噴管喉道面積變化對大涵道比分排渦扇發動機性能的影響

唐宇峰，沈錫鋼，李泳凡，李瑞軍

（中航工業沈陽發動機設計研究所，沈陽 110015）

1 引言

現役大涵道比分排渦扇發動機的噴管面積基本不可調，但在試車前可以通過更換不同面積的噴管，以尋求最佳的噴管面積而使發動機性能最優。因此，在試驗前，需研究不同的內、外噴管喉道面積對發動機性能的影響，確定最優的內、外涵噴管喉道面積。航空發動機推力、耗油率、渦輪進口溫度、喘振裕度等參數的變化趨勢通常相互矛盾，造成發動機性能往往達不到預先設計要求。通過調節內、外涵噴管喉道面積可以得到這些相互制約參數的最佳值，從而達到優化發動機性能的目的。

本文計算和分析了大涵道比分排渦扇發動機內、外涵噴管喉道面積變化對發動機性能的影響。

2 噴管喉道面積變化對發動機性能影響計算分析

在較高轉速范圍工作時，航空發動機高、低壓渦輪導向器進口處于臨界狀態，計算中忽略效率變化對發動機性能的影響。由于大涵道比渦扇發動機在慢車以上狀態（不包括慢車）一般都采用n1R(低壓換算轉速)作為調節參數的控制規律，因此下面只計算分析在n1保持不變情況下發動機噴管面積變化對發動機性能的影響。

2.1 內涵噴管喉道面積變化的影響

內涵噴管喉道面積對轉差的影響如圖1所示。地面狀態選取n1R＝94%、92%、91%、90%、89%；高空狀態則選取n1R＝96%、97%、98%、99%、100%；等值線為低壓轉子相對換算轉速，內涵噴管喉道面積增大，低壓轉子轉速不變，高壓轉子轉速減慢。在地面狀態下，內涵噴管喉道面積增大5%，發動機高壓轉子換算轉速減慢約0.75%；在高空狀態下，內涵噴管喉道面積增大5%，發動機高壓轉子換算轉速減慢約2%。

發動機內涵噴管喉道面積增加，轉差減小。這是因為內涵噴管面積增大，導致喉道截面壓力降低，低壓渦輪膨脹比增大，因此低壓渦輪功增大，低壓轉子轉速有加快的趨勢；又因為高壓渦輪進出口界面臨界[1]，所以干擾不會傳到45截面處，高壓渦輪膨脹比不變，為了保持n1R不變則需要減少供油量，因此n2R減慢，轉差減小。

內涵噴管喉道面積對外涵工作點的影響如圖2所示。地面狀態選取n1R＝94%、92%、91%、90%、89%；空中狀態則選取n1R＝96%、97%、98%、99%、100%；發動機低壓轉子轉速保持不變，隨內涵噴管喉道面積增加，風扇外涵工作線基本不變，進口流量基本不變。

因為n1R保持不變，外涵流量保持不變，與外涵流量相比，內涵流量變化非常小，所以內涵噴管喉道面積變化，但進口流量基本不變。

對低壓壓氣機工作點影響如圖3所示。從圖中可見，在地面狀態和高空狀態下，內涵噴管喉道面積變化對低壓壓氣機影響較大，內涵噴管喉道面積增大，低壓轉子共同工作線上移，發動機低壓壓氣機裕度減小。

在地面和高空狀態下，隨著A8的增大，高壓壓氣機工作點沿共同工作線下移，如圖4所示。無論在地面還是高空狀態下，A8增大，n1R保持不變，則T4降低，如圖5所示。在地面狀態下，A8增大5%，當n1R＝94%時，T4降低0.89%～0.90%；當n1R＝89%時，T4降低0.74%～0.80%；在高空狀態下，A8增大5%，n1R保持不變，當n1R＝100%時，T4降低2.3%～2.7%；當n1R＝96%時，T4降低1.78%～2.30%。

由于發動機高壓渦輪進、出口臨界，高壓渦輪膨脹比不變，因此需減少燃燒室供油，高壓轉子轉速降低，高壓轉子沿共同工作線下移，對高壓壓氣機裕度基本沒有影響；增大內涵噴管喉道面積，低壓渦輪膨脹比增大，為了保證功率平衡，需降低低壓渦輪進口總溫，因為燃燒室出口溫度與高壓渦輪的功成正比，渦輪功與其對應轉子轉速的3次方成正比[2]，而渦輪功與燃燒室出口溫度成正比，所以在高狀態下，T4降低的幅度要比在低狀態下的大。

內涵噴管喉道面積對推力與耗油率的影響如圖6所示。從圖中可見，在地面狀態下，A8增大5%，n1R保持不變（n1R＝94%），發動機推力約減小0.9%，耗油率約降低1%。在高空狀態下，內涵噴管喉道面積增大5%，n1R保持不變（n1R＝100%），發動機推力約減小3.3%，耗油率約降低1.5%。

放大內涵噴管喉道面積，低壓轉子轉速保持不變，發動機進口總流量基本不變，高壓轉子轉速減慢，壓比減小，高壓轉子工作點下移，燃燒室出口溫度下降，因此推力和耗油率均減小。

2.2 外涵噴管喉道面積變化的影響

發動機外涵噴口面積增大，轉差減小，反之增大。外涵噴管喉道面積對轉差的影響如圖7所示。從圖中可見，在地面狀態下，A18增大3%，n1R保持不變，n2R變化量Δn2R＝－0.5%～－0.8%；在高空狀態下，A18增大3%，n1R保持不變，Δn2R＝－2%～－4%。

隨著外涵噴口面積的增加，風扇所消耗的功將減小，低壓渦輪功不變，發動機剩余功率增大，低壓轉子轉速有上升的趨勢。若低壓轉子轉速n1R保持不變，則必須減少燃燒室供油量，高壓轉子轉速減慢，轉差減小。

外涵噴管喉道面積對外涵工作點的影響如圖8所示。從圖中可見，無論在地面還是高空狀態下，A18增大，風扇外涵共同工作線均右移，即遠離喘振邊界。外涵噴管喉道面積對低壓壓氣機工作點的影響如圖9所示。從圖中可見，A18增大，在地面和高空狀態下，低壓壓氣機共同工作線均左移，即靠近喘振邊界。

增大外涵噴管喉道面積，風扇外涵壓比減小，流量增大，外涵流通能力變強，風扇外涵共同工作線右移，遠離喘振邊界，裕度增大，但n1R保持不變，增大A18，由于轉差減小，發動機核心機流通能力下降，堵塞增壓級，工作線靠近喘振邊界，裕度減小。

外涵噴管喉道面積對高壓壓氣機工作點的影響如圖10所示。從圖中可見，外涵噴管喉道面積調節對高壓轉子共同工作線沒有影響。A18增大，高壓壓氣機工作點沿共同工作線下移。外涵噴管喉道面積對燃燒室出口溫度T4的影響如圖11所示。從圖中可見，無論在地面還是高空狀態下，A18增大，n1R保持不變，T4減小。在地面狀態下，A18增大3%，在n1R＝94%時，T4降低0.9%～1.1%；在n1R＝89%時，T4降低0.4%～0.6%。

風扇壓比減小使風扇所需要的功減小，剩余功增大，因此低壓轉子轉速有上升的趨勢，為了保持低壓轉子轉速不變，需要降低油量，降低燃燒室出口溫度。所以在高狀態下T4降低的幅度要比在低狀態下的大。

發動機推力的變化直接影響飛機的基本性能[3]，因此研究噴管面積的變化對推力的影響很有必要。外涵噴管喉道面積對推力和耗油率的影響如圖12所示。從圖中可見，在地面狀態（n1R＝94%）下，A18從0.90增大到0.95時，推力出現最大值，增大1.72%，耗油率降低2.78%；當A18增大到0.975后，推力開始減小。耗油率在A18增大到1.4時出現拐點，逐漸增加；在高空狀態（n1R＝100%）下，A18從0.86增大到0.90時，推力出現最大值，增大1.57%，耗油率降低0.83%。當A18增大到0.92后，推力減小，耗油率在A18增大到1.04的時候出現拐點，逐漸升高。

從以上分析可知，分別存在對應最佳的推力和最低耗油率的外涵噴管喉道面積。原因是外涵噴管喉道面積增大，發動機進口空氣流量增大，外涵排氣速度減慢。在一定范圍內，空氣流量增大的影響大于發動機氣流速度減慢的影響，因此發動機推力增大，耗油率降低，對發動機性能有一定改善。但當調整面積過大后，氣流速度減慢的影響超過空氣流量增大帶來的增益，推力減小。外涵噴管面積放大，高壓壓氣機壓比減小得慢，而低壓壓氣機壓比增大得快，所以總壓比增大，耗油率降低，在總壓比等于最佳增壓比時，耗油率最低，此時噴管面積繼續增大則耗油率升高。

3 結論

（1）大涵道比分排渦扇發動機內、外涵噴管喉道面積調整可明顯改變發動機性能，所以在臺架試驗中，可通過改變發動機內、外涵噴管喉道面積來調整發動機狀態。

（2）A8增大，n1R保持不變，低壓壓氣機工作線左移，即喘振裕度減小，而對風扇外涵工作線基本無影響。同時，高壓壓氣機工作點沿共同工作線下移，高、低壓渦輪進口溫度降低，有利于延長高溫部件壽命。

（3）A8增大，發動機耗油率降低，同時推力也有所減小。

（4）A18增大，n1R保持不變，風扇外涵工作線右移，即風扇外涵喘振裕度增大。同時低壓壓氣機工作線左移，喘振裕度減小。而高壓壓氣機工作點沿共同工作線下移，對喘振裕度基本沒有影響。高、低壓渦輪進口溫度降低，有利于延長高溫部件壽命。

（5）對風扇外涵噴管來說，分別存在對應最低耗油率和最佳推力的外涵噴管喉道面積，而對應最佳推力的面積遠小于對應最低耗油率的面積。

[1]廉筱純,吳虎.航空發動機原理[M].西安：西北工業大學出版社，2005:183-240.

[2]Jack D M,William H H, David T P.Aircraft Engine Design [M].American Institute ofAeronautics and Astronautics Inc,2002.

[3]趙肅,李建榕.航空發動機推力的變化對飛機基本性能影響的敏感性分析[J].航空發動機,2010,36（2）:26-33.