何敏祥，韓 冬，李傳鵬，王德慶，朱愛迪，文 強(qiáng)

(1.中國航發(fā)貴陽發(fā)動機(jī)設(shè)計研究所，貴陽 550081；2.南京航空航天大學(xué)能源與動力學(xué)院，南京 210016)

1 引言

美國正在大力推進(jìn)空海一體戰(zhàn)等新型作戰(zhàn)構(gòu)想，重點發(fā)展以臨近空間高超聲速飛機(jī)為核心裝備的全球打擊體系。為應(yīng)對我國國土安全和持續(xù)快速發(fā)展危機(jī)，迫切需要發(fā)展以臨近空間飛機(jī)為核心的臨近空間作戰(zhàn)體系。馬赫數(shù)X一級渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)，是我國吸氣式發(fā)動機(jī)實現(xiàn)自主創(chuàng)新和跨越發(fā)展的標(biāo)志性產(chǎn)品，是新一代臨近空間作戰(zhàn)飛行器的理想動力選擇。

國外開展了大量的渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)試驗和設(shè)計工作，如美國的RTA、日本的HYPR和歐洲的LAPCAT計劃等。美國RTA-1 以YF120 加力渦扇發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)，通過試驗驗證了采用渦扇發(fā)動機(jī)工作至馬赫數(shù)3.0，然后再轉(zhuǎn)入沖壓模式工作至馬赫數(shù)5.0 的可行性。日本組合循環(huán)發(fā)動機(jī)驗證項目(HY-PR9-C)研究的TBCC 發(fā)動機(jī)，由一個變循環(huán)渦扇發(fā)動機(jī)和一個亞燃沖壓發(fā)動機(jī)組成，驗證了在馬赫數(shù)2.5～3.0 之間進(jìn)行渦扇發(fā)動機(jī)與沖壓發(fā)動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換的可行性。俄羅斯中央航空發(fā)動機(jī)研究院(CIAM)進(jìn)行了全尺寸TBCC 發(fā)動機(jī)地面試驗，對TBCC關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究。

國內(nèi)也進(jìn)行了渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)研究，突破了部分核心關(guān)鍵技術(shù)，如超聲速燃燒、發(fā)動機(jī)系統(tǒng)、燃油主動冷卻、一體化流道和燃油系統(tǒng)等技術(shù)，但對模態(tài)轉(zhuǎn)換、多變量控制、多模態(tài)沖壓/加力燃燒室寬范圍燃燒組織等關(guān)鍵技術(shù)的研究仍不成熟，需在整機(jī)集成前提前進(jìn)行技術(shù)驗證。因此，選用現(xiàn)有成熟渦輪發(fā)動機(jī)，基于技術(shù)驗證機(jī)多模態(tài)沖壓級，搭建關(guān)鍵技術(shù)先期驗證平臺，進(jìn)行先期驗證非常有必要。

本文主要基于現(xiàn)有成熟渦扇發(fā)動機(jī)，根據(jù)渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)技術(shù)驗證要求，開展渦輪基改型設(shè)計研究。闡述了主要改型設(shè)計工作，以及改型研制過程中存在的問題和解決思路，并配裝驗證平臺進(jìn)行了關(guān)鍵技術(shù)驗證，對其他發(fā)動機(jī)的改型設(shè)計具備一定的工程參考價值。

2 技術(shù)要求及研制思路

根據(jù)渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)技術(shù)驗證項目實施方案安排，在寬范圍、高通流渦輪基技術(shù)成熟前，基于現(xiàn)有成熟結(jié)構(gòu)渦扇發(fā)動機(jī)，構(gòu)建關(guān)鍵技術(shù)先期驗證平臺(以下簡稱驗證平臺)，開展關(guān)鍵技術(shù)先期驗證。根據(jù)驗證平臺要求，渦輪基應(yīng)能在要求的技術(shù)驗證點安全、可靠工作，并具備在技術(shù)驗證點進(jìn)行空中點火起動、加速的能力，工作時間和工作次數(shù)滿足要求。

技術(shù)驗證的發(fā)動機(jī)為雙涵道渦扇發(fā)動機(jī)，以原型發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)，根據(jù)驗證平臺要求和技術(shù)驗證工作過程，分析渦輪基改型中存在的問題及難點，開展改型設(shè)計研究，以滿足驗證平臺需求。

渦輪基主要研制思路為：渦輪基充分繼承原型發(fā)動機(jī)主機(jī)部件成熟的氣動、結(jié)構(gòu)、控制系統(tǒng)，在其基礎(chǔ)上開展改型設(shè)計；調(diào)整渦輪基控制計劃，在原有轉(zhuǎn)速、溫度使用限制內(nèi)，選擇合適的工作點，并對部分零部件換用承溫能力更高的材料，提高渦輪基承溫能力，滿足驗證平臺的使用需求；根據(jù)渦輪基工作要求，調(diào)整控制計劃，滿足渦輪基起動點火、穩(wěn)定工作、接通加力等要求；根據(jù)驗證平臺控制系統(tǒng)架構(gòu)和驗證需求，在渦輪基原有控制系統(tǒng)基礎(chǔ)上，改進(jìn)設(shè)計渦輪基全權(quán)限控制系統(tǒng)；對潤滑和通風(fēng)系統(tǒng)等其他需要改進(jìn)的部件系統(tǒng)，進(jìn)行適應(yīng)性改進(jìn)設(shè)計；通過部件試驗、整機(jī)地面及高空模擬試驗，驗證渦輪基功能和性能。

3 渦輪基設(shè)計難點分析

原型發(fā)動機(jī)技術(shù)狀態(tài)成熟，在原包線內(nèi)可穩(wěn)定、可靠工作。根據(jù)驗證平臺技術(shù)要求，渦輪基的工作高度超出原型發(fā)動機(jī)限制值7.4%，最大使用馬赫數(shù)超出121.0%，在技術(shù)驗證需要的工作點，其性能未通過設(shè)計分析和試驗驗證，需要開展改型設(shè)計。如表1所示，在初始技術(shù)驗證點，風(fēng)扇進(jìn)口總溫超出原型發(fā)動機(jī)最大使用限制值約11.2%，高壓壓氣機(jī)出口總溫超出約6.3%。結(jié)合原型發(fā)動機(jī)能力，渦輪基在高空大馬赫數(shù)條件下的性能、起動能力、加力通斷和零部件強(qiáng)度、密封、潤滑以及與驗證平臺匹配等方面，均存在一定問題，為此主要開展的工作有：①控制計劃設(shè)計；②超聲速燃燒設(shè)計；③高空大馬赫數(shù)起動設(shè)計；④低轉(zhuǎn)速接通加力設(shè)計；⑤全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計；⑥高空封嚴(yán)設(shè)計；⑦渦輪基熱管理設(shè)計；⑧渦輪基與沖壓級匹配設(shè)計。

表1 發(fā)動機(jī)性能參數(shù)及限制值對比Table 1 Engine performance parameters and limit value comparison

(1) 控制計劃設(shè)計分析

渦輪基進(jìn)口工作溫度比原允許進(jìn)氣最高總溫大幅提高，綜合考慮各部件材料、強(qiáng)度限制，在滿足要求的前提下，適當(dāng)調(diào)整控制計劃，選取合適的發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)點(表1中技術(shù)驗證點)，盡可能使大部分部件在材料、強(qiáng)度允許使用范圍內(nèi)，具體結(jié)果見表1。此外，調(diào)整控制計劃解決高溫狀態(tài)下零部件強(qiáng)度、密封、潤滑等問題，以保證渦輪基能夠在高馬赫數(shù)下長時間持續(xù)工作。

(2) 超聲速燃燒設(shè)計分析

渦輪基最大工作包線增大，工作高度超出原型發(fā)動機(jī)限制值7.4%，馬赫數(shù)超出121.0%，發(fā)動機(jī)需在高空大馬赫數(shù)條件下起動點火，并穩(wěn)定、持續(xù)工作，燃燒室內(nèi)部壓力、溫度、氣流速度均發(fā)生了變化，在原有的燃油控制規(guī)律和工作條件下，不能確保燃燒室穩(wěn)定工作。需開展超聲速燃燒設(shè)計分析，確保燃燒室在驗證平臺要求的溫度和壓力條件下穩(wěn)定、可靠點火及燃燒。

(3) 高空大馬赫數(shù)起動能力分析

渦輪基在高馬赫數(shù)條件下，從風(fēng)車狀態(tài)完成空中再起動，此時燃燒室內(nèi)氣流速度較高，不利于渦輪基點火。而點火成功后，由于發(fā)動機(jī)進(jìn)氣溫度較高，高馬赫數(shù)起動和加速時，穩(wěn)定裕度可能下降，控制規(guī)律需隨馬赫數(shù)和發(fā)動機(jī)進(jìn)氣溫度變化進(jìn)行修正。原型發(fā)動機(jī)具備在一定高度的輔助帶轉(zhuǎn)起動、風(fēng)車起動能力，其大馬赫數(shù)空中起動試驗結(jié)果表明，高空右邊界發(fā)動機(jī)正常起動并工作，起動時間小于9 s；起動時表速越大，供油壓力越大；高度越高，供油壓力越小。具體見圖1。

圖1 不同條件慣性起動供油情況Fig.1 The fuel flow of inertia starting under different conditions

根據(jù)上述分析，渦輪基應(yīng)能在要求馬赫數(shù)條件下完成空中起動，但由于目前開展的試驗不充分，擬結(jié)合原型發(fā)動機(jī)研制，調(diào)整渦輪基的起動、加速和慢車控制規(guī)律，在試驗器上開展燃燒室點火能力及富油能力摸底試驗，在高空臺開展整機(jī)擴(kuò)包線能力摸底試驗。

(4) 低轉(zhuǎn)速接通加力設(shè)計分析

原型發(fā)動機(jī)有非加力和加力兩種狀態(tài)，兩種狀態(tài)下發(fā)動機(jī)主機(jī)狀態(tài)基本一致。在技術(shù)驗證工況，渦輪基進(jìn)口總溫超出原型發(fā)動機(jī)限制值11.2%，若采用加力型發(fā)動機(jī)的加力計劃接通加力，渦輪基內(nèi)流道空氣、燃?xì)鉁囟群透邏恨D(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速，均會超出原型發(fā)動機(jī)允許的最高極限值，同時根據(jù)驗證平臺技術(shù)要求，渦輪基在技術(shù)驗證點接通加力時，風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速降低約41.0%，此外綜合考慮對組合發(fā)動機(jī)多模態(tài)沖壓燃燒室的影響，需重新設(shè)計發(fā)動機(jī)加力通斷計劃。

(5) 全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計分析

原型發(fā)動機(jī)采用全權(quán)限控制系統(tǒng)，實現(xiàn)發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)的調(diào)節(jié)，同時具備狀態(tài)監(jiān)控和故障診斷功能。根據(jù)驗證平臺技術(shù)要求，渦輪基控制系統(tǒng)分為模式1和模式2兩種狀態(tài)。為此需對原控制系統(tǒng)開展改進(jìn)設(shè)計，實現(xiàn)在不同的模式和工作狀態(tài)下完成對渦輪基的控制，滿足驗證平臺各模態(tài)下的性能驗證要求，同時具備安全保護(hù)策略，以及重要參數(shù)和指令的監(jiān)測信號輸出功能。

(6) 高空封嚴(yán)設(shè)計分析

渦輪基采用風(fēng)扇后引氣，來保證各密封裝置前腔的壓力要求。渦輪基工作高度增加，會導(dǎo)致滑油泵在高空狀態(tài)下，由于泵前壓力過低無法可靠回油，出現(xiàn)積油現(xiàn)象，從而引起高空狀態(tài)下滑油腔壓力不足。為確保渦輪驗證平臺技術(shù)驗證點安全工作，需開展高空封嚴(yán)設(shè)計分析，提升渦輪基高空性能裕度。

(7) 熱管理設(shè)計分析

渦輪基進(jìn)口工作溫度比原型發(fā)動機(jī)允許進(jìn)氣最高總溫大幅提高，導(dǎo)致渦輪基部件、流道截面溫度超出部件材料和強(qiáng)度限制，引起高溫狀態(tài)下零部件強(qiáng)度、密封、潤滑等問題。渦輪基滑油溫度通過燃-滑油散熱器，由燃油進(jìn)行冷卻。通過計算分析高空大馬赫數(shù)條件下渦輪基潤滑系統(tǒng)承熱能力，得到渦輪基進(jìn)出口滑油溫度，分析其是否滿足驗證平臺要求。

(8) 渦輪基與沖壓級匹配設(shè)計分析

渦輪基沖壓組合發(fā)動機(jī)工作過程中，由渦輪模態(tài)轉(zhuǎn)換為沖壓模態(tài)，渦輪基需要降低狀態(tài)到慢車直至停車，此時渦輪基節(jié)流轉(zhuǎn)速特別低，且低轉(zhuǎn)速風(fēng)扇特性線較平緩，組合平臺總體設(shè)計時，應(yīng)考慮沖壓級工作對渦輪基的影響。計算表明，技術(shù)驗證過程中，由于渦輪基尾噴口喉道一直處于臨界，風(fēng)扇工作點向堵點移動，因此其穩(wěn)定工作裕度不低于原型發(fā)動機(jī)。按現(xiàn)有風(fēng)扇特性計算，關(guān)鍵技術(shù)點上最大狀態(tài)風(fēng)扇穩(wěn)定裕度、慢車狀態(tài)穩(wěn)定工作裕度，應(yīng)能滿足渦輪基穩(wěn)定工作、平臺驗證工作需要。此外，沖壓級的加力燃燒室及尾噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)等參數(shù)，與原型發(fā)動機(jī)的尾噴管參數(shù)不一致，需要開展匹配設(shè)計分析。

4 渦輪基改型設(shè)計

4.1 渦輪基控制計劃設(shè)計

渦輪基按原控制規(guī)律工作，其內(nèi)流道空氣、燃?xì)鉁囟群透邏恨D(zhuǎn)子物理轉(zhuǎn)速，會達(dá)到或超出原型機(jī)允許的最高極限值，同時惡劣的熱環(huán)境和高轉(zhuǎn)速，對轉(zhuǎn)動件強(qiáng)度壽命、滑油系統(tǒng)密封及散熱、整機(jī)軸向力，也存在不滿足使用要求的風(fēng)險。綜合考慮驗證平臺技術(shù)要求，同時遵循渦輪基改動盡可能小的原則，開展控制規(guī)律設(shè)計。低空狀態(tài)時，渦輪基控制風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速與原型發(fā)動機(jī)地面轉(zhuǎn)速一致；高空狀態(tài)時，按照渦輪基流道內(nèi)溫度和強(qiáng)度限制，降低風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速；中間高度狀態(tài)時，線性過渡。

中間及以上狀態(tài)控制計劃在保證渦輪基典型工作狀態(tài)性能滿足要求的同時，需限制燃燒室出口燃?xì)鉁囟群透邏簤簹鈾C(jī)出口空氣溫度。慢車狀態(tài)控制計劃在保證驗證平臺關(guān)鍵技術(shù)過程推力平穩(wěn)性所需低轉(zhuǎn)速的同時，設(shè)置最低物理轉(zhuǎn)速、最小燃油流量限制計劃。在慢車和中間狀態(tài)之間，主燃油控制計劃按油門桿位置確定。最終主控制計劃如圖2 所示，渦輪基性能及流道溫度均滿足要求(表2)。

表2 發(fā)動機(jī)參數(shù)Table 2 Engine parameters

圖2 穩(wěn)態(tài)控制計劃調(diào)整情況(低壓換算轉(zhuǎn)速)Fig.2 Adjustment of steady state control plan(low pressure corrected speed)

4.2 超聲速燃燒設(shè)計

原型發(fā)動機(jī)地面點火起動時，燃燒室進(jìn)口氣流速度一般為30～40 m/s，空中典型點起動時，進(jìn)口速度一般約為100 m/s，而要求的工作點，燃燒室進(jìn)口速度達(dá)140 m/s，渦輪基燃燒室工作存在一定風(fēng)險，需要通過試驗摸索燃燒室貧富油邊界、燃燒室穩(wěn)定點火及穩(wěn)定工作能力，選取合適的工作點。

分別在不同溫度、壓力條件下，開展燃燒室點火試驗，模擬高空大馬赫數(shù)條件的燃燒室進(jìn)氣條件，在試驗器上摸索燃燒室點火性能。試驗結(jié)果表明：在要求的風(fēng)車狀態(tài)(進(jìn)口壓力115 kPa)下，富油點火邊界余氣系數(shù)小于1，滿足渦輪基使用要求；在140 m/s的燃燒室進(jìn)口速度條件下，熄火邊界也達(dá)到了21.4。

按照設(shè)計的燃油控制規(guī)律，發(fā)動機(jī)在技術(shù)要求的大馬赫數(shù)條件下，其燃燒室具備順利點火和穩(wěn)定工作能力。風(fēng)車起動點火試驗結(jié)果見表3。

表3 風(fēng)車起動點火試驗結(jié)果Table 3 Ignition test of windmill starting

4.3 空中起動控制計劃設(shè)計

根據(jù)驗證平臺技術(shù)要求，渦輪基應(yīng)具備在高空大馬赫數(shù)條件下的風(fēng)車旋轉(zhuǎn)能力和起動能力，而原型機(jī)風(fēng)車起動的最大高度不滿足技術(shù)要求，僅允許亞聲速起動，需要擴(kuò)大風(fēng)車起動包線。在高空大馬赫數(shù)條件下，評估渦輪基風(fēng)車轉(zhuǎn)速高，燃燒室內(nèi)氣流速度較高，不利于渦輪基點火。此外，由于馬赫數(shù)和發(fā)動機(jī)進(jìn)氣溫度較高，發(fā)動機(jī)起動和加速穩(wěn)定工作裕度非常小，所以控制規(guī)律需隨馬赫數(shù)和發(fā)動機(jī)進(jìn)氣溫度變化進(jìn)行精細(xì)修正。

針對渦輪基空中起動存在的困難，基于原型機(jī)已完成的空中起動試驗分析得到的渦輪基風(fēng)車起動點火貧富油邊界范圍、起動加速油氣比裕度；再通過起動、加速控制規(guī)律和慢車計劃優(yōu)化設(shè)計及計算仿真分析，調(diào)整發(fā)動機(jī)高空大馬赫數(shù)起動點火時燃燒室油氣比，使其處于合適的點火起動狀態(tài)；此外通過燃燒室點火試驗，摸索燃燒室點火能力；調(diào)整渦輪基的起動、加速控制規(guī)律和慢車計劃，以及風(fēng)扇換算主控計劃和燃油計劃等；最后通過高空模擬試驗驗證，渦輪基滿足空中起動要求。

4.4 低轉(zhuǎn)速接通加力設(shè)計

加力型發(fā)動機(jī)采用總余氣系數(shù)的控制方式，其加力燃油流量控制計劃為：

式中：為加力總?cè)加土髁?；為壓氣機(jī)后總壓；、為修正系數(shù)。

對于技術(shù)驗證點，渦輪基接通加力時，風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速降低約41.0%，加力燃燒室進(jìn)口總溫、進(jìn)口總壓等均有變化，再考慮到渦輪基原有條件和對沖壓燃燒室的影響，重新設(shè)計渦輪基加力通斷計劃，具體如圖3所示。

圖3 加力燃油流量控制計劃Fig.3 Afterburner fuel flow control plan

4.5 全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計

根據(jù)驗證平臺技術(shù)要求，渦輪基存在兩種工作模式：模式1的工作目標(biāo)是，完成渦輪基地面試驗控制，驗證渦輪基工作特性；模式2 的工作目標(biāo)是，將渦輪基控制系統(tǒng)各類資源整合后，接受系統(tǒng)級控制器的控制，實現(xiàn)驗證平臺各模態(tài)下的性能驗證。渦輪基控制系統(tǒng)具備安全保護(hù)策略，以及重要參數(shù)和指令的監(jiān)測信號輸出功能。

模式1時，渦輪基控制系統(tǒng)根據(jù)油門桿角度、飛行高度、馬赫數(shù)等參數(shù)，控制燃燒室燃油流量和壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度，同時按相關(guān)控制計劃計算噴口面積和加力燃油流量，將接通加力指令、加力點火指令、噴口面積和加力總?cè)加土髁客ㄓ嵔o接口轉(zhuǎn)換控制裝置，再由其實現(xiàn)對噴口面積和加力各區(qū)燃油流量的調(diào)節(jié)，并通過通訊實時反饋，保證渦輪基工作狀態(tài)下對噴口和加力的控制，最終實現(xiàn)渦輪基工作狀態(tài)的控制。

模式2時，渦輪基控制系統(tǒng)作為智能節(jié)點(由系統(tǒng)級控制器控制)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)，接收智能節(jié)點通過通訊發(fā)送的起動指令和燃燒室燃油流量，控制渦輪基燃燒室點火、燃油流量和壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度，并向智能節(jié)點反饋起動狀態(tài)信號和燃燒室燃油流量實際值，同時執(zhí)行必要的限制、保護(hù)計劃，保證渦輪基工作狀態(tài)安全可靠。

通過全權(quán)限控制系統(tǒng)設(shè)計，在不同模式下設(shè)計不同的控制系統(tǒng)：一是采用渦輪基控制系統(tǒng)控制渦輪基和沖壓燃燒室的方法；二是采用渦輪基控制系統(tǒng)作為智能節(jié)點的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方法。渦輪基控制系統(tǒng)滿足驗證平臺不同模式的使用要求。

4.6 高空封嚴(yán)設(shè)計

渦輪基采用風(fēng)扇后引氣來保證各密封裝置前腔的壓力要求。通過評估分析，在要求的高空工作條件下，潤滑系統(tǒng)高空性能存在回油能力不足的風(fēng)險。為確保潤滑系統(tǒng)供/回油能力滿足驗證平臺對渦輪基的工作要求，參考其他發(fā)動機(jī)成熟結(jié)構(gòu)，采取在離心通風(fēng)器往大氣排氣的管路上增加高空活門的方法，提高滑油腔壓力，使回油泵回油能力提高，提升潤滑系統(tǒng)的高空性能裕度。

4.7 熱管理設(shè)計

渦輪基進(jìn)口工作溫度比原型發(fā)動機(jī)允許進(jìn)氣最高總溫大幅提高，在滿足驗證平臺技術(shù)要求的前提下，通過調(diào)整控制計劃，選取合適的發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)點，以及更換部分零部件材料，來滿足渦輪基工作要求。

此外，根據(jù)驗證平臺技術(shù)要求，結(jié)合原型發(fā)動機(jī)試驗數(shù)據(jù)，開展滑油系統(tǒng)承熱能力評估分析。在要求的高空狀態(tài)下，潤滑換熱系統(tǒng)能將系統(tǒng)熱量全部帶走，并具有一定的裕度，潤滑系統(tǒng)承熱能力滿足要求。

4.8 渦輪基與沖壓級匹配設(shè)計

發(fā)動機(jī)采取穩(wěn)態(tài)控制控制風(fēng)扇換算轉(zhuǎn)速，通過調(diào)整噴口面積控制風(fēng)扇壓比，實現(xiàn)控制風(fēng)扇工作點。由于設(shè)計的多模態(tài)燃燒室采用分區(qū)供油，供油總管增加，所以沖壓級總壓恢復(fù)系數(shù)降低。按發(fā)動機(jī)噴口控制計劃，沖壓級噴口面積超出限制值，組合發(fā)動機(jī)性能不滿足設(shè)計要求，渦輪基與沖壓級不匹配。通過開展噴口面積控制計劃設(shè)計及噴口限制計劃設(shè)計，確保了渦輪基與沖壓級匹配，具體如圖4、圖5所示。

圖4 噴口面積控制計劃Fig.4 Nozzle area control plan

圖5 噴口面積限制計劃Fig.5 Nozzle area limit plan

5 渦輪基驗證試驗

渦輪基在原型發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)上完成改進(jìn)設(shè)計，再開展高空模擬試驗，驗證其在高空大馬赫數(shù)條件下的穩(wěn)定可靠工作能力。試驗結(jié)果表明，渦輪基在關(guān)鍵技術(shù)驗證點，能可靠起動并接通/斷開加力，具備空中起動和加力工作能力。具體試驗結(jié)果見表4、表5。

表4 高空模擬試驗空中起動結(jié)果Table 4 The results of high altitude simulated air start test

表5 接通和斷開加力檢查試驗Table 5 Afterburner checking test

渦輪基配裝驗證平臺開展關(guān)鍵技術(shù)驗證，在不同工作模式和工作條件下，完成了關(guān)鍵技術(shù)驗證試驗。驗證表明，渦輪基工作正常，滿足指標(biāo)要求。

6 結(jié)論

根據(jù)渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)技術(shù)驗證要求，開展了基于成熟渦扇發(fā)動機(jī)改渦輪基的設(shè)計研究，并配裝驗證平臺完成關(guān)鍵技術(shù)驗證試驗。主要得到以下結(jié)論：

(1) 開展設(shè)計渦輪基穩(wěn)態(tài)控制規(guī)律、加力通斷控制計劃、起動控制計劃以及噴口控制計劃等，并通過地面及高空模擬試驗驗證，渦輪基控制計劃滿足要求。

(2) 按照設(shè)計的燃油控制規(guī)律，在渦輪基技術(shù)要求的大馬赫數(shù)條件下，該燃燒室具備順利點火和穩(wěn)定工作能力。

(3) 渦輪基在不同模式下設(shè)計不同的控制系統(tǒng)，一是采用渦輪基控制系統(tǒng)控制渦輪基和沖壓燃燒室的方法，二是采用渦輪基控制系統(tǒng)作為智能節(jié)點的執(zhí)行機(jī)構(gòu)的方法，渦輪基控制系統(tǒng)滿足驗證平臺不同模式的使用要求。

(4) 通過燃滑油系統(tǒng)設(shè)計，及采取在離心通風(fēng)器往大氣排氣的管路上增加高空活門的方法，能有效提升潤滑系統(tǒng)的高空性能裕度。

(5) 對其他發(fā)動機(jī)的改型設(shè)計具備一定的工程參考價值。