[发明专利]一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法

说明书

本发明公开了一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法，首先提出了在变循环发动机模式变换过程中用于评估调节结构进出口流量动态变化的计算模型，然后在分析变循环发动机模式变换时，计算模式变换活门的角度、前可变面积涵道引射器的开度、后可变面积涵道引射器的开度与流量之间的函数关系。本发明实现了涡喷/涡扇变循环发动机进行单涵道涡喷循环、双外涵大涵道比涡扇循环和单外涵小涵道比涡扇循环等工作模式动态变换时发动机稳定裕度变化的计算。

技术领域

本发明属于航空宇航推进理论与工程中的发动机总体性能和稳定性，具体涉及一种涡喷/涡扇变循环发动机气动稳定性计算方法。

背景技术

为了实现先进战斗机全飞行包线范围具备优良的性能，满足未来对军用战斗机多任务、多用途的需求，战斗机的动力装置——航空发动机将不再满足于单设计点、工作点有限调节的现状。涡喷/涡扇变循环发动机作为一种新型的航空发动机，融合了涡喷发动机和涡扇发动机的优势，具备两个设计点，分别是亚声速飞行工况设计点和超声速飞行工况设计点，对应的工作状态分别是双外涵的大涵道比涡扇模式和单外涵的小涵道比涡扇模式。目前涡喷/涡扇变循环发动机的典型代表是带有核心机驱动风扇级的双外涵结构发动机，通过模式变换活门的打开、关闭，并辅以其它若干可调结构的协同动作，包括前、后可变面积涵道引射器开度、尾喷管喉道面积、核心机导叶和静叶安装角度等的调节，将涡喷发动机优良的超声速飞行和加速性能以及涡扇发动机优良的亚声速巡航性能融合于一台发动机，以满足战斗机超声速飞行时的大推力要求与亚声速巡航飞行时的低油耗要求。

变循环发动机在使用过程中，由于要进行模式变换，即涡喷模式、单外涵的小涵道比涡扇模式与双外涵的大涵道比涡扇模式之间的切换，在这个过程中，风扇以及核心机驱动风扇级的流量和负荷将会在很短的时间内发生剧烈变化，要保证发动机不发生气动失稳，避免发动机进入旋转失速和喘振状态，威胁飞行安全，需要在变循环发动机设计环节，合理评估模式变换对变循环发动机气动稳定性的影响。

国内外学者在涡喷/涡扇变循环发动机稳态性能仿真方面积累了一定的经验，然而在评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机气动稳定性方面没有涉及。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术的不足，设计一个能够评估涡喷/涡扇变循环发动机模式变换过程中，内外涵道流量动态变化的计算模型，并以此为基础，建立一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法，以获得发动机循环模式变换过程中，风扇、核心机驱动风扇级和高压压气机稳定裕度的变化情况，为变循环发动机设计和使用提供技术支撑。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

本发明首先设计了一个能够评估涡喷/涡扇变循环发动机模式变换过程中，内外涵道流量动态变化的计算模型，该计算模型为：

一种在变循环发动机模式变换过程中用于评估调节结构进出口流量动态变化的计算模型，包括模式变换过程中，外涵道进口流量与模式变换活门开度动态变化的关联模型，以及副外涵出口流量；涵道比调节过程中，前可变面积涵道引射器进口流量与开度变化的关联模型，以及前可变面积涵道引射器出口流量；后可变面积涵道引射器出口流量与开度变化的关联模型。

本发明的一种评估模式变换对涡喷/涡扇变循环发动机稳定裕度影响的计算方法，包括如下步骤：

步骤a，模式变换活门的角度计算：

外涵进口流量的稳态值用表示，其是模式变换活门的角度α₁₃的函数，即在模式变换动态过程中，α₁₃快速变化，外涵进口流量的瞬时值对α₁₃变化存在响应滞后，即外涵进口流量的瞬时值是角度α₁₃和时间t的函数，采用一阶非线性动态响应模型来描述流量滞后：

其中，τ₁₃表示动态响应时间常数；