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某型涡扇发动机特性分析

论文导读：飞机推进系统的性能决定着飞机的技、战术性能。对

飞机推进系统（主要是发动机）特性的了解。本文利用建立的涡扇发

动机数学模型进行了发动机性能特性计算。关键词：涡扇，推进系统，

特性

1、前言

飞机推进系统的性能决定着飞机的技、战术性能，空、地勤人员对新

装备性能及特点的了解是正确使用和维护的前提。对飞机推进系统

（主要是发动机）特性的了解，最快、最直接、最经济的方法是通过

对发动机在各种飞行条件和大气条件下的性能进行仿真，为了进行性

能仿真必须获得不同外界条件下的性能数据。

本文利用建立的涡扇发动机数学模型进行了发动机性能特性计算，计

算结果与实验曲线进行了对比，分析了其误差。

2、发动机数学模型

建立涡扇发动机稳态数学模型，藉以求取发动机工作的稳态参数。把

发动机看作由压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管组成的系统，

同时考虑大气条件、进气道等因素的影响，描述部件进出口热力学状

态，以质量和能量守恒为依据，兼顾功率平衡，建立发动机各部件的

共同工作方程。论文发表。涡扇发动机特征截面如图1所示。论文发

表。

图1发动机特征截面示意图

0-0：未受扰动的截面；1-1：进气道进口；52-52：外涵出口；2-2：

低压压气机进口；21-21：高压压气机进口；22-22：外涵道进口；3-3：

燃烧室进口；4-4：涡轮进口；5-5：涡轮出口；6-6：混合器出口；7-7：

加力燃烧室出口；8-8：喷管喉部；9-9：喷管出口。

在较大转速时，高、低压涡轮的导向器和喷管最小截面均处于临界或

超临界状态，较小涵道比的涡扇发动机的低压转子共同工作线可认为

不随喷管喉部面积而变，根据给定的调节规律（最大和加力工作状态），

可得稳态时的共同工作方程组如表1所示。

表1某涡扇发动机共同工作方程组表

序号方程说

明1

H≤11000m时2

H>11000m时

3

4

5

进气道总压恢复系数由曲线获得

6

7

根据选取的低压压气机换算转速由低压压气机特性曲线查得、及

8利用了分段平均比热法

9根据选取的高压压气机换算转速由高压

压气机特性曲线查得、及

10

11

利用了分段平均比热法

12

13

14

15

16

17

18

19

20

21

22

23

24

25

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27

28

29

30

加力燃烧室的燃烧效率

31，不加力时

32加力时

33≥175℃范围内时，在限动位置不变

34

35

36，不加力时

37，加力时

38，理想情况下

3940

理想推力41

有效推力，为喷管有效推力损失系数

42

3、计算结果

根据基本假设（导向器和喷管最小截面均处于临界或超临界状态，低

压转子共同工作线不随喷管喉部面积而变等）和已知条件（如发动机

的调节规律等），该文对某型涡扇发动机在最大工作状态下的推力、

燃油消耗率随飞行高度、飞行速度的变化规律进行了数值分析。

3.1高度特性

高度特性是指发动机推力和燃油消耗率随飞行高度的变化特性。图2、

图3表示了发动机最大状态下的高度特性曲线。

飞行高度升高时，发动机推力下降，主要是由于空气密度减小引起进

入发动机的空气流量减小；燃油消耗率下降主要是单位推力增加引起

的。

3.2速度特性

随着飞行速度的增加，推力和燃油消耗率的变化情况（即发动机的速

度特性曲线）如图4、图5所示。论文发表。

由于受速度的影响，使进入发动机的空气总增压比和流量都有所增加。

在发动机转速一定时，涡扇发动机的推力随飞行速度的变化规律基本

上与涡喷发动机的相类似，但涵道比的大小决定其速度特性曲线是否

出现像涡喷发动机那样的马鞍形变化规律，涵道比较小（一般小于

1.0）的涡扇发动机，当飞行马赫数增大时，推力是先升后降，燃油

消耗率是不断增大的。

4、误差及分析

4.1误差

最大工作状态下，当飞行高度H=5000m时，发动机有效推力和燃油

消耗量随飞行马赫数的变化规律计算值与实验值对比如表2所示。

表2最大工作状态变化时的数据对比

计算值查表

（曲线）值相对误差（%）

推力（kN）燃油消耗量（kg/s）推力（kN）

燃油消耗量（kg/s）推力相对误差燃油

消耗量相对误差0.3

34.300.86036.470.925

-6.0-7.00.5

37.371.00139.241.075