核心機派生間冷回熱航空發動機熱循環參數匹配研究

郭鵬超 馬朝 唐治虎

摘要：間冷回熱航空發動機作為一種新概念動力技術，可滿足未來民用航空發動機對成本控制、環境友好性等方面的要求。以成熟的核心機為基礎，在常規熱力循環基礎上增加間冷過程和回熱過程，匹配低壓系統派生間冷回熱渦扇發動機，進行熱力循環參數選擇與性能仿真分析。結果表明，派生的間冷回熱航空發動機性能提升明顯，與常規循環發動機相比，凈推力增加14.85%，耗油率降低14.02%；風扇外涵壓比、涵道比、增壓機壓比、間冷度、回熱度、外涵間冷用氣量等參數對IRA性能有很大影響，合理優化熱力循環參數匹配可以顯著改善發動機性能。研究結果為后續間冷回熱航空發動機的方案論證與開展提供了參考。

關鍵詞：間冷；回熱；航空發動機；核心機；派生；匹配

中圖分類號：V211.3文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.003

隨著世界經濟和社會的發展，民用航空運輸市場不斷擴大。同時，燃油價格日益上漲，國際民用航空組織（ICAO）和世界各國政府的環保要求愈發嚴格，迫使民航領域尋求耗油率更低的發動機，并滿足噪聲和污染物排放的規定[1-2]。從熱力學觀點分析，渦扇發動機低油耗的實現主要是提高推進效率和熱效率。提高推進效率主要通過提升涵道比，提高熱效率則主要是通過提升發動機總壓比、渦輪前溫度和各部件效率等熱循環參數。目前，常規渦扇發動機熱力循環參數和部件效率水平已經很高，提升空間有限，因此世界各航空發動機公司致力于新型熱力循環發動機研究以降低耗油率如間冷回熱航空發動機（intercooled recuperated aero-engine，IRA）[3]。間冷回熱航空發動機概念是德國MTU公司在2000年前后提出的，其思想是在常規循環分開排氣大涵道比渦扇發動機的基礎上加裝間冷器和回熱器，以提高熱效率[4]。Andriani等[5]對間冷回熱循環過程進行理論分析和性能仿真計算，結果表明IRA可有效降低耗油率。在新型航空發動機方案（NEWAC）中，Xu等[6-7]以飛行任務為目標，通過TERA2020軟件對IRA進行性能優化，得到相同結論。Kyprianidis等[8]對間冷發動機和間冷回熱發動機開展概念研究，指出IRA可顯著降低氮氧化物排放，但是運營成本較高。西北工業大學龔昊等[9-10]深入研究了IRA的循環參數優化及間冷回熱器設計方法。曹夢源等[11]利用MATLAB平臺計算三軸分排間冷回熱渦扇發動機性能，指出換熱器的流阻對發動機性能有顯著影響，流阻過大會使IRA性能不如常規循環發動機。張琦等[12]研究了間冷技術和回熱技術對渦扇發動機性能影響，提出回熱器是影響發動機耗油率的最主要因素。

航空發動機的研制過程是一項復雜的系統工程[13]。國內對IRA的研究還在概念驗證階段，工程實際應用尚未開展，而在發動機系列發展道路上國內通常采取“核心機和技術驗證機”的途徑派生發展發動機[14]。本文以國際上核心機派生最為成功的CFM56發動機為基準發動機，在其核心機基礎上派生發展間冷回熱渦扇發動機，開展大涵道比間冷回熱渦扇發動機循環參數匹配研究，為后續國內在核心機基礎上開展IRA技術的研究提供參考。

1研究模型及基本原理

間冷回熱渦扇發動機是在常規渦扇發動機熱力循環基礎上增加間冷循環和回熱循環，本文研究的發動機模型示意圖如圖1所示，為雙軸分開排氣大涵道比間冷回熱渦扇發動機。間冷器位于增壓級與高壓壓氣機之間，增壓級出口氣流通過間冷器與外涵氣流換熱后，總溫降低，隨后進入高壓壓氣機。總溫低的氣體更易壓縮，與常規循環發動機相比，在實現相同增壓比的情況下，增加間冷循環可有效減小高壓壓氣機所消耗的渦輪功。

回熱器位于低壓渦輪后，高壓壓氣機出口氣流首先進入回熱器后再返回燃燒室進口。回熱器吸收低壓渦輪后廢熱對進入燃燒室進口的氣流預熱，提升總溫。在相同的渦輪前溫度下，燃燒室溫升降低，減少了燃油消耗量；低壓渦輪出口的氣流經換熱后排氣溫度降低，進一步提升發動機熱效率。間冷回熱渦扇發動機具體熱力循環分析本文不再贅述，詳見參考文獻[10]。

2計算模型

本文基準發動機選取常規循環渦扇發動機CFM56-3發動機。CFM56-3發動機作為波音737客機的動力裝置，為雙軸分開排氣大涵道比渦扇發動機，具有1級風扇、3級增壓級、9級高壓、1級高渦以及4級低渦。CFM56-3發動機設計點（爬升狀態）的熱力循環參數見表1[15]。凈推力和耗油率為通過總體性能仿真軟件GasTurb仿真計算結果，與文獻中提供的CFM56-3性能數據一致。

基于成熟的核心機匹配低壓系統派生發動機，需要考慮核心機與低壓系統的匹配約束關系[16-18]。本文在保持CFM56-3發動機核心機的高壓壓比、渦輪前溫度、高壓進口換算空氣流量參數不變的基礎上，派生間冷回熱發動機，研究不同熱力循環參數及其匹配對IRA性能的影響。研究參數包括風扇外涵壓比、涵道比、增壓級壓比、間冷器參數（包括間冷度、總壓損失系數、外涵間冷用氣量）和回熱器參數（回熱度、總壓損失系數）。

為保持派生發動機與基本發動機在相同的技術水平下對比性能（凈推力和耗油率），派生發動機的各部件效率、引氣量等參數均保持不變。

3循環參數匹配分析

3.1風扇外涵壓比、涵道比參數的影響

對于大涵道比分開排氣渦扇發動機，在核心機給定的前提下，風扇外涵壓比和涵道比是影響發動機性能的關鍵熱力循環參數。圖2、圖3為間冷度（ICE）、回熱度（HXE）不變的條件下風扇外涵壓比和涵道比對IRA性能的影響。考慮到實用單級風扇的設計制造能力，風扇外涵壓比的選取范圍為1.35～1.7；參考CFM56系列發動機涵道比，涵道比選取范圍為4.9～8.9。

由圖可知，隨涵道比的增大發動機凈推力增大，耗油率減小。每個固定涵道比下，存在最優風扇外涵壓比使發動機凈推力最大或耗油率最小，最優風扇外涵壓比隨涵道比增大而減小。同樣，每個固定涵道比下，存在最優風扇外涵壓比使發動機耗油率最小，最優風扇外涵壓比隨著涵道比增大而減小。但是使發動機凈推力達到最大的最優風扇外涵壓比并不同時使耗油率最低。因此，需要對發動機凈推力和耗油率進行權衡。

涵道比在6.9～8.9范圍內，部分風扇外涵壓比下缺少發動機性能數據，這是因為在高涵道比下外涵空氣流量大，而核心機渦輪前溫度一定，隨著風扇外涵壓比的增大，當風扇壓縮功率大于低壓渦輪可提供的最大功率時導致發動機無法共同工作，缺少工作點。

下面就間冷度和回熱度對最優風扇外涵壓比的影響進行分析。給定涵道比5.9，參考國內外換熱器相關研究，間冷度及回熱度選取0.5～0.8。

由圖4和圖5可知，對于間冷回熱發動機，在相同外涵風扇增壓比下，間冷度、回熱度越高，越有益于提升發動機的性能，發動機推力增大，耗油率減小。在不同的間冷度和回熱度下，最大凈推力對應的風扇外涵壓比分布在1.55～1.60，最低耗油率對應的風扇外涵壓比分布在1.45～1.55。相比涵道比對最優風扇外涵壓比的影響，間冷度、回熱度參數的影響程度較小。

3.2增壓級壓比的影響

核心機高壓壓比確定后，低壓壓縮系統壓比（包括風扇內涵壓比和增壓級壓比）決定發動機總增壓比。對于IRA發動機，在研究總增壓比對發動機性能影響時，為不影響回熱器回熱效果，應注意高壓壓氣機出口總溫與低壓渦輪出口總溫的匹配性。這是因為隨著總增壓比的提高，高壓壓氣機出口總溫升高，壓氣機負荷增大，需要提取更多的渦輪功，渦輪焓降增加，在渦輪前溫度不變的情況下，致使低壓渦輪出口總溫降低。如果低壓渦輪出口總溫低于高壓出口總溫，回熱器反而會降低燃燒室進口總溫，提高排氣總溫，對發動機性能產生負面效果。參考文獻[19]將GE90發動機改造成間冷回熱渦扇發動機模型，熱力循環參數保持不變，對比常規循環發動機和IRA發動機性能，得出間冷回熱渦扇發動機沒有益處的結論。參考文獻中沒有給出原因，本文分析原因為GE90發動機低壓渦輪后總溫低于高壓壓氣機出口總溫，增加回熱模型后，發動機性能反而衰減。本文在研究低壓壓縮系統壓比對發動機性能的影響時，為便于分析，低壓壓縮系統壓比只考慮增壓級。考慮實際大涵道比渦扇發動機增壓級增壓能力，增壓級壓比取值范圍為1.7～6.2。

圖6和圖7為不同涵道比下，增壓級壓比對發動機凈推力和耗油率的影響情況，風扇外涵壓比取當前涵道比下耗油率對應的最優值。由圖可見，發動機凈推力隨著IPR增大到一定程度后變化較為平緩，緩慢降低。發動機耗油率變化主要分為三個階段，本文以BPR為5.9為例，分析耗油率變化趨勢原因。圖8為涵道比為5.9時發動機回熱器冷、熱兩端總溫溫差隨IPR變化的曲線。

第一階段，IPR在1.7～2.7范圍內，高壓壓氣機出口總溫低于低壓渦輪出口，溫差在100～200K之間，回熱器有足夠的回熱效果，同時隨著IPR增大，總增壓比增大，發動機效率提高，耗油率降低。第二階段，IPR在2.7～3.7之間，隨著IPR的增大，高壓壓氣機出口總溫與低壓渦輪出口總溫溫差逐漸減小，回熱效果逐漸降低，且由于回熱器總壓損失產生負面影響，耗油率逐漸增高，至IPR為3.7時，溫差接近0，此時，耗油率升至最高值，回熱器無回熱效果。第三階段，隨著IPR進一步增大，高壓壓氣機出口總溫大于低壓渦輪出口總溫，雖然此時回熱器產生負面影響，但是隨著總增壓比的提高，總增壓比對耗油率帶來的正面影響大于回熱器產生的負面影響，耗油率又逐步下降。

因此，IRA發動機在進行熱力循環參數選取時應注意高壓壓氣機出口總溫與低壓渦輪出口總溫的匹配性，保證回熱器冷、熱端有足夠的溫差，有利于回熱器換熱。

3.3間冷度和回熱度配合關系的影響

根據發動機對性能追求目標的不同，如追求較大凈推力或者較低耗油率，間冷度和回熱度的不同配合關系可滿足要求。圖9和圖10給出了間冷度和回熱度配合關系對發動機性能的影響，圖中等值線為推力（單位為kN）和耗油率（單位為g/kN？s）。

由圖可知，沿著等間冷度線，隨著回熱度的增高，發動機凈推力減小，耗油率減小，這是因為隨著回熱度增高，燃燒室進口總溫越高，排氣溫度越低。燃燒室進口總溫越高，燃油消耗量越少，耗油率越低；而推力會隨著排氣溫度降低而降低。觀察凈推力和耗油率隨回熱度的變化趨勢，可知回熱度主要對耗油率產生影響。

沿著等回熱度線，隨著間冷度的增高，發動機凈推力增大，耗油率減少。這是因為隨著間冷度的增高，外涵氣流總溫越高，發動機外涵推力增大；另一方面，間冷度的增高會減少高壓壓氣機消耗的渦輪功，致使耗油率降低。觀察凈推力和耗油率隨間冷度變化趨勢，間冷度主要對凈推力產生影響。

間冷回熱技術對發動機性能產生積極影響的同時，也存在一些問題，間冷度和回熱度越高，換熱效果越好，換熱器的尺寸和質量也會增大[4，11]。換熱器的增大會使得總壓損失增大，降低發動機總增壓比，這對發動機性能帶來負面影響。圖11反映了間冷器總壓損失對性能參數的影響。圖中，間冷器熱端總壓損失系數變化范圍為0.9～1，間冷度變化范圍為0.2～0.8，可見總壓損失系數越大，發動機凈推力越小，耗油率越大，總壓損失系數對發動機性能影響程度大于間冷度的影響。因此，IRA應注意控制間冷度、回熱度與總壓損失匹配關系。發動機為得到較大的凈推力，可選擇較高間冷度的間冷器，為得到較低的耗油率，可選擇較高回熱度的回熱器。

3.4間冷用氣量占外涵道流量比例的影響

圖12和圖13為外涵道間冷用氣量占外涵道流量的比例對發動機性能的影響。

由圖12可知，對于固定核心機，每個涵道比下，均存在最佳外涵間冷用氣量，使發動機凈推力和耗油率同時達到最優值。最佳外涵間冷用氣量不隨涵道比的變化而變化。

3.5派生發動機熱力循環參數及性能

降低耗油率一直是民用大涵道比渦扇發動機追求的目標，根據上述研究，以最小耗油率為優化目標，確定基于CFM56-3發動機核心機派生IRA發動機的熱力循環參數。為便于同基本發動機性能對比，保持風扇進口空氣流量不變，派生發動機涵道比同基準發動機保持一致，即4.9；風扇外涵壓比選取最優值為1.55；增壓比選取最優值為2.7；參考國內外換熱器相關研究，取間冷器間冷度為0.6，總壓恢復系數為0.98；回熱器回熱度為0.6，總壓恢復系數為0.98；間冷用氣量占外涵道流量比選取0.2。計算派生的IRA發動機凈推力為114.56kN，耗油率為9.38g/（kN？s）。同基本發動機相比，凈推力增加14.85%，而耗油率降低14.02%。

4結論

本文以CFM56-3發動機為基準發動機，在其核心機的基礎上匹配低壓系統，增加間冷和回熱循環，派生發展間冷回熱渦扇發動機，開展熱力循環參數匹配研究，派生的間冷回熱發動機性能相對于基準發動機性能提升明顯，并得到以下結論，可為后續工程實踐中應用核心機派生間冷回熱發動機提供參考：

（1）每個固定涵道比對應著最優風扇外涵壓比，使發動機凈推力最大或耗油率最小，最優風扇外涵壓比隨著涵道比增大而減小，而間冷度、回熱度對發動機最優風扇外涵壓比的影響較小。

（2）存在最優增壓級壓比使發動機性能最優，選擇增壓級壓比時，應注意高壓壓氣機出口總溫與低壓渦輪出口總溫的匹配性，保證回熱器冷、熱端有足夠的溫差有利于回熱器換熱，否則對發動機性能產生負面影響。

（3）IRA發動機應選擇適中的間冷度和回熱度，以便于控制總壓損失；為達到較大凈推力，盡量選擇較大的間冷度；為達到較低耗油率，盡量選擇較大回熱度。

（4）在固定核心機下，存在最佳間冷用氣量，使發動機推力和耗油率同時達到最優，最佳間冷用氣量不隨涵道比、風扇外涵壓比、增壓級壓比、間冷度的變化而變化。

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Research on Thermodynamic Cycle Parameter Matching for Core-derivative Intercooled Recuperated Aero-engine

Guo Pengchao，Ma Zhao，Tang Zhihu

AECC Xi’an Aero-engine Co.，Ltd.，Xi’an 710021，China

Abstract： As a new concept of power technology， the intercooled recuperated Aero-engine （IRA） could meet demands on the cost and environmental-friendliness in the fields of civil aero-engine. The intercooled and recuperated processes are incorporated into the conventional turbofan engine thermodynamic cycle， then the IRA could be derived based on mature gas turbine core-engine by matching low-pressure system. Thermodynamic cycle parameters choosing and performance simulation are carried out under this model. The results indicate that the specific fuel consumption is reduced to 14.02% while the net thrust is increased to 14.85% compared with conventional turbofan. Thermodynamic cycle parameters such as fan pressure ratio， bypass ratio， booster pressure ratio， intercooler effectiveness， recuperator effectiveness and bypass intercooling split have significant influence on IRA performance， which can be improved with the optimized matching. It provides reference for the subsequent scheme formulation and implementation of IRA.

Key Words： intercooled； recuperated； aero-engine； core engine； derivation； matching