主燃燒室采用增壓燃燒的渦扇發動機熱力過程和性能分析

王曉東，芮長勝，張彥軍

（中國航發沈陽發動機研究所，沈陽 110015）

0 引言

接近等容循環的增壓燃燒（Pressure Gain Combustion，PGC），相比于等壓燃燒，具有循環效率高、燃燒過程自增壓等特性[1-3]，在傳統渦扇發動機主燃燒室中引入增壓燃燒，在發動機總增壓比和渦輪前溫度不變的前提下，利用燃燒自增壓，可以減少壓氣機級數和降低壓比，降低燃燒室進口溫度，同時燃燒室可加入熱量更多；此外，由于壓氣機壓比降低，渦輪需要從燃氣中提取的能量也減少，更多的燃氣能量可以通過噴管膨脹產生推力，因此，在傳統渦扇發動機主燃燒室中引入增壓燃燒，可以實現發動機推進性能的提升[4]。

21 世紀初，美國GE 公司[5]首先提出將增壓燃燒技術與傳統渦輪發動機結合的設想，此后俄羅斯、歐盟和中國學者針對增壓燃燒渦輪發動機技術開展了大量研究。Petters等[6]利用推進系統數值仿真程序對采用增壓燃燒室的渦扇發動機進行性能分析，在產生幾乎相同推力的前提下發動機耗油率降低11%左右；美國空軍技術學院[7-8]在T63渦軸發動機上開展了渦輪與增壓燃燒室的相互影響試驗；波蘭Wolański[7，9]將傳統GTD-350 渦軸發動機燃燒室換成增壓燃燒室并進行試驗，循環熱效率可提升5%～7%；俄羅斯薩蒙諾夫聯邦研究中心[7，10]在TJ100S-125 渦噴發動機上安裝加力增壓燃燒室并進行地面試驗，相比傳統加力燃燒室，耗油率降低30%左右；陳鑫[11]建立了不同進氣增壓比條件下的增壓燃燒特性計算模型并進行熱力循環分析，表明增壓燃燒具有更高的循環熱效率；盧杰等[12]、陳文娟等[13]建立了采用外涵加力增壓燃燒室的渦扇發動機性能模型，裝有外涵加力增壓燃燒室的發動機推力明顯增大且耗油率更低；鄧君香[14]針對主燃爆震渦扇發動機建立了熱力性能分析模型，與傳統渦扇發動機進行對比評估，單位推力增大27.1%，耗油率降低21.3%；王凌弈[12]建立了主燃增壓燃燒渦噴發動機工作分析模型，其最佳增壓比由5.5 減小到2.25，且推力增大20.2%，耗油率降低14.0%；計自飛[13]建立了增壓燃燒渦噴發動機性能分析模型，研究了增壓比、渦輪前溫度、飛行高度、馬赫數等參數對發動機性能的影響。國內外對增壓燃燒渦輪發動機的研究重點集中在外涵或加力燃燒室采用增壓燃燒的渦扇發動機、采用增壓燃燒的渦噴或渦軸發動機上，很少對主燃燒室采用增壓燃燒的渦扇發動機熱力過程和循環參數進行研究分析。

本文利用定容燃燒熱力過程模擬增壓燃燒熱力循環，分別建立基于等壓燃燒和增壓燃燒的熱力循環過程分析模型，利用傳統渦扇發動機性能計算方法并考慮主燃燒室的增壓特性，對主燃燒室采用增壓燃燒的渦扇發動機的熱力過程和性能進行研究。

1 增壓燃燒渦扇發動機熱力過程分析

1.1 增壓燃燒渦扇發動機概念及熱力循環

本文研究的對象是主燃燒室采用增壓燃燒的渦扇發動機，其模型及各特征截面如圖1 所示。與傳統渦扇發動機的區別是將主燃燒室的等壓燃燒替換為增壓燃燒。

圖1 增壓燃燒渦扇發動機模型及各特征截面

根據增壓燃燒渦扇發動機工作原理，在p-v圖和T-S圖上表示內外涵的熱力循環過程，如圖2、3所示。其中：0～3 表示內涵氣流經風扇、壓氣機等熵壓縮；0～22 表示外涵氣流經風扇等熵壓縮，壓力、溫度均升高；3～4’表示內涵氣流經增壓燃燒，溫度和壓力均升高；3～4 表示內涵氣流經等壓燃燒，溫度升高壓力不變；4’～5’和4～5表示內涵氣流經渦輪膨脹作功，壓力和溫度均降低；5’～7’、5～7、22～7’、22～7 表示內涵和外涵氣流摻混，內涵溫度降壓低力不變、外涵溫度升高壓力不變；7’～9’和7～9 表示摻混的內外涵氣流經噴管膨脹排出，溫度和壓力均降低；9’～0 和9～0 表示排出的燃氣放熱過程，溫度降低壓力不變。

圖2 熱力循環過程（p-v）

圖3 熱力循環過程（T-S）

根據熱力學第二定律關于“熵”的定義描述，“熵”是1個狀態參數，熵增的物理表達式為

設定增壓燃燒和等壓燃燒過程的起始和終止溫度一致，但增壓燃燒過程的終止壓力較大，因此增壓燃燒熵增較小。從圖3 中可見，增壓燃燒過程的熵增（3～4’）明顯小于等壓燃燒過程（3～4）的，因此當2 種循環過程中的加熱量相同時，增壓燃燒循環過程的有效功更多，即循環熱效率更高。

1.2 增壓燃燒發動機熱力過程數學模型

增壓燃燒熱力循環過程與等容燃燒的類似，利用等容燃燒等效為增壓燃燒，參考工程熱力學多變熱力過程分析方法[14]，假設所有過程均為可逆絕熱過程，對增壓燃燒發動機熱力循環過程進行建模。

可逆過程基本狀態方程滿足：pvn=C，可得

根據氣體狀態方程pv=RgT，針對增壓燃燒過程的描述，比體積保持不變的過程，n→∞，可得增壓燃燒過程狀態方程

針對定壓燃燒過程的描述，工質的壓力保持不變，n=0，可得

上絕熱過程中狀態變化的任何過程都不與外界交換熱量，即q= 0，存在定熵方程式pvk=C，定熵指數k并非定值，通常溫度越高，k值越大。

發動機熱力循環的吸熱量為

放熱量為

對于發動機熱力循環，無論p-v圖還是T-S圖均為順時針循環

因此循環熱效率

定義循環過程發動機壓縮系統總增壓比π=p3/p0，總加熱比δ=T4/T0。增壓燃燒室增壓比與進口增壓比的關系如圖4 所示。從圖中可見，增壓燃燒室的增壓比隨進口增壓比的升高而降低，如果為了更好發揮增壓燃燒的自增壓優勢，發動機壓縮系統增壓比不宜選擇過大。

圖4 增壓燃燒室增壓比與進口增壓比的關系

在不同加熱比條件下，理想等壓循環和增壓循環熱效率隨壓比的變化如圖5 所示，反應物和產物按照變比熱計算。

圖5 理想等壓循環和增壓循環熱效率隨壓比的變化

從圖中可見，2 種循環的熱效率隨循環過程增壓比、加熱比的變化趨勢是一致的，但存在如下差異：

（1）在相同增壓比和加熱比條件下，增壓燃燒循環的熱效率高于等壓燃燒循環的；

（2）在2 種循環方式增壓比一定時，加熱比越大，增壓燃燒循環熱效率的優勢越明顯；

（3）加熱比較?。é模?）時，存在最經濟增壓比使得2種循環的循環效率達到最大值。

2 循環參數對增壓燃燒渦扇發動機性能的影響

本文研究對象為雙轉子混排渦扇發動機，其氣動熱力計算模型參考文獻[18-19]，發動機單位推力和耗油率為

式中：f0為發動機不加力時的總油氣比

式中：β、δ1、δ2分別為自高壓壓氣機出口提取的用于飛機引氣、冷卻高壓渦輪及低壓渦輪的空氣量系數；B為發動機的涵道比；c0、c9分別為發動機進、出口截面的氣流速度；f為主燃燒室油氣比。

2.1 總增壓比和渦輪前溫度對發動機性能的影響

選定涵道比保持不變，增壓燃燒渦扇發動機單位推力Fs、耗油率sfc與總增壓比π、渦輪前溫度T4的變化關系分別如圖6、7所示。

圖6 單位推力和耗油率與總增壓比的變化關系

從圖6（a）中可見，當渦輪前溫度一定時，增壓燃燒渦扇發動機存在1 個最佳增壓比，使單位推力達到最大值；隨著渦輪前溫度的升高，最佳增壓比逐漸提高，且發動機總壓比對單位推力的影響逐漸減小。從圖6（b）中可見，在渦輪前溫度較低時（T4＜1400 K），耗油率隨壓比的提高先降低后升高，因此存在最經濟增壓比使耗油率最低，且最經濟增壓比大于最佳增壓比；在渦輪前溫度較高時（T4＞1600 K），在圖示的計算范圍內，耗油率隨壓比的提高一直呈降低趨勢，降低趨勢隨壓比的提高逐漸減緩。

從圖7（a）中可見，當發動機總增壓比一定時，隨著渦輪前溫度的升高，增壓燃燒渦扇發動機單位推力逐漸增大。從圖7（b）中可見，當總增壓比較高時（π＞30），耗油率隨渦輪前溫度的升高先降低后升高，存在使耗油率最低的最經濟渦輪前溫度；當總增壓比較低時（π＜20），在圖示的計算范圍內，耗油率隨渦輪前溫度的升高一直呈升高趨勢。

圖7 單位推力和耗油率與總渦輪前溫度的變化關系

2.2 涵道比對發動機性能的影響

對于混合排氣渦扇發動機模型（圖1），為了盡可能減小混合器摻混損失，一般要求混合器進口的內外涵流量總壓近似平衡，在總增壓比、渦輪前溫度等參數確定的條件下，使得發動機涵道比和風扇壓比唯一相關。

增壓燃燒渦輪發動機在相同總增壓比（π= 30）和不同風扇壓比πf條件下，對應的涵道比B、風扇壓比和渦輪前溫度的關系如圖8 所示。從圖中可見，在相同渦輪前溫度條件下，涵道比隨風扇壓比的提高而減??；在相同風扇壓比條件下，涵道比隨渦輪前溫度的升高而增大。

選定Ma=0、H= 0、Tt4= 1800 K、π= 30，增壓燃燒渦扇發動機涵道比對單位推力和耗油率的影響如圖9 所示。從圖中可見，隨著涵道比的增大，發動機單位推力逐漸減小，耗油率逐漸降低。

圖9 增壓燃燒渦扇發動機涵道比對單位推力和耗油率的影響

2.3 飛行狀態參數對總體性能的影響

設計點飛行狀態參數包括馬赫數和飛行高度，在給定涵道比0.8、渦輪前溫度1800 K條件下，研究不同飛行狀態參數對發動機總體性能的影響。

在H=11 km、Ma=0.8、1.5、2.2時，發動機單位推力和耗油率隨增壓比的變化如圖10 所示。從圖10（a）中可見，在同一飛行速度下，存在單位推力最大的最佳增壓比，隨著飛行速度的增大，發動機最佳增壓比和單位推力逐漸減小，并且在高速狀態下增壓比越高，單位推力減小越明顯，主要是因為在高速狀態下，速度的沖壓作用明顯增大，導致燃燒室入口壓力和溫度提高，燃燒室加熱量和循環有效功減小；從圖10（b）中可見，在計算范圍內，飛行速度較小時，耗油率隨總增壓比的提高單調降低，在高馬赫數（Ma0=2.2）狀態下則存在最經濟增壓比使耗油率最低，這是因為隨著飛行速度的增大，燃燒室入口氣流溫度和壓力升高，由于Tt4不變，燃燒室加熱比δ減小，在較小的加熱比條件下，存在最經濟增壓比使循環效率最高，即耗油率最低。

圖10 發動機單位推力和耗油率隨增壓比的變化（H=11 km、Ma=0.8、1.5、2.2）

在Ma=1.5、H=5、8、11 km 時，發動機單位推力和耗油率隨增壓比的變化如圖11 所示。從圖11（a）中可見，在同一飛行高度下，單位推力隨著增壓比的提高先增大后減小，隨著飛行高度的增加，最佳增壓比和單位推力逐漸增大，這是因為在海拔11 km（同溫層最低邊界）以下，大氣溫度隨高度的增加而降低，在發動機相同渦輪前溫度的前提下，燃燒室加熱量增大；從圖11（b）中可見，在飛行高度較低時，存在最經濟增壓比使耗油率最低，隨著飛行高度的增加，最經濟增壓比逐漸提高，當飛行高度達到11 km 時，圖示計算范圍內耗油率單調降低，這是因為隨著飛行高度的增加，燃燒室進口溫度降低，加熱比δ 增大，使耗油率最低的最經濟增壓比逐漸提高。

3 與等壓燃燒渦扇發動機性能對比分析

3.1 設計點性能對比分析

在地面狀態、固定涵道比條件下，發動機總增壓比為25～45、渦輪前溫度為1500～1800 K 時，增壓燃燒渦扇發動機與傳統渦扇發動機的性能對比如圖12 所示。從圖中可見，增壓燃燒渦扇發動機的性能變化規律與傳統渦扇發動機的基本一致。但在相同循環參數約束條件下，增壓燃燒渦扇發動機性能明顯優于傳統渦扇發動機的。

圖12 增壓燃燒渦扇發動機與傳統渦扇發動機的性能對比

為定性和定量描述增壓燃燒渦扇發動機性能優勢，給出了增壓燃燒渦扇發動機的總體性能比較優勢隨總增壓比和渦輪前溫度的變化規律，分別如圖13、14 所示。在圖示計算范圍內，與傳統渦扇發動機相比，增壓燃燒渦扇發動機的單位推力增大4.7%～8.6%，耗油率降低4.6%～8.5%。

圖13 增壓燃燒渦扇發動機的總體性能比較優勢隨總增壓比的變化規律

從圖13（a）中可見，在同一渦輪前溫度（T4≤1700 K）條件下，單位推力收益隨總增壓比的提高而緩慢增大，但在較高的渦輪前溫度（T4≥1800 K）條件下，性能收益基本保持不變；從圖13（b）中可見，在同一總增壓比條件下，單位推力收益隨渦輪前溫度的提高而單調減小，當渦輪前溫度較低（1500 K 左右）時，總增壓比越高，單位推力收益越大，當渦輪前溫度提高到1800 K 時，不同總增壓比的單位推力收益差距不再明顯。

本文針對增壓燃燒渦扇發動機和傳統渦扇發動機總體性能計算，將增壓燃燒發動機和傳統發動機的燃料消耗情況按照統一的計算方法處理，因此，如圖14 所示的增壓燃燒渦扇發動機耗油率收益情況與如圖13所示的單位推力收益情況基本一致。

圖14 增壓燃燒渦扇發動機的總體性能比較優勢隨渦輪前溫度的變化規律

3.2 非設計點性能對比分析

以某渦扇發動機為基準方案，提出2 種增壓燃燒渦扇發動機方案，方案1 保持壓縮系統總增壓比與基準方案的一致，方案2 保持發動機總增壓比與基準方案的一致。3 種方案的發動機海平面設計狀態詳細參數見表1。

表1 3種方案的發動機海平面設計狀態詳細參數

在飛行高度為15 km 條件下，2 種增壓燃燒渦扇發動機方案與傳統渦扇發動機的推力、耗油率隨飛行馬赫數的變化關系如圖15 所示。從圖中可見，在馬赫數為0～3 時，2 種增壓燃燒渦扇發動機的推力均大于傳統渦扇發動機的，耗油率低于傳統發動機的；當馬赫數高于1.5 時，方案2 的增壓燃燒渦扇發動機推力優勢隨馬赫數的增大更加明顯，這是因為方案2 的發動機壓縮系統總壓比較低，燃燒室進口溫度更低，在相同渦輪前溫度限制條件下，方案2 的燃燒室可加入的熱量更多，因此其推力更大。

圖15 2種增壓燃燒渦扇發動機方案與傳統渦扇發動機的推力、耗油率隨飛行馬赫數的變化關系

增壓燃燒渦扇發動機相比于傳統渦扇發動機的性能收益如圖16 所示。從圖中可見，在計算范圍內，方案1 的增壓燃燒渦扇發動機的推力比傳統渦扇發動機的大4.1%～17.1%，耗油率低4.5%～11.4%；方案2的增壓燃燒渦扇發動機的推力比傳統渦扇發動機的大5.7%～27.6%，耗油率低2.3%～11.3%。

圖16 增壓燃燒渦扇發動機相比于傳統渦扇發動機的性能收益

2 種增壓燃燒渦扇發動機方案相比，方案2 的推力性能明顯優于方案1 的，且推力增益的差距隨著飛行速度的增大而增大；方案2 的耗油率增益略低于方案1 的，但耗油率增益的差距隨著飛行速度的增大而逐漸減小。需要特別注意的是，與傳統渦扇發動機相比，當飛行馬赫數高于1.5 以后，2 種增壓燃燒渦扇發動機方案的推力和耗油率收益均迅速增加。由此可見，增壓燃燒渦扇發動機可明顯改善傳統發動機高馬赫工作性能，并可增加航程。

雖然增壓燃燒渦扇發動機性能明顯優于傳統渦扇發動機的，但由于主燃燒室引入的增壓燃燒具有強烈的非定常性，會對上下游部件的穩定工作產生不利影響，增壓燃燒渦扇發動機距離工程化應用仍有一些亟待解決的技術難題，主要包括：使用液態碳氫燃料的大尺寸增壓燃燒室技術、抗反壓壓氣機技術、適應非定常流的高壓渦輪技術、增壓燃燒渦扇發動機匹配驗證技術等。

4 結論

（1）建立了基于等壓燃燒和增壓燃燒的熱力循環過程分析模型，并進行對比分析，在相同的增壓比和總加熱比條件下，增壓燃燒發動機循環效率高于等壓燃燒發動機的，且總加熱比越大，增壓燃燒發動機性能優勢越明顯。

（2）利用考慮增壓特性的傳統渦扇發動機性能計算方法開展了循環參數對增壓燃燒渦扇發動機總體性能的影響分析，為下一步開展增壓燃燒渦扇發動機方案研究提供指導。

（3）在地面狀態、固定涵道比條件下，總增壓比25～45、渦輪前溫度1500～1800 K，增壓燃燒渦扇發動機的單位推力比傳統渦扇發動機的增大4.7%～8.6%，耗油率降低4.6%～8.5%。

（4）選取一渦扇發動機方案作為基準，將其主燃燒室替換為增壓燃燒室后進行性能評估，在飛行高度為15 km、馬赫數為0～3內，增壓燃燒渦扇發動機的推力比傳統渦扇發動機的大4.1%～27.6%，耗油率低2.3%～11.4%，且飛行馬赫數越高，增壓燃燒渦扇發動機的性能優勢越大。