带TIB的涡扇发动机性能研究

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1、2010年第36誓第6期V01．36No．6Dec．20101日／19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)程本林(1984)．男，在读硕士研究生。研究方向为航空发动机热力循环与热力性能。基金项目：国家自然科学基金151076065)和江苏省“六大人才高峰”高层次人才培养对象项目资助收稿日期：201怫231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

2、点。然而，为了提高单位推力(SpecificThrust,爵)、降低耗油率(ThrustSpecificFuelConsumption，‰)和拓宽发动机稳定工作范围，常会造成燃摘要：基于双轴混合排气涡扇发动机热力学模型，采用气动热力循环参数分析方法，计算分析了带有涡轮通道内燃烧室(TIB)涡扇发动机设计点的热力性能，研究比较了TIB对发动机高度特性、速度特性以及转速特性的影响。计算结果表明，采用TIB方法，虽然耗油率(‰)有一定增大。但发动机单位推力(研)明显增大，发动机性能得到改善。关键词：涡轮风扇发动机；涡轮通道内燃烧室；超紧

3、凑燃烧；单位推力；耗油率PerformanceStudyonTurbofanEnginewithTurbineInterBurnerCHENGBen—lin，TANGI--Iao，XUXia，LIXiao—pei(CollegeofEnergyandPowerEngineering，NanjingUniversityofAeronauticsandAstronautics，Nanjing210016，c㈣Abstract：Basedonthethermodynamicsmodeloftwo-spool,mixed-flowturb

4、ofanengine，thedesi奶pointpe咖几】口伽eofturbofanenginewithturbineinter—bladeburner6rm)11)(15calculatedandanalyzedbytheparameteranalysisoftheairthermodynamicscycle．TheeffectoftheTIBOntheenginealtitude，veloc蚵androtationalspeed,wasstudiedandcomparedwithconventionalturbofan．The

5、calculationresultss伽thatintroducingtheTIB,thespecificthrustisobviouslyincreasedwhilethespecificf-netco邢umptiononlyincreaseappreciab坟andtheengineperfo删eisimproved．Keywords：turbofanengine；turbineinter-bladebumer；ultra-compactcombustor；specificthrust；specificfuelconsumpt

6、ion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、‰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种既提高研又降低‰的热力循环模式是长期以来航空动力推进2010年第36■簟6期V01．36No．6Dec．2010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

7、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旧；且近些年发展起来的超紧凑燃烧室(Ultra-compactCombustor，UCC)技术[31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(TurbineInter-bladeBurner，'lib)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

8、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