明玉周 周志濤 樊 澍 張 海

(1.中國原子能科學(xué)研究院；2.中國航發(fā)四川燃?xì)鉁u輪研究院；3.哈爾濱鍋爐廠有限責(zé)任公司；4.哈爾濱工程大學(xué))

0 引言

航空發(fā)動機(jī)的研制具有費用高、周期長、風(fēng)險大、試驗多等特點[1]，為了有效縮短發(fā)動機(jī)研發(fā)周期，降低研發(fā)費用，規(guī)避研制風(fēng)險，發(fā)展“通用核心機(jī)（MACE）+技術(shù)驗證機(jī)”的核心機(jī)派生技術(shù)，逐步成為現(xiàn)代航空發(fā)動機(jī)研制的主流方向[2-3]。GE（美國通用）公司在上世紀(jì)70年代開始了GE1/10 核心機(jī)的研制，在F101 發(fā)動機(jī)的核心機(jī)GE9 的基礎(chǔ)上逐步派生出在F-15和F-16戰(zhàn)斗機(jī)上廣泛應(yīng)用的小涵道比渦扇發(fā)動機(jī)F110 系列，在該核心機(jī)的基礎(chǔ)上發(fā)展而來的CFM56系列[4]更是成為現(xiàn)代民用航空發(fā)動機(jī)中最為暢銷的一款[5-7]。此外，GE 公司還在其預(yù)研E3發(fā)動機(jī)型號的基礎(chǔ)上派生出“10級高壓壓氣機(jī)+2級高壓渦輪”的超大推力渦扇發(fā)動機(jī)GE90系列及其衍生代GEnx、GE9x系列發(fā)動機(jī)[8-9]，受到市場的信賴。英國羅羅（Rolls-Royce）公司在RB211-524G/H 的核心機(jī)基礎(chǔ)上，發(fā)展的獨具特色的三轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(jī)RB211 系列和其繼承者Trent 系列，在民用航空發(fā)動機(jī)領(lǐng)域也占有極高的市場份額[8,10-11]。美國普惠（PW）在JT9D-7R4 的基礎(chǔ)上，結(jié)合其V2500 的成功經(jīng)驗，派生出的PW4000 及PW1000 系列，也是當(dāng)下常見的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)，并隨之開創(chuàng)了獨具一格的GTF發(fā)動機(jī)研發(fā)之路[8,12-13]。近年來，我國“長江”系列發(fā)動機(jī)在技術(shù)上也秉承一脈相承的特點，以CJ-1000的核心機(jī)為基準(zhǔn)，在相似理論的支撐下經(jīng)過放大（或縮?。┖途植績?yōu)化發(fā)展了CJ-2000（CJ-500）核心機(jī)，通過匹配低壓部件經(jīng)技術(shù)驗證后形成CJ-2000A、CJ-500A 等發(fā)動機(jī)型號[14]。因此，對核心機(jī)部件特性，乃至航空發(fā)動機(jī)的整機(jī)性能和工作特性進(jìn)行研究十分必要。

本文基于GasTurbTM航空渦輪發(fā)動機(jī)總體性能計算軟件，在E3航空發(fā)動機(jī)核心機(jī)各部件的共同工作約束和部件的高低壓配比機(jī)理基礎(chǔ)之上，采用高的循環(huán)參數(shù)設(shè)計，結(jié)合核心機(jī)工作點參數(shù)可調(diào)下的整機(jī)匹配問題和內(nèi)外涵總壓配比平衡問題，通過控制相對轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不變[15]，對該核心機(jī)派生下的雙轉(zhuǎn)子大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)（混合排氣）的部件及其整機(jī)性能進(jìn)行系列研究。為進(jìn)一步掌握核心機(jī)相關(guān)機(jī)理，推動我國“核心機(jī)+技術(shù)驗證機(jī)”的派生發(fā)展，助力大推力渦扇發(fā)動機(jī)的研制奠定一定基礎(chǔ)。

1 模型與方法（匹配約束）

1.1 設(shè)計參數(shù)

E3發(fā)動機(jī)是一款由GE(通用)與P&W(普惠)早期聯(lián)合研制的大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)。如圖1，風(fēng)扇進(jìn)口輪轂比為0.342，單位迎風(fēng)面積流量為208.9kg/(s·m2)，風(fēng)扇進(jìn)口折合流量為643.7kg/s。風(fēng)扇氣流在1/4級分流環(huán)的作用下實現(xiàn)分流，環(huán)內(nèi)通過總流量的22.3%，并由1/4 級轉(zhuǎn)子增壓。在進(jìn)入核心流路之前，氣流進(jìn)一步分開，1/4級中的約42%的氣流重新進(jìn)入到外涵道。進(jìn)入核心流路氣流的總壓比為1.67。氣流承受內(nèi)涵道有總壓1.8%的損失后，以54.4kg/s的折合流量進(jìn)入核心壓氣機(jī)。從分流環(huán)外流過的氣流，加上1/4級分回的氣流，在外涵支承葉片出口界面處的平均總壓比為1.65，總涵道比為6.8。氣動設(shè)計點參數(shù)詳見表1[16]。

表1 設(shè)計參數(shù)（最大爬升狀態(tài)）Tab.1 Design parameters(maximum climb status)

圖1 E3發(fā)動機(jī)示意圖[14]Fig.1 Schematic diagram of E3 engine

E3發(fā)動機(jī)高壓渦輪中不可回收的冷卻流量和泄漏量占核心機(jī)進(jìn)口流量W25的9.46%，而總的可回收冷卻和泄漏流量為9.41%，合計18.87%。低壓渦輪耗氣量占核心機(jī)進(jìn)口流量W25的1.4%。

1.2 整機(jī)匹配及其約束條件

1.2.1 核心機(jī)部件共同工作約束

成熟的核心機(jī)派生研發(fā)技術(shù)通常是在原有核心機(jī)技術(shù)上進(jìn)行進(jìn)一步的部件優(yōu)化，同時搭配不同的低壓系統(tǒng)進(jìn)行發(fā)動機(jī)部件/整機(jī)派生設(shè)計[3]?；谙嗨圃砗湍；碚摽芍?，核心機(jī)部件/整機(jī)匹配派生設(shè)計需滿足以下約束條件[17-18]：

①功率平衡：核心機(jī)的壓氣機(jī)與渦輪之間的功率平衡

其中，x為燃?xì)饪諝赓|(zhì)量比，Wg，Wf和Wa分別為核心機(jī)內(nèi)燃?xì)?、燃料、空氣的質(zhì)量流量，而ΔWa為泄漏量，一般較少，可忽略不計;Cpa和Cpg分別是空氣與燃?xì)獾亩▔罕葻崛?，J/(kg·k);T25和T41分別是核心機(jī)的壓氣機(jī)和渦輪進(jìn)口溫度，K；πC和πT分別是核心機(jī)的壓氣機(jī)增壓比和渦輪落壓比；ηT和ηC分別為核心機(jī)的壓氣機(jī)和渦輪的等熵效率；k和kg分別為空氣和燃?xì)獾牡褥刂笖?shù)。

②流量平衡[19]：核心機(jī)渦輪導(dǎo)向器的最小截面和噴管分別處于臨界和超臨界工作流通狀態(tài)下的渦輪與壓氣機(jī)的流量平衡：

式中，Wccor,a25為核心機(jī)進(jìn)口折合流量，kg/s；C1為一常數(shù)，與核心機(jī)幾何參數(shù)有關(guān)。

③壓力平衡：燃?xì)廨啓C(jī)的主要壓力損失包括：進(jìn)氣道壓力損失、燃燒室壓力損失和排氣道壓力損失。對于雙轉(zhuǎn)子航空發(fā)動機(jī)其核心機(jī)而言，其主要壓力損失來自于燃燒室壓力損失，與燃燒室的結(jié)構(gòu)和溫升比相關(guān)，從其形成機(jī)理來看，主要包括由于摩擦、摻混、突擴(kuò)、進(jìn)氣造成的流動損失以及燃燒加熱引起的熱阻損失，通常由總壓恢復(fù)系數(shù)來反應(yīng)其壓力損失情況。

噴管處于亞臨界時的渦扇發(fā)動機(jī)壓力平衡公式：

根據(jù)空氣動力學(xué)理論可知，噴管出口落壓比與噴管出口馬赫數(shù)Man之間的關(guān)系：

式中，ζi，ζb，ζcr分別表示進(jìn)氣道壓力損失系數(shù)（與內(nèi)外涵道的氣動結(jié)構(gòu)設(shè)計相關(guān)，簡化計算時認(rèn)為ζi等于1）、總壓恢復(fù)系數(shù)和臨界恢復(fù)系數(shù)，πi為進(jìn)氣道沖壓比，則實際總增壓比π=πi.πc。

④轉(zhuǎn)速平衡：同軸的壓氣機(jī)和渦輪物理轉(zhuǎn)速相等。

1.2.2 匹配點固定時的高低壓配比循環(huán)分析

核心發(fā)動機(jī)相關(guān)派生與低壓系統(tǒng)性能匹配的基石在于核心機(jī)進(jìn)口氣流的總溫和總壓是由低壓壓縮系統(tǒng)出口參數(shù)確定的。在相似理論及?；淼幕A(chǔ)之上，使用折合轉(zhuǎn)速和折合流量能夠更為直觀地反應(yīng)不同進(jìn)口條件下，壓氣機(jī)內(nèi)氣流的流動狀態(tài)相似性。

1）折合轉(zhuǎn)速與實際轉(zhuǎn)速之間的關(guān)系：

式中，nccor,H和nc,H分別為核心機(jī)折合轉(zhuǎn)速和物理轉(zhuǎn)速，r/min；πC,L和ηC,L分別為低壓系統(tǒng)部件的增壓比和絕熱效率；T2為低壓系統(tǒng)部件進(jìn)口來流溫度，K。

由上式可知，當(dāng)核心機(jī)的物理轉(zhuǎn)速一定時，其折合轉(zhuǎn)速僅與低壓系統(tǒng)的增壓比和絕熱效率有關(guān)。

因為燃燒室的壓力損失與燃燒室的結(jié)構(gòu)以及升溫比密切相關(guān)，聯(lián)合式（4）和式（9）可見，作為燃?xì)獍l(fā)生器的核心機(jī)，匹配工作點確定時，即高壓壓氣機(jī)的增壓比、效率、折合轉(zhuǎn)速和折合流量是確定的，則核心機(jī)的增溫比T41/T25即可確定，整理有：

式中，C2與核心機(jī)幾何參數(shù)有關(guān)。

折合轉(zhuǎn)速一定時，核心機(jī)物理轉(zhuǎn)速與核心機(jī)渦輪前溫度就只是低壓系統(tǒng)增壓比與等熵效率的函數(shù)。折合轉(zhuǎn)速一定時，隨著核心機(jī)物理轉(zhuǎn)速的增加，低壓系統(tǒng)的增壓比也隨之增大，核心機(jī)等熵效率在較小范圍內(nèi)變化時，此時渦輪前溫度升高，使得核心機(jī)做功能力增強(qiáng)，隨之而來的是核心機(jī)部件所受強(qiáng)度載荷和氣動負(fù)荷的幾何級數(shù)增長。

2）折合流量與實際流量的關(guān)系：

式中，Wccor,a25與Wc,a25分別為核心機(jī)進(jìn)口的折合流量與物理流量，kg/s；P25為核心機(jī)進(jìn)口總壓，Pa。

受進(jìn)氣損失的影響，核心機(jī)進(jìn)口總壓為：

折合流量一定時，核心機(jī)進(jìn)口處物理流量僅與低壓系統(tǒng)的增壓比、絕熱效率以及進(jìn)氣壓力損失系數(shù)有關(guān)。反之，在低壓系統(tǒng)一定的情況下，核心機(jī)工作參數(shù)（增壓比和折合流量），只與核心機(jī)的物理轉(zhuǎn)速密切相關(guān)。

2 整機(jī)性能仿真

本部分以壓氣機(jī)的特性變化和渦輪共同工作線為基礎(chǔ)來求解核心機(jī)/整機(jī)的性能變化。在GasTurbTM中，由于壓氣機(jī)特性發(fā)生變化時，設(shè)計點偏移后無法實時捕捉，同時為了保證設(shè)計點具有更大的喘振裕度，所以需要通過修正的自定義特性圖進(jìn)行壓氣機(jī)特性分析。流量和效率可通過雷諾數(shù)修正，同時使得高壓壓氣機(jī)工作工況點處于高效工作區(qū)間。由圖2可知，導(dǎo)入自定義特性圖后，高壓壓氣機(jī)壓比的偏差為0.23%。此外，可以觀察到等折合轉(zhuǎn)速線的變化特點：隨著高壓壓氣機(jī)壓比的增大，工質(zhì)的折合流量逐漸減少，且通常多級軸流式壓氣機(jī)特性線在高轉(zhuǎn)速時比低轉(zhuǎn)速時變化更加陡峭。這是因為隨著高壓壓氣機(jī)壓比的增大，核心機(jī)的升溫比隨之增大，由式（4）可知，故而其折合流量反而減小。此外，在級數(shù)較多的高壓比壓氣機(jī)中，壓比和效率的變化更加劇烈，因此其特性線更為陡峭。

圖2 修正前后高壓壓氣機(jī)壓比圖Fig.2 The pressure ratio of the high-pressure compressor before and after the correction

由圖3知，當(dāng)進(jìn)入高壓渦輪的折合流量達(dá)到4.75kg/s后，渦輪落壓比幾乎保持不變。這是因為當(dāng)渦輪導(dǎo)向器的最小截面和噴管處于臨界和超臨界狀態(tài)時，核心機(jī)渦輪部件的落壓比為常數(shù)，其落壓比并不隨相似流量參數(shù)的變化而變化。

圖3 修正前后高壓渦輪共同工作線Fig.3 The common working line of the high-pressure turbine before and after the correction

2.1 推力分析

圖4所示為推力與燃燒室出口溫度及不同核心機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的關(guān)系。顯然，隨著轉(zhuǎn)速的上升，發(fā)動機(jī)的推力是隨著渦輪出口總溫的增加而提高的，但是當(dāng)所需推力較大時，燃燒室出口溫度急劇增加。反映出隨著大推力航空發(fā)動機(jī)的發(fā)展，渦輪葉片高溫、高壓、高轉(zhuǎn)速的工作環(huán)境是制約發(fā)動機(jī)大推力輸運的一個重要因素，發(fā)展高效緊湊型渦輪葉片冷卻結(jié)構(gòu)和耐高溫性航空發(fā)動機(jī)渦輪葉片復(fù)合材料，優(yōu)化氣動設(shè)計，提高渦輪前溫度是進(jìn)一步提升發(fā)動機(jī)性能的主要途徑之一。

圖4 推力與燃燒室出口溫度和不同核心機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的關(guān)系Fig.4 The relationship between thrust and combustion chamber outlet temperature and rotor speed of different core engines

圖5和圖6分別給出了推力與燃燒室出口溫度和發(fā)動機(jī)增壓比之間的關(guān)系。顯然，隨著燃燒室出口溫度（即渦輪前溫度）的增大，航空發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的推力逐漸增加。初始時，隨著渦輪出口溫度的增大，油耗明顯的有所下降。但是當(dāng)渦輪出口溫度大于1400K時，油耗難以實現(xiàn)大范圍的降低，甚至?xí)霈F(xiàn)一定范圍內(nèi)的增加。結(jié)合圖6可知，航空發(fā)動機(jī)的推力與其發(fā)動機(jī)增壓比成正相關(guān)，且隨著增壓比的增大（小于1.5 時），航空發(fā)動機(jī)的耗油率呈現(xiàn)大幅度降低的趨勢。當(dāng)發(fā)動機(jī)增壓比大于1.5時，隨著發(fā)動機(jī)增壓比的進(jìn)一步增大，單位質(zhì)量氣體的相對加熱量不斷減小，即單位氣體的溫升比T4/T2不斷減小，則需要更多的噴油量以維持轉(zhuǎn)子的高轉(zhuǎn)速運行，使得耗油率反而有所增加。

圖5 推力與燃燒室出口溫度的關(guān)系Fig.5 The relationship between thrust and combustion chamber outlet temperature

圖6 推力與發(fā)動機(jī)增壓比的關(guān)系Fig.6 The relationship between thrust and engine supercharging ratio

2.2 流量分析

圖7展示了計算獲得的內(nèi)外涵道流量與高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的對應(yīng)關(guān)系，對于E3雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)而言，高壓轉(zhuǎn)子帶動高壓壓氣機(jī)與高壓渦輪共同工作，而低壓轉(zhuǎn)子帶動低壓壓氣機(jī)與風(fēng)扇共同工作。由推力公式F=W·Fs可知，發(fā)動機(jī)的流量W和單位推力Fs是影響推力的主要因素。從圖中可以看出，隨著低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的提高，帶動風(fēng)扇加速，使得進(jìn)入到內(nèi)外涵的空氣流量增大，轉(zhuǎn)子負(fù)荷隨之增大，此時需要增大噴油量以維持高壓轉(zhuǎn)子的高轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)，從而實現(xiàn)較大的推力增長。

圖7 內(nèi)外涵道流量與高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的對應(yīng)關(guān)系Fig.7 The relationship between internal and external bypass flow and rotor speed

2.3 耗油率分析

圖8給出了發(fā)動機(jī)推力和耗油率與核心機(jī)流量之間對應(yīng)關(guān)系的變化。起初，耗油率是隨著推力的提高而下降的，當(dāng)推力上升到約30kN以后，耗油率是隨著推力的提高而提高的。這是因為在低轉(zhuǎn)速時，燃燒不充分，造成燃油的浪費，在耗油率隨推力下降階段，可以明顯觀察出隨著核心區(qū)質(zhì)量流量的增大，一定程度上耗油率急劇減小。其主要表現(xiàn)在相同的推力條件下，隨著轉(zhuǎn)速的逐漸增大，使得核心機(jī)進(jìn)口空氣流量增大，燃油霧化質(zhì)量得到改善，有助于燃料的充分燃燒，較大的過量空氣系數(shù)引起了耗油率的降低。而在耗油率隨推力上升階段，即推力較大的階段，相對充足的空氣已能實現(xiàn)燃料的較為充分燃燒，繼續(xù)增大核心機(jī)進(jìn)口空氣含量，即相當(dāng)于進(jìn)一步提高轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，相應(yīng)的就需要更多的燃料投入，造成耗油率反而增大。

圖8 推力和耗油率與核心機(jī)流量的對應(yīng)關(guān)系Fig.8 The relationship between thrust and fuel consumption rate and core engine flow

2.4 效率分析

圖9給出了E3發(fā)動機(jī)核心機(jī)效率與其高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化曲線。從圖中可以看出，在其他條件一定的情況下，隨著轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的增大，其核心機(jī)效率逐漸增大。盡管高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速不同，但是其各工況點對應(yīng)同一核心機(jī)效率，這是因為對于雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)而言，其獨特的工作特性：由于高低壓轉(zhuǎn)子之間轉(zhuǎn)差率的存在，可以通過調(diào)整高低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速來自動調(diào)節(jié)壓氣機(jī)的前后各級工作狀況，通過改變壓氣機(jī)動葉切線速度的方式實現(xiàn)在有效防喘的同時維持較高的核心機(jī)效率。

圖9 核心機(jī)效率與高、低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的變化曲線Fig.9 The curve between core engine efficiency and rotor speed of high and low pressure

2.5 部件特性分析

圖10給出了E3航空發(fā)動機(jī)凈推力和油耗與高壓壓氣機(jī)增壓比之間的關(guān)系。顯然，當(dāng)高壓壓氣機(jī)的增壓比小于23時，隨著高壓壓氣機(jī)壓比的增大，其推力逐漸增大，而耗油率逐漸減小。因為該發(fā)動機(jī)的高壓壓氣機(jī)的設(shè)計壓比為23，當(dāng)實際增壓比大于23 時，其運行偏離最佳設(shè)計工況，反而使得高壓壓氣機(jī)出現(xiàn)局部效率降低，使得耗油率有所增加。

圖10 凈推力和油耗與高壓壓氣機(jī)增壓比的關(guān)系Fig.10 The relationship between net thrust and fuel consumption and the supercharging ratio of the highpressure compressor

圖11 給出了高壓壓氣機(jī)進(jìn)口流量與其凈功和絕熱效率之間的關(guān)系。顯然，隨著高壓壓氣機(jī)進(jìn)口流量的增大，比功逐漸增加，絕熱效率呈現(xiàn)先增大后減小的趨勢，存在效率最佳壓比，且其效率最佳壓比與核心機(jī)進(jìn)口流量密切相關(guān)。這是因為當(dāng)核心機(jī)進(jìn)口流量較小時，動葉進(jìn)口相對速度減小，引起轉(zhuǎn)子葉片攻角增大，葉背處流體出現(xiàn)分離，使得壓氣機(jī)做功能力下降，絕熱效率降低；反之，核心機(jī)進(jìn)口流量增大，動葉進(jìn)口相對速度增大，轉(zhuǎn)子動葉攻角減小，嚴(yán)重時，形成負(fù)沖角，葉盆處流體分離，絕熱效率也會降低。

圖11 高壓壓氣機(jī)進(jìn)口流量與其凈功和絕熱效率的關(guān)系Fig.11 The relationship between the inlet flow rate of the high-pressure compressor and its net work and adiabatic efficiency

圖12給出了當(dāng)燃燒室其它進(jìn)口參數(shù)一定時，高壓渦輪絕熱效率與高壓壓氣機(jī)出口溫度的關(guān)系。在溫度較小時，其絕熱效率隨著燃燒室進(jìn)口溫度的增加而增加較快，但到一定程度后，高壓渦輪絕熱效率的增速放緩。這主要是由于燃燒室進(jìn)口溫度較小時，空氣溫度的提高會加速空氣與油霧之間的熱量交換和質(zhì)量交換，而且對燃料的蒸發(fā)和對燃燒過程都是有幫助的，所以高壓渦輪的效率增加較快。但燃燒室進(jìn)口溫度增加到某一溫度后，燃燒室中混流區(qū)的影響遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于燃燒室進(jìn)口溫度提高的影響，此時渦輪絕熱效率幾乎不再變化。

圖12 渦輪絕熱效率與高壓壓氣機(jī)出口溫度的關(guān)系Fig.12 The relationship between turbine adiabatic efficiency and high-pressure compressor outlet temperature

圖13給出了E3航空發(fā)動機(jī)凈推力和油耗與高壓渦輪落壓比之間的關(guān)系。隨著落壓比的增大，實際渦輪產(chǎn)功增加，比功率增大，在飛行阻力不變的情況下，所產(chǎn)生的凈推力隨之增大，油耗有所降低，但是當(dāng)高壓渦輪的落壓比增大至4.9之后，進(jìn)一步增大渦輪落壓比，使得進(jìn)氣量增大，需要更多的噴油量來維持發(fā)動機(jī)高速運轉(zhuǎn)，使得油耗反而升高。

圖13 高壓渦輪凈推力與油耗與降壓比的關(guān)系Fig.13 The relationship between net thrust and fuel consumption and the drop pressure ratio of the highpressure turbine

圖14 給出了高壓轉(zhuǎn)子進(jìn)口流量與其凈功和絕熱效率之間的關(guān)系。顯然，隨著高壓渦輪進(jìn)口流量的增大，高壓渦輪做功量逐漸增大，而其絕熱效率先增大后逐漸趨于平緩。這是因為隨著高品質(zhì)高溫燃?xì)赓|(zhì)量流量的增大，所輸出的用以推動高壓渦輪做功的循環(huán)比功也逐漸增大，使得高壓轉(zhuǎn)子以較高的轉(zhuǎn)速驅(qū)動高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子做功，故而具有較高的工作效率。

圖14 高壓轉(zhuǎn)子進(jìn)口流量與其凈功和絕熱效率的關(guān)系Fig.14 The relationship between the inlet flow rate of the high-pressure rotor and its net work and adiabatic efficiency

3 結(jié)論

本文基于GasTurbTM軟件，對E3核心機(jī)派生的雙轉(zhuǎn)子大涵道比渦扇發(fā)動機(jī)的工作特性進(jìn)行研究，得到結(jié)論如下：

1）隨著發(fā)動機(jī)增壓比和核心機(jī)轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的增大，渦輪前溫度逐漸升高，推力逐漸增大，耗油率先增大，后減?。?/p>

2）隨著低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的提高，帶動風(fēng)扇加速，使得進(jìn)入到內(nèi)外涵的空氣流量增大，轉(zhuǎn)子負(fù)荷隨之增大，此時需要增大噴油量以維持高壓轉(zhuǎn)子的高轉(zhuǎn)速運轉(zhuǎn)，從而實現(xiàn)較大的推力增長。

3）在其他條件一定的情況下，隨著高低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速的增大，發(fā)動機(jī)核心機(jī)效率也逐步提升；

4）當(dāng)高壓壓氣機(jī)的增壓比小于設(shè)計值時，隨著高壓壓氣機(jī)壓比的增大，其推力逐漸增大，而耗油率逐漸減小，反之，局部效率降低，使得耗油率有所增加。