張躍學(xué)，李 斌 ，張軍峰，葉代勇

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

高推重比航空發(fā)動機部件匹配研究

張躍學(xué)，李 斌 ，張軍峰，葉代勇

（中航工業(yè)沈陽發(fā)動機設(shè)計研究所，沈陽 110015）

針對未來高推重比渦扇發(fā)動機的高、低壓渦輪功分配問題，進行了總體性能設(shè)計研究，并與常規(guī)布局渦扇發(fā)動機進行對比分析，歸納出其設(shè)計難點；提出了2種解決途徑，即改變壓縮系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)形式和采用渦輪間燃燒技術(shù)。

渦扇發(fā)動機；總體性能；耗油率；單外涵；雙外涵；渦輪間燃燒

0 引言

未來飛機要求具備更長的航程、更好的任務(wù)靈活性、更高的巡航速度、更低的壽命期成本和更大的承載能力等特點，對于戰(zhàn)斗機還特別突出機動性和敏捷性。為滿足飛機性能的發(fā)展需求，航空發(fā)動機發(fā)展的主要目標是：更高的推重比、更低的耗油率、更低的壽命期成本和更高的可靠性。美、英、法、德、意等航空推進技術(shù)發(fā)達國家制定“綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)（IHPTET）”計劃、“多用途且經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機（VAATE）”計劃、“先進核心軍用發(fā)動機（A C M E）”計劃和“先進軍用發(fā)動機技術(shù)（A M E T）”計劃等，圍繞發(fā)動機的推重比和經(jīng)濟性，開展高推重比渦扇發(fā)動機技術(shù)研究。根據(jù)航空發(fā)動機主要參數(shù)趨勢分析，預(yù)計下一代發(fā)動機的推重比達到12以上，單位推力為130d a N/k g/s左右，渦輪進口溫度為2000K左右，總增壓比為25～30。

本文通過對高推重比渦扇發(fā)動機的主要循環(huán)參數(shù)進行分析，在保持涵道比不過小的情況下，確定單位推力為130d a N/k g/s，風(fēng)扇壓比至少大于5，此時與之匹配的低壓渦輪落壓比為2.0以上，高壓壓氣機壓比為6左右，高壓渦輪落壓比為2.5～3.5。初步的結(jié)構(gòu)布局為3級風(fēng)扇、5級高壓壓氣機和單級高壓渦輪。為解決采用單級低壓渦輪其落壓比難以達到2.0以上，且高、低壓渦輪的負荷分配不協(xié)調(diào)的問題，提出了調(diào)整壓縮部件的布局形式和采用渦輪級間燃燒的技術(shù)途徑。根據(jù)上述循環(huán)分析結(jié)果，選取1個基準方案，并在此基礎(chǔ)上對上述2個技術(shù)途徑進行分析。

1 調(diào)整壓縮部件的布局形式分析

通過調(diào)整壓縮部件的布局形式，來改變高、低壓渦輪功的分配。第1種布局形式為單外涵方案：將基準方案風(fēng)扇的第3級后移放在高壓壓氣機前，由高壓軸驅(qū)動，稱為核心機驅(qū)動風(fēng)扇級（C D F S），與高壓壓氣機之間形成1個涵道。第2種布局形式為雙外涵方案：以第1種布局形式為基礎(chǔ)，在風(fēng)扇前2級和第3級之間新增1個涵道。2種布局形式分別如圖1、2所示（箭頭表示氣流流向）。

在保證與基準方案中發(fā)動機空氣流量相差不大，高壓渦輪進口溫度、總增壓比以及各部件效率和流道損失相當(dāng)?shù)那闆r下，進行單、雙外涵方案的熱力循環(huán)分析。

1.1 單外涵方案循環(huán)分析

在風(fēng)扇和高壓壓氣機的壓比變化時，對發(fā)動機性能及部件參數(shù)的影響分別如圖3～5所示。風(fēng)扇和高壓壓氣機的壓比對在最大狀態(tài)下的單位推力、耗油率和中間狀態(tài)耗油率影響是矛盾的，需統(tǒng)籌考慮。

1.2 雙外涵方案循環(huán)分析

從圖2中可見，由C D F S出口進入外涵的氣流通道稱為第1外涵道，由風(fēng)扇出口進入外涵的氣流通道稱為第2外涵道。

前涵道比和總涵道比分別定義為：前涵道比=第2外涵道空氣流量/進入C D F S空氣流量；

總涵道比=2個外涵道總氣流流量與高壓壓氣機空氣流量之比。

前涵道比、C D F S壓比和風(fēng)扇壓比對發(fā)動機性能的影響分別如圖6～9所示。前涵道比減小，C D F S壓比增大，風(fēng)扇壓比增大，燃燒室出口溫度T4上升，最大狀態(tài)單位推力增大，耗油率減小。

高壓壓氣機壓比和總涵道比變化時，對發(fā)動機性能的影響分別如圖10、11所示。高壓壓氣機壓比增大，最大狀態(tài)單位推力減小，耗油率變化不大。

1.3 總體性能方案分析

經(jīng)過熱力循環(huán)參數(shù)分析，并綜合考慮部件設(shè)計的難度，保證與基準方案的最大狀態(tài)單位推力和耗油率相當(dāng)，形成初步方案。設(shè)計點渦輪參數(shù)見表1，表中給出的數(shù)值為相對基準方案的相對值。

表1 設(shè)計點渦輪參數(shù)對比

從表1中可見，單、雙外涵2個典型結(jié)構(gòu)方案的高壓、低壓渦輪負荷分配更為合理，高壓渦輪的落壓比增大，可以更好地利用其作功能力強的特點；低壓渦輪的進口總溫明顯降低，可以減少低壓渦輪的冷氣量，并提高低壓渦輪的可靠性，解決基準方案論證時遇到的問題。但是，單、雙外涵方案仍有一些技術(shù)問題和難點需要解決。

1.3.1 單外涵方案

（1）發(fā)動機匹配難度增加。調(diào)節(jié)手段與常規(guī)渦扇發(fā)動機的相同，相對于變循環(huán)發(fā)動機，缺少前、后涵道引射器和變幾何低壓渦輪調(diào)節(jié)手段，而相對于常規(guī)發(fā)動機又增加了1個部件（C D F S），從而增大了匹配的難度；

（2）風(fēng)扇（低壓壓氣機）設(shè)計難度大大增加。在低轉(zhuǎn)速下，工作線偏高，假定風(fēng)扇穩(wěn)定性邊界相當(dāng)，喘振裕度比常規(guī)風(fēng)扇裕度低10個百分點左右（如圖12所示），嚴重影響了發(fā)動機的穩(wěn)定性，造成在其起動或過渡態(tài)時，問題更加嚴重。

1.3.2 雙外涵方案

（1）前涵道比小，第2外涵道設(shè)計難度大。為保證一定的單位推力，涵道比不能太大（0.3左右），從而前涵道比更?。?.1～0.2），基本上相當(dāng)于放氣，使結(jié)構(gòu)設(shè)計難度增加，很難保證氣流通暢，從而影響發(fā)動機的性能和穩(wěn)定性；

（2）發(fā)動機穩(wěn)定性差。在發(fā)動機起動或過渡態(tài)時，C D F S出口的靜壓可能大于風(fēng)扇出口的總壓，使氣體由外涵道回流至內(nèi)涵道，從而影響發(fā)動機正常工作。

2 渦輪間燃燒技術(shù)分析

采用渦輪間燃燒技術(shù)，通過提高高壓、低壓渦輪進口燃氣總溫，來提升低壓渦輪的作功能力，稱為渦輪間燃燒方案（如圖13所示）。以基準方案為基礎(chǔ)，在高壓、低壓渦輪間設(shè)置燃燒室，使得高溫燃氣在流經(jīng)高壓渦輪膨脹后，在流入低壓渦輪前再次加熱，從而使低壓渦輪進口總溫升高，低壓渦輪的落壓比減小。

2.1 渦輪間燃燒方案總體性能分析

不同渦輪間燃燒室出口溫度對設(shè)計點性能的影響如圖14所示。橫坐標為渦輪間燃燒室出口溫度相對于高壓渦輪進口溫度的百分數(shù)，縱坐標為各參數(shù)相對于基準方案的相對值。

從圖14中可見，隨著渦輪間燃燒室出口溫度的升高，發(fā)動機設(shè)計點的單位推力逐步增大，耗油率逐步降低，低壓渦輪落壓比逐步減小。當(dāng)渦輪間燃燒室的出口溫度達到高壓渦輪進口溫度的90%時，最大狀態(tài)單位推力比原方案的增大3%，最大狀態(tài)耗油率降低4%，中間狀態(tài)單位推力增大15%，但中間狀態(tài)耗油率升高20%，低壓渦輪落壓比減小14%。

基于上述分析結(jié)果，對渦輪間燃燒方案進一步研究。由于低壓渦輪進口溫度升高，其冷卻空氣量增加。下面對低壓渦輪冷卻空氣量對發(fā)動機總體性能的影響進行分析，渦輪間燃燒室出口溫度取為高壓渦輪進口溫度，橫坐標為低壓渦輪冷氣量相對于基準方案的百分數(shù)，縱坐標為各參數(shù)相對于基準方案的相對值，分析結(jié)果如圖15所示。

從圖15中可見，低壓渦輪的冷卻空氣量對最大狀態(tài)單位推力、耗油率和中間狀態(tài)單位推力、耗油率，以及低壓渦輪落壓比影響不大。當(dāng)?shù)蛪簻u輪冷卻空氣量增加50%時，最大狀態(tài)單位推力仍比基準方案的增大2%、最大狀態(tài)耗油率降低4%，低壓渦輪落壓比則減小18%。

通過上述分析可知，采用渦輪間燃燒方案減小了低壓渦輪的氣動負荷，解決了高壓、低壓渦輪負荷分配問題，最大狀態(tài)單位推力比基準方案和調(diào)整壓縮部件的布局形式途徑均有所增大，但采用調(diào)整壓縮部件的布局形式途徑也同時增大了中間狀態(tài)耗油率。所以采用渦輪間燃燒方案時應(yīng)根據(jù)在中間和亞聲速巡航狀態(tài)下的耗油率、單位推力和低壓渦輪落壓比折衷考慮，來選擇渦輪間燃燒室出口溫度。但是，渦輪間燃燒方案仍有下述技術(shù)問題和難點需要解決。

（1）帶渦輪間燃燒室發(fā)動機的調(diào)節(jié)規(guī)律優(yōu)化問題。由于帶渦輪間燃燒室發(fā)動機比常規(guī)發(fā)動機的增加了渦輪間燃燒室供油控制，能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動機變循環(huán)控制，是短時間內(nèi)比較易行的1種變循環(huán)方案。但如何在整個飛行包線范圍內(nèi)對發(fā)動機控制規(guī)律進行優(yōu)化，實現(xiàn)發(fā)動機安全性、可靠性、推力性能和油耗性能的最佳控制，是帶級間燃燒室發(fā)動機的關(guān)鍵技術(shù)；

（2）渦輪間燃燒室的構(gòu)型設(shè)計與研究。渦輪間燃燒室特殊的工作條件決定了要保證高效燃燒、長壽命，需要在材料、冷卻和燃燒等方面進行大量細致地研究。

3 結(jié)束語

本文所述2種方法雖然能解決未來高推重比發(fā)動機設(shè)計時遇到的高壓、低壓渦輪負荷分配的問題，但是對于工程應(yīng)用仍需解決一些技術(shù)關(guān)鍵，需開展深入研究，以確定合適的技術(shù)途徑。

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Investigation on Component Matching of High Thrust-weight Ratio Aeroengine

ZHANG Yue-xue， LI Bin， ZHANG Jun-feng， YE Dai-yong
（AVIC Shenyang Engine Design and Research Institute，Shenyang 110015，China）

Aiming at power distribution of future high thrust-weight ratio engine high and low pressure turbine,the general performance design was conducted and compared with that of the conventional turbofan engine,the design difficulties were summarized.Two solutions about changing compression system structure and adopting interstage turbine combustion technology were proposed.

turbofan engine;general performance;fuel consumption;single-bypass;double-bypass;interstage turbine combustion

張躍學(xué)（1981），男，工程師，主要從事航空發(fā)動機總體性能設(shè)計工作。