2種渦輪燃燒形式的渦扇發動機性能研究

徐興亞，唐 豪，鄭海飛，唐文彬

（南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016）

2種渦輪燃燒形式的渦扇發動機性能研究

徐興亞，唐 豪，鄭海飛，唐文彬

（南京航空航天大學能源與動力學院，南京210016）

為了研究不同渦輪燃燒形式對大涵道比渦扇發動機的性能影響，在傳統發動機數學模型的基礎上，分別加入各型渦輪燃燒結構的熱力學計算模型，分析比較了在不同工作過程參數下，4種帶渦輪燃燒結構發動機與傳統發動機的性能（單位推力和單位燃油消耗率）隨風扇增壓比、高壓壓氣機增壓比、高壓渦輪進口總溫和涵道比的變化關系。結果表明：渦輪級間燃燒室（ITB）與渦輪葉間燃燒室(TIB)各有特點，但都能夠明顯提高傳統分別排氣渦扇發動機的性能，其中高壓渦輪葉間燃燒室（H TIB）效果尤為突出。

渦輪葉間燃燒室；渦輪級間燃燒室；性能參數；熱力循環；數學模型

0 引言

高推質比、高效率、低油耗、低排放和寬廣穩定工作范圍的發動機熱力循環模式是長期以來的研究焦點[1]。近年來,一些新型熱力循環被深入研究。1987年，Rmaohalli[2]提出了渦輪內燃燒的概念，主要是用渦輪內恒溫燃燒取代主燃燒室；1997年，Sirignano、Delplanque和Liu在保留主燃燒室的基礎上提出了渦輪內等溫燃燒概念，并闡述了其物理原理[3-5]；2003年，K.H.Liew提出渦輪級間燃燒的概念，即在高、低壓渦輪過渡段之間實現組織燃燒[6]。以上都是利用渦輪前的高溫燃氣，在渦輪葉間或渦輪級間進行噴油燃燒，這在理論上可以提高熱力循環性能。相對于加力燃燒室來說，渦輪燃燒室能夠在少量增加耗油率的前提下，使單位推力大幅增大。對于不適合使用加力燃燒室的分別排氣渦扇發動機來說，該技術特別值得關注。

本文研究比較了渦輪級間燃燒室（Inter-Turbine Burner，ITB） 發動機、渦輪葉間燃燒室（Turbine Inter-Blade Burner,TIB）發動機與傳統發動機在不同過程參數下所體現出的性能；并比較了TIB下3種不同熱力循環的區別。

1 不同渦輪燃燒技術的熱力循環

目前，渦輪內燃燒有多種技術方案，但本文僅比較2種在燃燒機理上具有代表性的渦輪燃燒形式：（1）渦輪級間燃燒室（ITB），是在高、低壓渦輪級間過渡段的流動通道內建立1個微小型的等壓燃燒室。在結構上是1個獨立的燃燒室，其熱力學原理與傳統發動機主燃燒室大致相同。（2）渦輪葉間燃燒室（TIB），即在渦輪葉片間安裝噴嘴，在其通道內進行燃燒，其原理是燃氣在吸收燃料所釋放的能量的同時對渦輪作功。這部分燃料的能量所轉化的機械功主要是驅動壓氣機所需要的。那么主流燃氣在經過渦輪后，基本上沒有功量（熱量）的損失（理想狀態下），渦輪前后總溫相等或者渦輪后總溫略微下降，這樣在渦輪內就實現了等溫或者近似等溫燃燒[7]。

這2項技術已經成為極具挑戰性的航空動力熱力循環研究領域的熱點課題。但國內外各類文獻中均為研究1種渦輪燃燒形式對發動機性能的影響，缺乏對不同渦輪燃燒技術的區別比較，特別是缺少在分別排氣渦扇發動機上的研究報道。

分別排氣渦扇發動機結構如圖1所示。圖中Q代表傳統渦扇發動機在主燃燒室（BASE）內的燃燒，Q1a與Q1b分別代表高、低壓TIB燃燒，Q2代表了高、低壓ITB燃燒。

圖1 大涵道比渦扇發動機結構

ITB燃燒有2種熱力循環模式[8]：（1）如圖2（a）所示的3-4-4b-5b-1過程，其特點是高壓渦輪前燃氣溫度T3與低壓渦輪前燃氣溫度T4b相等，能夠提供更大推力；（2）3'-4'-4b-5b-1過程，其特點是降低主燃燒室的出口溫度至T3'，從而有效減少NOX的排放。目前國內對ITB已經展開研究[9-10]。為了更好體現ITB性能，本文計算采用推力較大的模式。

TIB燃燒有3種熱力循環模式：（1）如圖2（b）中黃線所示的低壓渦輪葉間燃燒（LTIB）；（2）如圖2（b）中綠線所示的高壓渦輪葉間燃燒（HTIB）；（3）如圖2 （b）中綠線和紅線所示的高低壓渦輪葉間共同燃燒（H<IB）。由于目前國內對渦輪葉間等溫燃燒研究較少，本文同時分析比較TIB的3種模式。

僅從圖2中的溫熵圖可見，不論哪種渦輪燃燒形式比傳統的布雷頓循環（1-2-3-4-5-1）都明顯地增大了循環熱量，有效提高了輸出功，且H<IB要明顯優于HTIB、LTIB和ITB，但后3種結構的熱力性能優劣猶未可知；同時，從熱力學循環性能分析的角度看，僅說明了理論可行性，而最需要關注的是，當各類新型熱力學循環應用于發動機后能否真正提升其性能，還需要進一步使用數值計算來驗證比較。

圖2 2種渦輪燃燒形式的熱力循環

2 熱力性能數學模型

對于分別排氣渦扇發動機來說，衡量其性能是否優良的主要性能參數是單位推力FS和單位燃油消耗率sfc。假設內外涵尾噴管完全膨脹，同時忽略燃氣流量與入口空氣流量的差別，那么分別排氣渦扇發動機的單位推力為[11]

式中：C0、C9f、C9分別為發動機入口、外涵道出口、內涵道出口的流速；Wa、W9f、W9分別為發動機入口、外涵道出口、內涵道出口的流量。

根據能量平衡原理及燃燒室數值模型，可建立同時適合4種燃燒室的能量關系式

式中：W1、T1、fa1分別為燃燒室入口燃氣流量、溫度、油氣比；T2、fa2為燃燒室出口燃氣溫度、油氣比；Wf為燃燒室的燃油流量；H(T，fa)為焓函數，函數變量為氣體溫度與油氣比；ηt為燃燒室的燃燒效率；Hu為燃油低熱值；LTIB為渦輪軸輸出功 （對于主燃燒室和ITB其值為0）。

通過式（2）可求出各燃燒室的燃油流量Wf，從而得到單位燃油消耗率

本文以美國GE公司的TF34系列渦扇發動機為研究對象，在傳統分別排氣渦扇發動機的基礎上，采用部件法[12]，加入渦輪燃燒模塊，建立氣動熱力計算模型，利用C++面向對象技術編寫出1套針對帶渦輪燃燒技術的分別排氣渦扇發動機的總體性能計算程序。

3 計算結果與分析

設計發動機時，由于風扇增壓比πF、高壓壓氣機增壓比πCH、高壓渦輪進口總溫Tt4和涵道比B對FS和sfc有著極大影響，如何選取最合理的過程參數作為設計點尤為重要。通過氣動熱力計算，分析了ITB、TIB與傳統發動機在設計點下性能參數隨過程參數的變化情況。

3.1 風扇壓比的選取

發動機性能（FS和sfc）隨風扇壓比變化關系如圖3所示。 圖中，Ma=0.6、H=7 kM、B=6.2、πCH=14、Tt4=1500 K。

圖3 發動機性能隨風扇壓比變化關系

從圖3中可見，與傳統發動機相同，ITB與TIB發動機也有對應最大推力的最佳增壓比πF,opt和最小油耗的最經濟增壓比πF,ec，但傳統發動機的低壓渦輪輸出給風扇的功的能力不足，而ITB與TIB有著更為寬廣的風扇增壓比可變范圍。與熱力循環分析結果一致，在各種循環過程中，H<IB輸出功最大，表現在圖3（a）上就是H<IB單位推力最大。

HTIB發動機的性能參數在圖3中顯得尤為突出，在其最經濟壓比下的耗油率與傳統發動機的幾乎相同，但推力增大的幅度要大得多，這是由于在高壓壓氣機增壓比不變的情況下，高壓渦輪不需對風扇壓比增大而輸出額外的功，那么維持高壓渦輪內等溫燃燒的油量相對較少的同時，在低壓渦輪入口就能得到高溫氣體，從而推力就大。對于ITB與LTIB來說，二者性能相似，ITB略高于LTIB，這是由于在高壓渦輪出口后，ITB的低溫燃氣有1個定壓燃燒溫升的過程，而LTIB等溫燃燒僅維持低溫不變。

3.2 壓氣機壓比的選取

發動機性能（FS和sfc）隨壓氣機壓比變化關系如圖4所示。圖中，Ma=0.6、H=7 kM、B=6.2、πF=1.8、Tt4=1500 K。

圖4 發動機性能隨壓氣機壓比變化關系

與圖3不同，圖4中的曲線較平緩，這是由于對于大涵道比分別排氣渦扇發動機來說，內涵道空氣流量較少，僅提供較少部分推力，推力主要由外涵道提供。雖然壓氣機壓比的增大無法對大涵道比渦扇發動機性能產生較大影響,但ITB與TIB的總體趨勢依舊明顯優于傳統發動機。在4種渦輪燃燒結構中，ITB在較小的壓比下就可達到最經濟壓比，這就無法做到以進一步增加壓氣機壓力來同時減少油耗增大推力；與ITB相反，LTIB過早的達到最大推力的最佳增壓比，隨著壓比增大，sfc的變化就越平緩,且較大的壓比帶來的是壓氣機和渦輪級數的增加，從而增加發動機質量，因此壓氣機壓比應適當選取。同理適用于HTIB與H<IB。值得一提的是HTIB的性能略有降低，這是由于在HTIB內，既要噴油以維持高壓渦輪內的等溫，還要因高壓渦輪對壓氣機壓力提高所需要的輸出功額外噴油，而在高壓下提高燃氣壓力，比低壓下所需的功要多，因此其油耗快速增加。

3.3 渦輪前溫度的選取

由于渦輪燃燒技術的特殊性，必須同時考慮高、低壓渦輪進口溫度Tt4和Tt5的選取。其中H<IB與ITB需要設定Tt5，而前者為等溫燃燒過程，后者為恢復到主燃燒室出口溫度的溫升過程，因此2種情況均設定Tt5=Tt4。

發動機性能（FS和sfc）隨高壓渦輪前溫度變化關系如圖5所示。圖中，Ma=0.6、H=7 kM、B=6.2、πF=1. 8、πCH=14。

圖5 發動機性能隨高壓渦輪前溫度變化關系

從圖5中可見，與傳統發動機相同，ITB與TIB發動機的FS隨著Tt4的升高單調增大，耗油率sfc存在最經濟渦輪前溫度。由于H<IB與HTIB最經濟溫度相對較低，無法顯示在計算溫度取值范圍內，但剛好體現了H<IB與HTIB的優勢，即由于采用高壓渦輪內等溫燃燒技術，在較低溫度下就能產生較大推力，這是LTIB與ITB所不具備的。

此外，傳統發動機在Tt4＞1400 K時才產生推力，這是由于在很低的Tt4下，只有很小的加熱量，僅夠克服氣流流動過程損失而不能產生推力，但是ITB 與TIB在1300 K就能提供推力，而且盡管傳統發動機的Tt4達到1600 K，其產生的單位推力也依然小于1400 K下ITB與TIB的。渦輪燃燒技術帶來的較低渦輪前溫度不僅能夠降低NOX的排放，對渦輪的熱防護也十分有利[13]。

3.4 涵道比的選取

發動機性能（FS和sfc）隨涵道比變化關系如圖6所示。圖中，Ma=0.6、H=7 kM、πF=1.8、πCH=14、Tt4=1500 K。

圖6 發動機性能隨涵道比變化關系

圖6（a）中各類發動機的單位推力曲線基本平行，這是由于涵道比的改變并不影響熱力循環過程而只是改變了流量的分配。對于傳統分別排氣渦扇發動機而言，內、外涵出口速度相等時能量分配為最佳，因此在風扇壓比一定的情況下，會有1個最經濟涵道比。帶渦輪燃燒技術發動機由于增加了燃燒過程，內涵出口速度較大，因此最經濟涵道比要大于傳統發動機的。

圖6（b）中LTIB曲線相對平緩，這是由于其低壓渦輪內等溫燃燒，內涵氣流出口速度較小，已經較接近外涵出口，耗油率降低速度放緩。

3.5 發動機設計點性能比較

由以上分析可知，發動機內增加渦輪燃燒結構必然帶來單位推力的大幅增大，但對發動機的耗油率的影響有待進一步研究，將推力增大與耗油率提高結合比較研究才能夠更全面作性能評估。設定飛行狀態為：Ma=0.6、H=7 kM，B=6.2，Tt4=1500 K，以總壓比為單一變量，分別選擇各結構的最經濟風扇壓比和最適合壓氣機壓比，比較ITB、TIB與傳統發動機的設計點性能。

從表1中可見，ITB、LTIB與H<IB的單位推力與耗油率比傳統發動機的都有所增加，但單位推力增大的幅度要遠高于油耗率提高的幅度。其中ITB 與LTIB性能提升幅度較小，H<IB單位推力最大但耗油率也最高。性能最突出的是HTIB發動機，在單位推力大幅增大情況下耗油率沒有提高反而略有降低，體現了高壓渦輪內等溫循環概念的優越性。

4 結論

通過對4種應用渦輪燃燒技術的發動機與傳統發動機在不同設計參數下的單位推力和單位燃油消耗率的對比發現，渦輪燃燒技術具有以下特點。

（1）依據熱力循環原理以及性能計算分析，采用渦輪燃燒技術的TIB與ITB是可行的，在單位燃燒消耗率僅少量提高的同時大幅增大單位推力，明顯提高了傳統分別排氣渦扇發動機的性能。

（2）ITB與TIB相比，同為增加低壓渦輪作功的ITB與LTIB性能相似，但都不如利用高溫燃氣在高壓渦輪內等溫燃燒的HTIB，而高、低壓渦輪內共同等溫燃燒的H<IB燃燒室單位推力最大、油耗也最高。

（3）渦輪燃燒技術帶來了更寬廣的設計點參數，壓比與涵道比大幅增大；同時在較低的渦輪前溫度下也能提供較大推力，為下一代航空發動機設計奠定了良好的基礎。

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Performance Study of Turbofan Engine with Two Forms of Combustion in Turbine

XU Xing-ya,TANG Hao,ZHENG Hai-fei，TANG Wen-bin
（College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China）

In order to study the influence of different technical schemes of combustion in turbine on a high bypass ratio turbofan engine,by adding each thermodynamic model of combustion in turbine to the mathematical model of traditional engine.The relations between engines with combustion in turbine and traditional engine in different parameters(ondesign)were calculated and compared as fan pressure boost ratio,high pressure compressor pressure boost ratio,high pressure turbine inlet total temperature and bypass ratio.The results show that:Inter-Turbine Burner(ITB)and Turbine Inter-Blade Burner(TIB)have different features.Both of them can significantly improve the performance of traditional separate-flow turbofan engine,and the effect of High pressure Turbine Inter-Vane Burner(HTIB)is particularly prominent.

combustion in ITB turbine;TIB;performance parameter;thermodynamic cycle;mathematical model

徐興亞（1990），男，在讀碩士研究生，研究方向為航空宇航推進理論與工程。

國家自然科學基金（51076064）資助

2013-03-12