高推重比航空發動機部件匹配研究

張躍學，李 斌 ，張軍峰，葉代勇

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

高推重比航空發動機部件匹配研究

張躍學，李 斌 ，張軍峰，葉代勇

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

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

渦扇發動機；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，對于戰斗機還特別突出機動性和敏捷性。為滿足飛機性能的發展需求，航空發動機發展的主要目標是：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、意等航空推進技術發達國家制定“綜合高性能渦輪發動機技術（IHPTET）”計劃、“多用途且經濟可承受的先進渦輪發動機（VAATE）”計劃、“先進核心軍用發動機（A C M E）”計劃和“先進軍用發動機技術（A M E T）”計劃等，圍繞發動機的推重比和經濟性，開展高推重比渦扇發動機技術研究。根據航空發動機主要參數趨勢分析，預計下一代發動機的推重比達到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動機的主要循環參數進行分析，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。初步的結構布局為3級風扇、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調的問題，提出了調整壓縮部件的布局形式和采用渦輪級間燃燒的技術途徑。根據上述循環分析結果，選取1個基準方案，并在此基礎上對上述2個技術途徑進行分析。

1 調整壓縮部件的布局形式分析

通過調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：將基準方案風扇的第3級后移放在高壓壓氣機前，由高壓軸驅動，稱為核心機驅動風扇級（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，在風扇前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的情況下，進行單、雙外涵方案的熱力循環分析。

1.1 單外涵方案循環分析

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

1.2 雙外涵方案循環分析

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壓比和風扇壓比對發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，風扇壓比增大，燃燒室出口溫度T4上升，最大狀態單位推力增大，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，最大狀態單位推力減小，耗油率變化不大。

1.3 總體性能方案分析

經過熱力循環參數分析，并綜合考慮部件設計的難度，保證與基準方案的最大狀態單位推力和耗油率相當，形成初步方案。設計點渦輪參數見表1，表中給出的數值為相對基準方案的相對值。

表1 設計點渦輪參數對比

從表1中可見，單、雙外涵2個典型結構方案的高壓、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問題和難點需要解決。

1.3.1 單外涵方案

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

（2）風扇（低壓壓氣機）設計難度大大增加。在低轉速下，工作線偏高，假定風扇穩定性邊界相當，喘振裕度比常規風扇裕度低10個百分點左右（如圖12所示），嚴重影響了發動機的穩定性，造成在其起動或過渡態時，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），從而前涵道比更小（0.1～0.2），基本上相當于放氣，使結構設計難度增加，很難保證氣流通暢，從而影響發動機的性能和穩定性；

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

2 渦輪間燃燒技術分析

采用渦輪間燃燒技術，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，在高壓、低壓渦輪間設置燃燒室，使得高溫燃氣在流經高壓渦輪膨脹后，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，縱坐標為各參數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，發動機設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，最大狀態單位推力比原方案的增大3%，最大狀態耗油率降低4%，中間狀態單位推力增大15%，但中間狀態耗油率升高20%，低壓渦輪落壓比減小14%。

基于上述分析結果，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，縱坐標為各參數相對于基準方案的相對值，分析結果如圖15所示。

從圖15中可見，低壓渦輪的冷卻空氣量對最大狀態單位推力、耗油率和中間狀態單位推力、耗油率，以及低壓渦輪落壓比影響不大。當低壓渦輪冷卻空氣量增加50%時，最大狀態單位推力仍比基準方案的增大2%、最大狀態耗油率降低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，最大狀態單位推力比基準方案和調整壓縮部件的布局形式途徑均有所增大，但采用調整壓縮部件的布局形式途徑也同時增大了中間狀態耗油率。所以采用渦輪間燃燒方案時應根據在中間和亞聲速巡航狀態下的耗油率、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問題和難點需要解決。

（1）帶渦輪間燃燒室發動機的調節規律優化問題。由于帶渦輪間燃燒室發動機比常規發動機的增加了渦輪間燃燒室供油控制，能夠實現發動機變循環控制，是短時間內比較易行的1種變循環方案。但如何在整個飛行包線范圍內對發動機控制規律進行優化，實現發動機安全性、可靠性、推力性能和油耗性能的最佳控制，是帶級間燃燒室發動機的關鍵技術；

（2）渦輪間燃燒室的構型設計與研究。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 結束語

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

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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（1981），男，工程師，主要從事航空發動機總體性能設計工作。