某渦軸發(fā)動機改渦槳發(fā)動機的性能分析

黃慶 鐘櫚

摘 要：渦槳飛機通常比直升機飛得更高更快，所以渦軸發(fā)動機改渦槳時飛行包線一般會拓寬。為適應飛行包線的變化，需進行性能調(diào)整。本文簡要介紹了RTM322-01渦軸發(fā)動機改成渦槳發(fā)動機的過程中性能參數(shù)調(diào)整情況。根據(jù)RTM322-01渦軸發(fā)動機的公開數(shù)據(jù)，并借鑒工程經(jīng)驗做出簡化，建立了該發(fā)動機的Gasturb模型。在此基礎上，從發(fā)動機性能角度定量分析了“軸改槳”的主要影響因素和參數(shù)變化特點。發(fā)現(xiàn)尾噴管出口面積和燃氣渦輪導葉流通能力是“軸改槳”時最重要的影響因素，通過研究這些因素的影響程度和約束條件，可為其它“軸改槳”發(fā)動機研制提供借鑒。

關鍵詞：渦軸改渦槳 性能分析

Abstract：Turboprop aircraft generally fly higher and faster than helicopters. So the flight envelope of turboshaft engine is generally widened when it is changed into turboprop engine. In oder to adapt to the changes in flight envelope， performance adjustments are needed. This paper briefly introduces the adjustments of performance parameters in the process of transfering RTM322-01 turboshaft into RTM322-06 turboprop. According to the published data of RTM322-01 turboshaft engine and our engineering experience， a simplified Gasturb model is established. On this basis， this paper quantitatively analyses the main influencing factors and the characteristics of parameters variation in “turboshaft? to turboprop” process. It is found that the exhaust area and the HPT capacity are the most important factors affecting the “turboshaft? to turboprop” of RTM322-01. By studying the influence and restriction condition of these factors， this paper can provide reference for the development of other “turboshaft? to turboprop” engine.

Key words：turboshaft? to turboprop;performance analysis

渦槳發(fā)動機的研制途徑通常有全新設計、改進改型、核心機派生發(fā)展[1][2]和渦軸改渦槳[3]等方式。渦槳發(fā)動機與渦軸發(fā)動機技術特點相似，基于成熟的渦軸發(fā)動機進行“軸改槳”是渦槳發(fā)動機研制的一種典型的模式，可縮短研制周期、減少研制成本和降低風險。國外已有多種典型“軸改槳”案例，如T700渦軸改CT7-5/-7渦槳、PD-600渦軸改TBД-1500Б渦槳和RTM322-01渦軸改RTM322-06渦槳[4][5]等。

RTM322-01發(fā)動機是羅.羅公司和透博梅卡公司合作研制的2000hp級自由渦輪式單轉(zhuǎn)子渦軸發(fā)動機，目的是與美國通用電氣的T700系列和普？惠加拿大公司的PW100競爭。RTM322-06發(fā)動機是在RTM322-01系列渦軸發(fā)動機的基礎上改型的一款渦槳發(fā)動機，擬配裝民用ATR42飛機，取代ATR42飛機原裝的PW120發(fā)動機。RTM322-01渦軸改RTM322-06渦槳（下文簡稱“軸改槳）”最基本的原則是設計簡單化，同時成本最低化。第二個原則是能夠易于替換PW120，降低飛機換發(fā)的工作量。

本文從RTM322-01渦軸和RTM322-06渦槳發(fā)動機的使用差異性出發(fā)，梳理其主要性能影響因素，建立較準確的Gasturb模型，對主要性能影響因素進行定量分析，可為將來其它軸改槳發(fā)動機研制提供一定的技術參考。

1 兩型發(fā)動機主要差異

1.1 使用要求的差

兩型發(fā)動機的姿態(tài)包線相同，溫度包線相同，起動包線也相同。差異主要在飛行包線的不同，渦槳型發(fā)動機工作包線的升限和速度邊界比渦軸型發(fā)動機大幅擴展，即升限從渦軸的6000m提高到9000m，最大馬赫數(shù)從渦軸的0.4擴展到0.7，見圖1。

1.2 渦軸改渦槳的變化

RTM322-01渦軸改RTM322-06渦槳時結(jié)構(gòu)布局方面需要重新設計的有：減速器、進氣裝置、附件傳動裝置、以及適應飛機需求的其它更改，如安裝接口、滑油系統(tǒng)、空氣系統(tǒng)（座艙引氣）等。控制系統(tǒng)的調(diào)節(jié)規(guī)律也有變化，載荷方面則增加了螺旋槳的載荷。

性能方面，做了以下調(diào)整：一、尾噴管面積減少55%;二、燃氣渦輪流通能力增加6%。下文對此進行詳細分析，以得出借鑒和啟示。

2 性能模型的建立與校核

參考已知文獻資料[4][5]，同時借鑒渦槳九“軸改槳”研制經(jīng)驗[6]，用Gasturb匹配出RTM322-01渦軸的計算模型。其中，利用工程經(jīng)驗確定空氣系統(tǒng)的冷氣量和各腔室的冷氣和封嚴比例，以及過渡段損失等參數(shù)。匹配出的RTM322-01渦軸起飛狀態(tài)（設計點）的性能參數(shù)與文獻公布數(shù)據(jù)比較見表1，計算結(jié)果與文獻[4]大部分數(shù)據(jù)吻合，參數(shù)偏差±3%以內(nèi)，有較好的參考價值。

3 性能參數(shù)調(diào)整分析

3.1尾噴管出口面積對主要參數(shù)的影響

3.1.1排氣通暢度

這里定義系數(shù)k=（V8-V0）/V0，即排氣速度與進氣速度之差（V8-V0）的無量綱化，當該系數(shù)k小于0時，意味著產(chǎn)生了負推力。

RTM322-01“軸改槳”時，速度包線由0.4拓寬至0.7，圖3展示了排氣通暢度與尾噴管出口面積減小幅度的關系。根據(jù)伯努利氣動原理，尾噴管出口面積縮小可增大排氣速度。隨著馬赫數(shù)增大，V0增加，必須減少出口面積使V8增大，才能使系數(shù)k大于0。

從圖2可知在進氣馬赫數(shù)Ma=0.7時，噴管出口面積需減少55%以上才能保證不出現(xiàn)負推力。

3.1.2功率

同燃氣渦輪轉(zhuǎn)速條件下，減小尾噴管出口面積，將使排氣速度增加，尾氣的能量增加，而使輸出軸功率下降。圖3的計算結(jié)果與此相符。

從圖 3可知ISA，H=0，M=0條件下，尾噴管出口面積減少量不應該超過60%，減少更多則會功率不達標（功率指標1491kW）。

3.1.3耗油率

該發(fā)動機“軸改槳”時，強調(diào)耗油率優(yōu)勢。在上述初選的尾噴管出口面積減小幅值55%～60%范圍，尾噴管面積越小，尾氣帶走能量越多，使耗油率越高。為保證足夠小的耗油率，尾噴管出口面積不能過小，所以優(yōu)先取接近55%。

3.2燃氣渦輪導葉流通能力對主要參數(shù)的影響

3.2.1功率

同樣燃氣渦輪轉(zhuǎn)速條件下，“軸改槳”后燃氣渦輪導葉流通能力增加，空氣流量增加，做功能力增加，因此輸出功率增加。從圖5可知，可通過增加燃氣渦輪導葉流通能力來補償噴管減小導致的功率損失，燃氣渦輪導葉流通能力增加6%，功率可提高3%。

3.2.2耗油率

燃氣渦輪導葉流通能力增加，使共同工作點向流量增加壓比減小的方向移動，這樣導致了一定程度的壓氣機和渦輪效率下降，因此將使耗油率升高。

3.2.3渦輪間溫度Tt45

燃氣渦輪導葉流通能力增加使得部件效率下降，與此同時功率卻增加，則只能靠增加燃油流量升高燃氣溫度。燃氣渦輪導葉流通能力、馬赫數(shù)對Tt45的影響計算結(jié)果如圖7，符合燃氣渦輪導葉流通能力增加，將使Tt45溫度升高的規(guī)律。

圖中可見流通能力增加6%，將使Tt45溫度升高30℃左右，增加10%時溫度升高60℃左右。資料顯示，RTM322-01發(fā)動機渦輪前溫度裕度約為70℃，那么考慮壽命期性能衰退35℃，那么軸改槳時Tt45溫度升幅不應超過35℃，說明燃氣渦輪流通能力增加6%基本已經(jīng)是極限。

4 結(jié)論

RTM322-01渦軸改渦槳發(fā)動機時，性能方面主要調(diào)整尾噴管面積和燃氣渦輪流通能力。這兩個主要參數(shù)調(diào)整造成的影響主要有：

1）為了適應速度包線從M=0.4拓展到M=0.7，必須調(diào)小尾噴管面積不少于55%，以避免產(chǎn)生負推力。

2）尾噴管面積減少會使功率下降，其減少量不能超過60%，以保證起飛功率2000hp。尾噴管面積減小不利于降低耗油率，尾噴管面積應盡可能大，因此取減少55%較合適。

3）燃氣渦輪流通能力增加卻會使得Tt45溫度升高，流通能力增加6%，將使Tt45溫度升高30℃、溫度裕度不足，因此取6%左右是合適的。

參考文獻：

[1] 尹澤勇等.渦軸（渦槳）/渦扇（渦噴）發(fā)動機通用核心機技術[J].航空動力學報，2008，第23卷第11期.

[2] Norman F. Egbett and Theodore F. Common Core Development Approach for Allison T406/AE Family of Turboshaft， Turboprop， and Turbofan Engines [J]. AlAA 94-2829.

[3] 凌天鐸.一次成功的“軸改槳”實踐[J].南華動力，1998，2.

[4] Mark Daly. Janes Aero-Engines [M].? Issue 25，UK，Jane's information group limited house，2009.

[5] 高楊.RTM322發(fā)動機的設計特點和啟示[J].南華動力，2014，3.

[6] 顧永根等.渦槳九發(fā)動機的研制[J].航空科學技術，1998，2.

作者簡介：

黃慶（1984.11-），男，碩士研究生，工程師，研究方向：航空發(fā)動機總體性能設計.