帶TIB的渦扇發動機性能研究

程本林，唐 豪，徐 夏，李校培

（南京航空航天大學能源與動力學院，南京 210016）

1 引言

隨著世界能源的日益緊張，高效率、低油耗的熱力循環模式成為研究的重點；同時，具有高推重比和寬廣工作范圍的發動機熱力循環模式也是航空動力熱力循環長期以來的研究焦點。然而，為了提高單位推力（Specific Thrust,ST）、降低耗油率（Thrust Specific Fuel Consumption,TSFC）和拓寬發動機穩定工作范圍，常會造成燃燒滯留時間短于完全燃燒所需要的時間，從而使燃燒延續至渦輪內，通常這是設計所不期望的。

為了提高燃氣渦輪熱力循環性能，在渦輪后增加加力燃燒室（After-Burner,AB）是目前常規的設計應用方案。經過半個多世紀的發展，其技術已比較成熟，但其缺點也比較突出，如低壓氣流中燃燒所帶來的熱效率低、TSFC高等問題，使得其不能長時間使用，并且增加了尺寸與質量。因此研究1種既提高ST又降低TSFC的熱力循環模式是長期以來航空動力推進系統的研究難點。由于渦輪內具有較高壓力，燃燒效率也就高，利用增加渦輪通道內的燃氣溫度在熱力學循環理論上可以改善發動機熱力循環性能[1,2]；且近些年發展起來的超緊湊燃燒室（Ultra-compact Combustor，UCC）技術[3]為解決新型燃燒室的結構問題提供了可靠途徑。

本文提出了基于超緊湊燃燒UCC技術的渦扇發動機渦輪通道內 燃燒 （Turbine Inter-blade Burner，TIB）補燃增推熱力學循環方案。

2 渦輪通道內燃燒的熱力學原理

對于傳統的航空發動機，為了提高其性能，要求不斷地提高渦輪進口溫度。但是由于渦輪葉片（包括導向葉片和工作葉片）長期處于高溫燃氣沖擊和侵蝕之下，尤其工作葉片本身還承受很大的離心力，從而限制了燃氣溫度的提高。然而，隨著氣流通過高壓渦輪作功，高溫燃氣溫度降低，這時相對于低壓渦輪材料來說，氣流溫度還有提高的裕度，如果能在高低壓渦輪間的氣流通道內再次供油燃燒，提高低壓渦輪進口溫度，則使得發動機的熱力循環功加大；同時渦輪通道內具有較高的壓力，燃燒效率也就高，因而TIB不僅能夠提高推力而且能使TSFC保持較低水平。

本文將TIB應用于常規的航空雙軸、混合排氣渦扇發動機，其熱力學循環如圖1所示；同時給出了帶TIB的渦扇發動機模塊化結構（如圖2所示）。以此為研究對象，分析該發動機的熱力性能。

3 發動機計算模型

以傳統的航空渦扇發動機氣動熱力計算模型為基礎，以美國GE公司生產的F101-GE-102雙軸、混合排氣加力式渦扇發動機為研究對象，采用氣動熱力循環參數分析法，對TIB過程進行建模仿真；應用MathCAD軟件編寫發動機熱力性能計算程序，對帶TIB的雙軸、混合排氣渦扇發動機進行熱力性能數值計算與比較分析。由于對TIB缺乏補燃過程特性認識，考慮到補燃過程與主燃燒室和加力燃燒室過程類似，所以渦TIB過程借鑒了加力燃燒室模型和特性數據。其中，給定了TIB的出口溫度即低壓渦輪前溫度為1800 K。

為了使計算結果能夠更為精確的預測發動機熱力性能，在傳統的單一化理想氣體穩態分析模型的基礎上，程序設計采用了更為合理的理想氣體混合物化學平衡穩態分析模型[4,5]。假定發動機進口處的空氣主要有4種成分組成

式中:Yi為組分i的質量百分比。假設燃燒室里混氣燃燒為單步化學反應，下式為一般烴類燃料CxHy燃燒的化學計量反應方程式

4 發動機性能參數計算

衡量發動機的性能參數有很多，本文主要選擇發動機單位推力ST和耗油率TSFC2個參數來分析發動機的性能變化情況。依據傳統航空渦扇發動機氣動熱力計算模型[6]，首先給出了發動機Th的計算公式

式中:m9、V9、P9、A9分別為發動機出口截面9處的燃氣流量、燃氣流速、燃氣壓力和截面面積；m0、V0、P0分別為發動機進口截面0處的氣流流量、氣流流速、氣流壓力。從而得出單位推力ST計算公式

同樣，給出發動機耗油量f0的計算公式

式中:m0、m3a、m4b、m6分別為發動機0截面、3a截面、4b截面、6截面處的氣流流量；fb、fTIb、fAB分別為發動機主燃燒室、TIB、加力燃燒室的油氣比。從而得出耗油率TSFC計算公式為

5 發動機非設計點性能計算

在設計1臺發動機時，依據設計要求，給定一些初始參數（即發動機設計點參數），如發動機進口流量、壓比、涵道比、渦輪進口溫度以及各部件運轉時的一些效率等參數，能夠推導設計出發動機各截面參數，從而確定發動機具體設計方案。

混合排氣渦輪風扇發動機主要特征參數見表1。表1左側5個參數在設計點計算發動機性能時是已知的，而在非設計點時變成了未知參數，在相應位置上，5個截面面積在設計點中可以計算出，而在非設計點中則會變成已知參數。

表1 混合排氣渦輪風扇發動機主要特征參數

表1右列中的參數值在設計點處是未知的，但可以通過計算得出，并同時作為已知參數輸入到非設計點的計算中，而此時左列中的參數又變成未知，但可以通過右列的值計算得出，這樣在設計點和非設計點的計算中所有未知值均能得出。

6 計算結果和分析

在傳統航空發動機熱力學循環基礎上，以雙軸混合排氣渦扇發動機為研究對象，采用TIB方法，先進行了發動機設計點性能計算，而后計算了發動機在給定狀態下的高度特性、速度特性和節流特性，并與常規渦扇發動機熱力性能進行了比較分析，得出TIB新型技術在提高發動機性能方面具有優勢。

6.1 發動機設計點性能

當進行發動機設計時，首先應結合實際的總體性能方案需要確定其類型，并進行發動機設計點熱力循環參數的優化計算，從而給出發動機熱力循環參數的最優方案。

在深入調研帶有TIB渦扇發動機總體性能方案的基礎上，分析了在飛行高度H=18 km、飛行馬赫數Ma=2.0的狀態下，涵道比BPR=1的常規渦扇發動機與TIB渦扇發動機設計點性能隨風扇壓比的變化關系，如圖3所示。

同時，依據飛行經濟性原則，從上圖中最小耗油率角度出發，可以得出發動機的最優設計風扇壓比（見表2），并給出了在最優設計風扇壓比下，渦扇發動機與TIB渦扇發動機設計點性能參數，分析比較后，可以清晰的得出帶有TIB的渦扇發動機在設計點性能方面有明顯優勢。

6.2 高度特性

表2 發動機設計點性能參數分析比較

由于采用TIB使得低壓渦輪進口的燃氣溫度提高，提高了低壓渦輪輸出功，從而使得發動機的單位推力明顯增大；而2次燃燒需要提供額外的燃油，也使得耗油率有所增加。然而，從圖中曲線可以明顯看出，單位推力提升的幅度明顯高于耗油率的提升幅度。

6.3 速度特性

速度特性曲線圖同高度特性曲線圖一樣，顯示出帶有TIB渦扇發動機與常規渦扇發動機相比，單位推力和耗油率均增大，且單位推力的提升幅度明顯高于耗油率的提升幅度。

6.4 節流特性

在 H=18 km、Ma=2.0的狀態下，渦扇發動機與TIB渦扇發動機的轉速特性比較如圖6所示。隨著在0.9～1.0范圍內發動機轉速提高，2者的單位推力均增大，而耗油率的變化趨勢有所不同：TIB渦扇發動機的耗油率有所增加，而常規渦扇發動機的耗油率先略有減小后保持不變。

同樣，節流特性曲線亦顯示出帶TIB渦扇發動機與常規渦扇發動機相比，在提高發動機性能方面更具有優勢。

7 結論

與常規渦扇發動機的相比，在提高發動機總體性能方面，帶TIB渦扇發動機具有以下優勢。

（1）帶TIB渦扇發動機在設計點的總體性能有顯著提高。低壓渦輪進口溫度的提高，使得渦輪落壓比減小，發動機推力和單位推力大幅增大，耗油率減小。

（2）帶TIB渦扇發動機的新型熱力循環，使發動機的高度特性、速度特性和轉速特性均有較好地改善，為今后發動機設計奠定了良好基礎。

[1]Ryder R C,Brankovic A,et al.CFD definition study ofinter-stage burners in turbine engine transition duct[R].ASME 2003-GT-38440,2003.

[2]Chiu Ya tien.A performance study of a super-cruise engine with isothermal combustion inside the turbine[M].Virginia polytechnic institute＆amp;state university,2004.

[3]Zelina J,Hankcock R D,etal.Ultra-compact combustors for advanced gas turbine engines [R]. ASME 2004-GT-53155,2004.

[4]McBride B J,Gordon S,et al.Coefficients for Calculating Thermo dynamic and Transport Properties of Individual Species [R].NASA-TM-4513,1993.

[5]沈維道，蔣智敏，等.工程熱力學[M].北京:高等教育出版社,2001.

[6]王云.航空發動機原理[M].北京:北京航空航天大學出版社,2009.