带TIB的涡扇发动机性能研究

程本林，唐 豪，徐 夏，李校培

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016）

1 引言

随着世界能源的日益紧张，高效率、低油耗的热力循环模式成为研究的重点；同时，具有高推重比和宽广工作范围的发动机热力循环模式也是航空动力热力循环长期以来的研究焦点。然而，为了提高单位推力（Specific Thrust,ST）、降低耗油率（Thrust Specific Fuel Consumption,TSFC）和拓宽发动机稳定工作范围，常会造成燃烧滞留时间短于完全燃烧所需要的时间，从而使燃烧延续至涡轮内，通常这是设计所不期望的。

为了提高燃气涡轮热力循环性能，在涡轮后增加加力燃烧室（After-Burner,AB）是目前常规的设计应用方案。经过半个多世纪的发展，其技术已比较成熟，但其缺点也比较突出，如低压气流中燃烧所带来的热效率低、TSFC高等问题，使得其不能长时间使用，并且增加了尺寸与质量。因此研究1种既提高ST又降低TSFC的热力循环模式是长期以来航空动力推进系统的研究难点。由于涡轮内具有较高压力，燃烧效率也就高，利用增加涡轮通道内的燃气温度在热力学循环理论上可以改善发动机热力循环性能[1,2]；且近些年发展起来的超紧凑燃烧室（Ultra-compact Combustor，UCC）技术[3]为解决新型燃烧室的结构问题提供了可靠途径。

本文提出了基于超紧凑燃烧UCC技术的涡扇发动机涡轮通道内 燃烧 （Turbine Inter-blade Burner，TIB）补燃增推热力学循环方案。

2 涡轮通道内燃烧的热力学原理

对于传统的航空发动机，为了提高其性能，要求不断地提高涡轮进口温度。但是由于涡轮叶片（包括导向叶片和工作叶片）长期处于高温燃气冲击和侵蚀之下，尤其工作叶片本身还承受很大的离心力，从而限制了燃气温度的提高。然而，随着气流通过高压涡轮作功，高温燃气温度降低，这时相对于低压涡轮材料来说，气流温度还有提高的裕度，如果能在高低压涡轮间的气流通道内再次供油燃烧，提高低压涡轮进口温度，则使得发动机的热力循环功加大；同时涡轮通道内具有较高的压力，燃烧效率也就高，因而TIB不仅能够提高推力而且能使TSFC保持较低水平。

本文将TIB应用于常规的航空双轴、混合排气涡扇发动机，其热力学循环如图1所示；同时给出了带TIB的涡扇发动机模块化结构（如图2所示）。以此为研究对象，分析该发动机的热力性能。

3 发动机计算模型

以传统的航空涡扇发动机气动热力计算模型为基础，以美国GE公司生产的F101-GE-102双轴、混合排气加力式涡扇发动机为研究对象，采用气动热力循环参数分析法，对TIB过程进行建模仿真；应用MathCAD软件编写发动机热力性能计算程序，对带TIB的双轴、混合排气涡扇发动机进行热力性能数值计算与比较分析。由于对TIB缺乏补燃过程特性认识，考虑到补燃过程与主燃烧室和加力燃烧室过程类似，所以涡TIB过程借鉴了加力燃烧室模型和特性数据。其中，给定了TIB的出口温度即低压涡轮前温度为1800 K。

为了使计算结果能够更为精确的预测发动机热力性能，在传统的单一化理想气体稳态分析模型的基础上，程序设计采用了更为合理的理想气体混合物化学平衡稳态分析模型[4,5]。假定发动机进口处的空气主要有4种成分组成

式中:Yi为组分i的质量百分比。假设燃烧室里混气燃烧为单步化学反应，下式为一般烃类燃料CxHy燃烧的化学计量反应方程式

4 发动机性能参数计算

衡量发动机的性能参数有很多，本文主要选择发动机单位推力ST和耗油率TSFC2个参数来分析发动机的性能变化情况。依据传统航空涡扇发动机气动热力计算模型[6]，首先给出了发动机Th的计算公式

式中:m9、V9、P9、A9分别为发动机出口截面9处的燃气流量、燃气流速、燃气压力和截面面积；m0、V0、P0分别为发动机进口截面0处的气流流量、气流流速、气流压力。从而得出单位推力ST计算公式

同样，给出发动机耗油量f0的计算公式

式中:m0、m3a、m4b、m6分别为发动机0截面、3a截面、4b截面、6截面处的气流流量；fb、fTIb、fAB分别为发动机主燃烧室、TIB、加力燃烧室的油气比。从而得出耗油率TSFC计算公式为

5 发动机非设计点性能计算

在设计1台发动机时，依据设计要求，给定一些初始参数（即发动机设计点参数），如发动机进口流量、压比、涵道比、涡轮进口温度以及各部件运转时的一些效率等参数，能够推导设计出发动机各截面参数，从而确定发动机具体设计方案。

混合排气涡轮风扇发动机主要特征参数见表1。表1左侧5个参数在设计点计算发动机性能时是已知的，而在非设计点时变成了未知参数，在相应位置上，5个截面面积在设计点中可以计算出，而在非设计点中则会变成已知参数。

表1 混合排气涡轮风扇发动机主要特征参数

表1右列中的参数值在设计点处是未知的，但可以通过计算得出，并同时作为已知参数输入到非设计点的计算中，而此时左列中的参数又变成未知，但可以通过右列的值计算得出，这样在设计点和非设计点的计算中所有未知值均能得出。

6 计算结果和分析

在传统航空发动机热力学循环基础上，以双轴混合排气涡扇发动机为研究对象，采用TIB方法，先进行了发动机设计点性能计算，而后计算了发动机在给定状态下的高度特性、速度特性和节流特性，并与常规涡扇发动机热力性能进行了比较分析，得出TIB新型技术在提高发动机性能方面具有优势。

6.1 发动机设计点性能

当进行发动机设计时，首先应结合实际的总体性能方案需要确定其类型，并进行发动机设计点热力循环参数的优化计算，从而给出发动机热力循环参数的最优方案。

在深入调研带有TIB涡扇发动机总体性能方案的基础上，分析了在飞行高度H=18 km、飞行马赫数Ma=2.0的状态下，涵道比BPR=1的常规涡扇发动机与TIB涡扇发动机设计点性能随风扇压比的变化关系，如图3所示。

同时，依据飞行经济性原则，从上图中最小耗油率角度出发，可以得出发动机的最优设计风扇压比（见表2），并给出了在最优设计风扇压比下，涡扇发动机与TIB涡扇发动机设计点性能参数，分析比较后，可以清晰的得出带有TIB的涡扇发动机在设计点性能方面有明显优势。

6.2 高度特性

表2 发动机设计点性能参数分析比较

由于采用TIB使得低压涡轮进口的燃气温度提高，提高了低压涡轮输出功，从而使得发动机的单位推力明显增大；而2次燃烧需要提供额外的燃油，也使得耗油率有所增加。然而，从图中曲线可以明显看出，单位推力提升的幅度明显高于耗油率的提升幅度。

6.3 速度特性

速度特性曲线图同高度特性曲线图一样，显示出带有TIB涡扇发动机与常规涡扇发动机相比，单位推力和耗油率均增大，且单位推力的提升幅度明显高于耗油率的提升幅度。

6.4 节流特性

在 H=18 km、Ma=2.0的状态下，涡扇发动机与TIB涡扇发动机的转速特性比较如图6所示。随着在0.9～1.0范围内发动机转速提高，2者的单位推力均增大，而耗油率的变化趋势有所不同：TIB涡扇发动机的耗油率有所增加，而常规涡扇发动机的耗油率先略有减小后保持不变。

同样，节流特性曲线亦显示出带TIB涡扇发动机与常规涡扇发动机相比，在提高发动机性能方面更具有优势。

7 结论

与常规涡扇发动机的相比，在提高发动机总体性能方面，带TIB涡扇发动机具有以下优势。

（1）带TIB涡扇发动机在设计点的总体性能有显著提高。低压涡轮进口温度的提高，使得涡轮落压比减小，发动机推力和单位推力大幅增大，耗油率减小。

（2）带TIB涡扇发动机的新型热力循环，使发动机的高度特性、速度特性和转速特性均有较好地改善，为今后发动机设计奠定了良好基础。

[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]沈维道，蒋智敏，等.工程热力学[M].北京:高等教育出版社,2001.

[6]王云.航空发动机原理[M].北京:北京航空航天大学出版社,2009.