超高壓比民用發動機部件技術水平初步研究

呂 雅，唐海龍，陳 敏

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

超高壓比民用發動機部件技術水平初步研究

呂 雅，唐海龍，陳 敏

（北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191）

提高總增壓比是下一代民用發動機的重要發展趨勢之一，有必要對于這一特征的渦扇發動機進行循環參數的研究。利用已有基于G asturb平臺開發的0維變比熱部件級性能計算模型，在發動機安裝尺寸給定的前提下，總增壓比由40提高至60，分析比較不同構型的直驅風扇方案與齒輪傳動方案對部件效率，冷卻水平對循環參數優選過程的影響。結果表明：為實現更低耗油率，采用更高設計循環增壓比，需要部件效率平均提高1%，冷卻水平提高20%，此時性能均優于現有的大涵道比渦扇發動機G TF-11。因此，若技術水平未能達到預期目標，則需匹配合適的增壓比才能達到更低的耗油率。

民用發動機；總增壓比；循環參數；部件效率；冷卻水平

0 引言

目前民用渦扇發動機的發展趨勢為“3高”，即高涵道比、高總壓比、高渦輪前溫度。涵道比影響飛機安裝性能并受尺寸的限制，在美國UEET計劃中，常規的涵道比極限為12～13，發展空間不大[1-2]。渦輪前溫度的提高受到材料強度、冷卻水平、測量精度和排放要求等限制。另外，考慮到節流比以及性能退化等影響，渦輪前溫度應留有一定裕度。當前，LeapX發動機總壓比為43，涵道比為11，渦輪前溫度接近2000 K。考慮到材料水平及冷卻技術的發展趨勢，渦輪前溫度的提高已經趨于平緩[3-5]。而在當前水平的渦輪前溫度和部件效率的條件下，總增壓比仍低于最經濟增壓比[6-8]，還有進一步提升的潛力。總增壓比的提高可通過提高高、低壓壓氣機壓比實現。對于常規先進渦扇發動機，由于低壓轉子轉速較低，提高低壓壓氣機壓比受限，因此可采用提高高壓壓氣機壓比的方式(ATF方案)；而對于采用齒輪傳動風扇技術的發動機，由于低壓轉子轉速較高，因此可采用提高低壓壓氣機壓比的方式（GTF方案）。

世界各大航空發動機制造商為提高自身競爭力，推出更高總壓比的民用航空發動機產品。GE公司的GE9X發動機采用11級高壓壓氣機，高壓壓比達到27，總增壓比達到60，耗油率預計比任何1個寬體客機至少降低5%[9]。PW公司的PW1000G發動機，通過采用齒輪傳動的結構形式使低壓壓氣機轉速提高從而增加增壓級的級間增壓比，使得總增壓比達到40以上，耗油率降低12%，壓氣機的級數減少，質量和維修成本降低[10-13]。

針對超高壓比民用發動機，國內外已公開的文獻中并未量化分析風扇壓比與涵道比的選擇原則、部件技術水平對總增壓比與耗油率相互關系的影響、不同構型發動機參數選擇的差異。本文針對這一背景對進行超高壓比民用渦扇發動機部件技術水平進行了初步研究。

1 超高壓比民用發動機計算模型

以航空發動機共同工作原理為基礎，結合各部件敏感性分析。同時利用優選方法進行循環參數的優選，從而量化分析部件技術水平對循環參數優選結果的影響。

所采用的超高壓比民用大涵道比發動機性能計算模型為基于Gasturb平臺開發的0維變比熱部件級模型，如圖1所示。

建模流程如圖2所示。首先設定各部件設計循環參數與進口參數，進行設計點計算，若性能參數滿足要求，將輸出結果導出；若不滿足要求，則重新修改參數設定，直至性能參數滿足要求。

2 研究方法

2.1 部件性能水平選取

以GE和PW公司的發展成果分別作為背景，研究2種途徑實現高總增壓比時，為追求更低耗油率，分析部件技術水平對循環參數優選結果的影響。

對風扇壓比、引氣量、高壓壓氣機壓比、低壓壓比、涵道比、部件效率、渦輪前溫度進行參數影響分析。其中風扇壓比以及對應的涵道比影響內外涵的能量分配，即直接影響推力和耗油率；引氣量的大小受到渦輪材料及結構強度的影響；高、低壓壓氣機壓比決定發動機內涵的作功能力與流通能力；部件效率關系到發動機的總效率；渦輪前溫度是衡量發動機性能的重要技術指標，同時渦輪前溫度也受到冷卻技術、材料水平的限制。所以，在不同冷卻技術與部件效率水平下，對以上設計參數進行優選分析，以耗油率最低為原則，滿足推力需求和發動機構型的約束條件，進而分析實現高總增壓比對部件技術水平的需求。文獻[5，14]分析了當前的部件技術水平，其中引氣量為17.5%～25%[15]，考慮到未來技術水平可能提高的程度，各循環參數按照不同的水平給出，見表 1～4。

由于GTF發動機采用高速增壓壓氣機和高速低壓渦輪，低壓渦輪流道截面半徑減小。為保證高、低壓渦輪流道匹配，高壓渦輪流道截面半徑減小，轉速提高，高壓渦輪載荷不能過高，GTF發動機高壓壓氣機壓比應低于ATF發動機的。發動機主要循環參數見表1。

表1 發動機主要循環參數

發動機部件效率設計參數見表2，GTF方案低壓壓比與高壓壓比設定見表3。

GTF高壓壓氣機壓比當前為15～16，考慮將來技術進步，也對高壓壓氣機壓比為18的情況進行對比分析。基本參數見表4。

表2 發動機部件效率設計參數

表3 GTF方案低壓壓比與高壓壓比設定

表4 基本參數

2.2 優選

由于目前缺少對超高壓比民用大涵道比發動機風扇壓比和涵道比優選原則的分析，且風扇壓比、涵道比對于推力、耗油率以及功率分配均有直接影響，所以首先進行風扇壓比與對應最佳涵道比的優選。

由于民用發動機追求低耗油率與合適的推力，所以在優選過程中以巡航設計點耗油率最低為優選目標。當風扇進口實際流量為372.1 kg/s時，對應的總推力為42.79 kN[5]，所以推力取值不小于該值。同時，為滿足能量分配達到最佳，內、外涵道排氣速度之比按式（1）選取

式中：VB、V1B分別為內、外涵道排氣速度；ELSM為低壓軸機械效率；ELPT為低壓渦輪效率；ELPC為低壓壓氣機效率。

保證發動機進口總空氣流量不變，即在相同的安裝尺寸前提下，優選最佳涵道比及風扇壓比的過程如下：

（1）通過推力隨涵道比變化關系圖得到推力滿足要求時涵道比的范圍。

（2）通過耗油率隨涵道比變化關系圖得到上述涵道比范圍內耗油率可達到最小時的風扇壓比。

（3）通過內、外涵排氣速度比隨涵道比的變化關系圖，取上述風扇壓比對應的近似最佳涵道比。

（4）將上述3步所選參數帶入gasturb，圍繞近似最佳涵道比，在一定的區間內調整，得到最佳涵道比。

3 計算結果

3.1 部件性能水平對循環參數的影響分析

3.1.1 ATF方案參數影響分析

保持總的空氣流量不變，即相同的安裝尺寸和設計參數。對不同高壓壓比的ATF方案比較，隨高壓壓比的增大，高壓轉子所需壓縮功增加，高壓渦輪膨脹比增大，低壓渦輪進口總溫總壓減小，低壓渦輪出口總溫總壓減小，內涵排氣速度減小。令最佳涵道比減小，使得內涵參與作功氣體增多，內、外涵排氣速度比滿足約束條件。最佳涵道比減小，內、外涵排氣速度增大，單位推力增大，進口空氣流量不變，推力增大。

推力與高壓壓氣機壓比變化關系如圖3所示。從圖中可見，由于最佳涵道比不同，隨著引氣量增加，參與作功氣體減少，為滿足內外涵排氣速度比約束，最佳涵道比減小，同理，推力增大。

耗油率與高壓壓氣機壓比變化關系如圖4所示。從圖中可見，考慮到冷卻引氣的影響后，其他設計參數保持不變，隨著引氣量的增加，耗油率增大且耗油率由原本的隨高壓壓氣機壓比增大而減小的趨勢發生改變，有回升趨勢。引氣量增加，最佳涵道比減小，尾噴管排氣速度增大，余氣損失較大，耗油率增大。由于冷卻引氣消耗了壓縮功，且不參與燃燒，同時冷卻渦輪動葉的冷卻氣不參與作功，在渦輪前溫度一定時，高壓壓氣機壓比越高，加熱量越小，損失越大，當其過大時會導致發動機熱效率降低。因此，以耗油率最低為原則進行優選時，冷卻水平影響高壓壓氣機壓比選擇，更低的引氣量對應更高的高壓壓氣機壓比。

低、高壓渦輪膨脹比與高壓壓比變化關系如圖5、6所示。從圖中可見，隨著高壓壓氣機壓比增大，高壓壓氣機消耗壓縮功增加，為滿足高壓轉子功率平衡，高壓渦輪膨脹比逐漸增大，變化范圍為5.11至7.73；由于低壓壓比不變，低壓渦輪膨脹比基本不變。

考慮到冷卻引氣的影響后，其它設計參數保持不變，隨著引氣量的增加，低壓渦輪進口溫度降低，內涵排氣速度減小，為保持內、外涵排氣速度比不變，外涵分配的能量減小，低壓轉子所需壓縮功減小，低壓渦輪膨脹比減小；隨引氣量的增加，參與高壓渦輪作功的氣體減少，為滿足高壓轉子功率平衡，高壓渦輪膨脹比增大。

為確保高、低壓渦輪處于合理高效率的工作狀態，且受到技術水平的制約，渦輪膨脹比應處于合適的取值范圍（圖5、6），膨脹比存在最大值的約束。因此，為滿足膨脹比取值范圍的約束，冷卻引氣影響高壓壓氣機壓比的選擇。

考慮部件效率的影響，保持引氣量為20%不變，隨著部件效率降低、其它設計參數相同時，熱效率降低，可用功率減少，循環功減少，傳遞給外涵能量減少，為滿足內、外涵排氣速度比的約束，最佳涵道比減小，內外涵排氣速度增加，由于總流量不變，總推力增大，余氣損失較大，耗油率增加。隨著各部件效率均減小0.01，耗油率平均增加4.16%，推力平均增大0.54%，推力受到的影響明顯小于耗油率受到的影響。因此，部件效率直接影響最佳涵道比選擇，進而影響推力、耗油率等性能參數。

耗油率與高壓壓比變化關系如圖7所示。從圖中可見，在其他設計參數相同時，隨著部件效率的降低，耗油率由原本的隨高壓壓氣機壓比增大而減小的趨勢發生了改變，變為先減小后增大。其中高壓壓氣機效率的影響較大。在渦輪前溫度一定時，隨著高壓壓氣機壓比增大，加熱量減小，燃油流量減少，循環功減小，單位推力減小，耗油率呈現先減小后增加的趨勢，存在對應于耗油率最低的高壓壓氣機壓比。由于部件效率降低，循環功減小程度變大，使得對應于耗油率最低的高壓壓氣機壓比變小，耗油率呈現先減小后增大的趨勢。

因此，以耗油率最低為原則進行循環參數優選時，部件效率越高可以匹配出更高的高壓壓氣機壓比；不同部件效率對耗油率的影響程度不同，若技術水平不能使部件效率達到預期效果，則盡可能改善對耗油率影響較大的部件效率。

高壓渦輪膨脹比與高壓壓比變化關系如圖8所示。從圖中可見，隨著部件效率降低，以高壓渦輪膨脹比取在合適范圍作為約束條件對應的高壓壓氣機壓比減小，其中高壓壓氣機效率影響較大。所以，以渦輪膨脹比取在合適范圍為約束條件進行循環參數優選時，更高的部件效率對應更高的高壓壓氣機壓比；不同部件效率產生的影響程度不同，若技術水平不能使部件效率達到預期效果，則盡可能改善影響較大的部件效率，以匹配更高的高壓壓氣機壓比。

3.1.2 GTF方案參數影響分析

在保持風扇直徑與總的空氣流量不變時，對于相同設計參數、不同低壓壓比的GTF方案，隨低壓壓比的增大，低壓轉子所需壓縮功增加，低壓渦輪膨脹比增大，低壓渦輪出口總溫總壓減小，內涵排氣速度減小，則選取更小的最佳涵道比，使得內涵參與作功氣體增加，內、外涵排氣速度比滿足約束。隨低壓壓比增大，最佳涵道比減小。

耗油率、推力與低壓壓比變化關系如圖9、10所示。考慮引氣量的影響，引氣量由15%增加至25%，在其他設計參數相同時，參與作功氣體減少，為滿足功率平衡，渦輪膨脹比增大，低壓渦輪出口總溫總壓減小，內涵排氣速度降低，則選取更小的最佳涵道比，使得內涵參與作功氣體增加，內、外涵排氣速度比滿足約束條件。在對應的最佳涵道比下耗油率平均增加3.386%、推力平均增大0.788%，耗油率的變化較為明顯（原因同ATF方案）。因此，依據涵道比優選原則，引氣量直接影響最佳涵道比的取值，進而影響推力、耗油率等性能參數。

在優選過程中，以耗油率最低為原則，分析引氣量對高、低壓壓比的影響。從圖10中可見，當引氣量為15%時，隨著低壓壓比的增大，高壓壓氣機壓比為18對應的耗油率較低且逐漸降低。引氣量增大至20%、低壓壓比小于3.8時，隨著低壓壓比的增大，高壓壓氣機壓比為18對應的耗油率較低且逐漸降低；低壓壓比大于3.8時，隨低壓壓比的增大，高壓壓氣機壓比為15對應的耗油率較低且逐漸降低。引氣量增大至25%、低壓壓比小于3.6時，隨著低壓壓比增大，高壓壓氣機壓比為18對應的耗油率較低且逐漸降低；低壓壓比大于3.6時，隨低壓壓比增加，高壓壓氣機壓比為15對應的耗油率較低且逐漸降低。

高壓壓氣機壓比為18時，隨著引氣量的增加，耗油率由原本隨低壓壓比增大而降低的趨勢發生了改變，變為先減少后增加（原因同ATF方案）。因此，以耗油率最低為原則進行GTF方案循環參數優選時，較高的冷卻技術能夠匹配出較高的總增壓比；若冷卻技術不能達到預期要求，則匹配的總增壓比需適當降低。

高、低壓渦輪膨脹比與低壓壓比變化關系分別如圖11、12所示。為確保高、低壓渦輪處于合理且高效率的工作狀態，渦輪膨脹比應處于合理的取值范圍。在優選過程中，以渦輪膨脹比取值合理為約束，分析引氣量對壓比選擇的影響。隨低壓壓比增大，風扇與增壓級消耗功率增大，高壓壓氣機進口總溫升高，高壓壓氣機消耗功率增大，為滿足功率平衡，高、低壓渦輪膨脹比均逐漸增大。隨著引氣量的增加，參與高壓渦輪作功氣體減少，為滿足功平衡，高壓渦輪膨脹比增大，變化范圍為3.34～6.83。渦輪前溫度不變，隨著引氣量的增加，低壓渦輪進口溫度降低，內涵排氣速度減小，為保持內、外涵排氣速度比不變，外涵分配的能量減小，外涵氣體減少，低壓渦輪膨脹比減小，變化范圍為10.91～7.00。因此，為滿足膨脹比取值范圍的約束，高壓壓氣機壓比、低壓壓比的優選應以冷卻水平為依據。

在其他設計參數相同時，隨著各部件效率均減小1%，最佳涵道比減小：為滿足高、低壓轉子功率平衡，渦輪膨脹比增大，內涵排氣速度減小，令最佳涵道比減小以滿足內、外涵排氣速度比約束。推力增大0.554%，耗油率增加4.196%，推力受到影響明顯小于耗油率受到的影響（原因同ATF方案）。所以，部件效率直接影響最佳涵道比的選取，進而影響推力、耗油率等性能參數。

耗油率、低壓渦輪膨脹比與低壓壓比變化關系分別如圖13、14所示。隨著各部件效率均降低了0.01，耗油率增加，其中對低壓渦輪效率影響較大，對高壓渦輪效率影響較小；滿足膨脹比條件的低壓壓比減小，其中對高壓壓氣機效率影響較大，對低壓部件效率影響較小。所以，以耗油率最低為原則，渦輪膨脹比為約束進行循環參數優選時，更高的部件效率是匹配更高總增壓比的前提；若技術水平未使部件效率達到預期效果，則盡可能改善影響較大的部件效率，以匹配更高高壓比。

3.2 方案優選方法

由于風扇壓比、涵道比對大涵道比民用渦扇發動機的推力、耗油率有直接影響，因此，以ATF方案的引氣量為15%、高壓壓氣機壓比為25、部件效率為最初設定效率、渦輪前溫度為1700 K為例，介紹風扇壓比與最佳涵道比的優選方法：

（1）在不同風扇壓比下的推力隨涵道比變化關系如圖15所示。從圖中可見，推力至少為42.79 kN時涵道比的取值范圍為7～12.2。

（2）在不同風扇壓比下的耗油率隨涵道比的變化關系如圖16所示。從圖中可見，在涵道比≤12.2的范圍內，耗油率可能達到最低的風扇壓比為1.55～1.60。

（3）在不同風扇壓比下的排氣速度比隨涵道比的變化關系如圖17所示。從圖中可見，涵道比在7～12.2的范圍內，風扇壓比為1.55～1.60，排氣速度比近似0.838時對應的最佳涵道比分別為11.689和10.762。得到滿足推力要求、能量分配達到最佳、耗油率最低的風扇壓比與涵道比。

3.3 優選結果

利用上述優選方法進行風扇壓比與最佳涵道比的優選，根據部件效率、引氣量對循環參數的影響分析，以高、低壓渦輪膨脹比取在合理范圍為約束，耗油率最低為目標進行優選分析：

（1）ATF方案比較分析。由計算得到的性能參數比較可知，在其他設計參數相同時，風扇壓比在1.55情況下最經濟，所以優選出的風扇壓比為1.55。

針對當前技術水平及令渦輪處于合理高效的工況，高壓渦輪膨脹比合理取值為5～6，低壓渦輪膨脹比合理取值為7～8。綜合考慮，20%引氣量基本滿足要求，但是20%引氣量對材料要求過高，所以需要與25%引氣量的性能參數進行比較分析。綜合考慮推力、耗油率、高低壓渦輪膨脹比的影響，選擇高壓壓比為25。滿足膨脹比約束且以耗油率最低為原則，渦輪前溫度取為1700 K。隨著部件效率的降低，在最佳涵道比下，耗油率增加的趨勢大于推力增大的趨勢，以耗油率最低為原則，最終優選出原始效率設定。

（2）GTF方案比較分析。由設計點計算結果進行比較可知，在其他設計參數相同時，風扇壓比在1.55情況下最經濟，所以優選出的風扇壓比為1.55。

GTF方案增壓級工作轉速較ATF方案的高，切線速度大，由式2可知低壓壓氣機所需輪緣功增加，由渦輪與壓氣機功率平衡及式（3）[17]可知低壓渦輪膨脹比增大，則低壓渦輪膨脹比限制值增大達到8以上[18]。

由于GTF方案特征為風扇與增壓級之間設有減速齒輪箱，使風扇與增壓級分別處于最佳轉速工作狀態，增壓級與低壓渦輪轉速提高。為避免低壓渦輪葉尖切線速度過大，需減小低壓渦輪流道截面半徑。由于高低壓渦輪流道的匹配，減小過渡段距離，高壓渦輪流道截面半徑也需減小，則產生相同輪緣功時，高壓渦輪轉速提高。為保證高壓渦輪的效率，避免載荷過大，限制高壓渦輪膨脹比小于5。

依據前文引氣量對循環參數優選的影響分析，以耗油率最低，渦輪膨脹比滿足約束為前提。在冷卻水平較高和較低時，其可匹配高壓壓氣機壓比分別為18、15時，優選出的引氣量分別為25%和20%，低壓壓比分別為3.6和3.0。雖然20%方案對應的耗油率較低一些，但由于20%的引氣量對材料要求更高，所以同時對引氣量為25%的方案進行分析比較。

效率降低帶來的推力上的益處，遠沒有耗油率的損失大，所以優選較高效率的設定。

滿足渦輪膨脹比約束且以耗油率最低為原則，渦輪前溫度優選為1750 K。

2種方案的部件效率、循環參數分別見表5～8。

表5 ATF方案部件效率

表6 ATF方案循環參數

表7 GTF方案部件效率

表8 GTF方案循環參數

取ATF與GTF進口換算流量相同，為GTF-11進口換算流量，便于比較2種方案的性能參數，20%、25%引氣量優選方案性能參數比較分別見表9、10。

表9 20%引氣量優選方案性能參數比較

表10 25%引氣量優選方案性能參數比較

將優選參數利用Gasturb進行設計點計算得到的性能參數分別與GTF-11發動機進行比較，耗油率最多降低6.75%，推力最多增大3.93%，性能得到了明顯改善。其中，引氣量為25%降低為20%，冷卻水平提高了20%[13]。部件效率提高0.5%～2%，高壓渦輪效率提高較為顯著[5]。

隨著技術進步，ATF方案高壓壓氣機壓比由22左右提高到25較為合適。

高壓壓氣機壓比為18的GTF方案，推力、膨脹比滿足要求，耗油率為0.512 kg/(daN·h)，相比于高壓壓比15的耗油率0.519 kg/(daN·h)，性能得到改善，所以，隨著技術進步，適當提高GTF方案的高壓壓氣機壓比有利于性能提高。

ATF與GTF2種方案構型不同，提高總增壓比途徑不同，在優選過程中，渦輪膨脹比約束條件不同，技術水平對優選結果影響程度不同，最終，影響性能參數計算結果。其中，GTF方案耗油率改善較明顯，ATF方案推力增大較明顯。

4 結論

（1）比較優選方案，不同構型發動機的渦輪膨脹比約束條件不同，技術水平對循環參數影響程度不同，優選出的設計參數與基準的性能參數有很大區別。其中GTF方案耗油率改善較多，ATF方案推力增大較大。

（2）總增壓比由40增大至60以上，部件效率需相應平均提高1%。所以，部件效率提高是選擇更高的總壓比、降低巡航耗油率的前提。當部件效率無法達到設計值時，合適的總壓比設計才能匹配出相對較低的巡航耗油率；

（3）高、低壓壓氣機壓比、涵道比的選取與冷卻技術有直接關系，隨著總增壓比的提高，引氣量需相應降低20%，以提高發動機性能。所以，只有在冷卻技術水平提高的基礎上才能匹配更高的總增壓比以降低耗油率。當冷卻技術水平無法達到預期目標，匹配合適的總增壓比才能實現更低的耗油率。

[1]陳懋章,劉寶杰.風扇/壓氣機氣動設計技術發展趨勢—用于大型客機的大涵道比渦扇發動機 [J].航空動力學報,2008,23（6）：961-975.CHEN Maozhang,LIU Baojie.Fan/compressor aero design trend and challenge on the development of high by-pass ratio turbofan [J].Journal of Aerospace Power.2008,23（6）：961-975.(in Chinese)

[2]Antoine N E,Kroo I M.Aircraft optimization for minimal environmental impact[J].Journal of Aircraft,2004,41（4）:790-797.

[3]李愛蘭,曾燮榕,曹臘梅,等.航空發動機高溫材料的研究現狀[J].材料導報，2003,17（2）:26-28.LI Ailan,ZENG Xierong,CAO Lamei，et al.Current status of research on high temperature materials for advanced aircraft engines[J].Materials Review,2003,17（2）:26-28.(in Chinese)

[4]王軍,閆久坤.渦扇發動機渦輪前溫度測量與模型辨識 [J].燃氣渦輪試驗與研究,2014,27（3）:49-53.WANG Jun,YAN Jiukun.Measurement and model identification of turbine inlet temperature for a turbofan engine[J].Gas Turbine Experiment and Research,2014,27（3）:49-53.(in Chinese)

[5]Miao Z.Aircraft engine performance and integration in a flying wing aircraft conceptual design[D].Cranfield:Cranfield University,2012.

[6]黃太平.民用航空渦輪發動機現狀與發展趨向 [J].機電技術,2003(S1):38-46.HUANG Taiping.Present status and development trend of civil turbofan[J].Mechanical and Electrical Technology,2003,(S1):38-46.(in Chinese)

[7]廉筱純,吳虎.航空發動機原理 [M].西安：西北工業大學出版社,2005:8-12.LIAN Xiaochun,WU Hu.Working principle of aircraft engines[M].Xi'an:Northwestern Polytechnical University Press,2005:8-12.(in Chinese)

[8]Cumpsty N A.Preparing for the future:reducing gas turbine environmental impact[C]//ASME Turbo Expo 2009:Power for Land,Sea,and Air.American Society of Mechanical Engineers,2009：969-988.

[9]Mongia H C.N+3 and N+4 generation aero propulsion engine combustors （part 6）operating conditions,target goals and lifted jets[C]//49th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference,2013：36-54.

[10]于樹宏,冀鵬,劉巨祥.改變游戲規則的技術創新——普惠Pure-Power(TM)PW1000G型發動機 [J].航空制造技術,2008(13):32-35.YU Shuhong,JI Peng,LIU Juxiang.A game-changer technology innovation:PurePower(TM)PW1000G[J].Aeronautical Manufacturing Technology,2008(13):32-35.(in Chinese)

[11]黃春峰,姚艷玲,蔣明夫.GTF發動機技術性能和應用前景分析[J].航空制造技術,2012(13):44-48.HUANG Chunfeng,YAO Yanling,JIANG Mingfu.Analysis technical performance and application prospect of GTF engine[J].Aeronautical Manufacturing Technology,2012(13):44-48.(in Chinese)

[12]劉峻峰.MTU航空發動機公司為普惠齒輪傳動渦扇發動機設計高速渦輪[J].燃氣渦輪試驗與研究,2008,20（4）:57-57.LIU Junfeng.MTU aero engines design high speed turbine of GTF for Pratt&Whitney[J].Gas Turbine Experiment and Research,2008,20（4）：57-57.(in Chinese)

[13]齊曉雪,郝勇,唐宇峰.基于核心機的GTF發動機方案研究[J].航空發動機,2014,40（3）:40-44.QI Xiaoxue,HAO Yong,TANG Yufeng.Investigation of GTF engine based on core engine[J].Aeroengine,2014,40（3）:40-44.(in Chinese)

[14]林左鳴.世界航空發動機手冊[M].北京：航空工業出版社,2012：307-314.LIN Zuoing.World aeroengine handbook[M].Beijing：Aviation Industry Press,2012:307-314.(in Chinese)

[15]趙斌,李紹斌,周盛,等.航空發動機空氣系統氣源引氣的研究進展[J].航空工程進展,2012,3（4）:476-485.ZHAO Bin,LI Shaobin,ZHOU Sheng,et al.Research progress on the aircraft engine air system bleeding[J].Advances in Aeronautical Science and Engineering,2012,3（4）:476-485.

[16]梁春華.PW8000齒輪傳動的渦扇發動機計劃 [J].航空發動機,1999（3）:7.LIANG Chunhua.The plan of PW8000 GTF[J].Aeroengine,1999（3）:7.(in Chinese)

[17]彭澤琰,劉剛.航空燃氣輪機原理 [M].北京：國防工業出版社,2008:15-20.PENG Zeyan,LIU Gang.Working principle of aircraft gas turbine engines[M].Beijing：National Defense Industry Press,2008:15-20(in Chinese)

[18]李杰.齒輪傳動渦輪風扇 (GTF)發動機先進技術綜述[J].航空發動機,2009,35（4）:55-58.LI Jie.Overview of advanced technology for geared turbofan engine(GTF)[J].Aeroengine,2009,35（4）:55-58.(in Chinese)

Preliminary Study on Component Technologies of Ultra High Pressure Ratio of Civil Engine

LYU Ya,TANG Hai-long,CHEN Min
（School of Energy and Power Engineering,Beihang University,Beijing 100191,China）

Increasing the total pressure ratio is one of the most important development tendencies of the next generation civil engine.Therefore,a study on the cycle parameters of that engine is necessary.The component-level variable specific heat zero dimension models are developed based on Gasturb.The paper concentrates on how the efficiencies and cooling system influence design point cycle parameters along with total pressure ratio increasing from 40 to 60 based on the changeless inlet area.Those parameters of two different turbofans which are Advanced Turbo-Fan(ATF)and Geared Turbo-Fan(GTF)were optimized.Results show that a design with higher total pressure ratio to achieve the lowest Specific Fuel Consumption (SFC)needs 1%higher components efficiencies and 20%higher cooling technical level.Compared with the performance of GTF-11,the performance of the two turbofans were improved significantly.Consequently,if the components technical level can not meet expectations,the appropriate lower total pressure ratio may match the lower SFC.

civil engine;total pressure ratio;cycle parameters;component efficiency;cooling level

V 235.13

A

10.13477/j.cnki.aeroengine.2017.01.007

2016-05-09

呂雅（1992），女，在讀碩士研究生，研究方向為航空發動機總體性能；E-mail:ximilulvya@163.com。

呂雅，唐海龍，陳敏.超高壓比民用發動機部件技術水平初步研究 [J].航空發動機，2017，43（1）：32-40.LYUYa,TANGHailong,CHENMin.Preliminarystudyon componenttechnologiesofultrahighpressureratioofcivilturbofanengine[J].Aeroengine，2017，43（1）：32-40.

(編輯：張寶玲)