民用渦扇發(fā)動機不同構型總體參數(shù)和性能分析研究

薛冰晶，李華雷，譚智勇

(中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責任公司 總體部，上海 200241)

0 引 言

大涵道比渦扇發(fā)動機降低耗油率可以采用提高循環(huán)熱效率和推進效率的方法。提高循環(huán)熱效率主要通過提高熱力循環(huán)總壓比、循環(huán)溫比(即渦輪前溫度T4)、各部件效率，或者采用更為復雜的先進循環(huán)，例如間冷回熱循環(huán)(IRA)等方式來實現(xiàn)。提高推進效率主要通過提高涵道比，降低外涵的排氣速度，降低單位推力來實現(xiàn)。

雙軸直驅構型(ATF)的大涵道比渦扇發(fā)動機是目前技術成熟度最高、應用最廣的傳統(tǒng)構型方式。由于風扇的氣動設計限制，驅動風扇的低壓渦輪轉子轉速較低，給低壓渦輪的設計帶來困難和限制。提高循環(huán)總壓比，會對高壓壓氣機的壓比水平要求提高，高壓壓氣機的設計難度增大。郭福水等[1]引入總體與部件協(xié)同設計的思想，基于Isight軟件建立優(yōu)化平臺，可有效地得到系統(tǒng)最優(yōu)解和相應的總體參數(shù)。沈錫鋼[2]從總體上闡述了大涵道比渦扇發(fā)動機總體性能循環(huán)參數(shù)的相互影響關系，以及要考慮的設計、材料和工藝水平限制等因素，以及提高發(fā)動機總體性能的新途徑和新技術。K.Philipp等[3]研究了如何確定合適的發(fā)動機概念設計方案的高效優(yōu)化方法，可以同時考慮發(fā)動機性能參數(shù)和基本的結構尺寸，結果表明該優(yōu)化方法能夠將多目標問題簡化為單一目標問題來求解，在很大程度上提升了概念設計方案確定過程的計算效率。

齒輪傳動構型(GTF)，通過在風扇和增壓級間增加齒輪減速器，解耦了風扇和低壓壓氣機之間的轉速匹配關系，風扇轉速可以進一步降低，低壓渦輪轉子可以在較高的轉速下運行，實現(xiàn)提高涵道比，降低耗油率的效果。但是對于齒輪傳動構型，存在風扇驅動減速齒輪箱設計加工難度大、傳熱潤滑結構設計相對復雜等問題[4-5]。張德志等[6]和李杰[7]分析了GTF發(fā)動機相對于傳統(tǒng)渦扇發(fā)動機在總體結構、低壓部件和滑油系統(tǒng)設計等方面的新特點和優(yōu)勢。J.Kurzke[8]將GTF構型與傳統(tǒng)發(fā)動機構型的不同點進行了對比，并針對GTF構型方案的設計點選擇、涵道比和總壓比的選取進行了理論分析，并明確了GTF構型應用的設計難點。

間冷回熱構型(RIA)，采用了更為復雜的先進熱力循環(huán)。間冷器和回熱器的引入實現(xiàn)了整個熱力循環(huán)的優(yōu)化。其循環(huán)特點為：間冷器可以有效降低高壓壓氣機的進口溫度，減小高壓壓氣機的耗功；回熱器可以使進入燃燒室的工質與渦輪排氣進行熱交換，提高燃燒室進口溫度，實現(xiàn)余熱能量的回收利用，從而達到提高循環(huán)熱效率和降低耗油率的目的。該構型需要增加高溫換熱器，導致總體結構布局復雜以及換熱器設計困難等一系列問題[9-12]。龔昊等[13-14]通過引入間冷器、回熱器和間冷涵道模型，初步分析了IRA構型在減小耗油率方面的優(yōu)勢以及引入新技術的挑戰(zhàn)。K.Rud等[15]對IRA構型發(fā)動機開展了研究，以低油耗為目標計算了發(fā)動機的熱力學參數(shù)，并對換熱器進行了設計，結果表明IRA構型的發(fā)動機在降低耗油率和排放上優(yōu)勢很大。

本文基于目前可以實現(xiàn)的部件技術水平，開展上述三種構型的總體參數(shù)研究和性能對比分析，比較三種構型的技術特點，以期為我國民用渦扇發(fā)動機的總體方案選型提供有力支撐。

1 耗油率的發(fā)展趨勢

在國際市場上，大型飛機發(fā)動機的研制主要依賴GE、普惠和羅羅三家公司。上述公司已經實現(xiàn)了發(fā)動機系列化發(fā)展，其推力范圍覆蓋100～500 kN。目前全世界民航市場面臨嚴峻挑戰(zhàn)，航空公司需要在運營成本方面力求最低化，這對民用航空發(fā)動機設計研發(fā)的經濟性指標提出了更高要求，民用渦扇發(fā)動機的耗油率發(fā)展趨勢如圖1所示。

圖1 民用渦扇發(fā)動機耗油率的發(fā)展趨勢示意圖Fig.1 Schematic diagram of SFC developing trend of civil turbofan engine

從圖1可以看出：到2030年民用渦扇發(fā)動機的耗油率需要比CFM-56的耗油率降低超過20%。為此美國和歐盟制定了一系列的技術發(fā)展計劃，旨在提高發(fā)動機性能和部件效率，降低污染排放、噪聲以及維護成本。其中包括美國的VAATE計劃、UEET計劃，歐洲的ANTLE計劃、CLEAN計劃、NEWAC計劃等，也都取得了階段性的研究成果。

渦扇發(fā)動機耗油率的優(yōu)化主要通過改善推進效率和熱效率兩個方面實現(xiàn)，不同發(fā)動機公司通過不同的技術途徑來實現(xiàn)這一目標。GE公司的GE9X發(fā)動機為11級高壓壓氣機，高壓壓氣機壓比27，發(fā)動機總壓比高達60，是目前航空發(fā)動機領域中最高壓比的發(fā)動機。羅羅公司技術路線圖表明，其Ultra Fan超級風扇發(fā)動機將采用風扇驅動變速齒輪箱技術，即GTF構型，實現(xiàn)較大的涵道比以及較高的推進效率。歐盟第6框架下啟動的NEWAC計劃由德國MTU牽頭，40多個合作伙伴共同參與，旨在開發(fā)間冷回熱循環(huán)的構型方案，提高發(fā)動機熱效率，降低耗油率。

2 總體參數(shù)研究

本文針對上述三個構型的發(fā)動機，開展總體參數(shù)研究。分析計算過程中，選取同等水平的部件效率，以經濟巡航非安裝狀態(tài)作為總體參數(shù)的設計點進行計算和分析。

2.1 ATF構型計算分析

ATF構型發(fā)動機由風扇、增壓級、高壓壓氣機、燃燒室、高低壓渦輪和內外涵噴管等組成，其發(fā)動機構型(如圖2所示)在穩(wěn)定工作時需要實現(xiàn)流量連續(xù)、功率平衡和轉速平衡。

圖2 ATF構型示意圖Fig.2 Schematic diagram of ATF configuration

流量平衡：

W2=W23+W13=(1+B)W23

(1)

式中：W2為風扇出口流量；W23為增壓級進口流量；W13為外涵道進口流量；B為涵道比。

高低壓軸功率平衡方程：

LHT×ηH=LHC

(2)

LLT×ηL=LLB+LFan

(3)

式中：LHT為高壓渦輪功率；LLT為低壓渦輪功率；LHC為高壓壓氣機消耗功；LLB為增壓級消耗功；LFan為風扇消耗功；ηH為高壓軸機械效率；ηL為低壓軸機械效率。

高低壓軸轉速平衡方程：

nHT=nHC

(4)

nLT=nLB=nFan

(5)

式中：nHT為高壓渦輪轉速；nLT為低壓渦輪轉速；nHC為高壓壓氣機轉速；nLB為增壓級轉速；nFan為風扇轉速。

在進行ATF構型總體參數(shù)研究時，設計點選擇為巡航非安裝狀態(tài)，且考慮以下限制條件：溫度限制(例如高溫起飛狀態(tài)下壓氣機出口、高壓渦輪以及低壓渦輪進口溫度)；氣動參數(shù)限制(例如總壓比、高壓渦輪膨脹比、低壓渦輪膨脹比等)。本文以最大爬升狀態(tài)下總壓比50、高溫起飛狀態(tài)下燃燒室出口溫度1 960 K為限制條件，通過熱力循環(huán)分析計算，優(yōu)化風扇壓比和涵道比，得到ATF構型的典型狀態(tài)點各截面主要氣動熱力參數(shù)。為了表征ATF構型的技術特點，本文分析耗油率與涵道比的關系、低壓渦輪膨脹比與涵道比的關系。變化規(guī)律曲線如圖3～圖4所示。

圖3 ATF構型的耗油率變化規(guī)律Fig.3 The changing law of SFC for ATF configuration

圖4 ATF構型的低壓渦輪膨脹比變化規(guī)律Fig.4 The changing law of LPT expansion ratio for ATF configuration

從圖3可以看出：隨著涵道比的增加，耗油率逐漸降低。這是由于隨著涵道比的增加，外涵道流量相對增加，在保證推力一定的前提下，推進效率增大，總效率提升，耗油率降低。所以增大涵道比是提高發(fā)動機燃油經濟性的有效手段。

從圖4可以看出：隨著涵道比的增加，低壓渦輪膨脹比逐漸增加。涵道比增加，意味著內涵的流量減少，為了保證核心機做功能力，需要提高渦輪前溫度，從而導致高低壓渦輪膨脹比重新匹配，低壓渦輪的膨脹比隨著涵道比的增大而增加。低壓渦輪膨脹比的增加會導致低壓渦輪所需級數(shù)的增加，這同時也會增加發(fā)動機整機長度和重量。

對于ATF構型，涵道比的增大受限于渦輪前溫度和低壓渦輪膨脹比。例如低壓渦輪的膨脹比超過7，低于六級的低壓渦輪設計非常困難，且重量增加很多。所以ATF構型的涵道比很難超過12。

2.2 GTF構型計算分析

GTF構型與ATF構型相比，低壓渦輪的轉速和風扇的轉速不同，而是通過減速器的減速比相關聯(lián)，其構型如圖5所示。

圖5 GTF構型示意圖Fig.5 Schematic diagram of GTF configuration

低壓軸轉速與風扇轉速的平衡方程如下：

nLT=nLB=εnFan

(6)

式中：ε為風扇驅動齒輪箱的傳動比。

為了便于比較，GTF構型的限制條件與ATF構型的限制條件相同。熱力學分析計算給出其主要參數(shù)。分析GTF構型涵道比與耗油率、涵道比與低壓渦輪膨脹比的關系，如圖6～圖7所示。

圖6 GTF構型的耗油率變化規(guī)律Fig.6 The changing law of SFC for GTF configuration

圖7 GTF構型的低壓渦輪膨脹比變化規(guī)律Fig.7 The changing law of LPT expansion ratio for GTF configuration

從圖6～圖7可以看出：GTF構型與ATF構型的變化規(guī)律相同，隨著涵道比的增加，耗油率逐漸降低，低壓渦輪膨脹比隨著涵道比的增大而增加。原因是GTF和ATF兩個構型的熱力學循環(huán)過程是完全相同的，所以這些表征其構型特點的熱力學參數(shù)的變化規(guī)律相似。

GTF構型中風扇驅動減速齒輪箱改變了風扇轉速和低壓轉子轉速的對應關系，使風扇在較低的轉速下工作，低壓渦輪在相對高的轉速下工作。低壓渦輪載荷系數(shù)提高，級數(shù)降低，發(fā)動機重量相應降低。例如PW公司的PW1000G發(fā)動機，低壓渦輪的膨脹比約為7，但是低壓渦輪的級數(shù)只有3級。因此對于GTF構型的發(fā)動機涵道比可以超過12，從而得到更低的耗油率。

2.3 IRA構型計算分析

IRA構型在低壓壓氣機(或者增壓級)與高壓壓氣機間增加了換熱器，在渦輪和燃燒室間增加了回熱器，所以需要考慮高低壓壓氣機壓比分配的問題，其構型如圖8所示。還需要考慮換熱器的換熱效率、總壓恢復系數(shù)以及外涵間冷氣量比例等參數(shù)對發(fā)動機性能的影響。間冷器和回熱器參數(shù)可以根據(jù)當前國內的設計和制造水平來初步確定，而壓比分配和冷卻氣量比例需要進行參數(shù)研究。

圖8 IRA構型示意圖Fig.8 Schematic diagram of ATF configuration

高低壓壓氣機壓比分配定義為

x=πcmp/πbooster

(7)

式中：x為壓比分配；πcmp為高壓壓氣機壓比；πbooster為風扇內涵/增壓級壓比。

換熱器效率的定義為

式中：ηex為換熱器效率，對于間冷器和回熱器均適用；Tin為換熱器進口溫度；Tout為換熱器出口溫度；Tcoolant為冷卻介質溫度。換熱器效率采用目前換熱器較高水平的換熱效率值：80%。

冷卻氣量分配比例定義為：間冷器的用氣量與外涵道流量的比值。

間冷器換熱效率、冷熱端總壓恢復系數(shù)以及冷卻氣量的比例會影響到壓氣機進口的總壓和總溫，進而影響壓氣機耗功，因此在進行壓氣機壓比和風扇內涵壓比參數(shù)研究時，需要對冷卻氣量比例進行綜合考慮，相應計算得到不同冷卻氣量比例下高低壓壓比分配與耗油率、高壓渦輪膨脹比和低壓渦輪膨脹比的對應關系，如圖9～圖11所示。

圖9 不同冷卻氣量比例下壓比分配與耗油率的對應關系Fig.9 Corresponding relationship between pressure ratio split and SFC

圖10 壓比分配與低壓渦輪膨脹比的對應關系Fig.10 Corresponding relationship between pressure ratio split and LPT expansion ratio

圖11 壓比分配與高壓渦輪膨脹比的對應關系Fig.11 Corresponding relationship between pressure ratio split and HPT expansion ratio

從圖9可以看出：基于相同的總壓比、渦輪前溫度和涵道比水平，當冷卻氣量比例為6%時設計點的耗油率取得最低值，當冷卻氣量比例從7%增加到10%時，耗油率會有所增加，但高低壓渦輪膨脹比基本保持不變(從圖11可以看出)，根據(jù)計算結果選取設計點工況的冷卻氣量比例為6%。

在確定冷卻氣量比例的基礎上，分析不同壓比分配對高低壓渦輪膨脹比的影響規(guī)律。從圖10～圖11可以看出：隨著壓氣機壓比分配的減小，低壓渦輪膨脹比逐漸增加，高壓渦輪膨脹比逐漸減小。壓比分配過小會導致低壓渦輪膨脹比過高，而高壓渦輪膨脹比較小。壓比分配過大，風扇/內涵增壓級出口溫度較低，間冷器冷卻作用不明顯。從圖9～圖11可以得出：基于相同的總壓比、渦輪前溫度和涵道比水平，考慮到高低壓渦輪膨脹比的合理性，同時兼顧考慮耗油率，當冷卻氣量比例為6%時，高低壓壓比分配為1.43時為最佳壓比分配。

在確定壓比分配和風扇外涵冷卻氣量之后，進行IRA構型的總體參數(shù)研究，其結果如圖12所示。為了保證回熱器充分發(fā)揮換熱作用，因此IRA構型的總壓比水平相對較低，因此一般不會達到高壓壓氣機出口總溫限制。最終得到IRA構型方案在設計點的總壓比為23，涵道比為16.2，燃燒室出口溫度為1 678 K，該總體參數(shù)在設計點的油耗率為0.456 kg/(kgf·h)。

圖12 IRA構型的總體參數(shù)選取結果Fig.12 Overall parameters Selection for IRA configuration

3 不同構型性能對比分析

基于上述不同構型總體參數(shù)研究方法，得到設計點工況的總體參數(shù)，如表1～表2所示。

表1 不同構型設計點(巡航)總體參數(shù)對比Table 1 Comparison of overall parameters for different configurations at design point(Cruise)

表2 不同構型的性能參數(shù)對比Table 2 Comparison of performance parameters for different configurations

從表1～表2可以看出：

(1) 在一定的限定條件下和推力要求下，受到低壓渦輪膨脹比的限制，ATF構型的涵道比很難突破12以上，其涵道比最??；GTF構型涵道比ATF構型大，可以達到15左右；IRA構型由于采用了復雜循環(huán)，涵道比可以更大，耗油率水平最優(yōu)。

(2) 在各典型工況點推力水平一致的前提下，保持設計點各部件效率水平相當，GTF構型方案的巡航非安裝耗油率比ATF構型方案降低了2.5%；IRA構型方案的巡航非安裝耗油率與ATF構型相比降低了11.97%，與GTF構型相比降低了9.7%。

(3) GTF構型方案在最大爬升狀態(tài)下的高壓壓氣機壓比相比于ATF構型減小了4，核心機進口換算流量減小了12.6 kg/s。IAR構型方案可以在較低的總壓比下獲得更大的涵道比。

在發(fā)動機結構設計方面，GTF構型由于減速齒輪箱的引入，低壓軸轉速進一步提升，使得風扇內涵/增壓級級數(shù)與ATF構型相比從4減小到3，高壓壓氣機級數(shù)從10減小到9。渦輪構型方面，高壓渦輪級數(shù)與ATF構型相同，低壓渦輪級數(shù)可以從7減小到4，從而進一步縮短整機長度。RA構型發(fā)動機使用間冷回熱技術，采用了更為復雜的熱力循環(huán)，更加有效的使用熱量；同時如果結合提高渦輪前溫度，可以獲得更大的涵道比，所以該構型耗油率較ATF和GTF構型更低。所以RIA構型低油耗特性是通過使用間冷回熱技術，結合涵道比和渦輪前溫度的增加來實現(xiàn)。因此在相同的推力要求下，IRA構型的涵道比將必然會超過現(xiàn)役所有渦扇發(fā)動機，三個構型的各部件構型參數(shù)如表3所示。

表3 ATF、GTF和IRA的部件級數(shù)對比Table 3 Comparison of component stage for different configurations

IRA構型通過間冷器和回熱器的有效一體化布局，其尺寸相對于相同推力級的渦扇發(fā)動機，增大程度有望控制在可接受范圍內。由于總壓比需求相對較低，可以考慮4級低壓壓氣機(增壓級)和6級高壓壓氣機的方案。相應的渦輪負荷降低，渦輪方案可以考慮1級高壓渦輪和4～5級低壓渦輪的方案。從而縮短了核心機和整機的長度，將結構設計難度轉移到未來輕質、緊湊、高效換熱的間冷器和回熱器設計方面。

4 結 論

(1) 與ATF方案相比，GTF構型方案的巡航非安裝耗油率降低了2.5%；GTF構型方案在最大爬升狀態(tài)下的核心機進口換算流量相比于ATF構型減小了12.6 kg/s。

(2) IRA構型方案的巡航非安裝耗油率與ATF構型相比降低了11.97%，與GTF構型相比降低了9.7%。該收益主要來源于涵道比的增加、間冷器和回熱器的應用。

(3) 相比于ATF構型，GTF構型和IRA構型的高壓壓氣機和高壓渦輪級數(shù)均有所減少，有效縮短了核心機長度，也降低了高壓壓氣機的設計難度。但是對于GTF構型，增大了齒輪箱的設計難度和整機結構及整機強度的設計難度。對于IRA構型，增加了高溫換熱器的設計難度和整機布局的困難。