唐宇峰+齐晓雪

[摘 要]齿轮传动发动机是一种新形式的发动机，具有低耗油率和低噪声的特点。通过齿轮箱的设计，风扇、低压压气机和低压涡轮在各自适合转速工作，与常规形式发动机在总体和部件设计方面会出现一些变化。基于已有核心机对GTF发动机热力循环参数研究，完成总体性能方案设计，分析GTF发动机特点和关键技术。

[关键词]齿轮传动涡扇发动机；热力循环参数；核心机；性能；关键技术

中图分类号：V235.13+1 文献标识码：A 文章编号：1009-914X（2017）04-0113-02

[Abstract]Geared Turbofan（GTF）engines configuration is advanced， with the new features about lower Specific Fuel Consumption level and lower noise level. The gear box adopted by GTF engine which made fan， low pressure compressor and low pressure turbine rotate at the ideal speed， compared with conventional configuration engine is different in overall and component design. Based on foundation of advanced core engine， thermodynamic cycle parameters are conducted to study， overall performance project design of GTF is preformed， key technologies and Characteristics of GTF are analyzed.

[Key words]GTF engine；thermodynamic cycle parameters；core engine；performance；key technologies

0.引言

随着世界经济的高速发展，高效的航空运输需求日趋增加，这需要投入更多、更先进的飞机来满足运输需求。作为飞机的动力装置，航空发动机的发展也需要快速发展，世界先进航空发动机公司都在加大研制经费，用以研发高效、节能、环保的大涵道比涡扇发动机[1]。

齿轮传动涡扇发动机（GTF）是一种新结构形式的大涵道比涡扇发动机，在风扇和低压压气机之间加入齿轮箱，使风扇、低压压气机和低压涡轮在各自适合转速工作，增大涵道比，提高推进效率，降低耗油率。由于其优越性，使得普惠公司和罗罗公司都在大力发展该类型不同推力级的发动机。

本文对GTF发动机气动方案研究，分析GTF发动机的特点和关键技术，为工程研制提供借鉴。

1.GTF发动机热力循环参数初步研究

从国内市场看，未来20年，90～110座级支线客机将有着较大发展空间，国内唯一一款自主研發的支线飞机ARJ21为90座级，其动力装置推力级别为8400kgf。根据一般飞机后续发展，会适时发展加长型，延伸座级范围，这需要更大推力级别发动机为其提供动力。为适应后续飞机发展需求，本方案确定GTF发动机起飞推力为10000kgf。

1.1 研究思路

方案将H=11km，Ma=0.8巡航状态作为发动机设计点，为便于分析，选用已有核心机进行热力循环参数研究，核心机参数如表1所示，按照以下思路设计：

（1）满足发动机设计点和起飞要求并留有一定余量[2]；

（2）在现有低压部件设计水平基础上保证低耗油率；

（3）发动机高温起飞温度裕度不小于100℃；

（4）发动机选用分排、喷口不可调形式。

根据以上设计思路，对发动机涵道比、总压比、涡轮前温度、风扇外涵压比以及齿轮箱传动比进行分析。

1.2 涵道比、总压比、涡轮前温度分析

根据选定核心机参数，对涵道比、总压比和涡轮前温度进行分析：

（1）对涵道比、总压比和涡轮前温度进行调整，研究对性能的影响；

（2）保证发动机内、外涵排气速度在合理范围；

（3）发动机风扇叶片尺寸≯1.75m；

（4）发动机高温起飞（H=0km，ISA+15℃）时，T4（涡轮前温度）≯1800K。

分析情况见图2～图3所示。

核心机参数未进行调整，分析低压压气机压比可以代替分析总压比。由图1可知，在同一涡轮前温度下，随着低压压气机压比增大，耗油率降低，推力增大，低压涡轮膨胀比增大；在同一低压压气机压比下，随着涡轮前温度的升高，推力增大，但在该范围内耗油率升高。由图2可知，保证发动机总压比不变，在同一涡轮前温度下，随着涵道比增大，耗油率降低，发动机推力增大；在同一涵道比下，随着涡轮前温度升高，推力和耗油率均增大。通过以上分析，在满足发动机指标的前提下，综合考虑到设计水平并留有一定余量，可以确定设计状态下涵道比为9.8，总压比为39，涡轮前温度为1572K。

1.3 风扇外涵压比分析

大涵道比发动机设计时，存在最佳风扇外涵压比。设计涵道比越大，最佳外涵压比越小[3-4]。但在实际设计时，要考虑现有设计水平以及工程应用，综合各种因素之后确定风扇外涵压比。

基于1.2的分析结果，在涵道比、总压比和涡轮前温度确定的前提下，对风扇外涵压比进行优化（如图3所示）。在满足推力和耗油率指标前提下，考虑到可实现性，风扇外涵压比最终选择为1.49。

1.4 齿轮传动比选取

齿轮箱是GTF发动机重要部件，传动比选取直接影响发动机性能。确定齿轮传动比需要确定风扇和低压压气机及低压涡轮转速。通过1.1～1.3节分析后，核心机气动参数、涵道比、总压比、涡轮前温度以及风扇外涵压比选取完成，风扇进口换算流量能够根据以上参数进行确定，本方案风扇进口换算流量为476kg/s，根据风扇设计水平，进口直径为1.74m。根据资料显示，PW1000G风扇叶尖切线速度为324m/s，考虑现有水平，本方案风扇叶尖速度为340m/s，从而确定风扇转速为3731r/min。

低压涡轮在高温高压条件下工作，气动载荷大于低压压气机，在转速选取上着重考虑低压涡轮设计水平。结合当前低压涡轮应力水平，确定低压涡轮转速为9327r/min。

根据风扇和低压涡轮转速选取，初步确定齿轮箱传动比为2.5。

2.GTF发动机初步总体性能方案

通过1.1～1.4节分析，得出发动机初步总体性能方案（表2所示），对發动机设计点和地面高温起飞点进行计算，初步评估发动机设计状态和起飞状态是否满足设计需求（表3所示）。

从以上方案看出：

（1）发动机起飞推力10500kgf，满足起飞要求，巡航耗油率0.533 kg/（kgf.h），比现役CFM56系列和V2500系列发动机降低约14%；

（2）高温天条件下，涡轮前温度为1762K，目前材料耐高温水平约1900K，温度裕度充足；

（3）风扇叶尖速度约为340m/s ，较低叶尖速度对于降低噪声有利；

（4）低压压气机和低压涡轮转速为9327r/min，高转速有利于降低部件级数。

3.GTF发动机特点分析

通过对总体性能方案进行初步设计，分析GTF发动机特点。本方案基于已有核心机匹配低压部件设计，仅对低压部件和齿轮箱设计特点进行分析。

发动机设计涵道比9.8，风扇叶片直径1.74m，外涵压比1.49，转速3731r/min，叶尖速度约340m/s 。风扇转速和叶尖速度较低，能够降低噪声和增加风扇的抗外物打击能力，但不利于风扇对气体做功，需对风扇叶片进行优化，提高效率。

低压压气机压比2.457，转速9327r/min，高转速使低压压气机使用较少的级数达到设计压比，级数减小有利于降低重量，但离心载荷增大，低压压气机轴需采用完全盘鼓结构设计，重量又会增加，会抵消级数减小带来的重量优势，而且高转速会产生较大噪声。

低压涡轮膨胀比为6.5，转速为9327r/min，高转速使低压涡轮用较少的级数达到设计膨胀比，但气流更容易分离，损失增大，雷诺数影响大，级间的气动匹配设计也更为困难。此外，高速低压涡轮同样样面临噪声和载荷增大的问题。

本方案中，高温起飞条件下齿轮箱的功率为12500kw，在有限尺寸内输出高功率对齿轮箱强度负荷大。高功率产生高热量，需要相应的润滑系统，与常规大涵道比发动机相比，滑油泵的供/回油能力需要更强。而且风扇和低压压气机/涡轮不在同一根轴上，支承方式会发生变化。通过方案设计和以上分析表明，GTF发动机研制需要以下关键技术：

（1）风扇设计

>低速、高效宽弦风扇叶片气动设计技术；

>宽弦风扇叶片气动声学一体化设计技术；

>大风扇复合材料空心叶片结构设计技术；

>大风扇气动稳定性设计技术。

（2）低压压气机设计

>高速、高负荷低压压气机气动和结构设计技术；

>高速、高负荷低压压气机降噪技术。

（3）低压涡轮设计

>高速低压涡轮级间匹配设计技术；

>高速低压涡轮叶片设计技术；

>低雷诺数高速低压涡轮气动、结构设计技术；

>高速低压涡轮降噪技术。

（4）齿轮箱设计

>齿轮箱总体设计技术；

>减速器设计技术；

>润滑系统设计技术。

（5）总体设计

>总体性能设计技术；

>整机匹配设计技术；

>GTF发动机总体结构设计技术。

4.结束语

GTF发动机通过加入齿轮箱，优化了风扇、低压压气机和低压涡轮三者的性能，发动机整机匹配和性能水平提升。齿轮箱传递功率大，且齿轮箱设计使总体设计发生变化。风扇转速和叶尖切线速度较低，利于降低噪声，低压压气机和低压涡轮转速高，利于减少部件级数。如开展GTF发动机研制，需要突破齿轮箱和减速器设计技术，并提高总体和部件的设计水平。

参考文献

[1] 黄红超，李美金，王为丽. 民用大涵道比涡扇发动机总体性能设计分析[J].大飞机发动机关键技术，2008（13）：61-63.

[2] Mattingly JD，HeserWH，PrattDT. Aircraft Engine Design[M]2nd Edition，AIAA Education Series，2005.

[3] 朱之丽，陈敏，唐海龙等，航空燃气涡轮发动机工作原理及性能[M].上海：上海交通大学出版社，2014.

[4] 索苏诺夫B A， 且普金B M.航空发动机和动力装置的原理、计算及设计[M].莫斯科国立航空学院，2003.

作者简介

唐宇峰（1985），男，工程师，从事大涵道比涡扇发动机总体性能设计工作。