Q?=1.050.850.840.830.820.800.750.70ReferenceOL No 2OL No 3圖 2-24 不同馬赫數(shù)共同工作線圖從圖中可以看出，馬赫數(shù)小的工作線在上方，更接近喘振邊界；馬赫數(shù)大的工作線分支是在下方，遠(yuǎn)離喘振邊界。2.3.2 噴管面積計算多級渦輪的落壓比，根據(jù)流過渦輪導(dǎo)向器最小截面處和噴管最小截面處的流量相等，也就是 ,再代入流量公式可得：????,??=????,5（2-2）?????=(??????5??(??5)??????????(????))2??′??′+1其中 為渦輪落壓比， 、 分別為噴管、渦輪的總壓恢復(fù)系數(shù)， 、 分別????? ???? ???? ??5 ????為噴管、渦輪出口的面積， 、 分別為噴管、渦輪出口的速度系數(shù)。??5 ????當(dāng)渦輪以及噴管都處于臨界或超臨界時， ，則??(????)= ??(??5)=1（2-3）?????=(??????5????????)2??′??′+1此時， 將會與 的變化成正比。????? ??52??′??′+122當(dāng)噴管面積 增大時， 會隨之增大，為了保證壓氣機(jī)與渦輪功率平衡，??5 ?????會下降。在壓氣機(jī)特性圖中，從等溫度比線可知，右下方都是 較低的點，???3 ???3所以壓氣機(jī)共同工作線會隨著共同工作點向右下方，沿著等轉(zhuǎn)速線移動，遠(yuǎn)離喘振邊界。而當(dāng)噴管面積 減小時， 會隨之減小，渦輪功 會減小，一直渦輪輸出??5 ????? ????功率減小，轉(zhuǎn)速 n 會下降。為了保持轉(zhuǎn)速 n 不變，燃油系統(tǒng)會自動增加供油量，致使 增大，從而壓氣機(jī)共同工作線會隨著共同工作點向左上方移動，????,?? ???3沿著等轉(zhuǎn)速線，向喘振邊界靠近。在 GasTurb 軟件中繼續(xù)繪制多條共同工作線，變量設(shè)置為噴管區(qū)域面積百分比。分別設(shè)置為 0,20%，50%，繪制出如圖 2-25 三條線：2018/5/18GasTurb134 8 12 16 20 24 28 32 36MassFlowW2RStd[kg/s]0246810121416PressureRatioP3/P2Compr0.5 0.60.7 0.750.8 0.850.9 0.951 N?/?Q?=1.050.850.840.830.820.800.750.70ReferenceOL No 2OL No 3圖 2-25 不同噴管面積共同工作線2.3.3 壓氣機(jī)設(shè)計增壓比在 GasTurb 軟件中，先計算設(shè)計點的參數(shù)，再通過更改設(shè)計增壓比的數(shù)值，在非設(shè)計點“Off Design”中進(jìn)行壓氣機(jī)特性圖以及共同工作線的繪制。選擇增壓比分別為 3,6 和 12，分別繪制出如圖 2-26，2-27，2-28 三條線：23圖 2-26 增壓比為 3 共同工作線圖 2-27 增壓比為 6 共同工作線24圖 2-28 增壓比為 12 共同工作線從圖中可以看出，在類似于 3 的低設(shè)計增壓比下，沿著換算轉(zhuǎn)速降低的方向，共同工作線會逐漸遠(yuǎn)離喘振邊界；在 6 的設(shè)計增壓比下，共同工作線基本與喘振邊界保持平行；在類似于 12 的高設(shè)計增壓比下，沿著換算轉(zhuǎn)速降低的方向，共同工作線會逐漸靠近喘振邊界。增壓比越高，喘振邊界越抖，而共同工作線會越平緩。2.4 發(fā)動機(jī)的特性發(fā)動機(jī)推力 F 和燃油消耗率 sfc 隨發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速 n，飛行速度 V 和飛行高度 H 的變化規(guī)律叫做發(fā)動機(jī)特性。具體分為轉(zhuǎn)速特性、高度特性和速度特性 [3]。2.4.1 發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性（1）轉(zhuǎn)速特性在保持飛行高度和飛行速度保持不變的條件下，發(fā)動機(jī)推力個 F 和燃油消耗率 sfc 隨轉(zhuǎn)速 n 的變化規(guī)律叫做發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性，又稱節(jié)流特性。在 GasTurb 軟件中，繪制單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機(jī)共同工作線的步驟中，在“compressor”和“turbine”后的第三個選項“Y=f(x)”下，縱軸選擇靜推力“Net Thrust”和燃油消耗率“Sp.Consumption” ，橫軸選擇轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速 “Spool Speed”，點擊“Draw”可得到如 2-29 的幾何面積不可調(diào)的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性圖：25圖 2-29 轉(zhuǎn)速特性圖可以從圖中看出：推力隨著轉(zhuǎn)速的增大而一直保持增大，而且繪制出的線條是斜率在增大的曲線；燃油消耗率率前半段隨著轉(zhuǎn)速的增大而減小，當(dāng)接近最大轉(zhuǎn)速 10000RPM 時，開始略有增大。分析原因：Ⅰ.由推力的公式 可知，發(fā)動機(jī)流量 和單位推力 是影響推力??=???? ???? ???? ????的主要因素。通過發(fā)動機(jī)的空氣流量會隨轉(zhuǎn)速的增大而增大，所以當(dāng)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降時，流量會隨之減小，起初 、 都下降，則排氣速度和單位推力都下降，???4 ???4當(dāng)轉(zhuǎn)速下降更多時， 會增大，但繼續(xù)下降的 會起主導(dǎo)作用，單位推力任下???4 ???4降，所以發(fā)動機(jī)的推力隨轉(zhuǎn)速的下降而減小。Ⅱ.有燃油消耗率的公式（2-??????=3600?????? =3600?????3????2????4）其中 為燃油流量， 為推力， 為單位推力???? ?? ????可知，單位推力 和燃燒室出口與進(jìn)口總溫之差（ ）是影響燃油消???? ???3????2耗率的主要因素。26當(dāng)發(fā)動機(jī)平衡工作時，可以得出（2-5 ）???3=?? ??2(1?1???????′?1??′)?????????其中 K 為常數(shù)，n 為轉(zhuǎn)速， 為渦輪效率， 是機(jī)械效率。????? ????當(dāng)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降時，起初 隨轉(zhuǎn)速的平方呈正比下降，當(dāng) 和???3 ?????下降時 的下降變得緩慢，當(dāng)轉(zhuǎn)速進(jìn)一步下降時， 因 和 起主要作用????? ???3 ???3 ????? ?????而急劇增加。因為壓氣機(jī)增壓比 隨轉(zhuǎn)速下降而下降，所以壓氣機(jī)出口總溫?????也隨之下降。所以發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降的前半程， （ ）和單位???2 ???3????2推力隨轉(zhuǎn)速下降，而前者（溫差）起主導(dǎo)作用，燃油消耗率 sfc 隨之減?。缓蟀攵螁挝煌屏ζ鹬鲗?dǎo)作用，燃油消耗率 sfc 隨轉(zhuǎn)速下降而增大，呈反比，當(dāng)轉(zhuǎn)速較低時， （ ）隨轉(zhuǎn)速下降而增大，單位推力隨轉(zhuǎn)速下降而下降，使得???3????2燃油消耗率 sfc 隨轉(zhuǎn)速下降而急劇增加。（2）壓氣機(jī)中間級放氣時的轉(zhuǎn)速特性從壓氣機(jī)共同工作線圖中可以看出，當(dāng)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)相對換算轉(zhuǎn)速低于0.7 左右時，壓氣機(jī)共同工作線接近喘振邊界，壓氣機(jī)喘振裕度過小，容易發(fā)生喘振現(xiàn)象，需要采取必要的調(diào)節(jié)措施，采用壓氣機(jī)中間級放氣是避免喘振的一種方法。如之前繪制的曲線圖 2-30 所示：圖 2-30 中間級放氣共同工作線
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