張彥軍 于學(xué)明 郭帥帆

摘 要：文章首先介紹了美國“黑鳥SR-71”戰(zhàn)略偵察機(jī)所采用的渦輪發(fā)動機(jī)（J-58）的相關(guān)情況，然后對該發(fā)動機(jī)所采用的可回收旁路放氣技術(shù)及該技術(shù)的優(yōu)勢進(jìn)行了重點(diǎn)分析，最后介紹了J58發(fā)動機(jī)可回收旁路引氣結(jié)構(gòu)及控制方法。通過上述介紹和分析認(rèn)為可回收旁路放氣技術(shù)對我國高速渦輪發(fā)動機(jī)的研制具有一定的借鑒價值。

關(guān)鍵詞：高超聲速；可回收；旁路放氣；高速渦輪發(fā)動機(jī)

引言

隨著未來軍事需求的發(fā)展，能夠以高馬赫數(shù)飛行的高空高速渦輪發(fā)動機(jī)正在成為未來航空發(fā)動機(jī)的重要發(fā)展方向[1-6]。美國早在20世紀(jì)60年代研制的J-58發(fā)動機(jī)是“黑鳥SR-71”戰(zhàn)略偵察機(jī)的動力裝置，SR-71飛機(jī)最大飛行高度26km，最大飛行馬赫數(shù)3.2以上。SR-71在美空軍前后共飛行24年，從誕生至今從未有被擊落的記錄。

圖1 “黑鳥”飛機(jī)配裝J-58發(fā)動機(jī)起飛

J-58發(fā)動機(jī)（見圖2）作為到目前為止唯一一種經(jīng)過實(shí)際應(yīng)用馬赫數(shù)3飛行的發(fā)動機(jī)，也為美國后續(xù)開展高空高速動力研究打下了良好基礎(chǔ)。

圖2 美國J-58發(fā)動機(jī)

J-58發(fā)動機(jī)采用的是單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機(jī)，包括9級軸流壓氣機(jī)，壓比為8.8，壓氣機(jī)靜子、轉(zhuǎn)子葉片和葉盤均為鋼質(zhì)；渦輪為2級軸流式，帶有空心導(dǎo)向葉片，第1級渦輪葉片為空心氣冷，第2級渦輪葉片實(shí)心。為滿足寬廣的飛行包線，馬赫數(shù)小于2.2時，發(fā)動機(jī)基本處于渦輪噴氣工作模態(tài)，當(dāng)馬赫數(shù)大于2.2時，打開第4級壓氣機(jī)后的24個內(nèi)部旁路放氣活門[8]，氣流通過連接的6根粗管繞過后幾級壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪，直接流入加力燃燒室。馬赫數(shù)3時，渦輪發(fā)動機(jī)處于風(fēng)車或空中慢車狀態(tài)，進(jìn)入發(fā)動機(jī)大部分空氣通過旁路放氣通道直接進(jìn)入加力燃燒室。正是由于發(fā)動機(jī)在不同飛行階段發(fā)揮出了不同發(fā)動機(jī)模式的工作優(yōu)勢，才造就了SR-71的優(yōu)異的高空高速性能，使其在航空器發(fā)展史上寫下光輝的一筆。

文章重點(diǎn)分析了可回收旁路放氣技術(shù)給J58單軸渦噴發(fā)動機(jī)發(fā)動機(jī)帶來的性能優(yōu)化、提升，同時介紹了可回收旁路放氣結(jié)構(gòu)及引氣控制方式。

1 旁路放氣在高速渦噴發(fā)動機(jī)上的應(yīng)用分析

1.1 單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機(jī)高超聲速飛行面臨的技術(shù)問題

對于高速渦輪發(fā)動機(jī)來說，高馬赫數(shù)大狀態(tài)飛行時會面臨的一系列的問題。根據(jù)單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機(jī)軸流壓氣機(jī)的性能曲線，見圖3，L、D、H分別代表了三種不同的發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)點(diǎn)。L點(diǎn)代表發(fā)動機(jī)在海平面小狀態(tài)工作或者高空大馬赫數(shù)大狀態(tài)工作，H點(diǎn)代表發(fā)動機(jī)海平面大狀態(tài)工作。D點(diǎn)代表發(fā)動機(jī)設(shè)計點(diǎn)。

對于渦噴發(fā)動機(jī)軸流壓氣機(jī)流量系數(shù)與壓比的關(guān)系：■·？仔=常數(shù)，H點(diǎn)時空氣換算流量大于設(shè)計值，壓比大于設(shè)計壓比，第一級流量系數(shù)大于設(shè)計值，由于各級壓比大于設(shè)計值，導(dǎo)致后面級流量系數(shù)加速變小，由速度三角形分析可知，cza下降意味著后面壓氣機(jī)在大的正攻角下工作，會出現(xiàn)“前堵后喘”的情況。而L點(diǎn)進(jìn)氣的換算流量小于設(shè)計值，壓比小于設(shè)計壓比，第一級流量系數(shù)遠(yuǎn)小于設(shè)計值，由于各級壓比小于設(shè)計值，導(dǎo)致后面級流量系數(shù)加速放大，由速度三角形分析可知，就造成了“前喘后堵”的情況。因此高速渦輪發(fā)動機(jī)在高馬赫數(shù)大狀態(tài)飛行時，進(jìn)氣流量會受到限制。

高馬赫數(shù)大狀態(tài)飛行（L點(diǎn)）不僅空氣流量受到限制，而且發(fā)動機(jī)的推力也受到限制。調(diào)整噴口喉道面積也無法來解決這個問題，因?yàn)榉糯髧娍诘暮淼烂娣e會導(dǎo)致渦輪前溫度升高和發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速上升，會使發(fā)動機(jī)超出其熱負(fù)荷限制。除此之外，高馬赫數(shù)大狀態(tài)飛行時（L點(diǎn)），發(fā)動機(jī)接近不穩(wěn)定邊界線，容易受到流量變化、進(jìn)氣畸變等外部條件的影響，而引起喘振或發(fā)動機(jī)不穩(wěn)定，高速旋轉(zhuǎn)及氣流擾動還會導(dǎo)致壓氣機(jī)循環(huán)疲勞壽命降低。高馬赫數(shù)大狀態(tài)飛行時（L點(diǎn)），壓氣機(jī)的效率較低，而發(fā)動機(jī)的推力、耗油率與壓氣機(jī)的效率密切相關(guān)，發(fā)動機(jī)性能會受到影響。

1.2 旁路放氣技術(shù)對于壓氣機(jī)性能提升

當(dāng)壓氣機(jī)在較低換算轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)工作時，由中級放走部分空氣。放氣工作時，對于放氣點(diǎn)的前面級的性能影響比較明顯，前面級來流為大正攻角，放氣后流量增大氣流軸向分速度增大，從圖中速度三角形可以看出軸向分速度增大后來流攻角變小葉片工作恢復(fù)正常。放氣點(diǎn)下游的壓氣機(jī)后面級，由于此處空氣流量減小，同時放氣點(diǎn)上游的空氣流量和空氣密度的增大，后面級增壓比也有所加大，效率也有所提高。

旁路放氣發(fā)動機(jī)與傳統(tǒng)渦噴發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)性能曲線對比見圖4，旁路放氣后的壓氣機(jī)的不穩(wěn)定邊界線、效率線和共同工作線均發(fā)生變化。旁路放氣發(fā)動機(jī)的高馬赫數(shù)大狀態(tài)飛行時的工作狀態(tài)點(diǎn)L1點(diǎn)在傳統(tǒng)發(fā)動機(jī)L點(diǎn)的右側(cè)，且有一定距離，離不穩(wěn)定邊界線的距離也有所增加。傳統(tǒng)渦噴發(fā)動機(jī)L點(diǎn)時壓氣機(jī)前幾級處于失速狀態(tài)。當(dāng)打開旁路放氣后，壓氣機(jī)前幾級的換算流量增加，壓氣機(jī)的前幾級工作狀態(tài)較好，遠(yuǎn)離失速狀態(tài)，同時提高了壓氣機(jī)的失速邊界。

壓氣機(jī)效率方面，旁路放氣發(fā)動機(jī)以下二個方面提高了發(fā)動機(jī)效率：一方面，壓氣機(jī)前幾級的性能提高，壓縮了更多地來流空氣，進(jìn)氣換算流量提高，壓氣機(jī)的效率提高，放氣后壓氣機(jī)的后幾級不會出現(xiàn)堵塞。另一方面，壓氣機(jī)效率提升后，進(jìn)而提高了整個發(fā)動機(jī)的效率，降低了耗油率。旁路放氣發(fā)動機(jī)能夠消除前幾級的失速問題，同時消除因失速而引起的擾動。旁路放氣發(fā)動機(jī)的另一個重要特點(diǎn)J58發(fā)動機(jī)壓氣機(jī)后放出的氣直接進(jìn)入加力燃燒室，用于產(chǎn)生額外的推力，且旁路放氣管氣流溫度比主流的燃?xì)鉁囟鹊?，放出的氣還可以用于冷卻加力燃燒室，提升加力燃燒室的壽命。與傳統(tǒng)的渦噴發(fā)動機(jī)相比，在不增加壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的條件下能夠產(chǎn)生額外的推力；而壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速降低又會增加壓氣機(jī)的壽命和減少壓氣機(jī)的設(shè)計重量；L點(diǎn)性能提升后，設(shè)計點(diǎn)空氣換算流量也會有所提高，提高壓氣機(jī)的性能，進(jìn)而提升發(fā)動機(jī)的性能。除此之外，此種方法可以用于提升壓氣機(jī)的抗畸變的能力。

2 可回收旁路放氣發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)布局及放氣結(jié)構(gòu)分析

2.1 旁路放氣發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)布局

文章重點(diǎn)研究了參考文獻(xiàn)[8]中的旁路放氣發(fā)動機(jī)，該發(fā)動機(jī)是在傳統(tǒng)的帶加力的渦噴發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)上增加了旁路放氣結(jié)構(gòu)，如圖5所示，由帶前、中、后級的單轉(zhuǎn)子壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、進(jìn)排氣系統(tǒng)及旁路放氣結(jié)構(gòu)等組成，工作原理上接近于變循環(huán)發(fā)動機(jī)[9]。

圖5 帶旁路放氣的單轉(zhuǎn)子加力渦噴發(fā)動機(jī)

2.2 旁路放氣發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)及控制

旁路放氣結(jié)構(gòu)由沿周向排布的沿發(fā)動機(jī)軸線的引氣管路組成，引氣管路上游直接與壓氣機(jī)中間級的機(jī)匣連著和下游與加力燃燒室機(jī)匣進(jìn)行了一體化設(shè)計[10]。旁路放氣結(jié)構(gòu)只有在大馬赫數(shù)且發(fā)動機(jī)處于大狀態(tài)條件下才會打開。馬赫數(shù)測量裝置用來感受發(fā)動機(jī)的進(jìn)口馬赫數(shù)，發(fā)動機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù)決定了管道中部的放氣閥門的開度，只有在高馬赫數(shù)飛行時放氣閥門才會打開。另一種控制放氣閥門的方法是通過感受壓氣機(jī)的進(jìn)口溫度和轉(zhuǎn)速，在信號轉(zhuǎn)換器中進(jìn)行綜合計算，給出換算轉(zhuǎn)速？濁/■，θt2是壓氣機(jī)進(jìn)口溫度的函數(shù)。提前設(shè)定一個換算轉(zhuǎn)速值，當(dāng)高于該值時打開閥門，當(dāng)?shù)陀谠撝禃r關(guān)閉閥門，見圖6。

圖6 放氣閥門控制原理1

還有一種控制放氣閥門的方法是通過感受壓氣機(jī)的進(jìn)口靜壓PS2和進(jìn)口總壓Pt2，然后將PS2/Pt2作為閥門的控制信號，預(yù)設(shè)置一個值，當(dāng)高于該值時打開閥門，當(dāng)?shù)陀谠撝禃r關(guān)閉閥門。PS2/Pt2間接反映了壓氣機(jī)的進(jìn)口馬赫數(shù)，見圖7。

圖8顯示了一種替代放氣管路的方法，在發(fā)動機(jī)機(jī)匣外再做一層機(jī)匣前面與壓氣機(jī)的中間級機(jī)匣連接，后面與加力燃燒室連接，形成一個規(guī)則的氣流通道。這樣，該通道不僅起到了放氣的作用，同時還能夠用于冷卻加力燃燒室。采用放氣管路的方式也可以實(shí)現(xiàn)該功能。

圖8 替代放氣管路的引起結(jié)構(gòu)形式

2.3 旁路放氣管路與壓氣機(jī)和加力燃燒室的連接

旁路放氣發(fā)動機(jī)首選采用放氣管路的形式，旁路放氣管路與壓氣機(jī)及加力燃燒室的連接方法，具體見圖9。在發(fā)動機(jī)機(jī)匣上形成若干個周向均部的集氣腔，在集氣腔中有一組具有收擴(kuò)功能的調(diào)節(jié)片，調(diào)節(jié)片的收擴(kuò)狀態(tài)決定了放氣量的大小，調(diào)節(jié)片處于擴(kuò)張狀態(tài)較多的壓氣機(jī)較多的中間級引氣進(jìn)入集氣腔，當(dāng)調(diào)節(jié)片處于收斂狀態(tài)時，沒有氣進(jìn)入管路。調(diào)節(jié)片通過鉸鏈與可軸向的移動圓環(huán)連接。圓環(huán)作為一種將軸向運(yùn)動轉(zhuǎn)換為徑向運(yùn)動的裝置。圓環(huán)通過周向布置若干作動筒驅(qū)動，作動筒是靠感受高壓空氣來驅(qū)動圓環(huán)的前后移動。進(jìn)入集氣腔的空氣經(jīng)過壓氣機(jī)內(nèi)機(jī)匣和外機(jī)匣間的引氣導(dǎo)流通道進(jìn)入引氣圓管。在導(dǎo)流通道內(nèi)放置了若干魚尾形的導(dǎo)向葉片來引導(dǎo)氣流進(jìn)入圓管。圓管下游有一個膨脹節(jié)，允許管路沿軸向有一定的膨脹量。圓管末端同樣與一個由發(fā)動機(jī)機(jī)匣和加力燃燒室內(nèi)的隔熱罩組成的集氣腔連接。進(jìn)入集氣腔的氣一部分進(jìn)入隔熱罩和加力隔熱屏間的凹腔內(nèi)，另一部分通過隔熱屏上的若干小孔進(jìn)入加力燃燒室內(nèi)，同時起到對隔熱屏的冷卻作用。

圖9 引氣管路與壓氣機(jī)和加力燃燒室的連接

3 結(jié)束語

（1）成熟渦噴發(fā)動機(jī)技術(shù)及旁路放氣結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)是旁路放氣渦噴發(fā)動機(jī)的設(shè)計基礎(chǔ)。（2）旁路放氣管路閥門、管路及與壓氣機(jī)、加力燃燒室的連接是旁路放氣發(fā)動機(jī)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)，同時旁路放氣的調(diào)節(jié)與發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)的緊密配合是保證動力系統(tǒng)在高馬赫數(shù)大狀態(tài)條件下穩(wěn)定工作的關(guān)鍵。（3）在成熟的渦噴發(fā)動機(jī)基礎(chǔ)上，通過旁路放氣結(jié)構(gòu)及放氣回收設(shè)計技術(shù)能夠有效提升渦噴發(fā)動機(jī)在高空大馬赫數(shù)狀態(tài)下的性能，該技術(shù)值得我們在高速渦輪發(fā)動機(jī)設(shè)計過程中進(jìn)行借鑒。

參考文獻(xiàn)

[1]Marty Bradley，Kevin Bowcutt，James McComb. Revolutionnary Turbine Accelerator （RTA） Two-Stage-to-Orbit（TSTO） Vehicle Study[R].AIAA 2002-3902.

[2]Paul A. Bartolotta，Nancy B. McNelis， High Speed Turbines： Development of a Turbine Accelerator （RTA） for Space Access[R].AIAA 2003-6943.

[3]Douglas G. Shafer. Development of a Ground Based Mach 4+ Revolutionary Turbine Accelerator Technology Demonstrator （RTATD） for Access to Space[R].ISABE 2003-1125

[4]High Mach Turbine Engines for Access to Space Launch Systems，AIAA 2003-5036.

[5]Johnson， R.， Allison Gas Turbine Division，Indianapolis， IN， “Cycle SelectionConsiderations for High Mach Applications”， AIAA-87-2105， 23rd JPC，June 29-July 2， 1987， San Diego， CA.

[6]Snyder， L. And Escher， D.， AADC， Indianapolis， IN，“Access to Space（ATS）Turbine Engine Capabilities”， JANNAF， November， 2002， Orlando.

[7]方昌德.世界航空發(fā)動機(jī)設(shè)計手冊[M].航空工業(yè)出版社，1996

[8]RECOVER BLEED AIR TURBOJET，U.S.Patents Nos.141，571.

[9]李剛團(tuán)了，李繼保，周人治.渦輪-沖壓組合發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展淺析[J].燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究，2006（5）.

[10]劉長福，鄧明.航空發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)分析[M].西北工業(yè)大學(xué)出版社.

作者簡介：張彥軍（1983-），男，碩士，工程師，研究方向：空天動力總體設(shè)計。