未来民用飞机发动机采用的新技术北京28官网

Propulsion Systems for 21st Century Aviation为满足未来航空运输发展的更高要求,NASA确认了一系列迎接21世纪民用航空运输挑战的新推进系统。这些推进系统包括能力多样的超高涵道比智能发动机、基于微型/超微型发动机的分布式矢量推进系统和基于燃料电池的电推进系统。NASA计划分阶段研究这些推进技术为进一步降低燃油消耗和有害污染及噪声,未来的燃气涡轮发动机技术将重点发展以下三大领域:智能计算和控制、带主动控制以增强/优化性能的灵巧部件和使发动机性能在整个飞行包线范围内达到最佳的自适应循环和系统。智能计算和控制除目前推进系统采用的多学科物理基建模方法外,下一代计算方法将具有以下几个新特点:智能计算环境将利用不同的学科为个体情况提供基于需要的信息;可计算由几何、工作条件和数值误差变化造成的计算结果的不确定性程度;能选择最佳的处理器数目进行计算;在设计或分析中能采用具有理想保真度的适当算法。目前,NASA格林研究中心正在开发一种称为数值推进系统仿真的适合所有推进系统设计和分析的计算环境。NPSS的发展重点是多学科,如热力学、气动力学、结构和传热学的综合。NPSS的未来是建立一个能在低成本的计算平台上用一夜功夫对整个发动机进行仿真的"数值试验台"。 在传感器和控制领域,为达到更好的安全性和减少维修成本,基于物理基的多学科模拟研究成果将用于实时的发动机状态监控和管理。自适应的机载发动机模型、先进的部件设计技术与嵌入材料内部的纳米传感器、信息技术能力(计算机处理速度、数据采集和传播等)的发展将使发动机的实时状态监控和性能优化成为可能。最终,可实现连续的发动机状态实时监控。航空推进系统的未来发展方向是,采用与自然神经系统相似的生物感应"智能发动机",使驾驶舱内不同发动机系统功能的指示更加自主,这将使复杂性不断增大的飞机运行更安全。降低噪声和污染的灵巧部件为改善性能,减少噪声和有害污染,未来灵巧部件的研究方向是采用主动和被动的控制方法。NASA的研究已证明,采用主动或被动控制压气机的放气可大大改善旋转失速和喘振不稳定性。最近,NASA还证明,在叶片吸力面一侧喷入或抽吸气流可使叶片的负荷和效率大大增加。为降低噪声,需要研究的主要部件包括风扇、进气道和尾喷管。带尾缘吹风的自吸入风扇可大大减少转子-静子间的干扰,同时,也可大大降低宽带噪声。进气道和尾喷管技术的发展重点是降低噪声和减小对推进系统适用性的不利影响。先进的建模技术也将使设计者利用自然声学现象(如噪声的地面反射/散发)来降低未来飞机噪声测定点的可感噪声,使之低于社区环境的噪声标准。增强掺混的技术(如锯齿形喷管技术和自然吸气引射器)将被优化,在不影响性能的情况下,被动地降低喷管的喷气噪声。另外,主动噪声控制也将在未来的进气道和喷管系统上采用。未来燃烧室的设计将向贫油燃烧方向发展。燃油/空气混合物的主动控制将有助于减少NOx的排放。自适应循环和系统为使发动机性能在整个飞行包线范围内达到最佳的自适应循环和系统,应为未来涡轮发动机研究以下4项技术。 一是流动控制与管理由于发动机内附面层气流的主动和被动再分布可使机械作动和泄漏损失减到最小,这对推进系统的总体性能和重量有重大影响。为此,正在研究的技术有:利用射流进行涡轮流动面积控制和主动封严,以使发动机的涵道比在起飞和巡航之间重新得到优化,这将使减少起飞污染和提高巡航燃油效率的设计限制得到调和;采用回流部件或同轴流路的新推进系统构形,以最大限度地从射流技术获得好处;引射器设计方法的进步也将改进射流发动机的自适应性;进气道和喷管附面层的噪声射流控制可与主动脉冲减噪衬垫结合,使一项综合技术获得双重用途。 二是变形结构这包括:未来主动/被动形状记忆材料和气动弹性设计能力或"变形"结构将用于发动机的各种部件;结合防冰技术,进气道唇口半径/锐度做成在起飞和巡航状态之间可以改变,在不影响高巡航效率的同时,可保持起飞时的高流量和低阻力;采用形状记忆材料的进气道和喷管收缩面积的变化将在没有机械作动部分重量的前提下,改进发动机的性能和适用性;叶轮机应用形状记忆材料可使叶型弯度和前缘锐度改变,使负荷和效率最优,适用性更好。 三是自适应材料主要包括:未来的材料系统将设计成不仅有自身的特性,而且有独特的功能;通过主动和/或被动激励,晶界的尺寸可改变,可防止部件的失效;在表面脱层、氧化和剥落时,涂层的化学编码特性将使其被动地提供自愈合防护;未来的基体纤维(用于金属基复合材料、陶瓷基复合材料和聚合物基复合材料中)不仅增强结构,而且将用作与智能发动机控制交换信息的内置导管。高传导率的纤维,如碳纳米管将模拟神经中枢,被动地搜集部件的诊断数据。这些相同的纤维也用于提供信息和调整结构,以优化工作特性或防止/控制部件的失效。 四是自适应循环主要包括:改变热力循环和结构流路使推进系统具有自适应性;采用先进材料的叶片排对转的同轴转子发动机将扩大变循环发动机的极限;对转叶片排将进一步减少叶轮机的转速,使噪声特性更好的叶尖带箍的对转风扇成为可能。其他改进的布来顿循环将包括用于超高压燃烧的离轴核心机和在不影响巡航最佳循环条件下提供最大起飞推力的插入式循环。目前,人们还在研究涡轮间甚至是涡轮级间的燃烧结构,这种结构在不同的任务下对循环的自适应性有较大影响。这些改进的布来顿循环也固有地提供更贫油的燃烧并使污染减少,但存在稳定性方面的挑战。综合基础技术和自适应技术的最新一代涡扇发动机将为超高涵道比结构,有三转子的对转同心核心机和分级的涡轮间燃烧。超低的污染和噪声以及性能、操纵性和安全性/耐久性将通过先进材料系统实现的自主智能控制系统来控制。分布式矢量推进系统未来与飞机机体一体化的推进和动力系统结构将以分布式推进为核心,即用大量小型、微型或超微型的推进系统取代少数分散的发动机。分布式推进系统包括三种类型:分布式发动机(包括小型、微型和超微型发动机系统)、共用核心机多风扇/推进器和分布式排气系统。 分布式发动机分布式发动机包括在飞机机翼或机身上安装的小型或微型发动机,或者嵌入飞机表面进行流量/环流控制并提供推力的超微型发动机。这种发动机的优点有:用小到微型发动机的分布式推进系统吸取附面层,可使飞机的总燃料消耗减少3%~5%之多;用超微型发动机给低动量附面层流动充能的混合系统可进一步获得性能方面的好处;超微型发动机可提供分布式推进并具有更高推重比的潜力;分布式发动机将使多种性能更好、运行效率更高的有吸引力的飞机机体结构成为可能;更大的发动机生产率、更低的研制成本和更短的研制周期以及取消机上发动机维修的外场可更换件,可使寿命期成本降低50%;发动机裕度和半裕度推进控制将提高飞机的安全性;机体结构的两用可大大减轻总系统的重量,同时采用分散布置的发动机可大大减少总系统的噪声。但是,由于尺寸很小,低雷诺数流动效应、发动机的制造误差及其相应对密封和间隙的影响、需要非润滑的空气轴承、三维叶轮机造型和燃烧效率都是这些推进系统的主要技术难题。另外,高的旋转速度(最高可超过2×106转/分)也是影响这些超微型发动机结构/机械设计的因素。超微型发动机的关键技术包括:革新的燃烧技术、碳化硅和其他改进三维设计的先进超微型发动机材料的加工工艺、与亚微米传感器耦合的综合自主控制技术。 共用核心机 多风扇/推进器共用核心机多风扇/推进器要求用一个中心发动机核心机驱动多个推力风扇。这种结构的优点是使超高涵道比发动机的推进效率更高,无需为适应一个单独的大型涡扇发动机而对飞机机体做根本的改变。这种结构主要存在动力传输的重量和损失问题。这些问题通过可变齿轮箱技术或在风扇叶片上安装叶尖涡轮叶片予以缓解。这些问题也可通过直接传动的串列风扇而不是并列排列的结构来回避。另一种可能的结构是用核心机排气驱动两个与串列风扇相连的离轴涡轮。多风扇核心机将要求发展新的独立进气道,以达到涵道比和飞机一体化方面的好处。这将要求轻重量的结构,可能还需要流动控制,以使重量最轻、进气道性能损失最小。在研究阶段,利用"燃气涡轮革新"计划获得的科技(气体动力学、机械、材料、结构、制造等)成果,可解决各种分布式推进系统都存在的共同的性能挑战(如低雷诺数流动、附面层干扰和燃料管理系统)。未来亚声速和高超声速运输机用高度综合的分布式推进系统将具有V/STOL和推进可控飞机的能力,并具有智能化、自修复的特性。 分布式排气系统分布式排气系统要求用一个主发动机和一个或多个涵道喷管策略地分配飞机上的推力。分布式排气结构在性能方面存在喷管粘性损失,因而只有在显示出对低速升力和/或巡航阻力极端的敏感性后,才能在飞机系统上找到自己的位置。因此,分布式排气系统将更适用于超声速巡航,在这种状态下,起飞噪声大小和持续超声速巡航阻力是最主要的考虑因素。民用超声速巡航飞行器的高长宽比喷管具有减少噪声和降低喷管重量的潜力。预计,用一个机翼后缘二维掺混器/引射器喷管和相对低的排气高度下最多可减少跑道侧面噪声10分贝。另外,对同样的喷管压比来说,高长宽比造成喷管尺寸更短,并有与机翼分摊结构负荷的可能。这相当于使喷管重量和推进系统有关的巡航阻力减少了50%。这种结构也将通过机翼后缘襟翼吹风和推力矢量提高低速升力,并减少所需的起飞跑道长度和噪声。采用分布/推力矢量排气和超微型发动机进行流动控制的混合系统也很有吸引力。为减少由于增大喷管表面和增加内部流动转弯引起的性能损失,可用超微型发动机进行附面层控制和冷却,这种方法可能被动地利用了喷管的废热来驱动超微型发动机。废热回收将降低排气温度,增加主分布式推进系统的效率。超微型发动机还通过主喷管的射流"重构"进行虚拟的形状控制,这将减少或取消机械作动,同时减少内部的粘性损失和废热。替代能源推进系统21世纪的航空推进系统将从今天依靠化学燃烧的能源逐渐转向一个采用混合能源的系统,最后将转向大部分依赖于电化学能源。向绿色发动机过渡的第一步是实验性地发展以燃料电池为动力装置的无人机和通用航空飞机。燃料电池是一种不经过燃烧,将氢直接转化为电能和热量的电化学设备,其效率是内燃发动机的两倍以上。燃料电池是绿色发动机,因为它以氢为能源,排气中只有水,污染非常小;结构简单,可靠性更高,有利于提高安全性和降低维修成本,而且,它还可以大大减少推进系统的噪声;燃料电池技术还允许设计者发展非传统的动力装置和机体结构。目前,燃料电池正逐渐成为小飞机推进和辅助动力装置的可行选择,并且也有可能成为未来大尺寸民用飞机的推进系统。美国波音公司计划在波音737飞机上验证一种基于燃料电池的辅助动力装置,并可能在2010年以后在民用飞机上采用。同时发展的还有基于固态氧化物燃料电池的先进的APU。波音公司预计,这种电池可使效率提高45%,相当于一架典型的波音777飞机每年节省340500千克燃油。预计,燃料电池技术将在2010年左右完全成熟并得到实际应用。燃料电池的主要挑战是燃料电池和动力管理系统的重量和氢燃料系统的体积。热管理是燃料电池动力实用的关键,需要更严格的模拟。要使电动飞机在经济上可行,必须建立一个高效的、安全的机场氢燃料供给设施。为了使全电推进有生命力,对基于微机电技术的分布式矢量推进、超微型燃料电池和其他电化学与纯储电设备(如超级电池和电容器)的投资要足够的少,而且生产的数量要足够的多。这些设备将设置在飞机内,充分利用结构负荷分摊和双功能系统(即分布式推进和控制)的优势。随着电子工业的不断发展,这些和其他电气元件的能力和经济承受性将不断改善。未来的电推进亚声速运输机将有可能采用小型分布式的电动机和风扇。与沿翼展分布排列的发动机结构相似,这些结构将利用远距离的风扇和电动机,提供向前的推进力,并可能与吹气式机翼/襟翼耦合,以提供起飞时的高升力。这种结构的主要优点是采用一种中央高效的核心发电设备。它可能是燃料电池或中央燃气涡轮APU。与独立的分布式燃料供应系统(分布式发动机有可能采用)相比,向远距离风扇传输电力是一种更安全、更高效的途径。在APU的结构中,剩余的APU电力也用于飞行,以满足乘客/飞机对电力和通信不断增加的需求。

未来民用飞机发动机面临的挑战与过去差别不大,但将达到更高的要求。航空公司需要降低运行成本,同时,环境方面的限制也将更加严格。为满足未来的发展需求,欧洲和美国的发动机制造商正积极研究更先进的概念--对转风扇、增加热交换器或取消发动机的附件齿轮箱。这里将对国外航空发动机制造商正在发展的一些民用发动机技术进行介绍。对转风扇技术未来的飞机发动机将采用两级对转复合材料的风扇叶片。这项技术可大大降低风扇的噪声水平,大大减小风扇的直径,从而相应减小风扇叶尖的速度--因为当风扇叶尖的速度接近声速时,将是发动机最大的噪声源。对转风扇的最大技术难点是密封和轴承技术,它将承受过去两倍的转速。过去两年,GE公司在X代计划下研究两风扇间的气动干扰问题,并已取得了一定的研究成果。尽管没有进行正式的试验验证,但单个风扇(代表双风扇系统中的一个)的台架试验目前正在进行。目前,SNECMA公司也在其一项"关键研究计划"下进行两级对转风扇概念的研究,用一个普通的风扇概念和一个齿轮传动系统使风扇在与低压级不同的转速下运转。该对转风扇系统的好处是由于低速旋转,减小了气动载荷。但是,目前发展的对转风扇系统非常复杂。压气机技术为进一步提高压气机的压比,国外正在发展小展弦比的弯掠叶片、大小叶片和超声速通流叶片技术。为进一步减轻压气机的重量,正在发展压气机的整体叶环技术。 GE公司未来高压压气机的发展目标是使6级结构的压气机达到20的压比。为改进内部的气动特性(包括压气机和其他领域),工程师们正在研究采用附面层吹吸技术,以减小附面层的厚度。另一项改善发动机性能的技术是利用超快速作动的可变导向叶片实现的主动喘振控制技术。高压压气机中的高速压力传感器可用于检测喘振现象的开始,并相应调节导向叶片的角度。这样,可减小喘振裕度,提高压气机的效率。 燃烧室技术目前,GE公司正在发展双环腔的预旋转燃烧室技术,以使污染排放比目前的标准低85%。TAPS最初是Tech56计划下为CFM56发动机系列发展的技术,现在,GE公司打算将这项技术用于大型航空发动机上。同时,GE公司也在研究主动控制技术,以保证获得"贫油的"燃油/空气混合物。主动控制技术将用于检测可导致火焰熄灭的贫油混合物,从而消除混合物对富油裕度的需求。混合物越贫油,产生的对环境有害的NOX污染物的排放就越少。 SNECMA公司还在用空间计划发展的技术改进燃烧室的结构。为提高耐热能力,燃烧室壁将采用陶瓷基复合材料,目前用于冷却的空气将加到燃油/空气的混合物中,再次导致贫油的混合物。燃烧产生的污染也可通过采用多点喷射器技术达到更精密的原子级的燃油喷射。另外,该公司还在利用激光点火系统。一个由激光产生的热源可比点火器的能量更高。点火范围也可以扩大。普·惠公司正在进行与众不同的减少NOX污染物的研究,减少燃油/空气在燃烧室中的停留时间。罗·罗公司发展的"第五阶段"燃烧室使NOX排放比1996年的标准低20%~30%。目前,国外正在研究其他的低污染燃烧室,包括:分级燃烧室、贫油预混合/预蒸发燃烧室和富油燃烧/快速掺混/贫油燃烧室、变几何燃烧室等。涡轮技术 在高压涡轮方面,GE公司的目标是达到5.5的膨胀比。工程师们也在研究如何增加叶片的气动载荷。SNECMA公司正在研究加强冷却和热障涂层技术。未来10年,大大降低的换热系数将使叶片的寿命大大增加,提高涡轮进口温度或简化冷却系统。同时,普·惠公司正在研究通过采用如钛铝合金之类的材料使高压涡轮的耐高温能力提高的技术,采用这种材料后或者提高工作温度,或者延长部件的设计寿命。未来低压涡轮的发展方向是采用对转技术以提高效率。目前,所有的发动机制造商都在寻求在未来的涡轮上部分采用智能技术。例如,GE公司正在寻找一种方法调节涡轮叶片的叶尖间隙。今天,间隙是为起飞条件准备的,一旦飞机达到巡航速度,间隙将不再处于最佳状态,因此,发动机的效率受到了损失。 控制技术为使发动机更加智能化,未来的发动机控制系统不需要安装更多的传感器,但是能对它们产生的数据进行更好的处理。FADEC系统将更加鲁棒,能在不关闭发动机的情况下对意外的情况进行控制。分布式控制将降低控制系统的复杂性,大大减轻航空发动机的重量,提高可用性,改善故障隔离特性,提高可靠性,减少寿命期成本,减轻驾驶员的工作负荷,改进发动机的控制,并带来故障检测和维修性方面的巨大好处。预计,采用分布式控制系统的大型民用发动机的重量可减轻50千克左右,维修成本可减少20%~30%。 噪声抑制技术发动机的噪声主要有风扇/压气机噪声、涡轮和燃烧噪声及喷气噪声。民用高涵道比发动机的噪声主要是风扇。目前,降低民用发动机风扇噪声采用的技术有:提高涵道比,使发动机的排气速度降低;降低叶尖切线速度、选择合适的转子叶片数目和合适的间距;采用吸声衬垫和长的整流罩;对转风扇技术;采用流动控制降噪技术等。为降低高压涡轮出口的噪声等级,GE公司和SNECMA公司都在发展围巾型的排气喷管。这种系统在起飞时有很好的结果,但影响巡航时的性能。采用形状记忆合金的围巾型喷管有可能是解决这一问题的方法。另外,SNECMA公司还在研究在喷管的周围定时和定向的喷射空气以加速排气的混合,这项技术的应用可能需要10年。另一个抑制噪声的候选技术是主动控制技术,该技术如果在与固定和旋转部件间的干扰相对应的特有频率下使用将非常有效。压电作动器将可能被设置在如风扇出口导向叶片这样的关键位置上。 间冷回热技术目前,由欧洲多国参与的间冷回热航空发动机正在发展中。IRA的概念可使发动机的热效率达到最大,通过采用一个热交换器或回热器,改进热力循环特性,减少氮氧化物的排放。回热器可能位于热排气中,而一个收集器、分离器和管道的系统将提供热交换器压缩空气,然后将其送回到燃烧室的进口。该计划将使压气机的空气温升提高200℃。结合齿轮传动的风扇,IRA概念与当代的涡扇发动机相比,最多可少产生80%的氮氧化物。噪声可低35dB,燃料消耗和CO2排放最多可少20%。预计,到2015年,IRA发动机将进行飞行试验,2020年左右可获得实际应用。 整体起动机/发电机目前,国外多电发动机技术也正在发展中。在未来10年里,整体起动机/发电机将有可能取代今天与发电机分开的空气起动机。在此5年之后,起动机/发电机可能被直接安装在发动机的转子上。采用整体起动/发电机可取消功率提取轴和减速器,减小发动机的重量和迎风面积;所产生的电功率由两根以上的发动机轴分担,可以重新优化燃气发生器,有利于控制喘振和扩大空中点火包线,改善发动机的适用性;易于获得大的电功率,达几兆瓦。更多的电力可用于空气调节系统,大大将少对放气的需求。电动作动器将消除对液压管线的需求,提高可靠性和灵活性,同时减少运行成本。脉冲爆震技术脉冲爆震发动机技术是目前航空推进领域的发展热点之一,它可使发动机的效率提高24%,生产成本降低25%,并有使燃油消耗降低25%及单位推力提高45%的潜力。另外,移动零件的数目可大大减少。目前,国外正在研究脉冲爆震混合推进技术,即利用PDE取代民用超声速运输机的加力燃烧室,或者作为与普通燃气涡轮发动机部件相连的燃烧室。美国普·惠公司已对一种飞行尺寸的导弹用PDE进行了试验,单管的爆震频率已达到80Hz,并产生了6.67千牛的推力。GE公司采用液体Jet A燃料的PDE产生了超过440牛的推力。美国空军计划在今年4月份开始一种PDE的试验飞行,预计,该发动机的最大推力为5.34千牛,飞机的飞行速度大约为277.8千米/小时。试验中发动机将采用航空汽油。燃料电池技术燃料电池是一种不经过燃烧,将氢直接转化为电能和热量的电化学设备,燃料电池的效率是内燃发动机的两倍以上。燃料电池也是绿色的发动机,因为它以氢为能源,排气中只有水。 21世纪的航空推进将从今天的依靠化学燃烧的能源逐渐转向一个采用混合能源的系统,最后将转向大部分依赖基于电化学能源。向绿色发动机过渡的第一步是实验性地发展以燃料电池为动力的无人机和通用飞机。美国波音公司计划在波音737飞机上验证一种基于燃料电池的辅助动力装置,并可能在2010年以后在民用飞机上采用。同时发展的还有基于固态氧化物燃料电池的先进的APU。波音公司预计,这种电池可使效率提高45%,相当于一架典型的波音777飞机每年可节省340500千克的重量,一架典型的波音737飞机每年节省1360000千克的重量。预计,燃料电池技术将在2010年左右完全成熟。此外,燃料电池技术还允许设计者发展非传统的动力装置和机体结构。目前,分布式的矢量推进、分布式的排气和分布式的发动机概念正在探索中,在这些概念中,微型或超微型的发动机可沿机体表面集中或分布式排列。另一个概念是几个小风扇被两个或三个主动力装置驱动。在一些概念中,即高效翼型如翼身融合体,由于机翼横截面变得非常大,因此需要巨大的燃料电池。 高超声速涡轮组合推进技术民用的高超声速客机在21世纪有广阔的前景。21世纪跨太平洋的客运会大幅度增加,由于高超声速客机飞行时间短,对于这样远距离的运行就很有吸引力。吸气式高超声速飞行器是未来民用飞机的发展方向之一。涡轮基组合循环动力装置可使未来的高超声速飞行器像常规飞机一样工作,并且可重复使用(大于1000次任务,每年可飞行100次),用途多样,有灵活的发射和着陆地点,耐久性高,单位推力大,能采用普通的燃料和润滑剂、成本低。目前,美国、日本和印度等国都在发展TBCC技术,并准备在2006年以后进行地面试验验证,2009年进行TBCC的飞行试验。

Variable Circle Engine and Its Key Technologies方昌德国外对变循环发动机的研究工作从20世纪60年代开始一直没有停止,并获得了许多研究成果。GE公司在这方面一直领先,已经研究了四代VCE变循环发动机是一种通过改变发动机一些部件的几何形状、尺寸或位置来改变其热力循环的发动机。改变发动机循环参数,如增压比、涡轮前温度、空气流量和涵道比,可使发动机在各种飞行和工作状态下都具有良好的性能。在涡喷/涡扇发动机方面,VCE研究的重点是改变涵道比,如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小,接近涡喷发动机的性能,以增大推力;在起飞和亚声速飞行时,加大涵道比,以涡扇发动机状态工作,以降低耗油率和噪声。一直没有停止的VCE研究工作由于受超声速客机和大飞行包线多任务战斗机需求的驱动,早在20世纪60年代国外就开始VCE的研究。1971年,美国航宇局开始实施超声速巡航研究计划, 该计划的头3年,发动机承包商从上百个方案中优选出能够满足亚声速和超声速飞行相互矛盾要求的两种VCE,即GEAE公司的双涵道发动机和普惠公司的变流路控制发动机。为了将研究工作集中在这两种VCE上,NASA在1976年制定了单独的超声速推进技术研究计划。到1981年计划结束时,相对1971年的GE4(GE当时研制的一种超声速运输机用发动机),经验证的VCE的超声速巡航耗油率下降10%,跨声速耗油率有类似的改善,亚声速的耗油率改善达24%,而重量仅为GE4的75%。VSCE具有常规外涵加力涡扇发动机的流路,但采用独特的主燃烧室控制程序,并广泛采用变转速和变几何的风扇、压气机以及变几何的主喷管和副喷管,以控制其工作时的涵道比。在亚声速巡航状态,外涵不开加力,发动机以一种常规分排中等涵道比涡扇发动机工作,因而具有比较好的亚声速巡航性能。起飞、加速和超声速巡航时,需要大的推力,因而打开外涵加力。起飞开加力时噪声增大,但因采用同心环反速度场喷管而得以降低。结果,起飞时的噪声相当于常规涡扇发动机的噪声水平。在超声速巡航时,通过提高涡轮前温度和变几何,加大高压转子转速,这样,涵道比减小,对加力的需求也减小,其耗油率接近设计良好的涡喷发动机。1985年后,美国的VCE研究工作纳入NASA的高速推进研究计划,DBE和VSCE两种方案继续得到发展。进入90年代后,美国、欧洲和日本又掀起研究超声速和高超声速客机推进系统的热潮。罗-罗公司提出可放气的VCE。法国斯奈克玛公司提出了中间风扇的MCV99 VCE方案。1989年,日本开始着手为期10年的超声速和高超声速推进系统研究计划,并于1999年完成,总投资约3亿美元。计划的目标是为超声速运输机和高速运输机的推进系统打下技术基础。通过研究和试验马赫数5的组合循环发动机验证了其可行性。CCE由VCE(代号为HYPR-T)和以甲烷为燃料的冲压发动机组成。HYPR-T的方案与GE公司的DBE类似。1996年12月到1997年2月,HYPR-T发动机的模拟高空试验在GE的模拟高空试验台上进行,模拟的速度为马赫数3,高度20700米。通过试验,成功地验证了发动机的适用性。在试验中,涡轮前温度达到1873K,涵道比从0.6成功地变化到0.9。通过改变低压涡轮导向器的角度,在高速高温状态下的推力增加15%。VCE研究的另一个驱动力来自战斗机方面。自20世纪60年代以来,战斗机一方面朝着多用途方向发展,另一方面,飞机的飞行包线不断扩大,从低亚声速待机到高亚声速和超声速巡航和机动,飞行高度从海平面到15千米~17千米,作战半径达1000千米~2000千米。VCE正好能满足这种多飞行状态的性能要求。据模拟计算结果,对于罗-罗公司选择的放气VCE,虽然重量增加50千克,但它仍可使飞机起飞总重和任务油耗分别降低2.33%和3.36%;对于GE公司的双涵VCE,任务油耗可降低2%~3.5%,而且,在亚声速飞行时,VCE的涡轮前温度在某些点上可降低300K以上,这可用来进一步降低耗油率或延长涡轮寿命。特别是在20世纪70年代后,更加重视飞机机体/推进系统一体化设计,VCE还能降低溢流和后体阻力,其优势更为明显。于是,对军用目的VCE的研究逐步开展起来。GE公司在这方面一直领先,从YJ101/VCE验证机到GE21、GE37(XTE45,即后来的F120)和可控压比发动机。F120是世界上第一种经飞行验证的VCE。COPE正由GE公司和艾利逊公司联合研究之中,是美国综合高性能涡轮发动机技术计划的第二和第三阶段的一项重要研究内容。艾利逊公司在20世纪70年代曾为美国海军的垂直和短距起落战斗机提出过包括变几何涡扇发动机在内的多种VCE 方案。在IHPTET计划的第一阶段中,它又成功地试验了XTC16/1A 和 /1B VCE核心机。进入第二阶段后,艾利逊公司便与GE公司联合研究VCE。GE公司研究的几种VCEYJ101/VCE。1976年2月,GE公司用一台修改过的YJ101发动机进行单涵道变循环发动机试验。它基本上是采用可调混合器的低涵道比涡扇发动机。这种可调混合器又叫后可调面积涵道引射器,可在发动机工作范围内平衡风扇和涡轮出口静压。结果,在低推力状态下压气机转速降低时风扇系统可以保持大的流量,而常规混排涡扇发动机在低推力状态时空气流量要降低,进气道阻力增加。这是比较简单的第一代VCE。GE21。它是GE公司的第二代VCE,是DBE。它与常规混排涡扇发动机不同的是将风扇分为前后两段。后段与压气机连在一起,称为核心驱动风扇级, 带可调进口导流叶片。每个风扇段有自己的涵道,用以在宽广的工作范围内更好地控制空气流量。后段风扇和压气机由单级高压涡轮驱动,这种独特的安排允许高、低压涡轮都采用单级。GE21的其他部件有模式选择活门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器和可调面积低压涡轮导向器。模式选择活门用来确定发动机以涡喷或涡扇模式工作。前VABI是改变核心涵道流量的活门,该活门可进行两个风扇段之间的放气,从而控制前风扇段失速裕度。后VABI是改变涵道气流马赫数的活门,用以保持涵道气流与核心气流掺混时的静压平衡。可调面积低压涡轮导向器允许单独控制高压涡轮转速,而使发动机具有更大的灵活性。它还可在宽广的工作范围内提高循环匹配能力。在起飞和亚声速巡航时发动机呈双涵模式。通过增加前段风扇转子转速并打开模式选择活门以及前和后VABI,使前段风扇具有最大空气流量。由于转速不匹配,核心机不能吞下所有空气流量,剩余空气通过前VABI流入外涵道。此时,关小CDFS的可调导向叶片的角度,从而减小核心流量,使发动机具有最大的涵道比。在亚声速巡航时,发动机能使进气道溢流和内部性能匹配最佳。在发动机节流到巡航状态之前一直能保持最大流量。这样,就消除了常规混排涡扇发动机在节流过程中出现的巨大溢流和后体阻力。增加的涵道比改善了推进效率,从而改善性能并降低耗油率。在加速/爬升和超声速巡航时,发动机以单涵模式工作。关闭模式选择活门,关小前VABI和后VABI,仅允许少量空气通过核心涵道以冷却喷管,后风扇段和高压压气机通过前风扇的几乎全部出口空气流量。这时产生高的单位推力,以维持高速飞行。 在SCR计划下,GE公司对GE21进行了成功的试验,达到了主要目标,为未来的VCE计划特别是F120打下了坚实的基础。F120。 F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机,GE公司编号为GE37。它是美国空军和海军在1983~1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列计划的产物。F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE,其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇,高压涡轮驱动5级压气机。两个涡轮对转,都是单级设计,无级间导向器。控制系统为三余度多变量FADEC。与GE21一样,它能够以单涵和双涵模式工作。其变循环特征基本与GE21相同,但由于高、低压涡轮之间无导向器,因此只有在高压涡轮设置可调面积涡轮导向器,而且后来将可调模式选择活门改为比较简单的被动作动旁路活门。在亚声速巡航的低功率状态,发动机以双涵模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开,使更多的空气进入外涵道,同时使风扇具有大的喘振裕度。此时,后VABI也打开,更多的外涵空气引射进入主排气流,使推力增大。在超声速巡航的高功率状态,发动机以单涵模式工作。在此模式下,后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时,外涵中的压力增加,直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下,旁路系统模式选择活门关闭,迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出,供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面试验,验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。YF120的流量比XF120的大,以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小,而保障性始终作为一个关键设计目标。在F-22的原型机试验计划中,YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上,用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进,以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此,F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。总的来说,F120与GE公司成功的F110系列相比,结构简单得多,零件数少40%。虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119, 但仍作为替换发动机继续研制。VCE也仍是IHPTET计划的一项重要技术目标。COPE。它是GE公司和艾利逊公司联合研究的第四代VCE,它是在F120的技术基础上发展的。目前,这种方案正在IHPTET计划第二和第三阶段中进行试验验证。IHPTET计划第二阶段的VCE验证机XTE76的不加力单位推力与F100-PW-229和F110-GE-129的加力单位推力相当。COPE方案的关键系统是涡轮系统,它已经完成了气动和传热设计验证计划。涡轮系统包括三个部件,即:高效可调面积高压涡轮导向器、高负荷跨声速高压涡轮和无导叶对转低压涡轮。计划的成果将用于XTE76验证机、XTE77验证机和JSF发动机。 可调面积高压涡轮导向器 这个部件是为实现高的不加力推力和亚声速的低耗油率相结合的目标而设计的。它允许发动机在一个宽广的压比范围内以恒定的涵道比工作。高压压气机因其能在宽广的工作范围内保持在固定的匹配点上而达到高的效率。一种独特的凸轮驱动蛤壳设计解决了过去变面积导向器常遇到的冷却漏气引起的性能损失问题。据预估,这些特点在部分推力状态下比常规高单位推力涡扇发动机的耗油率低10%~15%。 单级高负荷跨声速高压涡轮 这种涡轮优于常规的单级和双级涡轮。由于零件数和尺寸减小,重量、冷却气流量和成本都有所降低。运用CFD和F120的高、低压涡轮的经验,研究了降低高、低压涡轮干扰损失的叶片设计。当与先进的气动和冷却技术结合时,级负荷大大提高。 双级无导叶对转低压涡轮 这是一种革命性的方案,有许多潜在的优点。设计权衡表明,这种方案特别适合未来军用飞机的推力要求,然而设计面临低压涡轮固有的高周疲劳问题。高负荷跨声速高压涡轮气动设计与双级无导叶对转低压涡轮的优化需要完美的多学科组合,包括气动、传热和结构动力学。从高压涡轮来的跨声速流的强迫响应需要与低压涡轮的气动性能、冷却和结构响应综合考虑。从COPE涡轮系统计划得到的数据将用来修正设计程序,使低压涡轮设计的重量轻、效率高、抗高周疲劳能力强。VCE的实现需要解决许多关键技术,如VCE性能仿真、CDFS设计、可调涡轮导向器、VABI和多变量控制系统。为适应多输入和多输出的情况,NASA主持并由GE公司发展了先进的多变量控制技术,它包括:改进控制器降阶的技术;简化的增益调度技术,它比常规方案要求少的调度工作量;一种积分器饱和防护技术,它用于反馈控制器输出和控制对象输入之间的差异,以调节或修正控制器的状态。一种模型基的多变量控制系统已在IHPTET计划的第三阶段得到验证。

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