高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

高推重比航空發(fā)動(dòng)機(jī)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(yáng)發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)研究所，沈陽(yáng) 110015）

針對(duì)未來(lái)高推重比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的高、低壓渦輪功分配問(wèn)題，進(jìn)行了總體性能設(shè)計(jì)研究，并與常規(guī)布局渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行對(duì)比分析，歸納出其設(shè)計(jì)難點(diǎn)；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(dòng)機(jī)；總體性能；耗油率；單外涵；雙外涵；渦輪間燃燒

0 引言

未來(lái)飛機(jī)要求具備更長(zhǎng)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(diǎn)，對(duì)于戰(zhàn)斗機(jī)還特別突出機(jī)動(dòng)性和敏捷性。為滿足飛機(jī)性能的發(fā)展需求，航空發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)展的主要目標(biāo)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(jìn)技術(shù)發(fā)達(dá)國(guó)家制定“綜合高性能渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)（IHPTET）”計(jì)劃、“多用途且經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)（VAATE）”計(jì)劃、“先進(jìn)核心軍用發(fā)動(dòng)機(jī)（A C M E）”計(jì)劃和“先進(jìn)軍用發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)（A M E T）”計(jì)劃等，圍繞發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比和經(jīng)濟(jì)性，開展高推重比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)研究。根據(jù)航空發(fā)動(dòng)機(jī)主要參數(shù)趨勢(shì)分析，預(yù)計(jì)下一代發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比達(dá)到12以上，單位推力為130d a N/k g/s左右，渦輪進(jìn)口溫度為2000K左右，總增壓比為25～30。

本文通過(guò)對(duì)高推重比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的主要循環(huán)參數(shù)進(jìn)行分析，在保持涵道比不過(guò)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(shí)與之匹配的低壓渦輪落壓比為2.0以上，高壓壓氣機(jī)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(jí)風(fēng)扇、5級(jí)高壓壓氣機(jī)和單級(jí)高壓渦輪。為解決采用單級(jí)低壓渦輪其落壓比難以達(dá)到2.0以上，且高、低壓渦輪的負(fù)荷分配不協(xié)調(diào)的問(wèn)題，提出了調(diào)整壓縮部件的布局形式和采用渦輪級(jí)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(gè)基準(zhǔn)方案，并在此基礎(chǔ)上對(duì)上述2個(gè)技術(shù)途徑進(jìn)行分析。

1 調(diào)整壓縮部件的布局形式分析

通過(guò)調(diào)整壓縮部件的布局形式，來(lái)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(zhǔn)方案風(fēng)扇的第3級(jí)后移放在高壓壓氣機(jī)前，由高壓軸驅(qū)動(dòng)，稱為核心機(jī)驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇級(jí)（C D F S），與高壓壓氣機(jī)之間形成1個(gè)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(jí)和第3級(jí)之間新增1個(gè)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(zhǔn)方案中發(fā)動(dòng)機(jī)空氣流量相差不大，高壓渦輪進(jìn)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(jìn)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(jī)的壓比變化時(shí)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)的壓比對(duì)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(jìn)入外涵的氣流通道稱為第1外涵道，由風(fēng)扇出口進(jìn)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(jìn)入C D F S空氣流量；

總涵道比=2個(gè)外涵道總氣流流量與高壓壓氣機(jī)空氣流量之比。

前涵道比、C D F S壓比和風(fēng)扇壓比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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(jī)壓比和總涵道比變化時(shí)，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響分別如圖10、11所示。高壓壓氣機(jī)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(guò)熱力循環(huán)參數(shù)分析，并綜合考慮部件設(shè)計(jì)的難度，保證與基準(zhǔn)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(jì)點(diǎn)渦輪參數(shù)見表1，表中給出的數(shù)值為相對(duì)基準(zhǔn)方案的相對(duì)值。

表1 設(shè)計(jì)點(diǎn)渦輪參數(shù)對(duì)比

從表1中可見，單、雙外涵2個(gè)典型結(jié)構(gòu)方案的高壓、低壓渦輪負(fù)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(qiáng)的特點(diǎn)；低壓渦輪的進(jìn)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(zhǔn)方案論證時(shí)遇到的問(wèn)題。但是，單、雙外涵方案仍有一些技術(shù)問(wèn)題和難點(diǎn)需要解決。

1.3.1 單外涵方案

（1）發(fā)動(dòng)機(jī)匹配難度增加。調(diào)節(jié)手段與常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的相同，相對(duì)于變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，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(duì)于常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)又增加了1個(gè)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(jī)）設(shè)計(jì)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(gè)百分點(diǎn)左右（如圖12所示），嚴(yán)重影響了發(fā)動(dòng)機(jī)的穩(wěn)定性，造成在其起動(dòng)或過(guò)渡態(tài)時(shí)，問(wèn)題更加嚴(yán)重。

1.3.2 雙外涵方案

（1）前涵道比小，第2外涵道設(shè)計(jì)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(jì)難度增加，很難保證氣流通暢，從而影響發(fā)動(dòng)機(jī)的性能和穩(wěn)定性；

（2）發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定性差。在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)或過(guò)渡態(tài)時(shí)，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(dòng)機(jī)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(guò)提高高壓、低壓渦輪進(jìn)口燃?xì)饪倻兀瑏?lái)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(zhǔn)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?xì)庠诹鹘?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(jìn)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(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)性能的影響如圖14所示。橫坐標(biāo)為渦輪間燃燒室出口溫度相對(duì)于高壓渦輪進(jìn)口溫度的百分?jǐn)?shù)，縱坐標(biāo)為各參數(shù)相對(duì)于基準(zhǔn)方案的相對(duì)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(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)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(dá)到高壓渦輪進(jìn)口溫度的90%時(shí)，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(duì)渦輪間燃燒方案進(jìn)一步研究。由于低壓渦輪進(jìn)口溫度升高，其冷卻空氣量增加。下面對(duì)低壓渦輪冷卻空氣量對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能的影響進(jìn)行分析，渦輪間燃燒室出口溫度取為高壓渦輪進(jìn)口溫度，橫坐標(biāo)為低壓渦輪冷氣量相對(duì)于基準(zhǔn)方案的百分?jǐn)?shù)，縱坐標(biāo)為各參數(shù)相對(duì)于基準(zhǔn)方案的相對(duì)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(duì)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(shí)，最大狀態(tài)單位推力仍比基準(zhǔn)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(guò)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(dòng)負(fù)荷，解決了高壓、低壓渦輪負(fù)荷分配問(wèn)題，最大狀態(tài)單位推力比基準(zhǔn)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(shí)增大了中間狀態(tài)耗油率。所以采用渦輪間燃燒方案時(shí)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(lái)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(wèn)題和難點(diǎn)需要解決。

（1）帶渦輪間燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)的調(diào)節(jié)規(guī)律優(yōu)化問(wèn)題。由于帶渦輪間燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)比常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)的增加了渦輪間燃燒室供油控制，能夠?qū)崿F(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)變循環(huán)控制，是短時(shí)間內(nèi)比較易行的1種變循環(huán)方案。但如何在整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律進(jìn)行優(yōu)化，實(shí)現(xiàn)發(fā)動(dòng)機(jī)安全性、可靠性、推力性能和油耗性能的最佳控制，是帶級(jí)間燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)；

（2）渦輪間燃燒室的構(gòu)型設(shè)計(jì)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(zhǎng)壽命，需要在材料、冷卻和燃燒等方面進(jìn)行大量細(xì)致地研究。

3 結(jié)束語(yǔ)

本文所述2種方法雖然能解決未來(lái)高推重比發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)時(shí)遇到的高壓、低壓渦輪負(fù)荷分配的問(wèn)題，但是對(duì)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。

[1]廉小純，吳虎.航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理[M].西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005：134-141.

[2]Qiang Li，Wei Fan. Parametric cycle analysis of dual- spoolmixed- exhaust turbofan with interstage turbine burner [R].AIAA- 2007- 651．

[3]陳大光，張津，朱之麗.推重比15一級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)有關(guān)總體性能的關(guān)鍵技術(shù)和難點(diǎn)分析 [J].航空動(dòng)力學(xué)報(bào)，2001，16（1）：52-56.

[4]Koff B L. Gas turbine technology evolution: a designer’sperspective[J]. Journal of Propulsion and Power, 2004, 2（4）：577- 595.

[5]梁春華.國(guó)外第三代戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的改型發(fā)展[J].航空發(fā)動(dòng)機(jī)，2004，30（4）：55-58.

[6]Ehrlich K H，Kurz K P, Rued W L. Trends in military aeroengine design from EJ200 to future manned and unmanned aerial vehicle propulsion[R]. AIAA- 2003- 2612.

[7]方昌德.世界航空發(fā)動(dòng)機(jī)手冊(cè)[K].北京：航空工業(yè)出版社，1996:438-444.

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(dòng)機(jī)總體性能設(shè)計(jì)工作。