高 揚，王朝蓬，屈霽云，壽圣德

（中航工業(yè)飛行試驗研究院，西安 710089）

0 引言

發(fā)動機性能飛行試驗主要目標是獲取不同飛行、發(fā)動機功率狀態(tài)和不同氣、電負載情況下的發(fā)動機推力及油耗。該性能參數(shù)不僅能夠為發(fā)動機的鑒定驗收提供依據(jù)，而且能夠為發(fā)動機設計單位提供改進建議。更重要的是通過飛行試驗可以獲取動力裝置在不同工作情況下的性能指標——安裝凈推力及基于安裝凈推力的動力裝置油耗，從而得到實際飛行條件下的飛機極曲線，為飛機設計單位提供驗收鑒定、改進改型、風洞試驗數(shù)據(jù)等相關研究依據(jù)。獲取動力裝置安裝凈推力的前提是計算得到發(fā)動機標準凈推力（或內推力）。

本文對某型大涵道比渦扇發(fā)動機飛行推力確定方法進行編程實現(xiàn)和驗證（針對標準凈推力），以滿足發(fā)動機性能試驗和計算的需要。

1 某型渦扇發(fā)動機飛行推力確定項目

某型發(fā)動機為大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動機。采用雙轉子結構，低壓轉子由風扇、增壓級和低壓渦輪組成，核心機由高壓壓氣機、短環(huán)形燃燒室和高壓渦輪組成，設計點涵道比為大于5.0。飛行推力確定（IFTD）項目是該型發(fā)動機驗證科目中最為關鍵的試驗之一，其目的是為發(fā)動機設計單位提供不同飛行、發(fā)動機功率狀態(tài)及引氣負載下的飛行試驗數(shù)據(jù)，用于修正發(fā)動機設計單位的平均推力計算模型，并驗證各主要限制值，為制定飛機飛行手冊的推力管理表單提供依據(jù)。

2 某型渦扇發(fā)動機標準凈推力確定方法

2.1 外涵道空氣流量及出口總推力的計算

大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動機標準凈推力為

式中：FG19、FG9分別為風扇和內涵道尾噴管出口總推力；Wa2為發(fā)動機進口總空氣流量；V0為飛行速度。

本文主要采用外涵道尾噴管的特性系數(shù)來獲取通過外涵道的空氣流量Wa19，即

式中：Wa19,non為外涵道尾噴管出口的無量綱空氣流量，為尾噴管壓比、空氣氣體常數(shù)以及比熱比的函數(shù)；Cf19為外涵尾噴管的流量系數(shù)，由模型試驗并加入外流抑制效應得到。

在獲取外涵道實際空氣流量后，可以采用“流量-總溫”方法計算外涵道尾噴管出口的實際總推力

式中：Cfg19為外涵尾噴管的總推力系數(shù)，由模型試驗獲得，并整理成關于外涵尾噴管落壓比的函數(shù)。

2.2 內涵道空氣流量及出口總推力的計算

某型發(fā)動機內涵道空氣流量的計算方法與外涵道的有較大差異。對于雙轉子發(fā)動機而言，在慢車功率以上其高壓渦輪導向器喉道截面基本工作于臨界狀態(tài)及以上，因此，內涵道空氣流量受到該截面流通能力的限制，這一特點可以簡化內涵道空氣流量的計算。

由于內涵道空氣流量的計算涉及到主燃燒室的燃燒過程，從降低計算值不確定度的角度出發(fā)，引入燃氣變比熱計算是必要的。需要對燃燒室出口總溫進行迭代。燃燒室能量守恒方程為

而渦輪導向器臨界截面空氣流量為

式中：Cp36、Tt36分別為高壓壓氣機出口的氣體定壓比熱和總溫；W41,cor為渦輪導向器臨界截面的無量綱流量系數(shù)。

在已知高壓壓氣機出口氣流總溫、總壓及燃燒室燃燒效率和總壓恢復系數(shù)的前提下，采用Newton-Raphson 公式聯(lián)立式（4）、（5）進行迭代求解，并最終計算出燃燒室的出口總溫，求出通過導向器喉道截面的燃氣流量。在得到通過導向器臨界截面的燃氣流量并考慮渦輪組件冷卻氣流比率后，可以采用下式計算內涵道尾噴管出口的總推力值

式中：Cfg9為內涵道尾噴管出口的總推力系數(shù)，由模型試驗得到，并整理成為關于內涵道尾噴管落壓比的函數(shù)曲線。

2.3 標準凈推力確定方法驗證

本文選取幾個典型飛行狀態(tài) (H=0 m、Ma=0，H=7620 m、Ma=0.64，H=10668 m、Ma=0.78），外界為標準大氣條件。對本文的計算方法結合發(fā)動機設計單位給出的發(fā)動機性能計算值進行驗證。在計算過程中，內、外涵尾噴管的總推力系數(shù)取值由特性曲線給出；燃燒室的燃燒效率近似取常值。在每個試驗點上，風扇換算轉速的大小表征發(fā)動機的功率等級，且換算轉速N1,cor=60%～105%。對比結果如圖1所示。

從圖中可見，與設計計算值相比，在不同飛行和發(fā)動機工作狀態(tài)下，發(fā)動機進口總空氣流量相對偏差為±1.0%，最大偏差不超過2.0%。發(fā)動機標準凈推力相對偏差為±3.0%，最大偏差不大于4.0%。可見，本文的計算值與設計值之間吻合程度較好，證明該方法有效，且計算結果可信。

對內涵道空氣流量采用高壓渦輪導向器臨界截面的方法進行計算，該方法涉及到變比熱情況下求解能量守恒及流量守恒方程。為了驗證該方法的可行性和有效性，對3種不同飛行狀態(tài)、不同發(fā)動機功率下的內涵道空氣流量結果進行對比，如圖2所示。從圖中可見，在不同發(fā)動機功率狀態(tài)下，本文計算值與設計值相對誤差為1.0%～3.0%，最大誤差不超過3.5%?？紤]到大涵道比渦扇發(fā)動機通過內涵道的空氣流量相對較低，可以預見，即使相對誤差達到3.5%，對于發(fā)動機進口總空氣流量影響也是非常有限的；同時也表明采用該方法計算內涵空氣流量是行之有效的。由于該方法不依賴于具體類型的發(fā)動機，因此可以應用于其他小涵道比渦扇發(fā)動機內涵道空氣流量計算。

3 結論

（1）在某型大涵道比渦扇發(fā)動機性能預測軟件的基礎上，編制了該型發(fā)動機性能計算程序。

（2）在計算內涵道空氣流量過程中引入變比熱計算方法，結合能量守恒和流量守恒進行迭代求解。

（3）與發(fā)動機性能設計值相比，本文發(fā)動機進口空氣流量計算值相對偏差為±1.0%，標準凈推力相對偏差為±3.0%，二者吻合程度均較高。同時內涵道空氣流量的相對偏差為1.0%～3.0%，驗證了本文大涵道比渦扇發(fā)動機性能計算方法是行之有效的。

（4）本文內涵道空氣流量計算方法可以應用于其他類型發(fā)動機。

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