考虑环境指标的变循环发动机控制规律设计

doi:10.7527/S1000-6893.2024.31624

固体力学与飞行器总体设计

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考虑环境指标的变循环发动机控制规律设计

李富霖¹, 陈敏¹^,², 唐海龙³, 张纪元³(), 周越⁴, 马静⁴

^1.北京航空航天大学能源与动力工程学院，北京 100191
^2.北京航空航天大学江西研究院，南昌 330096
^3.北京航空航天大学航空发动机研究院，北京 102206
^4.散射辐射全国重点实验室，北京 100854

收稿日期:2024-12-06 修回日期:2024-12-31 接受日期:2025-01-23 出版日期:2025-02-19 发布日期:2025-02-19
通讯作者: 张纪元 E-mail:zhangjiyuan94@buaa.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(52406006);航空发动机气动热力国家级重点实验室基金(2024-CXPT-GF-JJ-88-0001);航空发动机气动热力国家级重点实验室基金(12700002024146001)

Control law design for variable cycle engine considering environmental indicators

Fulin LI¹, Min CHEN¹^,², Hailong TANG³, Jiyuan ZHANG³(), Yue ZHOU⁴, Jing MA⁴

^1.School of Engine and Power Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China
^2.Jiangxi Research Institute，Beihang University，Nanchang 330096，China
^3.Research Institute of Aero-Engine，Beihang University，Beijing 102206，China
^4.National Key Laboratory of Scattering and Radiation，Beijing 100854，China

Received:2024-12-06 Revised:2024-12-31 Accepted:2025-01-23 Online:2025-02-19 Published:2025-02-19
Contact: Jiyuan ZHANG E-mail:zhangjiyuan94@buaa.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(52406006);Foundation of National Key Laboratory of Science and Technology on Aero-Engine Aero-Thermodynamics(2024-CXPT-GF-JJ-88-0001)

摘要/Abstract

摘要：

超声速民机因其在长距离、长航时航线运输方面所具有的明显优势，已成为未来民机的重要发展方向。“绿色航空”概念的提出使得节能减排和降噪越来越成为民机的重要优化设计目标之一，自然对其动力装置也提出了相应的要求。传统构型动力无法实现起飞低噪声、超巡高单位推力、低耗油率和低排放指标的兼顾。以带核心机驱动风扇级（CDFS）的双外涵变循环发动机（VCE）构型为研究对象，考虑发动机性能及喷流噪声、NO _x 排放等关键优化设计目标，开展稳态可调几何控制规律设计方法研究。研究表明，提高第1外涵分流比有助于降低NO _x 排放，提高内涵和第2外涵分流比有助于降低喷流噪声。将设计结果应用于第1代超声速客机“协和号”动力装置重优化设计，与基准方案相比，在满足飞机性能需求的前提下，超声速巡航工况耗油率降低了20.19%，起飞工况喷流速度实现了44.47%的降幅，使得起飞噪声指标满足适航要求。

关键词: 喷流噪声, NO _x 排放, 变循环发动机, 可调几何调节, 控制规律优化设计

Abstract:

Due to its prominent advantages in long-distance and long-endurance transportation， supersonic civil aircraft has become an important development direction for future civil aircraft. The concept of “green aviation” makes energy saving， emission reduction and noise reduction important optimization design objectives of civil aircraft， which naturally imposes corresponding requirements for its power plant. The traditional configuration power fails to realize the combination of low noise at takeoff， high thrust per unit for super-cruise， low fuel consumption rate and low emission index. Taking the dual-containment Variable Cycle Engine（VCE） configuration with Core Driven Fan Stage（CDFS） as the research object， this study examines the design method of steady state adjustable geometry control law considering key optimization design objectives such as the engine performance， jet noise， and NO _x emission. The research shows that the improvement in the first-containment variable cycle engine is the best way to improve the engine performance， and increase in the first culvert split ratio helps to reduce NO _x emission， while increase in the inner and second culvert split ratios facilites jet noise reduction. The design results are applied to the power unit re-optimization design of the first generation supersonic airliner Concorde. Compared with the baseline scheme， the supersonic cruise fuel consumption rate and the takeoff jet speed are reduced by 20.19% and 44.47%， respectively， enabling the takeoff noise index to meet the airworthiness requirements， under the premise of fulfilling the performance requirements of the aircraft.

Key words: jet noise, NO _x emission, variable cycle engine, adjustable geometry regulation, control law optimization design

中图分类号:

V231.3

李富霖, 陈敏, 唐海龙, 张纪元, 周越, 马静. 考虑环境指标的变循环发动机控制规律设计[J]. 航空学报, 2025, 46(16): 231624.

Fulin LI, Min CHEN, Hailong TANG, Jiyuan ZHANG, Yue ZHOU, Jing MA. Control law design for variable cycle engine considering environmental indicators[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(16): 231624.

图/表 24

图 1

图 2

表1

VABI气流掺混过程对应关系式

条件	关系式
流量连续	$W p + W s = W o u t$
能量守恒	$W p c p p T t p + W s c p s T t s = W o u t c p, o u t T t, o u t$
动量守恒	$W p V p + P s p A p + W s V s + P s s A s = W o u t V o u t + P s, o u t A o u t$
静压平衡	$P s p = P s s$

表1

表 2

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图8

表3

表4

近地面状态不同优化目标对应目标函数

优化目标	目标函数
常规优化（推力、耗油率）	$m i n i m i z e F b a s e F + s f c s f c b a s e + λ (ϕ 1 + ϕ 2 + ϕ 3 + ϕ 4 + ϕ 5 + ϕ 6 + ϕ 7 + ϕ 8 + ϕ 9 + ϕ 10)$
常规优化+喷流噪声优化	$m i n i m i z e F b a s e F + s f c s f c b a s e + λ (ϕ 1 + ϕ 2 + ϕ 3 + ϕ 4 + ϕ 5 + ϕ 6 + ϕ 7 + ϕ 8 + ϕ 9 + ϕ 10 + ϕ 11 + ϕ 12)$
常规优化+NO _x 排放优化	$m i n i m i z e F b a s e F + s f c s f c b a s e + E I N O x E I N O x, b a s e + λ (ϕ 1 + ϕ 2 + ϕ 3 + ϕ 4 + ϕ 5 + ϕ 6 + ϕ 7 + ϕ 8 + ϕ 9 + ϕ 10)$
常规优化+喷流噪声、NO _x 排放优化	$m i n i m i z e F b a s e F + s f c s f c b a s e + E I N O x E I N O x, b a s e + λ (ϕ 1 + ϕ 2 + ϕ 3 + ϕ 4 + ϕ 5 + ϕ 6 + ϕ 7 + ϕ 8 + ϕ 9 + ϕ 10 + ϕ 11 + ϕ 12)$

表4

图 9

图 10

图 11

图 12

图 13

表5

表6

超声速巡航状态不同优化目标对应目标函数

优化目标	目标函数
常规优化（推力、耗油率）	$m i n i m i z e s f c s f c b a s e + λ (ϕ 1 + ϕ 2 + ϕ 3 + ϕ 4 + ϕ 5 + ϕ 6 + ϕ 7 + ϕ 8 + ϕ 9 + ϕ 10 + ϕ 11)$
常规优化+NO _x 排放优化	$m i n i m i z e s f c s f c b a s e + E I N O x E I N O x, b a s e + λ (ϕ 1 + ϕ 2 + ϕ 3 + ϕ 4 + ϕ 5 + ϕ 6 + ϕ 7 + ϕ 8 + ϕ 9 + ϕ 10 + ϕ 11)$

表6

图 14

图 15

表7

表8

表9

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E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

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主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

参数	仿真模型	GasTurb
推力/kN	192.22	192.46
耗油率/（kg·（daN·h）^-1）	0.709 5	0.705 6
燃油流量/（kg·s^-1）	3.788 6	3.772 2
高压涡轮膨胀比	4.643 2	4.644
低压涡轮膨胀比	3.089 4	3.090

飞行状态	高度/m	马赫数	温度偏差/K	推力/kN	耗油率/（kg·（daN·h）^-1）
超声速巡航	16 154.4	2	5	44.48	1.357
海平面起飞	0	0.302	10	149.46	1.282

设计参数	数值
涡轮前温度/K	1 750
第1外涵分流比	1.4
第2外涵分流比	0.3
风扇压比	2.4
CDFS压比	1.37
高压压气机压比	8
发动机进口换算流量/（kg·s^-1）	480

性能参数	基准机	新发动机方案	变化率/%
超巡耗油率/（kg·（daN·h）^-1）	1.357	1.083	↓20.19
超巡推力/kN	44.48	47.05	↑5.78
起飞推力/kN	149.46	149.54	↑0.05
起飞耗油率/（kg·（daN·h）^-1）	1.282	0.715	↓44.23
起飞喷流速度/（m·s^-1）	724.5	402.3	↓44.47

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优化目标	编号
无优化（基线）	1
常规优化（推力、耗油率）	2
常规优化+喷流噪声优化	3
常规优化+NO _x 排放优化	4
常规优化+喷流噪声、NO _x 排放优化	5

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