核心机派生间冷回热航空发动机热循环参数匹配研究

郭鹏超 马朝 唐治虎

摘要：间冷回热航空发动机作为一种新概念动力技术，可满足未来民用航空发动机对成本控制、环境友好性等方面的要求。以成熟的核心机为基础，在常规热力循环基础上增加间冷过程和回热过程，匹配低压系统派生间冷回热涡扇发动机，进行热力循环参数选择与性能仿真分析。结果表明，派生的间冷回热航空发动机性能提升明显，与常规循环发动机相比，净推力增加14.85%，耗油率降低14.02%；风扇外涵压比、涵道比、增压机压比、间冷度、回热度、外涵间冷用气量等参数对IRA性能有很大影响，合理优化热力循环参数匹配可以显著改善发动机性能。研究结果为后续间冷回热航空发动机的方案论证与开展提供了参考。

关键词：间冷；回热；航空发动机；核心机；派生；匹配

中图分类号：V211.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.003

随着世界经济和社会的发展，民用航空运输市场不断扩大。同时，燃油价格日益上涨，国际民用航空组织（ICAO）和世界各国政府的环保要求愈发严格，迫使民航领域寻求耗油率更低的发动机，并满足噪声和污染物排放的规定[1-2]。从热力学观点分析，涡扇发动机低油耗的实现主要是提高推进效率和热效率。提高推进效率主要通过提升涵道比，提高热效率则主要是通过提升发动机总压比、涡轮前温度和各部件效率等热循环参数。目前，常规涡扇发动机热力循环参数和部件效率水平已经很高，提升空间有限，因此世界各航空发动机公司致力于新型热力循环发动机研究以降低耗油率如间冷回热航空发动机（intercooled recuperated aero-engine，IRA）[3]。間冷回热航空发动机概念是德国MTU公司在2000年前后提出的，其思想是在常规循环分开排气大涵道比涡扇发动机的基础上加装间冷器和回热器，以提高热效率[4]。Andriani等[5]对间冷回热循环过程进行理论分析和性能仿真计算，结果表明IRA可有效降低耗油率。在新型航空发动机方案（NEWAC）中，Xu等[6-7]以飞行任务为目标，通过TERA2020软件对IRA进行性能优化，得到相同结论。Kyprianidis等[8]对间冷发动机和间冷回热发动机开展概念研究，指出IRA可显著降低氮氧化物排放，但是运营成本较高。西北工业大学龚昊等[9-10]深入研究了IRA的循环参数优化及间冷回热器设计方法。曹梦源等[11]利用MATLAB平台计算三轴分排间冷回热涡扇发动机性能，指出换热器的流阻对发动机性能有显著影响，流阻过大会使IRA性能不如常规循环发动机。张琦等[12]研究了间冷技术和回热技术对涡扇发动机性能影响，提出回热器是影响发动机耗油率的最主要因素。

航空发动机的研制过程是一项复杂的系统工程[13]。国内对IRA的研究还在概念验证阶段，工程实际应用尚未开展，而在发动机系列发展道路上国内通常采取“核心机和技术验证机”的途径派生发展发动机[14]。本文以国际上核心机派生最为成功的CFM56发动机为基准发动机，在其核心机基础上派生发展间冷回热涡扇发动机，开展大涵道比间冷回热涡扇发动机循环参数匹配研究，为后续国内在核心机基础上开展IRA技术的研究提供参考。

1研究模型及基本原理

间冷回热涡扇发动机是在常规涡扇发动机热力循环基础上增加间冷循环和回热循环，本文研究的发动机模型示意图如图1所示，为双轴分开排气大涵道比间冷回热涡扇发动机。间冷器位于增压级与高压压气机之间，增压级出口气流通过间冷器与外涵气流换热后，总温降低，随后进入高压压气机。总温低的气体更易压缩，与常规循环发动机相比，在实现相同增压比的情况下，增加间冷循环可有效减小高压压气机所消耗的涡轮功。

回热器位于低压涡轮后，高压压气机出口气流首先进入回热器后再返回燃烧室进口。回热器吸收低压涡轮后废热对进入燃烧室进口的气流预热，提升总温。在相同的涡轮前温度下，燃烧室温升降低，减少了燃油消耗量；低压涡轮出口的气流经换热后排气温度降低，进一步提升发动机热效率。间冷回热涡扇发动机具体热力循环分析本文不再赘述，详见参考文献[10]。

2计算模型

本文基准发动机选取常规循环涡扇发动机CFM56-3发动机。CFM56-3发动机作为波音737客机的动力装置，为双轴分开排气大涵道比涡扇发动机，具有1级风扇、3级增压级、9级高压、1级高涡以及4级低涡。CFM56-3发动机设计点（爬升状态）的热力循环参数见表1[15]。净推力和耗油率为通过总体性能仿真软件GasTurb仿真计算结果，与文献中提供的CFM56-3性能数据一致。

基于成熟的核心机匹配低压系统派生发动机，需要考虑核心机与低压系统的匹配约束关系[16-18]。本文在保持CFM56-3发动机核心机的高压压比、涡轮前温度、高压进口换算空气流量参数不变的基础上，派生间冷回热发动机，研究不同热力循环参数及其匹配对IRA性能的影响。研究参数包括风扇外涵压比、涵道比、增压级压比、间冷器参数（包括间冷度、总压损失系数、外涵间冷用气量）和回热器参数（回热度、总压损失系数）。

为保持派生发动机与基本发动机在相同的技术水平下对比性能（净推力和耗油率），派生发动机的各部件效率、引气量等参数均保持不变。

3循环参数匹配分析

3.1风扇外涵压比、涵道比参数的影响

对于大涵道比分开排气涡扇发动机，在核心机给定的前提下，风扇外涵压比和涵道比是影响发动机性能的关键热力循环参数。图2、图3为间冷度（ICE）、回热度（HXE）不变的条件下风扇外涵压比和涵道比对IRA性能的影响。考虑到实用单级风扇的设计制造能力，风扇外涵压比的选取范围为1.35～1.7；参考CFM56系列发动机涵道比，涵道比选取范围为4.9～8.9。

由图可知，随涵道比的增大发动机净推力增大，耗油率减小。每个固定涵道比下，存在最优风扇外涵压比使发动机净推力最大或耗油率最小，最优风扇外涵压比随涵道比增大而减小。同样，每个固定涵道比下，存在最优风扇外涵压比使发动机耗油率最小，最优风扇外涵压比随着涵道比增大而减小。但是使发动机净推力达到最大的最优风扇外涵压比并不同时使耗油率最低。因此，需要对发动机净推力和耗油率进行权衡。

涵道比在6.9～8.9范围内，部分风扇外涵压比下缺少发动机性能数据，这是因为在高涵道比下外涵空气流量大，而核心机涡轮前温度一定，随着风扇外涵压比的增大，当风扇压缩功率大于低压涡轮可提供的最大功率时导致发动机无法共同工作，缺少工作点。

下面就间冷度和回热度对最优风扇外涵压比的影响进行分析。给定涵道比5.9，参考国内外换热器相关研究，间冷度及回热度选取0.5～0.8。

由图4和图5可知，对于间冷回热发动机，在相同外涵风扇增压比下，间冷度、回热度越高，越有益于提升发动机的性能，发动机推力增大，耗油率减小。在不同的间冷度和回热度下，最大净推力对应的风扇外涵压比分布在1.55～1.60，最低耗油率对应的风扇外涵压比分布在1.45～1.55。相比涵道比对最优风扇外涵压比的影响，间冷度、回热度参数的影响程度较小。

3.2增压级压比的影响

核心机高压压比确定后，低压压缩系统压比（包括风扇内涵压比和增压级压比）决定发动机总增压比。对于IRA发动机，在研究总增压比对发动机性能影响时，为不影响回热器回热效果，应注意高压压气机出口总温与低压涡轮出口总温的匹配性。这是因为随着总增压比的提高，高压压气机出口总温升高，压气机负荷增大，需要提取更多的涡轮功，涡轮焓降增加，在涡轮前温度不变的情况下，致使低压涡轮出口总温降低。如果低压涡轮出口总温低于高压出口总温，回热器反而会降低燃烧室进口总温，提高排气总温，对发动机性能产生负面效果。参考文献[19]将GE90发动机改造成间冷回热涡扇发动机模型，热力循环参数保持不变，对比常规循环发动机和IRA发动机性能，得出间冷回热涡扇发动机没有益处的结论。参考文献中没有给出原因，本文分析原因为GE90发动机低压涡轮后总温低于高压压气机出口总温，增加回热模型后，发动机性能反而衰减。本文在研究低压压缩系统压比对发动机性能的影响时，为便于分析，低压压缩系统压比只考虑增压级。考虑实际大涵道比涡扇发动机增压级增压能力，增压级压比取值范围为1.7～6.2。

图6和图7为不同涵道比下，增压级压比对发动机净推力和耗油率的影响情况，风扇外涵压比取当前涵道比下耗油率对应的最优值。由图可见，发动机净推力随着IPR增大到一定程度后变化较为平缓，缓慢降低。发动机耗油率变化主要分为三个阶段，本文以BPR为5.9为例，分析耗油率变化趋势原因。图8为涵道比为5.9时发动机回热器冷、热两端总温温差随IPR变化的曲线。

第一阶段，IPR在1.7～2.7范围内，高压压气机出口总温低于低压涡轮出口，温差在100～200K之间，回热器有足够的回热效果，同时随着IPR增大，总增压比增大，发动机效率提高，耗油率降低。第二阶段，IPR在2.7～3.7之间，随着IPR的增大，高压压气机出口总温与低压涡轮出口总温温差逐渐减小，回热效果逐渐降低，且由于回热器总压损失产生负面影响，耗油率逐渐增高，至IPR为3.7时，温差接近0，此时，耗油率升至最高值，回热器无回热效果。第三阶段，随着IPR进一步增大，高压压气机出口总温大于低压涡轮出口总温，虽然此时回热器产生负面影響，但是随着总增压比的提高，总增压比对耗油率带来的正面影响大于回热器产生的负面影响，耗油率又逐步下降。

因此，IRA发动机在进行热力循环参数选取时应注意高压压气机出口总温与低压涡轮出口总温的匹配性，保证回热器冷、热端有足够的温差，有利于回热器换热。

3.3间冷度和回热度配合关系的影响

根据发动机对性能追求目标的不同，如追求较大净推力或者较低耗油率，间冷度和回热度的不同配合关系可满足要求。图9和图10给出了间冷度和回热度配合关系对发动机性能的影响，图中等值线为推力（单位为kN）和耗油率（单位为g/kN？s）。

由图可知，沿着等间冷度线，随着回热度的增高，发动机净推力减小，耗油率减小，这是因为随着回热度增高，燃烧室进口总温越高，排气温度越低。燃烧室进口总温越高，燃油消耗量越少，耗油率越低；而推力会随着排气温度降低而降低。观察净推力和耗油率随回热度的变化趋势，可知回热度主要对耗油率产生影响。

沿着等回热度线，随着间冷度的增高，发动机净推力增大，耗油率减少。这是因为随着间冷度的增高，外涵气流总温越高，发动机外涵推力增大；另一方面，间冷度的增高会减少高压压气机消耗的涡轮功，致使耗油率降低。观察净推力和耗油率随间冷度变化趋势，间冷度主要对净推力产生影响。

间冷回热技术对发动机性能产生积极影响的同时，也存在一些问题，间冷度和回热度越高，换热效果越好，换热器的尺寸和质量也会增大[4，11]。换热器的增大会使得总压损失增大，降低发动机总增压比，这对发动机性能带来负面影响。图11反映了间冷器总压损失对性能参数的影响。图中，间冷器热端总压损失系数变化范围为0.9～1，间冷度变化范围为0.2～0.8，可见总压损失系数越大，发动机净推力越小，耗油率越大，总压损失系数对发动机性能影响程度大于间冷度的影响。因此，IRA应注意控制间冷度、回热度与总压损失匹配关系。发动机为得到较大的净推力，可选择较高间冷度的间冷器，为得到较低的耗油率，可选择较高回热度的回热器。

3.4间冷用气量占外涵道流量比例的影响

图12和图13为外涵道间冷用气量占外涵道流量的比例对发动机性能的影响。

由图12可知，对于固定核心机，每个涵道比下，均存在最佳外涵间冷用气量，使发动机净推力和耗油率同时达到最优值。最佳外涵间冷用气量不随涵道比的变化而变化。

3.5派生发动机热力循环参数及性能

降低耗油率一直是民用大涵道比涡扇发动机追求的目标，根据上述研究，以最小耗油率为优化目标，确定基于CFM56-3发动机核心机派生IRA发动机的热力循环参数。为便于同基本发动机性能对比，保持风扇进口空气流量不变，派生发动机涵道比同基准发动机保持一致，即4.9；风扇外涵压比选取最优值为1.55；增压比选取最优值为2.7；参考国内外换热器相关研究，取间冷器间冷度为0.6，总压恢复系数为0.98；回热器回热度为0.6，总压恢复系数为0.98；间冷用气量占外涵道流量比选取0.2。计算派生的IRA发动机净推力为114.56kN，耗油率为9.38g/（kN？s）。同基本发动机相比，净推力增加14.85%，而耗油率降低14.02%。

4结论

本文以CFM56-3发动机为基准发动机，在其核心机的基础上匹配低压系统，增加间冷和回热循环，派生发展间冷回热涡扇发动机，开展热力循环参数匹配研究，派生的间冷回热发动机性能相对于基准发动机性能提升明显，并得到以下结论，可为后续工程实践中应用核心机派生间冷回热发动机提供参考：

（1）每个固定涵道比对应着最优风扇外涵压比，使发动机净推力最大或耗油率最小，最优风扇外涵压比随着涵道比增大而减小，而间冷度、回热度对发动机最优风扇外涵压比的影响较小。

（2）存在最优增压级压比使发动机性能最优，选择增压级压比时，应注意高压压气机出口总温与低压涡轮出口总温的匹配性，保证回热器冷、热端有足够的温差有利于回热器换热，否则对发动机性能产生负面影响。

（3）IRA发动机应选择适中的间冷度和回热度，以便于控制总压损失；为达到较大净推力，尽量选择较大的间冷度；为达到较低耗油率，尽量选择较大回热度。

（4）在固定核心机下，存在最佳间冷用气量，使发动机推力和耗油率同时达到最优，最佳间冷用气量不随涵道比、风扇外涵压比、增压级压比、间冷度的变化而变化。

参考文献

[1]王占学，龚昊，刘增文，等.间冷回热航空发动机技术发展趋势分析[J].航空发动机，2013，39（6）：13-18. Wang Zhanxue，Gong Hao，Liu Zengwen， et al. Analysis of technicaldevelopmenttrendofintercooledrecuperated aeroengine[J].Aeroengine，2013，39（6）：13-18.（in Chinese）

[2]杨晓军，柳笑寒，常嘉文.航空发动机非挥发性颗粒物排放适航标准与审定[J].航空科学技术，2021，32（2）：32-37. Yang Xiaojun， Liu Xiaohan， Chang Jiawen. Airworthiness standardsandcertificationproceduresfornon-volatile particulate matter emissions from aircraft engines[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021，32（2）：32-37.（in Chinese）

[3]趙璧，宣益民.航空发动机间冷器及回热器发展研究综述[J].航空学报，2017，38（9）：6-26. Zhao Bi，Xuan Yimin. A review of research on intercoolers and recuperators in aero-engines[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica，2017，38（9）： 6-26.（in Chinese）

[4]Boggia S，Rud K. Intercooled recuperated gas turbine engine concept[R].AIAA2005-4192，2005.

[5]Andriani R，Ghezzi U. Performances analysis of high by pass jet engine with intercooling and regeneration[R]. AIAA-2009-4800，2009.

[6]Xu L，Kyprianidis K G，Gr？nstedt T U J. Analysis of an intercooled recuperated aero-engine[R]. ISABE-2011-1318，2011.

[7]Xu L，Kyprianidis K G，Gr？nstedt T U J. Optimization study of an intercooled recuperated aero-engine[J]. Journal of Propulsion and Power，2013，29（2）：424-432.

[8]Kyprianidis K G，Gr？nstedt T，Ogaji S O T，et al. Assessment of future aero-engine designs with intercooled and intercooled recuperated cores[J]. Journal of Engineering for Gas Turbines and Power，2011，33（1）：011701.

[9]龚昊，王占学，刘增文.间冷回热循环航空发动机参数匹配研究[J].航空动力学报， 2012， 27（8）： 1809-1814. GongHao，WangZhanxue，LiuZengwen.Studyon thermodynamic cycle parameter matching for intercooled recuperated aero-engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2012， 27（8）： 1809-1814. （in Chinese）

[10]龚昊.间冷回热涡扇发动机循环参数优化及间冷回热器设计方法研究[D].西安：西北工业大学，2016. Gong Hao. Study on cycle parameter optimization for intercooled recuperated turbofan engine and design method for intercoolerandrecuperator[D].Xi’an：Northwestern Polytechnical University，2016. （in Chinese）

[11]曹梦源，唐海龙，陈敏.中冷回热航空涡扇发动机热力循环初步分析[J].航空动力学报， 2009，24（11）： 2465-2470. Cao Mengyuan， Tang Hailong， Chen Min. Preliminary analysis of thermodynamic cycle of an intercooled recuperated turbofan engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2009， 24（11）： 2465-2470. （in Chinese）

[12]张琦，刘程远，滕金芳，等.间冷回热涡扇发动机热力学研究[J].推进技术，2017，38（3）：504-509. Zhang Qi， Liu Chengyuan， Teng Jinfang， et al. Parametric thermal analysis of intercooled and recuperated turbofan engine[J]. Journal on Propulsion Technology，2017，38（3）：504-509.（in Chinese）

[13]李昌紅，谈梦妮，王艳丽，等.航空发动机技术评审体系方案研究[J].航空科学技术，2020，31（8）：22-26. Li Changhong，Tan Mengni，Wang Yanli，et al. Research on technique review scheme for aero-engine[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020，31（8）：22-26. （in Chinese）

[14]黄顺洲，胡骏，江和甫.核心机及其派生发动机发展的方法[J].航空动力学报，2006，21（2）：241-247. Huang Shunzhou， Hu Jun， Jiang Hefu. Investigation of core engine and derivative aero-engine development[J]. Journal of Aerospace Power， 2006，21（2）： 241-247. （in Chinese）

[15]Joachim K. Propulsion and power[M].Switzerland：Springer，2018.

[16]欧阳辉，朱之丽，俞伯良.核心机派生涡扇发动机部件及整机匹配[J].航空动力学报，2010，25（9）：2057-2063. Ouyang Hui， Zhu Zhili，Yu Boliang. Components and engine matching of core-derived turbofan[J]. Journal of Aerospace Power， 2010，25（9）： 2057-2063. （in Chinese）

[17]欧阳辉，朱之丽.核心机派生匹配性能模型及其应用[J].燃气涡轮试验与研究，2010，23（2）： 10-14. Ouyang Hui， Zhu Zhili. Performance model and application of core-derivative engine’s matching[J].Gas Turbine Experiment and Research， 2010，23（2）： 10-14. （in Chinese）

[18]唐海龙，朱之丽，罗安阳，等.以已有核心机为基础进行发动机系列发展的初步研究[J].航空动力学报，2004， 19（5）： 636-639. Tang Hailong， Zhu Zhili，Luo Anyang， et al. A preliminary analysis of developing series of engines based on an existing core engine[J]. Journal of Aerospace Power， 2004，19（5）： 636-639. （in Chinese）

[19]Dewanji D，Rao A G，Buijtenen J P. Conceptual study of future aero-engine concepts[J]. International Journal of Turbo and Jet Engines，2009，26：263-276.

Research on Thermodynamic Cycle Parameter Matching for Core-derivative Intercooled Recuperated Aero-engine

Guo Pengchao，Ma Zhao，Tang Zhihu

AECC Xi’an Aero-engine Co.，Ltd.，Xi’an 710021，China

Abstract： As a new concept of power technology， the intercooled recuperated Aero-engine （IRA） could meet demands on the cost and environmental-friendliness in the fields of civil aero-engine. The intercooled and recuperated processes are incorporated into the conventional turbofan engine thermodynamic cycle， then the IRA could be derived based on mature gas turbine core-engine by matching low-pressure system. Thermodynamic cycle parameters choosing and performance simulation are carried out under this model. The results indicate that the specific fuel consumption is reduced to 14.02% while the net thrust is increased to 14.85% compared with conventional turbofan. Thermodynamic cycle parameters such as fan pressure ratio， bypass ratio， booster pressure ratio， intercooler effectiveness， recuperator effectiveness and bypass intercooling split have significant influence on IRA performance， which can be improved with the optimized matching. It provides reference for the subsequent scheme formulation and implementation of IRA.

Key Words： intercooled； recuperated； aero-engine； core engine； derivation； matching