2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

2013-07-07徐兴亚郑海飞唐文彬

航空发动机 2013年5期

关键词：叶间涡扇等温

徐兴亚，唐豪，郑海飞，唐文彬

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

2种涡轮燃烧形式的涡扇发动机性能研究

徐兴亚，唐豪，郑海飞，唐文彬

（南京航空航天大学能源与动力学院，南京210016）

为了研究不同涡轮燃烧形式对大涵道比涡扇发动机的性能影响，在传统发动机数学模型的基础上，分别加入各型涡轮燃烧结构的热力学计算模型，分析比较了在不同工作过程参数下，4种带涡轮燃烧结构发动机与传统发动机的性能（单位推力和单位燃油消耗率）随风扇增压比、高压压气机增压比、高压涡轮进口总温和涵道比的变化关系。结果表明：涡轮级间燃烧室（ITB）与涡轮叶间燃烧室(TIB)各有特点，但都能够明显提高传统分别排气涡扇发动机的性能，其中高压涡轮叶间燃烧室（H TIB）效果尤为突出。

涡轮叶间燃烧室；涡轮级间燃烧室；性能参数；热力循环；数学模型

0 引言

高推质比、高效率、低油耗、低排放和宽广稳定工作范围的发动机热力循环模式是长期以来的研究焦点[1]。近年来,一些新型热力循环被深入研究。1987年，Rmaohalli[2]提出了涡轮内燃烧的概念，主要是用涡轮内恒温燃烧取代主燃烧室；1997年，Sirignano、Delplanque和Liu在保留主燃烧室的基础上提出了涡轮内等温燃烧概念，并阐述了其物理原理[3-5]；2003年，K.H.Liew提出涡轮级间燃烧的概念，即在高、低压涡轮过渡段之间实现组织燃烧[6]。以上都是利用涡轮前的高温燃气，在涡轮叶间或涡轮级间进行喷油燃烧，这在理论上可以提高热力循环性能。相对于加力燃烧室来说，涡轮燃烧室能够在少量增加耗油率的前提下，使单位推力大幅增大。对于不适合使用加力燃烧室的分别排气涡扇发动机来说，该技术特别值得关注。

本文研究比较了涡轮级间燃烧室（Inter-Turbine Burner，ITB）发动机、涡轮叶间燃烧室（Turbine Inter-Blade Burner,TIB）发动机与传统发动机在不同过程参数下所体现出的性能；并比较了TIB下3种不同热力循环的区别。

1 不同涡轮燃烧技术的热力循环

目前，涡轮内燃烧有多种技术方案，但本文仅比较2种在燃烧机理上具有代表性的涡轮燃烧形式：（1）涡轮级间燃烧室（ITB），是在高、低压涡轮级间过渡段的流动通道内建立1个微小型的等压燃烧室。在结构上是1个独立的燃烧室，其热力学原理与传统发动机主燃烧室大致相同。（2）涡轮叶间燃烧室（TIB），即在涡轮叶片间安装喷嘴，在其通道内进行燃烧，其原理是燃气在吸收燃料所释放的能量的同时对涡轮作功。这部分燃料的能量所转化的机械功主要是驱动压气机所需要的。那么主流燃气在经过涡轮后，基本上没有功量（热量）的损失（理想状态下），涡轮前后总温相等或者涡轮后总温略微下降，这样在涡轮内就实现了等温或者近似等温燃烧[7]。

这2项技术已经成为极具挑战性的航空动力热力循环研究领域的热点课题。但国内外各类文献中均为研究1种涡轮燃烧形式对发动机性能的影响，缺乏对不同涡轮燃烧技术的区别比较，特别是缺少在分别排气涡扇发动机上的研究报道。

分别排气涡扇发动机结构如图1所示。图中Q代表传统涡扇发动机在主燃烧室（BASE）内的燃烧，Q1a与Q1b分别代表高、低压TIB燃烧，Q2代表了高、低压ITB燃烧。

图1 大涵道比涡扇发动机结构

ITB燃烧有2种热力循环模式[8]：（1）如图2（a）所示的3-4-4b-5b-1过程，其特点是高压涡轮前燃气温度T3与低压涡轮前燃气温度T4b相等，能够提供更大推力；（2）3'-4'-4b-5b-1过程，其特点是降低主燃烧室的出口温度至T3'，从而有效减少NOX的排放。目前国内对ITB已经展开研究[9-10]。为了更好体现ITB性能，本文计算采用推力较大的模式。

TIB燃烧有3种热力循环模式：（1）如图2（b）中黄线所示的低压涡轮叶间燃烧（LTIB）；（2）如图2（b）中绿线所示的高压涡轮叶间燃烧（HTIB）；（3）如图2 （b）中绿线和红线所示的高低压涡轮叶间共同燃烧（H<IB）。由于目前国内对涡轮叶间等温燃烧研究较少，本文同时分析比较TIB的3种模式。

仅从图2中的温熵图可见，不论哪种涡轮燃烧形式比传统的布雷顿循环（1-2-3-4-5-1）都明显地增大了循环热量，有效提高了输出功，且H<IB要明显优于HTIB、LTIB和ITB，但后3种结构的热力性能优劣犹未可知；同时，从热力学循环性能分析的角度看，仅说明了理论可行性，而最需要关注的是，当各类新型热力学循环应用于发动机后能否真正提升其性能，还需要进一步使用数值计算来验证比较。

图2 2种涡轮燃烧形式的热力循环

2 热力性能数学模型

对于分别排气涡扇发动机来说，衡量其性能是否优良的主要性能参数是单位推力FS和单位燃油消耗率sfc。假设内外涵尾喷管完全膨胀，同时忽略燃气流量与入口空气流量的差别，那么分别排气涡扇发动机的单位推力为[11]

式中：C0、C9f、C9分别为发动机入口、外涵道出口、内涵道出口的流速；Wa、W9f、W9分别为发动机入口、外涵道出口、内涵道出口的流量。

根据能量平衡原理及燃烧室数值模型，可建立同时适合4种燃烧室的能量关系式

式中：W1、T1、fa1分别为燃烧室入口燃气流量、温度、油气比；T2、fa2为燃烧室出口燃气温度、油气比；Wf为燃烧室的燃油流量；H(T，fa)为焓函数，函数变量为气体温度与油气比；ηt为燃烧室的燃烧效率；Hu为燃油低热值；LTIB为涡轮轴输出功（对于主燃烧室和ITB其值为0）。

通过式（2）可求出各燃烧室的燃油流量Wf，从而得到单位燃油消耗率

本文以美国GE公司的TF34系列涡扇发动机为研究对象，在传统分别排气涡扇发动机的基础上，采用部件法[12]，加入涡轮燃烧模块，建立气动热力计算模型，利用C++面向对象技术编写出1套针对带涡轮燃烧技术的分别排气涡扇发动机的总体性能计算程序。

3 计算结果与分析

设计发动机时，由于风扇增压比πF、高压压气机增压比πCH、高压涡轮进口总温Tt4和涵道比B对FS和sfc有着极大影响，如何选取最合理的过程参数作为设计点尤为重要。通过气动热力计算，分析了ITB、TIB与传统发动机在设计点下性能参数随过程参数的变化情况。

3.1 风扇压比的选取

发动机性能（FS和sfc）随风扇压比变化关系如图3所示。图中，Ma=0.6、H=7 kM、B=6.2、πCH=14、Tt4=1500 K。

图3 发动机性能随风扇压比变化关系

从图3中可见，与传统发动机相同，ITB与TIB发动机也有对应最大推力的最佳增压比πF,opt和最小油耗的最经济增压比πF,ec，但传统发动机的低压涡轮输出给风扇的功的能力不足，而ITB与TIB有着更为宽广的风扇增压比可变范围。与热力循环分析结果一致，在各种循环过程中，H<IB输出功最大，表现在图3（a）上就是H<IB单位推力最大。

HTIB发动机的性能参数在图3中显得尤为突出，在其最经济压比下的耗油率与传统发动机的几乎相同，但推力增大的幅度要大得多，这是由于在高压压气机增压比不变的情况下，高压涡轮不需对风扇压比增大而输出额外的功，那么维持高压涡轮内等温燃烧的油量相对较少的同时，在低压涡轮入口就能得到高温气体，从而推力就大。对于ITB与LTIB来说，二者性能相似，ITB略高于LTIB，这是由于在高压涡轮出口后，ITB的低温燃气有1个定压燃烧温升的过程，而LTIB等温燃烧仅维持低温不变。

3.2 压气机压比的选取

发动机性能（FS和sfc）随压气机压比变化关系如图4所示。图中，Ma=0.6、H=7 kM、B=6.2、πF=1.8、Tt4=1500 K。

图4 发动机性能随压气机压比变化关系

与图3不同，图4中的曲线较平缓，这是由于对于大涵道比分别排气涡扇发动机来说，内涵道空气流量较少，仅提供较少部分推力，推力主要由外涵道提供。虽然压气机压比的增大无法对大涵道比涡扇发动机性能产生较大影响,但ITB与TIB的总体趋势依旧明显优于传统发动机。在4种涡轮燃烧结构中，ITB在较小的压比下就可达到最经济压比，这就无法做到以进一步增加压气机压力来同时减少油耗增大推力；与ITB相反，LTIB过早的达到最大推力的最佳增压比，随着压比增大，sfc的变化就越平缓,且较大的压比带来的是压气机和涡轮级数的增加，从而增加发动机质量，因此压气机压比应适当选取。同理适用于HTIB与H<IB。值得一提的是HTIB的性能略有降低，这是由于在HTIB内，既要喷油以维持高压涡轮内的等温，还要因高压涡轮对压气机压力提高所需要的输出功额外喷油，而在高压下提高燃气压力，比低压下所需的功要多，因此其油耗快速增加。

3.3 涡轮前温度的选取

由于涡轮燃烧技术的特殊性，必须同时考虑高、低压涡轮进口温度Tt4和Tt5的选取。其中H<IB与ITB需要设定Tt5，而前者为等温燃烧过程，后者为恢复到主燃烧室出口温度的温升过程，因此2种情况均设定Tt5=Tt4。

发动机性能（FS和sfc）随高压涡轮前温度变化关系如图5所示。图中，Ma=0.6、H=7 kM、B=6.2、πF=1. 8、πCH=14。

图5 发动机性能随高压涡轮前温度变化关系

从图5中可见，与传统发动机相同，ITB与TIB发动机的FS随着Tt4的升高单调增大，耗油率sfc存在最经济涡轮前温度。由于H<IB与HTIB最经济温度相对较低，无法显示在计算温度取值范围内，但刚好体现了H<IB与HTIB的优势，即由于采用高压涡轮内等温燃烧技术，在较低温度下就能产生较大推力，这是LTIB与ITB所不具备的。

此外，传统发动机在Tt4＞1400 K时才产生推力，这是由于在很低的Tt4下，只有很小的加热量，仅够克服气流流动过程损失而不能产生推力，但是ITB 与TIB在1300 K就能提供推力，而且尽管传统发动机的Tt4达到1600 K，其产生的单位推力也依然小于1400 K下ITB与TIB的。涡轮燃烧技术带来的较低涡轮前温度不仅能够降低NOX的排放，对涡轮的热防护也十分有利[13]。

3.4 涵道比的选取

发动机性能（FS和sfc）随涵道比变化关系如图6所示。图中，Ma=0.6、H=7 kM、πF=1.8、πCH=14、Tt4=1500 K。

图6 发动机性能随涵道比变化关系

图6（a）中各类发动机的单位推力曲线基本平行，这是由于涵道比的改变并不影响热力循环过程而只是改变了流量的分配。对于传统分别排气涡扇发动机而言，内、外涵出口速度相等时能量分配为最佳，因此在风扇压比一定的情况下，会有1个最经济涵道比。带涡轮燃烧技术发动机由于增加了燃烧过程，内涵出口速度较大，因此最经济涵道比要大于传统发动机的。

图6（b）中LTIB曲线相对平缓，这是由于其低压涡轮内等温燃烧，内涵气流出口速度较小，已经较接近外涵出口，耗油率降低速度放缓。

3.5 发动机设计点性能比较

由以上分析可知，发动机内增加涡轮燃烧结构必然带来单位推力的大幅增大，但对发动机的耗油率的影响有待进一步研究，将推力增大与耗油率提高结合比较研究才能够更全面作性能评估。设定飞行状态为：Ma=0.6、H=7 kM，B=6.2，Tt4=1500 K，以总压比为单一变量，分别选择各结构的最经济风扇压比和最适合压气机压比，比较ITB、TIB与传统发动机的设计点性能。

从表1中可见，ITB、LTIB与H<IB的单位推力与耗油率比传统发动机的都有所增加，但单位推力增大的幅度要远高于油耗率提高的幅度。其中ITB 与LTIB性能提升幅度较小，H<IB单位推力最大但耗油率也最高。性能最突出的是HTIB发动机，在单位推力大幅增大情况下耗油率没有提高反而略有降低，体现了高压涡轮内等温循环概念的优越性。

4 结论

通过对4种应用涡轮燃烧技术的发动机与传统发动机在不同设计参数下的单位推力和单位燃油消耗率的对比发现，涡轮燃烧技术具有以下特点。

（1）依据热力循环原理以及性能计算分析，采用涡轮燃烧技术的TIB与ITB是可行的，在单位燃烧消耗率仅少量提高的同时大幅增大单位推力，明显提高了传统分别排气涡扇发动机的性能。

（2）ITB与TIB相比，同为增加低压涡轮作功的ITB与LTIB性能相似，但都不如利用高温燃气在高压涡轮内等温燃烧的HTIB，而高、低压涡轮内共同等温燃烧的H<IB燃烧室单位推力最大、油耗也最高。

（3）涡轮燃烧技术带来了更宽广的设计点参数，压比与涵道比大幅增大；同时在较低的涡轮前温度下也能提供较大推力，为下一代航空发动机设计奠定了良好的基础。

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Performance Study of Turbofan Engine with Two Forms of Combustion in Turbine

XU Xing-ya,TANG Hao,ZHENG Hai-fei，TANG Wen-bin
（College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 210016,China）

In order to study the influence of different technical schemes of combustion in turbine on a high bypass ratio turbofan engine,by adding each thermodynamic model of combustion in turbine to the mathematical model of traditional engine.The relations between engines with combustion in turbine and traditional engine in different parameters(ondesign)were calculated and compared as fan pressure boost ratio,high pressure compressor pressure boost ratio,high pressure turbine inlet total temperature and bypass ratio.The results show that:Inter-Turbine Burner(ITB)and Turbine Inter-Blade Burner(TIB)have different features.Both of them can significantly improve the performance of traditional separate-flow turbofan engine,and the effect of High pressure Turbine Inter-Vane Burner(HTIB)is particularly prominent.

combustion in ITB turbine;TIB;performance parameter;thermodynamic cycle;mathematical model