陸勝軍

摘要：燃氣渦輪發(fā)動機在國防、經(jīng)濟占據(jù)著重要的地位，是一個國家工業(yè)水平的代表。本文通過梳理國內外燃氣渦輪發(fā)動機循環(huán)分析方法，目前主要有單設計點方法、順序多設計點方法、同步多設計點方法，以及飛發(fā)一體化循環(huán)分析方法。通過分析可以發(fā)現(xiàn)，不同的分析方法殊途同歸，都是為了更好的與飛行器匹配，提高效率，減少設計迭代。

關鍵詞：燃氣渦輪發(fā)動機;循環(huán)分析;多設計點

當前，絕大多數(shù)高速、大中型軍民用飛機都采用燃氣渦輪發(fā)動機。燃氣渦輪發(fā)動機主要分為渦輪軸發(fā)動機、渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪槳扇發(fā)動機等類型，這些航空發(fā)動機分別應用于直升機、傾轉旋翼機、固定翼飛機等，無論在軍用或是民用領域都發(fā)揮著不可替代的作用。

燃氣渦輪發(fā)動機是門檻極高、難度極大的高端制造業(yè)，由于其投入周期長，技術難度大等特點，在發(fā)動機研制過程中對每一環(huán)節(jié)的設計都要斟酌再三，力爭完美。其中燃氣渦輪發(fā)動機循環(huán)分析是發(fā)動機研發(fā)初始階段重要的設計過程，改進完善循環(huán)分析方法不僅有助于提高燃氣渦輪發(fā)動機總體性能設計水平，還能提升研發(fā)設計效率，減少反復迭代次數(shù)。

1 燃氣渦輪發(fā)動機循環(huán)分析

循環(huán)分析，即熱力循環(huán)參數(shù)分析，是確定發(fā)動機的熱力學性能的過程。這一過程是根據(jù)選擇的一組設計參數(shù)（對于渦軸發(fā)動機而言，如壓氣機總壓比OPR、渦輪前溫度T4）和各部件技術參數(shù)（各部件的效率，損失等），通過發(fā)動機一維數(shù)值仿真計算來定義的。循環(huán)分析目的是根據(jù)給定的設計參數(shù)、飛行條件以及各種約束限制的組合來獲得發(fā)動機熱力學性能參數(shù)的估計。一般來說，循環(huán)分析主要由兩部分組成，設計點循分析和非設計點循環(huán)分析。

設計點循環(huán)分析，是為了滿足設計點性能要求而確定的發(fā)動機熱力循環(huán)參數(shù)和流道尺寸。就渦軸發(fā)動機而言，通過給定的設計參數(shù)（OPR、T4）的不同組合，得到不同幾何尺寸的發(fā)動機，從而創(chuàng)建候選發(fā)動機的可行域。

非設計點循環(huán)分析，是在完成設計點循環(huán)分析后，對可行域內的候選發(fā)動機進行非設計點性能評估，檢驗該候選發(fā)動機是否能夠滿足整個工作包線范圍內的性能指標要求。因此非設計點循環(huán)分析是對設計點循環(huán)分析創(chuàng)建的可行域進行進一步的裁剪和修正。

2 發(fā)動機循環(huán)分析方法發(fā)展

2.1 單設計點循環(huán)分析方法

傳統(tǒng)的單設計點方法應用最為廣泛，也最為簡單。它是利用設計點循環(huán)分析確定發(fā)動機基本可行域，再加以非設計點循環(huán)分析進一步修正基本可行域嗎，形成候選可行域，從而作為循環(huán)選擇的輸入，進行發(fā)動機總體性能設計。該方法雖然簡單方便，但是其缺點也是十分明顯的，沒有一個迭代優(yōu)化的過程，導致很多發(fā)動機部件特性數(shù)據(jù)需要基于大型而又準確的數(shù)據(jù)庫，才能得到一個相對精確的循環(huán)分析結果。

2.2 順序多設計點循環(huán)分析方法

隨著科學技術的發(fā)展，工程師們不滿足于這種不夠“智能”的單設計點方法，在1986年，Steinmetz和Wagner共同開發(fā)了一種渦扇發(fā)動機循環(huán)參數(shù)設計方法，可以滿足兩個及以上設計點的推力需求，命名為順序設計點方法。該方法的循環(huán)迭代方法如圖2所示，從形式上看，它是單設計點方法的設計點循環(huán)分析和非設計點循環(huán)分析通過某種聯(lián)系結合而成的迭代過程。順序設計點方法與傳統(tǒng)單設計點方法不同之處在于循環(huán)設計過程是根據(jù)不同設計點按順序一個個迭代完成的。文獻中描述的順序設計點方法迭代關鍵參數(shù)為最大爬升狀態(tài)的T41，在不同的總壓比和涵道比組合下，定義最大爬升狀態(tài)為各部件的氣動設計點，繼而定進行循環(huán)設計，但最大T41和燃氣渦輪所需冷氣量由起飛狀態(tài)定義，最后通過起飛狀態(tài)的非設計點循環(huán)分析，不斷循環(huán)迭代T41以滿足最大爬升狀態(tài)T41的要求，從而完成渦扇發(fā)動機熱力循環(huán)設計。在此基礎之上，還可以增加更多的飛行工作狀態(tài)作為設計點進行循環(huán)迭代計算。

這種方法有一個明顯的缺點，即需要了解氣動設計點是如何影響其它設計點的性能。因此，在這個方法中關鍵是確定最大爬升狀態(tài)T41的評估值與最大爬升狀態(tài)T41、起飛狀態(tài)T41、前一個循環(huán)中最大爬升狀態(tài)T41的評估值之間準確的函數(shù)關系，可采用方程形式的函數(shù)關系或類似部件特性插值表的形式等。而在實際工程項目中，要了解這些參數(shù)之間的關系，形成方程式或者插值表，這將需要大量的實驗數(shù)據(jù)以及歷史型號經(jīng)驗的積累，對于沒有龐大的歷史數(shù)據(jù)庫作為基礎，這種方法將無用武之地，況且順序設計點方法會隨著設計點個數(shù)的增加，計算難度呈現(xiàn)指數(shù)倍增加，計算收斂性將會成為問題。

2.3 飛發(fā)一體化循環(huán)分析方法

飛發(fā)一體化最早是由馬丁·利提出的，用于固定翼飛機發(fā)動機的總體性能及尺寸設計。書中表示在發(fā)動機設計之初，需要對飛機進行任務分析以及約束分析，從而得到發(fā)動機的功重比水平，然后對各部件進行技術指標分配，從而進行發(fā)動機的部件設計，通過不斷的迭代優(yōu)化設計，最后確定最優(yōu)方案。對于直升機也是如此，在Stephen A.Suhr的碩士論文中詳細描述了直升機/渦軸發(fā)動機一體化設計方法。

飛發(fā)一體化設計方法有利于獲得飛機/直升機、發(fā)動機最有方案，但在發(fā)動機設計之前，需要獲得飛行任務剖面，意味著飛機與發(fā)動機同步設計，或這發(fā)動機滯后與飛機進行設計。在通常情況下，發(fā)動機的研制周期比飛機長若干年，甚至長達十年，最終導致發(fā)動機將晚于飛機交付，造成飛機無發(fā)動機可用的尷尬現(xiàn)象。

2.4 同步多設計點循環(huán)分析方法

為改善以上方法的缺點，同時保留精華，Schutte J.在他的博士論文中提出了一種基于NPSS發(fā)動機性能仿真平臺的同步多設計點方法，這可能是其中的一種多設計點方法的實現(xiàn)，但該方法明顯優(yōu)于順序單設計點方法，無論技術復雜度或是算法收斂性。

同步多設計點（Simultaneous Multi-Design Points）方法，簡稱SMDP方法（下同），其具體實現(xiàn)思路如下圖 3所示，主要由三大部分組成，分別為發(fā)動機性能需求與技術定義、SMDP方法部件技術參數(shù)設置以及SMDP方法程序執(zhí)行。該博士論文中采用SMDP方法進行了大涵道比渦扇發(fā)動機的熱力循環(huán)參數(shù)分析，與傳統(tǒng)單設計點方法相比，通過SMDP方法設計得到的候選發(fā)動機不僅能夠同時的滿足各項性能指標要求，而且巡航耗油率降低了約1%。這種循環(huán)參數(shù)分析方法能夠在盡可能減小發(fā)動機性能裕度的前提下，不僅提高發(fā)動機循環(huán)設計效率，還提升了發(fā)動機的經(jīng)濟性，降低了發(fā)動機研制成本，進一步提高市場競爭力。

3 總結

分析說明了單設計點方法、順序多設計點方法、同步多設計點方法以及飛發(fā)一體化設計方法，前三者一脈相承，最后的飛發(fā)一體化方法是結合飛行器的設計思路。

因此將來，隨著技術迭代發(fā)展，循環(huán)分析方法將分為兩個方向：

（1）發(fā)動機本體的循環(huán)分析方法不斷的優(yōu)化改進;

（2）飛發(fā)一體化設計思路的進一步優(yōu)化迭代。

4 結語

隨著工程師們對燃氣渦輪發(fā)動機認識的深入，雖然設計思路變得更為復雜，但是循環(huán)分析方法將會越來越智能化，未來隨著對發(fā)動機認識的進一步深入，認為可以開發(fā)出不同部件設計點選擇的同步多設計點循環(huán)分析方法，另一方面，隨著人工智能的潮流，未來發(fā)動機循環(huán)分析或許可以實現(xiàn)通過機器學習/深度學習進行循環(huán)分析、循環(huán)選擇，最終完成發(fā)動機總體性能設計。

參考文獻：

[1] 陳大光，張津.飛機-發(fā)動機性能匹配與優(yōu)化[J].北京：北京航空航天大學出版社，1990.

（作者單位：中國航發(fā)湖南動力機械研究所）