如何通过逆算法模型优化轴涡扇性能，从而提高直升飞机的飞行速度

文 | 论芸轩

编辑 | 论芸轩

常规型直升机受旋翼桨尖马赫数的限制，最大平飞速度接近310km/h，要突破350km/h的平飞速度十分困难，因此世界各国，一直在探索并突破直升机速度限制的新构型和新概念。

其中，旋转机翼式的垂直起降（VTOL）高速巡航飞行器，把直升机的悬停和低速飞行的特性，与喷气式固定翼飞机的高亚声速巡航性能，较好地结合在一起。

而针对旋转机翼式VTOL飞行器，国内外尚未有在涡轴、涡扇工作模式间转换的变循环发动机方案提出。

因此涡轴-涡扇变循环发动机（TSFVCE），便是针对此现状提出的一种，可应用于旋转机翼式飞行器上的新概念涡轮发动机。

那涡轴-涡扇变循环发动机又有那些优点呢？它的性能又受哪些因素的影响？

TSFVCE发动机主要结构由Flade风扇、核心机驱动风扇（CDFS）、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮、外涵道尾喷管、第一涵道尾喷管以及内涵道尾喷管组成。

其中Flade风扇具有内、外涵两部分叶片，中间有环状凸台将内、外涵流道分开，并且它还具有可调节的风扇导叶。

且其外涵风扇导叶，可连续调整完全打开状态和完全关闭状态，CDFS后有可调节的放气阀，发动机的各尾喷管为可调收敛喷管。

当飞行器以固定翼模式飞行时，飞行器机翼锁定作为固定翼提供升力，离合器断开机翼与发动机的结构连接。

此时Flade风扇导叶与CDFS放气阀处于打开状态，第一涵道和第二涵道均有气流通过，发动机工作在涡扇模态，为飞行器提供向前的推力。

当飞行器以旋翼机模式飞行时，机翼解除锁定，作为旋翼旋转产生向上拉力，离合器将机翼与发动机连接，用发动机产生的功率驱动旋翼工作。

此时，Flade风扇导叶与CDFS放气阀均关闭，内涵尾喷管打开到扩张状态，发动机工作在涡轴模态，为旋翼旋转提供功率。

通过第一涵道流量，可随CDFS放气阀与第一涵道尾喷管的联合调节连续变化，并可控制发动机的能量输出，其流量大小取决于发动机当前工作状态，对推力或功率输出的需求。

TSFVCE发动机的设计点模型，采用传统涡轮发动机的部件法建立，根据TSFVCE发动机结构，建立设计点总体性能计算模型和相应的计算程序。

为简化TSFVCE发动机的设计工作，实验采用核心机派生方法进行设计，在计算中，选取F119的核心机作为派生核心机，对TSFVCE发动机低压转子的参数进行设计。

根据核心机派生法，得到的F119发动机核心机参数，但不可直接作为TSFVCE发动机核心机的输入参数。

因此需要利用相似原理，对F119发动机核心机的特性进行拟合，以得到其在不同进口总温总压下，无量纲的相似参数。

在对涡轴-涡扇变循环发动机设计点进行设计时，其转速总处于高换算转速，可认为在设计过程中，核心机总处于满足相似条件的状态，根据相似原理，相同换算转速下核心机各相似参数相等。

因此可利用F119发动机高压压气机的某一条工作线，作为其它任何工作条件下的工作线。

基于参数拟合关系以及发动机设计点计算流程，可建立TSFVCE发动机设计点性能计算模型。

另外，由于TSFVCE发动机具有两个外涵道，因此将两涵道分别命名为第一涵道与第二涵道，其涵道比分别命名为，第一涵道比DPR1和第二涵道比BPR2，定义为气流经涵道口处分流后，外流道流量与内流道流量之比。

而TSFVCE发动机的非设计点性能计算，采用的是基于部件法的涡轮发动机整机匹配模型，具体的步骤为，猜测一系列表征发动机部件工作点的参数，以完成发动机从前至后的气动热力计算。

但由于表征工作点的参数是猜测的，因此往往不满足流量连续、功率平衡、静压平衡等约束条件。

可以根据这些约束条件建立残差方程，即可得到封闭的非线性方程组，并且采用牛顿迭代法求解该方程组，即可得到发动机的共同工作点和发动机总体性能参数。

但是，对于TSFVCE发动机来说，其可调节机构较多，发动机性能计算中的变量也相应增多，相互之间的影响关系复杂，可能在计算中会遇到问题。

比如nF、nC和T4等发动机参数，在迭代计算完成后可知，在知道参数之后进而再依据结果调节变几何部件，这会容易发生参数超出限制值而使迭代不收敛的情况。

还有在发动机迭代中，变几何部件的初值选取，会影响迭代计算的收敛性，甚至会出现参数超出限制值的情况。

因此按照传统方法得到的变几何部件调节规律，只对所计算的工作状态适用，发动机工况发生变化时，就需要重新优化。

而“逆算法”是一种变循环发动机，性能计算和控制规律设计的方法，可精确地控制发动机的工作状态和发动机共同工作点。

并减少优化过程中，无意义的工作点和不收敛的情况，能够避免上述传统涡轮发动机计算模型，在TSFVCE发动机中遇到的问题。

因此，TSFVCE发动机稳态计算采用控制规律设计的“逆算法”模型，完成发动机稳态控制规律的设计，用变循环发动机的可调参数替换状态参数和部件参数。

并将其作为自变量参与整机匹配的非线性方程组迭代过程，而被替换出来的状态参数和部件参数则可作为被控参数。

另一方面，TSFVCE发动机设计点宜定于高空巡航点处，所以根据相关研究与型号研制经验。

旋转机翼式飞行器巡航速度约为0.7Ma（700km/h），飞行高度可达10km，本次性能测试将发动机设计点定于9km，0.8Ma。

在进行循环分析时，控制高压压气机相对换算转速不高于1.0，在此计算条件下，由进口参数和相对换算转速，依据相似原理可知高压压气机压比和涡轮前温度等参数。

因此TSFVCE发动机的循环分析需要考虑的变量包括Flade内涵风扇增压比πF、Flade外涵风扇增压比πFl、第一涵道比DPR1和第二涵道比DPR2。

由于分析变量较多，因此首先考虑DPR1不变的情况下DPR2、πF及πFl的循环分析结果，再考虑DPR2不变的情况下DPR1、πF及πFl的π循环分析结果，最后综合两循环分析结果确定发动机各循环参数。

在第一涵道完全关闭的情况下，分别改变Flade内涵风扇增压比πF、Flade外涵风扇增压比πFlade和第二涵道比DPR2，计算发动机总体性能，得到的TSFVCE发动机循环分析结果。

根据数据可知，在第二涵道比DPR2较低的条件下，Flade外涵风扇的增压比越高，发动机耗油率越低、单位推力越高、总推力越高。

可以看出，BPR2小于3时，BPR2的增大能显著减小耗油率，同时增大发动机总推力，BPR2高于3时，BPR2的增大对耗油率的减小和发动机总推力的降低影响不大。

甚至在Flade内、外涵风扇压比不大时，BPR2的增大会导致耗油率的增高、总推力的减小，因此发动机第二涵道比BPR2确定为3.0。

在固定发动机第二涵道比BPR2为3.0不变的情况下，分别改变Flade内涵风扇增压比、Flade外涵风扇增压比和第一涵道比BPR1，计算发动机总体性能，得到的TSFVCE发动机循环分析结果。

由数据可知，随着Flade内、外涵风扇压比的增大，发动机的耗油率降低、单位推力和总推力升高，在Flade内、外涵风扇压比较低时，耗油率随着DPR1的增大而升高、单位推力不断降低、总推力降低。

而在Flade内、外涵风扇压比较高时，耗油率会随着第一涵道空气流量的增大而降低、单位推力降低、总推力升高。

由上数据可知，在确定发动机第一涵道比DPR1为0.11，确定了以上参数后，Flade外涵风扇的理论最经济增压比为2.11。

但是由于风扇叶尖速度过高会使风扇效率急剧降低，根据风扇压比的发展水平，Flade外涵风扇增压比确定为1.98，最终得到的TSFVCE发动机设计点循环参数表。

由于涡轮进口总温T4降低，因此高压压气机级后冷却引气量可进行适当减少，根据设计点涡轮前总温T4值为1469.16K。

按照常规涡轮发动机冷却引气量与涡轮进口总温T4关系，冷却引气量定为12%，利用所建立的TSFVCE发动机总体性能计算模型得到发动机设计点性能参数表。

在TSFVCE发动机非设计点计算模型中加入Flade内涵风扇可调特性图和模型后，再次对高空设计点进行发动机第一涵道比减小的性能计算。

通过计算可知，在高压压气机相对换算转速保持为最大值1.0不变的情况下，Flade内涵风扇静子可调导叶的调节规律，为保证Flade内涵风扇的压比比与设计点压比比相等，得到相应是实验结果。

根据实验数据可知，随着第一涵道流量的减小，Flade风扇内涵及CDFS流量减小，其导叶角度需减小以保证喘振裕度，但也导致了其压比分别降低，高压压气机进口总温总压降低。

另外，第一涵道比DPR1随之减小，第二涵道比DPR2增大，由于高压压气机相对换算转速不变，高压转子处于相似状态，无量纲参数T4/T21不变，因此T4逐渐降低。

以上各条件综合影响，发动机的总推力不断下降，推力最大下降约61.5%，耗油率先略微下降，随后逐渐增加。

利用TSFVCE发动机非设计点性能计算模型计算其在地面涡轴模态下DPR1从最大值0.11减小至最小值0时的部件和性能参数，得到下面的实验数据。

在TSFVCE发动机涡轴模态下，DPR1减小对发动机的各部件的影响与涡扇模态相似，即DPR1减小会导致Flade内涵风扇、CDFS和高压压气机压比降低、T4降低，从而发动机发出的功率随之下降，功率最大下降约33.3%，耗油率先下降后上升。

通过以上分析，可以得出TSFVCE发动机涡扇模态下的推力与涡轴模态下的功率受CDFS放气阀的影响较大，因此CDFS放气阀及第一涵道尾喷管的联合调节可实现发动机在不同飞行模态下能量输出的匹配。

经过对涡轴-涡扇变循环（TSFVCE）发动机的计算与分析，可以得到以下几个结论。

首先以F119的核心机作为派生核心机，通过循环分析，确定TSFVCE发动机第二涵道比为3，Flade外涵风扇压比为1.98，第一涵道比为0.11，完成发动机设计点性能方案设计。

其次为保证发动机工作中Flade内涵风扇有足够的喘振裕度，Flade内涵风扇应具有可调节角度的风扇导叶结构。

最后第一涵道比的调节对发动机涡扇模态的推力影响最大为61.5%，对发动机涡轴模态的功率影响最大为33.3%。

通过对第一涵道比调节规律的设计，TSFVCE发动机可以满足飞行器高空巡航时推力的需求，以及在地面垂直起降时功的率需求，达到两者的平衡。