高推重比航空发动机部件匹配研究

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1、第38卷第1期航空发动机Vol.38No.12012年2月AeroengineFeb.2012高推重比航空发动机部件匹配研究张跃学，李斌，张军峰，叶代勇（中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳110015）摘要：针对未来高推重比涡扇发动机的高、低压涡轮功分配问题，进行了总体性能设计研究，并与常规布局涡扇发动机进行对比分析，归纳出其设计难点；提出了2种解决途径，即改变压缩系统的结构形式和采用涡轮间燃烧技术。关键词：涡扇发动机；总体性能；耗油率；单外涵；双外涵；涡轮间燃烧InvestigationonCompo

2、nentMatchingofHighThrust-weightRatioAeroengineZHANGYue-xue，LIBin，ZHANGJun-feng，YEDai-yong（AVICShenyangEngineDesignandResearchInstitute，Shenyang110015，China）张跃学（1981），男，工程师，主要从事航空发动机总体性能设计工作。Abstract:Aimingatpowerdistributionoffuturehighthrust-weightratio

3、enginehighandlowpressureturbine,thegeneralperformancedesignwasconductedandcomparedwith收稿日期：2011-07-05thatoftheconventionalturbofanengine,thedesigndifficultiesweresummarized.Twosolutionsaboutchangingcompressionsystemstructureandadoptinginterstageturbineco

4、mbustiontechnologywereproposed.Keywords:turbofanengine;generalperformance;fuelconsumption;single-bypass;double-bypass;interstageturbinecombustion位推力为130daN/kg/s，风扇压比至少大于5，此时0引言与之匹配的低压涡轮落压比为2.0以上，高压压气未来飞机要求具备更长的航程、更好的任务灵机压比为6左右，高压涡轮落压比为2.5～3.5。初步活性、更高的巡航速

5、度、更低的寿命期成本和更大的的结构布局为3级风扇、5级高压压气机和单级高承载能力等特点，对于战斗机还特别突出机动性和压涡轮。为解决采用单级低压涡轮其落压比难以达敏捷性。为满足飞机性能的发展需求，航空发动机发到2.0以上，且高、低压涡轮的负荷分配不协调的问展的主要目标是：更高的推重比、更低的耗油率、更题，提出了调整压缩部件的布局形式和采用涡轮级低的寿命期成本和更高的可靠性。美、英、法、德、意间燃烧的技术途径。根据上述循环分析结果，选取1等航空推进技术发达国家制定“综合高性能涡轮发个基准方案，并在此基础上对

6、上述2个技术途径进动机技术（IHPTET）”计划、“多用途且经济可承受的行分析。先进涡轮发动机（VAATE）”计划、“先进核心军用发1调整压缩部件的布局形式分析动机(ACME)”计划和“先进军用发动机技术(AMET)”计划等，围绕发动机的推重比和经济性，开展高推重通过调整压缩部件的布局形式，来改变高、低压比涡扇发动机技术研究。根据航空发动机主要参数涡轮功的分配。第1种布局形式为单外涵方案：将基趋势分析，预计下一代发动机的推重比达到12以准方案风扇的第3级后移放在高压压气机前，由高上，单位推力为130da

7、N/kg/s左右，涡轮进口温度为压轴驱动，称为核心机驱动风扇级（CDFS），与高压2000K左右，总增压比为25～30。压气机之间形成1个涵道。第2种布局形式为双外本文通过对高推重比涡扇发动机的主要循环参涵方案：以第1种布局形式为基础，在风扇前2级和数进行分析，在保持涵道比不过小的情况下，确定单第3级之间新增1个涵道。2种布局形式分别如图14航空发动机第38卷1、2所示（箭头表示气流流向）。第2第1高压风扇风扇外涵道CDFS外涵道压气机CDFS高压压气机图1单外涵方案压缩部件图2双外涵方案压缩部件在保证

8、与基准方案中发动机空气流量相差不大，高压涡轮进口温度、总增压比以及各部件效率和流道损失相当的情况下，进行单、双外涵方案的热力循环分析。1.1单外涵方案循环分析前涵道比和总涵道比分别定义为：前涵道比=在风扇和高压压气机的压比变化时，对发动机第2外涵道空气流量/进入CDFS空气流量；性能及部件参数的影响分别如图3～5所示。风扇和总涵道比=2个外涵道总气流流量与高压压气高压压气机的压比对在最大状态下的单位推力、耗机空气流量之比。油率和中间状态耗油