渦軸發動機發展與技術趨勢

原標題：渦軸發動機發展與技術趨勢

渦軸發動機發展與技術趨勢

葛寧. 渦軸發動機發展與技術趨勢[J]. 南京航空航天大學學報, 2018, 50(2): 145-156.

摘要: 首先，對美國20世紀70年代以來各時期渦軸發動機發展規劃及其性能演變過程進行了梳理，並分析了不同循環類型及循環參數的選擇，進行了性能統計分析。然後，介紹了直升機/發動機一體化設計理論的基礎與方法。最後本文提出新一代超低排放渦軸發動機的概念，指出降低總耗油量的同時提高功重比，才能實現超低排放。

E T Johnson[1]，美國航空技術管理部(American aeronautical technology department，AATD)資深官員，長期以來一直是美國先進渦軸發動機計劃的參與者和支持者。早在20世紀70年代初，美國空軍開展了關於小型先進渦軸燃氣發生器(Small turbine advanced gas g enerator，STAGG)的設計、製造以及測試研究計劃。

STAGG計划下的渦軸發動機空氣流量範圍約為1~5lb/s，功率1 500軸馬力。取該功率作為STAGG背景指標主要考慮到當時美國80%的渦軸發動機功率都在1 500軸馬力以下，而且當時的觀點認為先進技術應用於中小功率下的渦軸發動機更為有效。該計劃的目的是向美國國防部和軍隊提供未來小型渦軸發動機核心機關鍵技術，用先進的部件設計技術融入現役發動機中，解決早期發動機性能匹配和結構完整性問題，縮短髮動機發展時間和降低研製費用。

該計劃由美國陸軍航空兵應用技術管理局以及它的前管理機構共同資助，並由通用電氣(GE)航空發動機公司具體實施完成。整個計劃分兩步：第一步完成1 500軸馬力級驗證機GE12，並以GE12為基礎將軸功率提高至1 700軸馬力(STAGG/GE12計劃)；第二步完成5 000軸馬力級現代渦軸技術驗證機(MTDE/GE 27計劃)。

計劃的整體目標是演示驗證美國下一代三軍通用的小型先進燃氣發生器。在20世紀60年代末期，AATD與GE航空發動機公司對GE12-1 500軸馬力級渦軸發動機方案進行了成功論證。論證的結果導致美國渦軸發動機全面發展並生產了T700-GE-700/-701/-701C和-4 01/-401C等系列發動機。這些發動機為8種在生產中的直升機提供動力，包括：西斯科的U H -60A(黑鷹)、麥道的「阿帕奇」AH-64、貝爾的「超級眼鏡蛇」和卡曼的「超級海妖」。T700渦軸發動機現已成為美國小型渦軸發動機發展的基準坐標，此後研發的渦軸發動機都以T700為標準來評定。

在1983~1988年間，美國開展了第二步計劃，即大功率5 000軸馬力級的現代發動機演示驗證技術(Modern technology demonstrator engine，MTDE)。GE27渦輪軸發動機論證項目成功實施，並取得了一系列顯著成績。與同一功率級別的T64-GE-4 16渦軸發動機比較，GE27性能有所提高：耗油率SFC降低了25%，功重比提高了43%。

之後，MTDE/GE27發展出GE38系列渦槳發動機。從GE38家族派生的T407發動機，目前作為美國海軍遠距離空中反潛能力飛機LRAACA計劃中Lockheed P-7A飛機的發動機。至此，T407發動機有了全面發展。

為了能夠按計劃更有效地完成渦軸發動機驗證項目，美國工業界和國防部下屬一些機構共同資助了許多先進部件技術方案論證項目，在這方面花費了大量的時間和精力。期間，美國國防部制定的研究項目更多地關注渦軸發動機技術發展的廣泛性和通用性，涵蓋了一系列重要學科和關鍵技術的發展規劃，目標是以較低的風險來發展和驗證新技術以滿足未來的需求。

E T Johnson提出了未來渦軸發動機的3種不同熱力循環：簡單、回熱及變幾何方案[2]。簡單循環關鍵技術包括先進軸流-離心組合壓氣機、現代發動機演示驗證技術、增壓級、高效渦輪及鑄造、先進燃燒室及材料等。回熱循環關鍵技術包括回熱燃燒室和熱交換器、先進離子分離器及可變幾何動力渦輪。然而，需要指出的是，未來大部分直升機任務仍將採用簡單循環下的渦軸發動機。關鍵原因在於簡單循環的技術通用性好，其核心機能可以有效地應用到渦槳發動機以及渦扇發動機中。因此，發展簡單循環下的渦軸發動機演示驗證技術是任何一個國家先進發動機技術發展的首選任務。

20世紀80年代，美國國防部推出的綜合高性能渦輪發動機技術(Integrated high performance turbin e engine technology，IHPTET)開發計劃，集合了美國陸軍、海軍、空軍、國防高級研究計劃局(Defense advanced research projects agency，DARPA)、NASA等多部門參於。計劃的目標是在世紀之交時使美國航空燃氣渦輪推進系統的性能翻一倍。美國IHPTET計劃將引導基礎研究成果向部件應用方向全面發展，一直到最後應用到全尺寸發動機技術驗證階段，使得新技術的發展與應用得到全面的評價。IHPTET計劃的創始人、設計師和規劃者認識到，為實現性能翻倍的總體目標，聯合渦輪先進燃氣發生器(Joint turbine advanced gas gen erator，JTAGG)計劃需要按3個階段實現且每個階段確定的目標如表 1所示[2]。

JTAGG論證項目開始於1989年10月，美國陸海空三軍分別與Textron-Lycoming公司、GE航空發動機公司及Allied Signal聯合公司簽定兩份合同，希望通過燃氣發生器核心機技術演示驗證項目及早期部件開發積累的成果，至此，IHPTET邁出了重要的第一步。

美國國防部、AATD和工業界對航空發動機研究、發展、測試和評估進行了持續、堅定和明智的投資，使航空發動機性能得到了很大提高。在20世紀90年代，1 000~2 000軸馬力級渦軸發動機功重比達到4 hp/lb，4 000~6 000級功重比達到6 hp/lb的水平。然而，最能體現渦軸發動機技術進步的參數是燃油消耗率(Specific fuel consumption，SFC)。目前，1 000~2 000軸馬力級渦輪軸發動機的S FC為0.46 lb/shp·hr，4 000~6 000軸馬力級的SFC為0.43 lb/shp·hr。

新技術使渦軸發動機變得更小、更輕和更經濟，未來的優勢非常明顯。而且，對飛行器的好處甚至比對發動機本身還要多，單是發動機和燃料重量的下降就會使飛行器空重減小，有效載荷更多。發動機技術上的優勢不僅能刺激發動機自身的發展，同時，其商業開發也能為發動機用戶減少燃料消耗量。飛行成本的下降使民用運輸有了更大的活動範圍和更多的有效載荷。同樣，軍事行動會充分利用燃料節省的優勢，達到更遠的距離，在戰爭中具有更多取勝的機會。先進的實驗室研究水平不僅能為現役發動機的發展提供動力，也為21世紀初期發動機的發展奠定了基礎。技術進步給發動機設計、用戶以及飛行器本身都帶來了重要的變化。

1 發動機循環方式及參數選擇

R L Vogt[3]教授認為，今天Brayton簡單循環仍是發動機最普遍採用的循環方式。通過改進，簡單循環能在變流量的壓氣機與渦輪及回熱發動機中得到應用和發展。變循環要基於任務選擇工作模式，高功率狀態和低功率狀態所佔任務時間不同，對發動機性能的要求也不同，需要變幾何來實現[4]。但是未來簡單循環SFC的進步會一步步削弱變循環的優勢。有超長距離飛行任務的渦軸發動機可以優先選擇回熱循環。排氣管出口焓值、紅外信號特徵及SFC的下降在一定程度上能補償發動機重量和成本的增加。因此，未來大部分飛行任務仍將採用簡單循環。發動機發展的成本和資格認證的費用可以分攤到發動機系列家族，適合於長期發展。由於Brayton簡單循環的通用性，今天它已經被廣泛運用到燃氣渦輪發動機中。

圖 1是溫-熵圖上的Brayton簡單循環過程[3]。早期的技術水平用細密線條表示，而未來先進的技術水平用疏線表示。從圖上1-2點與1-2′的比較可以看出，兩循環最主要的差別是未來發動機工作在更高的壓比上。從3與3′可以看出高壓比會導致渦輪進口溫度大幅提高，燃燒室溫升從2-3增長到2′-3′，更大的溫升意味著單位質量流量的空氣需要更多的燃油。比較由1-2-3-4循環與1-2′-3′-4′循環所圍面積大小可以看出：隨著採用高循環參數，發動機可用能量在增加，其中密線所圍面積是早期發動機可用能量，而疏線表示的是先進發動機可用能量。循環凈得的可用能量與渦軸發動機輸出功率成正比。從圖中可以看出，可用能量的增加速度要比燃燒室加入的總能量更快。早期壓氣機消耗的能量占發動機總能量的2/3，但先進壓氣機僅消耗總能量的一半。所以，先進渦軸發動機的可用能量和輸出功率會更高。由熱力學可知，高渦輪進口溫度可以有更高的發動機熱效率。隨著渦輪進口溫度和壓氣機壓比不斷的提高，SFC在不斷下降。對於渦軸發動機，熱效率與SFC成反比，熱效率越高，SFC越低。

圖 2給出了不同渦輪進口溫度下SFC隨壓比變化關係圖[3]。SFC的最低點處在等溫線斜率為零處，對應的壓比為發動機經濟壓比。從左上到右下用實線把最低SFC點連接起來可得一斜線。垂直的實線表示在提高渦輪進口溫度時，維持增壓比不變的條件下SFC的減少量，將其與增大壓比時SFC的減少量相比較，可清楚地看出更高的熱效率要求更高的渦輪進口溫度和更高的壓比。由於渦輪進口溫度等溫線在SFC最小值處斜率變化較小，因此選擇一個小於經濟增壓比的壓氣機會帶來更高的發動機性價比。例如，對於典型直升機任務下的渦軸發動機，商業研究表明保持渦輪進口溫度不變，將經濟壓比從25減小到22，不僅SFC增加不到1%，而且發動機購置成本也因此而減少超過10%，且可獲得更多的輸出功率。圖 2中的虛線代表了渦軸發動機最小壽命周期成本所對應的壓比。

當把壓氣機壓比提高超過某一值時，渦軸發動機的基本結構就需要改變。選擇壓比大小同核心機流通能力有關。為了持續降低燃油消耗率，人們不斷地提高渦輪前溫度。隨著渦輪進口溫度提高，增壓比也會跟著上升。21世紀初，先進渦軸發動機的水平標準是實現SFC減少1/3，要求壓氣機壓比從40上升到60，同時還要考慮壓氣機的效率水平、二次漏流及冷氣量的大小等諸多影響因素。當增壓比高於25~30時，單轉子壓氣機設計將遇到很大的技術挑戰。即使軸流壓氣機採用可調靜子葉片，增壓比25~30的單轉子發動機也很難保證可靠的起動。道理很簡單，壓氣機末級出口流通面積比第一級進口小很多，因此高出口壓力造成了出口體積流量比進口處低得多。

發動機起動轉速通常是設計轉速的20%~30%。低轉速時，壓氣機最後級輸送的體積流量比第一級小得多。可變幾何或許能幫助解決這個問題，但問題是在壓比高於25~30時，起動流通面積不匹配會變得很嚴重。所以，當未來增壓比超過25或更高時，渦軸發動機將採用雙轉子結構。低壓壓氣機將由低壓渦輪驅動，高壓壓氣機由高壓渦輪驅動。高低壓轉子轉速機械上沒有聯繫，完全由氣動決定，通常高壓有更高的轉速。雙轉子起動時轉差小而到達設計工況時可以有更大的轉差，這樣起動問題就解決了。

為了能定量描述雙轉子起動的好處，對比雙轉子壓比最低組合方式，即取總壓比的平方根值與相對易起動的單轉子壓氣機最大壓比作比較，如前面提到的壓比25~30的雙轉子壓氣機，每個轉子平均壓比約是5。顯然，增壓比為5的發動機比壓比為25的單轉子發動機的起動問題小得多，其更容易起動。

2 趨勢研究

20世紀70年代以來，渦軸發動機在美、英、法等國得到了快速發展。80年代以T700、RTM322渦軸發動機為典型代表。在性能和結構上達到三代水平，在生產和使用上達到頂峰。其主要技術特點為：功重比顯著提高，改善了軍用直升機的機動性能；耗油率明顯降低，使軍用直升機獲得更遠的航程和續航時間；增加了防砂裝置和紅外抑制措施，提高了生存能力；開始採用全許可權電子控制系統，有利於減輕機重和減輕駕駛員的操縱工作負荷。

20世紀90年代以T800、MTR390為四代渦軸典型代表，性能先進、結構完善、功能齊備。其主要技術特點有：採用雙級離心壓氣機、浮壁式迴流燃燒室以及可拆卸的整體式粒子分離器，有效解決了進氣凈化問題，提高了動力裝置的生存能力；採用全許可權數字式電子控制系統的同時還採用了狀態監控系統，包括振動監控、過濾器堵塞指示等，減少了場外維修工作量。

進入21世紀以來，美國開展了下一代先進渦軸發動機研發計劃。自2010年以來，中國開展了先進渦軸發動機項目論證，力圖在未來10~20年內趕上世界先進渦軸發動機水平。

2.1 性能統計

針對典型現役渦軸發動機主要性能參數，即耗油率(SFC)、單位功率(SPW)以及渦輪前溫度T3*進行了統計，如圖 3所示，其中字母WZ為中國渦軸發動機代號。這3個性能參數基本代表了渦軸發動機發展水平。可以看出，隨著時間推進，統計曲線呈現出漸近飽和的發展趨勢，這種現象小型發動機尤其明顯。圖 3中給出了中國下一代研發的渦軸發動機性能位置。其中，中等循環參數達到現役四代渦軸發動機性能水平，而高等循環參數將全面超過四代。中國渦軸發動機的發展正在實現彎道超車。

圖 3典型現役渦軸發動機主要性能參數

2.2 參數預測

在21世紀最初10年，R L Vo gt預測渦軸發動機功重比可以達到20世紀80年代中期發動機的兩倍，如圖 4(a, b)所示。加倍意味著飛機只需搭載一半質量的發動機就可以提供原來所需要的功率。對3 000軸馬力級渦軸發動機，單位功率將上升兩倍，即從低於200 hsp/lb·s上升到高於400 hsp/lb·s流量。圖 4 (c)展示了為實現高單位功率和輕質發動機設計目標，壓氣機轉子葉尖所需提高的旋轉速度。曲線低端是早期典型速度，高端在2 000 feet/s以上，代表 21世紀渦軸發動機的基本標準。新近開發的高強度、輕質材料使高轉子葉尖速度成為可能。

圖 4渦軸發動機主要性能參數預測

渦軸發動機大多是單轉子核心機+自由渦輪結構布局。小流量渦軸發動機即使在循環壓比提高的前提下，先進的發動機依然可以依靠空氣動力學的發展，通過提高葉尖切線速度和級負荷手段，使得壓氣機級數減少成為可能，但這同時需要葉片採用高強度材料和高氣動效率的部件設計技術。

圖 5為渦軸發動機全功率範圍內，早期和先進發動機的SFC對比圖。先進的渦軸發動機與20世紀80年代相比，SFC將減少1/3，物理尺寸、空氣流量和質量僅為原來的一半。最重要的是不僅在滿功率狀態下SFC減少1/3，而且在慢車工作狀態依然如此。

2.3 飛行任務受益

先進的渦軸發動機對飛行器及它們所執行的任務帶來了眾多優勢。圖 6(a)展示了同等質量流量條件下渦軸發動機輸出功率的增長。圖 6(b)表明渦軸發動機燃料減少和質量下降導致飛行器起飛總重量減輕，因此飛行器完成相同任務所需要的發動機功率呈現下降的發展趨勢[3]。

採用先進渦軸發動機，飛行器載荷可達到數千磅之上，其航行距離可達數百海里。圖 7展示了兩方面水平的提高，水平虛線表示在同樣載荷和油量的情況下可以飛行兩倍距離；垂直線表示在同樣的距離和油量情況下能夠運送兩倍負載。

R L Vogt預測：先進的渦軸發動機將會在21世紀第一個10年內被應用，它只需消耗現有發動機燃料量的2/3，且僅用一半的尺寸、流量和質量就能產生相同的發動機功率。性能的優異將使飛機在同樣的距離內能運送兩倍的負載，或相同負載的條件下運送距離達到早期的兩倍。民用運輸將在相同距離上運送兩倍的乘客，而只需消耗與早期一樣多的燃料。軍隊將有能力在執行特別任務時，實現2倍於當時的搭載能力。

3 美國現代先進渦軸發動機計劃(IHPTET/VAATE/AATE)

美國從20 02年開始實施IHPTET的後續計劃，即VAATE計劃。目標是為未來轟炸機、無人作戰飛機、先進隱身作戰飛機、先進運輸機、低成本空間飛行器和垂直/短距起降飛機提供多種動力裝置，包括增加航程、減小保障規模、提高戰備完好率、降低雜訊、排放和可探測性(隱身)以及提供高速續航能力。

美國於2006年12月啟動了先進經濟可承受渦輪發動機(Advanced affordable turbine engine，AATE)3 000軸馬力級共用型計劃。這裡「共用」的意思可能是早期大功率5 000軸馬力和小功率1 500軸馬力各自發展的規劃將功率取平均合併在一起的概念，故為3 000軸馬力共用型。該計劃於200 8年3月開始正式實施，由軍隊美國陸軍航空隊和導彈研發評估中心委託管理，其中初步設計評估報告完成於2008年12月，關鍵設計評估報告於2009年12月完成。

中航工業動力機械研究所在「功重比11~12渦軸發動機總體方案論證」中提到了「美國AATE發展規劃」(圖 8)，從圖 8中可以看出，GE公司以T7 00-CT7-8渦軸發動機作為平台參與AATE/ITEP(Improved technology engine programe)計劃。圖中顯示，AATE階段已有了一些技術儲備，而ITEP計劃則通過渦輪葉片、導葉和機匣等部位採用先進的陶瓷基複合材料、先進的渦輪葉片冷卻技術和3-D渦輪葉片氣動設計等手段最終實現技術驗證目標。由ITEP計劃牽引出來的技術向大功率可以用在CT7-8C+，同等功率可用於CT 7-8C，小功率可用於CT7-8A/B/E/F系列及T700系列，覆蓋面相當廣。

3.1 VATTE/AATE/ITEP

AATE計劃是瞄準「阿帕奇」AH-64和「黑鷹」UH-60十年後的動力需求，在充分利用前期IHPTET/JTAGG/VAATE相關計劃技術研究成果的基礎之上，發展一台3 000馬力級共用型渦軸發動機，目標是以2000年T700-GE-701C渦軸發動機為基準，通過提高技術水平進一步使耗油率降低25%，功重比提高65%，生產和維護成本減少35%，發展費用減少15%，且發動機壽命增加20%。AATE計劃瞄準的是第五代渦軸發動機目標，全部技術研發和試驗預計在2012財年度完成。ITEP是2007年美國陸軍借鑒AATE計劃的先進技術，研發一台3 000馬力的渦軸發動機計劃。因此，VAATE計劃中關於渦軸發動機的發展及其部分研究成果都集合在ITEP計劃中一併執行。

3.2 ITEP/GE3000-HPW3000

ATEC是霍尼韋爾公司和普惠公司按五五比例於2007年建立的合資企業。兩家公司各自研發自已的技術驗證機，發動機名稱分別為GE3000和HPW300，外形如圖 9所示，並先後與美國陸航管理中心簽定了合同。GE公司在AATE計劃中通過5個方面顯示出其卓越之處：陶瓷基體渦輪技術、先進動力渦輪、機械系統、小型高功率燃燒室和先進壓氣機，並且其從2001年就開始將發動機部件技術逐漸融入AATE項目中。

擁有T700帶來的經驗技術、資源和不斷創新的能力是GE長期發展的成果。GE公司在2011年末完成了ITEP整機測試，並聲稱起動時不需要輔助動力裝置(圖 9(a))。

ATEC公司在技術分工上，霍尼韋爾主要負責高壓轉子(包括高壓壓氣機和高壓渦輪)、燃燒室和粒子分離器，而普惠主要負責低壓轉子(包括低壓壓氣機和低壓渦輪)和動力渦輪部分的設計。採用模塊化設計使發動機整機的裝配整合複雜程度減到了最低。

HPW3000發動機採用雙轉子組合壓氣機結構，類似Rolls公司Gem[5]渦軸發動機結構布局但性能有大幅度提升。這類發動機動態響應好，空中起動僅需2 s，特別適合作為山地、海上直升機運輸的動力裝置。H PW3000起動時也不需要輔助動力裝置。ATEC於2012年初完成測試，並聲稱在同樣安裝條件下，能比軍方預期的直升機性能和需求再提升25%。GE和ATEC兩家公司於2012年中期全部結束整機測試工作並開始進入工程樣機製造研發階段，此後逐步進入ITEP階段。

ITEP計劃獲得了新的推動力：一方面，ITEP不僅是美國陸軍航空部的優先項目，也是美國陸軍的優先項目，因為ITEP不僅能夠帶來陸軍航空部能力的提升，並且能夠帶來燃油消耗量的減少，這意味著減少燃油費用和後勤壓力，節約成本，使得ITEP計劃更加健康，並且可以帶來新的利益相關者，因此，美國陸軍和國防部都將ITEP看作標誌性的項目。美陸軍聲稱ITEP計劃將研發和設計一台劃時代的新型渦軸發動機，該機能夠滿足現有「阿帕奇」和「黑鷹」直升機步入21世紀後的現代化動力需求，同時能夠提高「黑鷹」直升機在高原、熱天飛行環境下的有效載荷，顯著擴大「黑鷹」直升機的作戰半徑，是「阿帕奇」和「黑鷹」機型的首選動力。與AATE相比，ITEP提出了更多具體的要求，如提高UH-60和AH-64在高溫和高海拔環境下的升力，並將任務執行半徑增大到500 km，能在6 000英尺、35 ℃條件下滿員正常運行。而目前的「黑鷹」在普通環境下能滿員承載11~12名部隊人員，在6 000英尺條件下只能承載5~6名部隊人員，所以要承載滿員，在該環境下就需要2架直升機，而ITEP計划下的新發動機就只需要1架直升機即可。軍方還希望新發動機安裝的複雜程度要低，並且希望能不需要重新設計附件或是有任何機身改動就能使新發動機滿足現有安裝框架結構。新型渦軸發動機也可用於美國其他軍事設備、民用和國外軍用直升機，如S-92，S-70，NH90和EH101。部分先進技術也會用于軍方領頭的Joint multi-role(JMR)項目，即在2030年前應用於新一代旋翼發動機上。

未來渦軸發動機將繼續提高發動機循環參數和部件效率，將更多的新技術和新材料運用到渦軸發動機上，在不斷提高功率的同時，將具有低耗油率、高維護性和可靠性以及更長的服役和檢修間隔時間。新一代渦軸發動機壓氣機將依然採用成熟的軸流+離心組合式壓氣機以及先進的大小葉片轉子等，此外還將有一批新技術嘗試加入。

燃燒室也將採用新技術以及新型複合材料，使燃燒室效率更高、壽命更長。渦輪方面單晶材料以及徑向氣冷渦輪和先進的陶瓷/金屬塗層將得到更廣泛的應用。除以上三大部件以外，新一代渦軸發動機還將採用超臨界轉子支撐系統、全許可權數字式電子控制系統等一些列新技術。

4 直升機/渦軸發動機一體化設計理論基礎及CREATION4.1 理論基礎

油耗是直升機飛行中重要的經濟指標，低油耗代表著任務效率高。該參數與直升機設計、飛行以及渦軸發動機性能都有關係。低油耗設計可通過直升機/渦軸發動機一體化設計來實現。下面通過理論推導來論證該參數可作為一體化設計指標的意義。對於渦軸發動機，耗油率SFC=3 600qmf/N功率。可將該式重寫為

式中：直升機起飛重量也可換成無地效懸停重量，可按實際需要來考慮；係數kN代表直升機起飛重量與所需發動機功率之比。從統計規律來看，該係數基本保持不變，可當做常數處理。因此，發動機油耗qmf直接同直升機起飛重量相關，包括渦軸發動機重量在內。因此，直升機/渦軸發動機一體化設計要在一定的任務條件下，直升機在起飛狀態下燃料重量及發動機重量最輕，達到發動機油耗最低的目的。

民用直升機一般分兩類：一是長航時遠距離使用的直升機，二是應急狀態使用的直升機。前者發動機設計需要對耗油率提出指標，後者需要對發動機重量提出指標。發動機重量與耗油率之間通常是一對矛盾的參數。當設計師追求發動機低耗油率工作品質時，需提高壓比，重量就會增加；相反當設計師需要控制發動機重量時，耗油率就會上升。如果直升機/渦軸發動機一體化優化設計，通過控制發動機重量、燃料重量及優化發動機循環參數，可使油耗達到最小。

4.2 CREATION[6]

法國航空宇航局通過一體化概念構建了一個直升機評估系統(Concepts of rotorcraft enhanced assessment through optim ization network，CREATION)，目的是評估和優化直升機創新系統帶來的效益以及對環境的影響，最終量化引進的新技術對直升機總體性能的影響。CREATION平台有7個模塊，其中2個為核心模塊，稱為「目標設計模塊」，它們是：(1)飛行性能模塊；(2)環境影響(聲學，空氣污染等)模塊。另5個稱為「計算工具模塊」，具體提供飛行性能和污染評估，它們是：(1)任務和目標參數模塊；(2)整體布局和幾何參數模塊；(3)重量和結構(氣彈性能)模塊；(4)空氣動力學模塊；(5)發動機模塊。在這7個模塊中，發動機模塊是一個關鍵模塊。因為它不僅提供了直升機飛行所需要的升力和推進動力，同時也是空氣污染和雜訊的主要來源。

發動機總體設計是設計中的初步階段。在渦輪風扇發動機初步設計中可以找到許多文獻用來評估引進的新技術，如估算渦扇發動機瞬態過程，或一些有關發動機質量和性能的通用計算方法，如GasTurb[7-8]等這類商業軟體都是非常有效可靠的，但將它們引入優化設計過程中非常困難，而且性能計算需要做一些校準工作。此外，它們當中只有少數能夠估算旋翼機組件尺寸和重量。

法國CREATION描述的是經典Brayton循環下渦軸發動機的初始設計過程。從統計數據分析開始，經過3個不同層次的優化選擇，最終完成發動機初步設計。

(1) 統計層次。從現有資料庫中選擇一個基準發動機作為目標。

(2) 循環參數。確定Brayton循環和完成所選目標發動機設計參數。

(3) 優化層次。在滿足直升機任務前提下，使發動機重量和燃料消耗最小化的優化過程。

第一層次：數據統計分析

發動機初步設計的第一階段是統計分析，其目的是按照發動機軸功率在資料庫中選擇一台目標發動機。因此，建立可靠的資料庫是首要工作。該項工作在法國航空宇航局已經完成，如圖 10所示[6]。該庫包含了130台渦軸發動機信息，分別來自於不同渠道如Jane′s、美國聯邦航空局FAA認證文件，還有一些其他可靠的文獻資料。

圖 10單位燃油消耗率、發動機質量及功率間的統計函數關係[6]

圖 10顯示了發動機燃料消耗率SFC、質量與軸功率之間的統計函數關係，這裡功率是指發動機最大連續功率(Maximum continuous power，MCP)。實際上，有多種方法來擬合資料庫中的數據。從圖中可以看到，在給定軸功率下，耗油率SFC數據有很大的分散度。例如，選功率為1 000 kW時，耗油率SFC變化範圍為0.26~0.40 kg/(kW·h)，差別主要來自技術上不斷的進步。

法國航空宇航局開發CREAT ION平台的目的就是為了評估新技術和整體布局技術帶來的優勢。因此，需要適當調整擬合曲線位置以適應未來發動機帶來的燃油消耗水平。對於質量，數據統計同樣有一定的分散度，尤其是在較低軸功率下( < 2 000 kW)分散度更大，而且大部分現役發動機都在此功率範圍內，因此擬合曲線同樣再次調整至最低質量附近以適應未來發動機的需求。

確定了目標發動機燃油消耗率和質量之後，可進行直升機第一次飛行模擬。「任務和目標參數」「整體布局和幾何」「重量和結構」及「空氣動力學」等系統模塊通過計算給出數據，輸入「飛行性能」模塊根據飛行狀態，如空中無地效懸停狀態，估算出所需功率，然後「發動機模塊」根據直升機需要的功率計算出發動機重量，並被重新納入旋翼機總重量中，再次估算髮動機提供的功率是否夠用，如此迭代直至發動機重量收斂為止。當這個迭代過程結束時，資料庫中便可找到最接近現役發動機的性能參數。

第二層次：性能預測

發動機初步設計第二階段是確定發動機循環參數。在第一階段統計分析中選擇了一台目標發動機後，第二步便是在給定任務背景下計算該發動機性能。該階段要建立發動機熱力循環模型，並在整個飛行任務包線內計算髮動機性能參數，即在環境如高度-溫度變化下確定發動機功率、耗油率的變化範圍。溫度變化通常考慮相對於International standard atmosphere (ISA)的兩種情況，如ISA+15 ℃和ISA-15 ℃，計算得到的發動機高度及溫度特性如圖 11所示[6]。

第三層次：發動機初步設計和優化

發動機初步設計第3個層次是提供一個可實現的發動機並確定其性能和幾何參數。前面兩個層次都是在現有資料庫中尋找發動機，而第三層次是在任務背景下尋找最合適的發動機，包括考慮重量、功率、耗油率、尺寸等參數。通過這種反覆迭代方式，可以在給定任務下使發動機與燃料重量之和最小，任務效率最高。

圖 12為該層次發動機優化流程[6]。輸入參數是發動機所需功率和任務持續時間。優化第一步是估算髮動機部件效率和確定渦輪進口溫度，採用部件效率與功率相關的經驗關係。優化第二步需要對部件損失進行深度分析，特別是壓氣機和渦輪效率對發動機尺寸及雷諾數的影響分析。部件效率是一個關鍵參數，必須與資料庫中現役發動機性能相匹配，通常小功率發動機耗油率高而大功率耗油率低，因此效率曲線應能夠反映小型和大型渦軸發動機尺寸效應帶來的差別。

優化過程包括兩個循環：一是整體循環，保證最大限度地減少燃料+發動機總質量；二是整體循環內包含的一個局部子循環，用來調整發動機參數如流量以滿足發動機功率需求。發動機參數設計過程要參考一些氣體動力學準則，如需要選擇壓氣機葉尖速度、軸向馬赫數、壓氣機輪轂比等參數作為參考。初步設計階段需要採用一些傳統的經驗方法。葉尖速度和負荷係數組合關係可用來調整氣流通過壓氣機和渦輪焓變化。通過迭代確定軸向壓氣機級數和渦輪級數，以滿足給定的總壓比(Overall pressure ration, OPR)和軸功率。對於典型渦軸發動機，軸流壓氣機末端通常需要加一個離心壓氣機。發動機基本結構確定後，其總質量等於不同部件質量之和，即發動機質量=壓氣機+燃燒室+渦輪+其他(主變速箱，配件等)。

旋轉部件質量由單級質量和級數決定。發動機材料需要做些假設以方便評估冷、熱端部件質量。圖 13為目標發動機最終優化結果[6]。對於給定發動機軸功率，耗油率是總壓比的單值函數。紅線表示最終優化後的發動機設計參數。從圖上可以看出，最終的總壓比遠低於最小耗油率對應的總壓比。對於給定兩個小時的飛行任務，最佳總壓比對應於軸流壓氣機級數少、發動機重量輕的位置，說明低軸功率需求下發動機質量是影響飛行任務效率的主要參數。

在軸功率2 000 kW附近，最佳壓比有一個階躍上升過程，對應於軸流壓氣機由2級增加到3級變化。圖 13中紅線隨功率變化趨勢表明，發動機質量增加需要設計更高的壓比以實現更低的耗油率和更少的燃料消耗量。因此，優化設計是在降低發動機質量(導致耗油率增加)和燃料質量之間尋求折中的結果。

最後，將初步設計階段下的發動機模型(線條)與資料庫中的數據(點)進行比較，如圖 14所示[6]，兩者在所有功率範圍內都吻合得很好。耗油率曲線不僅位置而且趨勢同資料庫保持一致，發動機質量與資料庫吻合相當好。這些結果意味著法宇航CREATION平台有很高的可信程度，優化後的目標發動機有很強的可實現性。

圖 14初步設計階段中發動機模型與資料庫數據對比圖[6]

渦軸發動機性能評估是一項複雜的工作，法國航空宇航局分3個層次來做這項工作：(1)對現役發動機性能數據進行統計分析處理，要求資料庫建立在可靠文獻資料基礎之上，以保證目標發動機選擇有較高的可信程度；(2)通過模擬發動機熱力循環過程，計算目標發動機的性能參數，計算中需要做一些假設來建立發動機性能圖，即給出發動機燃油消耗量隨軸功率和高度變化的範圍；(3)在給定飛行時間任務背景下，通過優化發動機參數，實現發動機+燃料總質量最輕的目標，完成發動機初步設計。最終優化結果表明降低耗油率可以通過增加總壓比來實現，但是發動機質量增加也無疑會失去一些優勢。因此，在減少燃油消耗的同時，減輕發動機質量同樣重要。

5 結束語

渦軸發動機下一步設計將考慮排放和發動機臨界工作狀態情況。事實上，對於需要多台發動機的直升機，單台發動機失效判定有一定適航規定。如在直升機起飛過程中一台發動機失效，剩餘可用功率會限制最大起飛質量。因此，按照直升機A類適航條例，發動機設計不僅要求在正常工作狀態下有最佳的功率/油耗之比，同時在發動機臨界工作狀態下也能提供足夠高的功率。

航空發動機排放產物中，CO2的排放越來越受到人們重視[9]。對軍用直升機來說，CO2作為航空發動機排放的最主要的紅外輻射性氣體，減排對於直升機的紅外隱身性能是有利的。而對民用直升機來講，在當今碳排控制放要求越來越強烈的大背景下，低CO2排放有助於環保。對基於碳化合物的航空燃料來說，燃油燃燒的總量和CO2的生成存在一比一的關係，所以要減少尾噴流中的CO 2流量，歸根到底是要減少渦軸發動機的總耗油量。渦軸發動機需要在降低耗油率的同時提高功重比，才能實現超低排放，對環境更友好。

英國Rolls-Royce公司技術發展總裁R Parker在談公司發動機發展策略時說「Where evolution gives up and revolution takes over」[10]。前後兩個單詞僅差一個字母「r」，但含義完全不一樣。技術總有過時的時候，一旦技術發展到盡頭變革就要開始。世界上各國發動機製造商發展道路都不一樣。美國GE公司渦軸發動機一直在「evolution」的道路上前進，核心機結構從來沒有發生變化，只是部件性能在不斷的提高，強調繼承性，市場上一枝獨大。其他公司如美國P-W、英國R -R、法國SNECMA在渦軸發動機上都在「revolution」的道路上前進，希望通過技術變革找到一條生路。

油耗可作為直升機/渦軸發動機一體化設計指標。通過優化發動機參數，實現發動機+燃料總質量最輕的目標，使直升機在任務執行過程中的總燃油消耗量達到最少，任務效率最高，是可實現的優化設計方法。

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素材來源：南京航空航天大學學報

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