程本林，唐 豪，徐 夏，李校培

（南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院，南京 210016）

1 引言

隨著世界能源的日益緊張，高效率、低油耗的熱力循環(huán)模式成為研究的重點(diǎn)；同時(shí)，具有高推重比和寬廣工作范圍的發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)模式也是航空動(dòng)力熱力循環(huán)長(zhǎng)期以來(lái)的研究焦點(diǎn)。然而，為了提高單位推力（Specific Thrust,ST）、降低耗油率（Thrust Specific Fuel Consumption,TSFC）和拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定工作范圍，常會(huì)造成燃燒滯留時(shí)間短于完全燃燒所需要的時(shí)間，從而使燃燒延續(xù)至渦輪內(nèi)，通常這是設(shè)計(jì)所不期望的。

為了提高燃?xì)鉁u輪熱力循環(huán)性能，在渦輪后增加加力燃燒室（After-Burner,AB）是目前常規(guī)的設(shè)計(jì)應(yīng)用方案。經(jīng)過(guò)半個(gè)多世紀(jì)的發(fā)展，其技術(shù)已比較成熟，但其缺點(diǎn)也比較突出，如低壓氣流中燃燒所帶來(lái)的熱效率低、TSFC高等問(wèn)題，使得其不能長(zhǎng)時(shí)間使用，并且增加了尺寸與質(zhì)量。因此研究1種既提高ST又降低TSFC的熱力循環(huán)模式是長(zhǎng)期以來(lái)航空動(dòng)力推進(jìn)系統(tǒng)的研究難點(diǎn)。由于渦輪內(nèi)具有較高壓力，燃燒效率也就高，利用增加渦輪通道內(nèi)的燃?xì)鉁囟仍跓崃W(xué)循環(huán)理論上可以改善發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)性能[1,2]；且近些年發(fā)展起來(lái)的超緊湊燃燒室（Ultra-compact Combustor，UCC）技術(shù)[3]為解決新型燃燒室的結(jié)構(gòu)問(wèn)題提供了可靠途徑。

本文提出了基于超緊湊燃燒UCC技術(shù)的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪通道內(nèi) 燃燒 （Turbine Inter-blade Burner，TIB）補(bǔ)燃增推熱力學(xué)循環(huán)方案。

2 渦輪通道內(nèi)燃燒的熱力學(xué)原理

對(duì)于傳統(tǒng)的航空發(fā)動(dòng)機(jī)，為了提高其性能，要求不斷地提高渦輪進(jìn)口溫度。但是由于渦輪葉片（包括導(dǎo)向葉片和工作葉片）長(zhǎng)期處于高溫燃?xì)鉀_擊和侵蝕之下，尤其工作葉片本身還承受很大的離心力，從而限制了燃?xì)鉁囟鹊奶岣?。然而，隨著氣流通過(guò)高壓渦輪作功，高溫燃?xì)鉁囟冉档?，這時(shí)相對(duì)于低壓渦輪材料來(lái)說(shuō)，氣流溫度還有提高的裕度，如果能在高低壓渦輪間的氣流通道內(nèi)再次供油燃燒，提高低壓渦輪進(jìn)口溫度，則使得發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)功加大；同時(shí)渦輪通道內(nèi)具有較高的壓力，燃燒效率也就高，因而TIB不僅能夠提高推力而且能使TSFC保持較低水平。

本文將TIB應(yīng)用于常規(guī)的航空雙軸、混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其熱力學(xué)循環(huán)如圖1所示；同時(shí)給出了帶TIB的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模塊化結(jié)構(gòu)（如圖2所示）。以此為研究對(duì)象，分析該發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力性能。

3 發(fā)動(dòng)機(jī)計(jì)算模型

以傳統(tǒng)的航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力計(jì)算模型為基礎(chǔ)，以美國(guó)GE公司生產(chǎn)的F101-GE-102雙軸、混合排氣加力式渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，采用氣動(dòng)熱力循環(huán)參數(shù)分析法，對(duì)TIB過(guò)程進(jìn)行建模仿真；應(yīng)用MathCAD軟件編寫發(fā)動(dòng)機(jī)熱力性能計(jì)算程序，對(duì)帶TIB的雙軸、混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行熱力性能數(shù)值計(jì)算與比較分析。由于對(duì)TIB缺乏補(bǔ)燃過(guò)程特性認(rèn)識(shí)，考慮到補(bǔ)燃過(guò)程與主燃燒室和加力燃燒室過(guò)程類似，所以渦TIB過(guò)程借鑒了加力燃燒室模型和特性數(shù)據(jù)。其中，給定了TIB的出口溫度即低壓渦輪前溫度為1800 K。

為了使計(jì)算結(jié)果能夠更為精確的預(yù)測(cè)發(fā)動(dòng)機(jī)熱力性能，在傳統(tǒng)的單一化理想氣體穩(wěn)態(tài)分析模型的基礎(chǔ)上，程序設(shè)計(jì)采用了更為合理的理想氣體混合物化學(xué)平衡穩(wěn)態(tài)分析模型[4,5]。假定發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口處的空氣主要有4種成分組成

式中:Yi為組分i的質(zhì)量百分比。假設(shè)燃燒室里混氣燃燒為單步化學(xué)反應(yīng)，下式為一般烴類燃料CxHy燃燒的化學(xué)計(jì)量反應(yīng)方程式

4 發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)計(jì)算

衡量發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)有很多，本文主要選擇發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力ST和耗油率TSFC2個(gè)參數(shù)來(lái)分析發(fā)動(dòng)機(jī)的性能變化情況。依據(jù)傳統(tǒng)航空渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)氣動(dòng)熱力計(jì)算模型[6]，首先給出了發(fā)動(dòng)機(jī)Th的計(jì)算公式

式中:m9、V9、P9、A9分別為發(fā)動(dòng)機(jī)出口截面9處的燃?xì)饬髁?、燃?xì)饬魉?、燃?xì)鈮毫徒孛婷娣e；m0、V0、P0分別為發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口截面0處的氣流流量、氣流流速、氣流壓力。從而得出單位推力ST計(jì)算公式

同樣，給出發(fā)動(dòng)機(jī)耗油量f0的計(jì)算公式

式中:m0、m3a、m4b、m6分別為發(fā)動(dòng)機(jī)0截面、3a截面、4b截面、6截面處的氣流流量；fb、fTIb、fAB分別為發(fā)動(dòng)機(jī)主燃燒室、TIB、加力燃燒室的油氣比。從而得出耗油率TSFC計(jì)算公式為

5 發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算

在設(shè)計(jì)1臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)，依據(jù)設(shè)計(jì)要求，給定一些初始參數(shù)（即發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)），如發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口流量、壓比、涵道比、渦輪進(jìn)口溫度以及各部件運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)的一些效率等參數(shù)，能夠推導(dǎo)設(shè)計(jì)出發(fā)動(dòng)機(jī)各截面參數(shù)，從而確定發(fā)動(dòng)機(jī)具體設(shè)計(jì)方案。

混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)主要特征參數(shù)見(jiàn)表1。表1左側(cè)5個(gè)參數(shù)在設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)性能時(shí)是已知的，而在非設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)變成了未知參數(shù)，在相應(yīng)位置上，5個(gè)截面面積在設(shè)計(jì)點(diǎn)中可以計(jì)算出，而在非設(shè)計(jì)點(diǎn)中則會(huì)變成已知參數(shù)。

表1 混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)主要特征參數(shù)

表1右列中的參數(shù)值在設(shè)計(jì)點(diǎn)處是未知的，但可以通過(guò)計(jì)算得出，并同時(shí)作為已知參數(shù)輸入到非設(shè)計(jì)點(diǎn)的計(jì)算中，而此時(shí)左列中的參數(shù)又變成未知，但可以通過(guò)右列的值計(jì)算得出，這樣在設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)的計(jì)算中所有未知值均能得出。

6 計(jì)算結(jié)果和分析

在傳統(tǒng)航空發(fā)動(dòng)機(jī)熱力學(xué)循環(huán)基礎(chǔ)上，以雙軸混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為研究對(duì)象，采用TIB方法，先進(jìn)行了發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能計(jì)算，而后計(jì)算了發(fā)動(dòng)機(jī)在給定狀態(tài)下的高度特性、速度特性和節(jié)流特性，并與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)熱力性能進(jìn)行了比較分析，得出TIB新型技術(shù)在提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能方面具有優(yōu)勢(shì)。

6.1 發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能

當(dāng)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)，首先應(yīng)結(jié)合實(shí)際的總體性能方案需要確定其類型，并進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力循環(huán)參數(shù)的優(yōu)化計(jì)算，從而給出發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)參數(shù)的最優(yōu)方案。

在深入調(diào)研帶有TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能方案的基礎(chǔ)上，分析了在飛行高度H=18 km、飛行馬赫數(shù)Ma=2.0的狀態(tài)下，涵道比BPR=1的常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能隨風(fēng)扇壓比的變化關(guān)系，如圖3所示。

同時(shí)，依據(jù)飛行經(jīng)濟(jì)性原則，從上圖中最小耗油率角度出發(fā)，可以得出發(fā)動(dòng)機(jī)的最優(yōu)設(shè)計(jì)風(fēng)扇壓比（見(jiàn)表2），并給出了在最優(yōu)設(shè)計(jì)風(fēng)扇壓比下，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)，分析比較后，可以清晰的得出帶有TIB的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)點(diǎn)性能方面有明顯優(yōu)勢(shì)。

6.2 高度特性

表2 發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能參數(shù)分析比較

由于采用TIB使得低壓渦輪進(jìn)口的燃?xì)鉁囟忍岣撸岣吡说蛪簻u輪輸出功，從而使得發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力明顯增大；而2次燃燒需要提供額外的燃油，也使得耗油率有所增加。然而，從圖中曲線可以明顯看出，單位推力提升的幅度明顯高于耗油率的提升幅度。

6.3 速度特性

速度特性曲線圖同高度特性曲線圖一樣，顯示出帶有TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，單位推力和耗油率均增大，且單位推力的提升幅度明顯高于耗油率的提升幅度。

6.4 節(jié)流特性

在 H=18 km、Ma=2.0的狀態(tài)下，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速特性比較如圖6所示。隨著在0.9～1.0范圍內(nèi)發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速提高，2者的單位推力均增大，而耗油率的變化趨勢(shì)有所不同：TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率有所增加，而常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率先略有減小后保持不變。

同樣，節(jié)流特性曲線亦顯示出帶TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，在提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能方面更具有優(yōu)勢(shì)。

7 結(jié)論

與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的相比，在提高發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能方面，帶TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)具有以下優(yōu)勢(shì)。

（1）帶TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)點(diǎn)的總體性能有顯著提高。低壓渦輪進(jìn)口溫度的提高，使得渦輪落壓比減小，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和單位推力大幅增大，耗油率減小。

（2）帶TIB渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的新型熱力循環(huán)，使發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性、速度特性和轉(zhuǎn)速特性均有較好地改善，為今后發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)奠定了良好基礎(chǔ)。

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