[发明专利]分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型

说明书

技术领域

本发明涉及一种涡扇发动机仿真模型，尤其涉及一种分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，属于航空宇航推进理论与工程中的系统控制与仿真技术领域。

背景技术

针对美国第六代战机，其超声速巡航与作战、超常规机动、超级隐身、超远程打击、超越物理域和信息域的实时控制等战略与战术需求等优势受各国青睐。其中该型发动机最重大的突破就是“三流道”技术，传统涡扇发动机拥有核心机和涵道两种气流形式，第六代发动机则有了第三个外涵道。

该外涵道的第三股气流由自适应风扇产生，关闭外涵道，可提升起飞和超声速阶段的推力；打开外涵道，则能降低巡航和留空时的燃油消耗率。此外，有了外涵道，可极大改进发动机的热管理及进气道压力恢复能力，减小发动机内的气流阻力，提高气动效率，从而减小安装阻力，增大发动机效率，这不仅能使飞机达到6马赫数的高速度，还可为飞机提供额外的冷却空气。

在上世纪70年代，美国NASA开始了变循环发动机技术的论证和预研，直至美国GE公司F120发动机的出现，它是一个主动控制涵道比的发动机，可以在爬升、加速和超音速飞行时以涡喷模式工作，在起飞、待机和亚音速巡航时，以涡扇形式工作。后续的美国IHPTET、VAATE计划，英国ACMEⅡ计划已把变循环发动机研究放到了显著的位置。而国内研究[刘增文,王占学,蔡元虎.变循环发动机模态转换数值模拟[J].航空动力学报,2011,26(9):2128-2132.]、[周红,王占学,刘增文,等.双外涵变循环发动机可变循环特性研究[J].航空学报,2014,35(8):2126-2135.]、[朱之丽,李东.变循环涡扇发动机几何调节对性能的影响[J].航空动力学报,1999,14(1):35-38.]大都在概念仿真阶段，实机验证尚未见报道，研究大多集中于混排式变循环发动机，而且对其安装性能的研究尚处于空白。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术不足，提供一种分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型，可对分开排气三涵道涡扇发动机的推力进行较高精度的仿真，能模拟不同飞行条件下发动机推力情况。

本发明分开排气三涵道涡扇发动机仿真模型包括第三涵道和第三涵道尾喷管的部件级模型，所述第三涵道的部件级模型具体如下：

W_g123＝W_aft(A_MSV/A₁₂₃)

P₁₂₃＝P_2t

T₁₂₃＝T_2t

式中，W_aft为风扇叶尖气流流量，A₁₂₃为第三涵道最大开口面积，A_MSV是由模式选择活门调节造成的实际开口面积,T₁₂₃、P₁₂₃、W_a123分别为第三涵道进口总温、总压、流量。

进一步地，第三涵道尾喷管的部件级模型具体如下：

其中，P_18C为第三涵道尾喷管的喷口总压；T₁₈、A₁₈、W_a18为第三涵道尾喷管喷口的总温、面积、流量；喷口流量函数其中系数A_M18为第三涵道尾喷管的喷口马赫数；R₁₈、CK₁₈分别为气体常数及比热系数

更进一步地，该仿真模型中的风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型均使用级累叠方法构建。

相比现有技术，本发明技术方案具有以下有益效果：

本发明针对分开排气三涵道涡扇发动机的结构特点，构建出了第三涵道及其涵道尾喷管的部件级数学模型，并进一步利用级累叠方法构建风扇、中压压气机及高压压气机的部件级模型；本发明仿真模型可对分开排气三涵道涡扇发动机的推力进行较高精度的仿真，能模拟不同飞行条件下发动机推力情况，具有较高的实用价值。

附图说明

图1是某型号分开排气三涵道模式涡扇发动机三涵模式结构示意图；