郭鵬超 馬朝 唐治虎

摘要：間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)作為一種新概念動(dòng)力技術(shù)，可滿足未來(lái)民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)成本控制、環(huán)境友好性等方面的要求。以成熟的核心機(jī)為基礎(chǔ)，在常規(guī)熱力循環(huán)基礎(chǔ)上增加間冷過(guò)程和回?zé)徇^(guò)程，匹配低壓系統(tǒng)派生間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)行熱力循環(huán)參數(shù)選擇與性能仿真分析。結(jié)果表明，派生的間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)性能提升明顯，與常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，凈推力增加14.85%，耗油率降低14.02%；風(fēng)扇外涵壓比、涵道比、增壓機(jī)壓比、間冷度、回?zé)岫取⑼夂g冷用氣量等參數(shù)對(duì)IRA性能有很大影響，合理優(yōu)化熱力循環(huán)參數(shù)匹配可以顯著改善發(fā)動(dòng)機(jī)性能。研究結(jié)果為后續(xù)間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)的方案論證與開展提供了參考。

關(guān)鍵詞：間冷；回?zé)幔缓娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)；核心機(jī)；派生；匹配

中圖分類號(hào)：V211.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.003

隨著世界經(jīng)濟(jì)和社會(huì)的發(fā)展，民用航空運(yùn)輸市場(chǎng)不斷擴(kuò)大。同時(shí)，燃油價(jià)格日益上漲，國(guó)際民用航空組織（ICAO）和世界各國(guó)政府的環(huán)保要求愈發(fā)嚴(yán)格，迫使民航領(lǐng)域?qū)で蠛挠吐矢偷陌l(fā)動(dòng)機(jī)，并滿足噪聲和污染物排放的規(guī)定[1-2]。從熱力學(xué)觀點(diǎn)分析，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)低油耗的實(shí)現(xiàn)主要是提高推進(jìn)效率和熱效率。提高推進(jìn)效率主要通過(guò)提升涵道比，提高熱效率則主要是通過(guò)提升發(fā)動(dòng)機(jī)總壓比、渦輪前溫度和各部件效率等熱循環(huán)參數(shù)。目前，常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)參數(shù)和部件效率水平已經(jīng)很高，提升空間有限，因此世界各航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司致力于新型熱力循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)研究以降低耗油率如間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)（intercooled recuperated aero-engine，IRA）[3]。間冷回?zé)岷娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)概念是德國(guó)MTU公司在2000年前后提出的，其思想是在常規(guī)循環(huán)分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上加裝間冷器和回?zé)崞?，以提高熱效率[4]。Andriani等[5]對(duì)間冷回?zé)嵫h(huán)過(guò)程進(jìn)行理論分析和性能仿真計(jì)算，結(jié)果表明IRA可有效降低耗油率。在新型航空發(fā)動(dòng)機(jī)方案（NEWAC）中，Xu等[6-7]以飛行任務(wù)為目標(biāo)，通過(guò)TERA2020軟件對(duì)IRA進(jìn)行性能優(yōu)化，得到相同結(jié)論。Kyprianidis等[8]對(duì)間冷發(fā)動(dòng)機(jī)和間冷回?zé)岚l(fā)動(dòng)機(jī)開展概念研究，指出IRA可顯著降低氮氧化物排放，但是運(yùn)營(yíng)成本較高。西北工業(yè)大學(xué)龔昊等[9-10]深入研究了IRA的循環(huán)參數(shù)優(yōu)化及間冷回?zé)崞髟O(shè)計(jì)方法。曹夢(mèng)源等[11]利用MATLAB平臺(tái)計(jì)算三軸分排間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能，指出換熱器的流阻對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能有顯著影響，流阻過(guò)大會(huì)使IRA性能不如常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。張琦等[12]研究了間冷技術(shù)和回?zé)峒夹g(shù)對(duì)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響，提出回?zé)崞魇怯绊懓l(fā)動(dòng)機(jī)耗油率的最主要因素。

航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制過(guò)程是一項(xiàng)復(fù)雜的系統(tǒng)工程[13]。國(guó)內(nèi)對(duì)IRA的研究還在概念驗(yàn)證階段，工程實(shí)際應(yīng)用尚未開展，而在發(fā)動(dòng)機(jī)系列發(fā)展道路上國(guó)內(nèi)通常采取“核心機(jī)和技術(shù)驗(yàn)證機(jī)”的途徑派生發(fā)展發(fā)動(dòng)機(jī)[14]。本文以國(guó)際上核心機(jī)派生最為成功的CFM56發(fā)動(dòng)機(jī)為基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)，在其核心機(jī)基礎(chǔ)上派生發(fā)展間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)，開展大涵道比間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)參數(shù)匹配研究，為后續(xù)國(guó)內(nèi)在核心機(jī)基礎(chǔ)上開展IRA技術(shù)的研究提供參考。

1研究模型及基本原理

間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)是在常規(guī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)基礎(chǔ)上增加間冷循環(huán)和回?zé)嵫h(huán)，本文研究的發(fā)動(dòng)機(jī)模型示意圖如圖1所示，為雙軸分開排氣大涵道比間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)。間冷器位于增壓級(jí)與高壓壓氣機(jī)之間，增壓級(jí)出口氣流通過(guò)間冷器與外涵氣流換熱后，總溫降低，隨后進(jìn)入高壓壓氣機(jī)?？倻氐偷臍怏w更易壓縮，與常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)相比，在實(shí)現(xiàn)相同增壓比的情況下，增加間冷循環(huán)可有效減小高壓壓氣機(jī)所消耗的渦輪功。

回?zé)崞魑挥诘蛪簻u輪后，高壓壓氣機(jī)出口氣流首先進(jìn)入回?zé)崞骱笤俜祷厝紵疫M(jìn)口?；?zé)崞魑盏蛪簻u輪后廢熱對(duì)進(jìn)入燃燒室進(jìn)口的氣流預(yù)熱，提升總溫。在相同的渦輪前溫度下，燃燒室溫升降低，減少了燃油消耗量；低壓渦輪出口的氣流經(jīng)換熱后排氣溫度降低，進(jìn)一步提升發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率。間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)具體熱力循環(huán)分析本文不再贅述，詳見參考文獻(xiàn)[10]。

2計(jì)算模型

本文基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)選取常規(guī)循環(huán)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)。CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)作為波音737客機(jī)的動(dòng)力裝置，為雙軸分開排氣大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，具有1級(jí)風(fēng)扇、3級(jí)增壓級(jí)、9級(jí)高壓、1級(jí)高渦以及4級(jí)低渦。CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)（爬升狀態(tài)）的熱力循環(huán)參數(shù)見表1[15]。凈推力和耗油率為通過(guò)總體性能仿真軟件GasTurb仿真計(jì)算結(jié)果，與文獻(xiàn)中提供的CFM56-3性能數(shù)據(jù)一致。

基于成熟的核心機(jī)匹配低壓系統(tǒng)派生發(fā)動(dòng)機(jī)，需要考慮核心機(jī)與低壓系統(tǒng)的匹配約束關(guān)系[16-18]。本文在保持CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)的高壓壓比、渦輪前溫度、高壓進(jìn)口換算空氣流量參數(shù)不變的基礎(chǔ)上，派生間冷回?zé)岚l(fā)動(dòng)機(jī)，研究不同熱力循環(huán)參數(shù)及其匹配對(duì)IRA性能的影響。研究參數(shù)包括風(fēng)扇外涵壓比、涵道比、增壓級(jí)壓比、間冷器參數(shù)（包括間冷度、總壓損失系數(shù)、外涵間冷用氣量）和回?zé)崞鲄?shù)（回?zé)岫?、總壓損失系數(shù)）。

為保持派生發(fā)動(dòng)機(jī)與基本發(fā)動(dòng)機(jī)在相同的技術(shù)水平下對(duì)比性能（凈推力和耗油率），派生發(fā)動(dòng)機(jī)的各部件效率、引氣量等參數(shù)均保持不變。

3循環(huán)參數(shù)匹配分析

3.1風(fēng)扇外涵壓比、涵道比參數(shù)的影響

對(duì)于大涵道比分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，在核心機(jī)給定的前提下，風(fēng)扇外涵壓比和涵道比是影響發(fā)動(dòng)機(jī)性能的關(guān)鍵熱力循環(huán)參數(shù)。圖2、圖3為間冷度（ICE）、回?zé)岫龋℉XE）不變的條件下風(fēng)扇外涵壓比和涵道比對(duì)IRA性能的影響?？紤]到實(shí)用單級(jí)風(fēng)扇的設(shè)計(jì)制造能力，風(fēng)扇外涵壓比的選取范圍為1.35～1.7；參考CFM56系列發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比，涵道比選取范圍為4.9～8.9。

由圖可知，隨涵道比的增大發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力增大，耗油率減小。每個(gè)固定涵道比下，存在最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比使發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力最大或耗油率最小，最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比隨涵道比增大而減小。同樣，每個(gè)固定涵道比下，存在最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比使發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率最小，最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比隨著涵道比增大而減小。但是使發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力達(dá)到最大的最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比并不同時(shí)使耗油率最低。因此，需要對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力和耗油率進(jìn)行權(quán)衡。

涵道比在6.9～8.9范圍內(nèi)，部分風(fēng)扇外涵壓比下缺少發(fā)動(dòng)機(jī)性能數(shù)據(jù)，這是因?yàn)樵诟吆辣认峦夂諝饬髁看?，而核心機(jī)渦輪前溫度一定，隨著風(fēng)扇外涵壓比的增大，當(dāng)風(fēng)扇壓縮功率大于低壓渦輪可提供的最大功率時(shí)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)法共同工作，缺少工作點(diǎn)。

下面就間冷度和回?zé)岫葘?duì)最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比的影響進(jìn)行分析。給定涵道比5.9，參考國(guó)內(nèi)外換熱器相關(guān)研究，間冷度及回?zé)岫冗x取0.5～0.8。

由圖4和圖5可知，對(duì)于間冷回?zé)岚l(fā)動(dòng)機(jī)，在相同外涵風(fēng)扇增壓比下，間冷度、回?zé)岫仍礁撸接幸嬗谔嵘l(fā)動(dòng)機(jī)的性能，發(fā)動(dòng)機(jī)推力增大，耗油率減小。在不同的間冷度和回?zé)岫认?，最大凈推力?duì)應(yīng)的風(fēng)扇外涵壓比分布在1.55～1.60，最低耗油率對(duì)應(yīng)的風(fēng)扇外涵壓比分布在1.45～1.55。相比涵道比對(duì)最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比的影響，間冷度、回?zé)岫葏?shù)的影響程度較小。

3.2增壓級(jí)壓比的影響

核心機(jī)高壓壓比確定后，低壓壓縮系統(tǒng)壓比（包括風(fēng)扇內(nèi)涵壓比和增壓級(jí)壓比）決定發(fā)動(dòng)機(jī)總增壓比。對(duì)于IRA發(fā)動(dòng)機(jī)，在研究總增壓比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響時(shí)，為不影響回?zé)崞骰責(zé)嵝Ч?，?yīng)注意高壓壓氣機(jī)出口總溫與低壓渦輪出口總溫的匹配性。這是因?yàn)殡S著總增壓比的提高，高壓壓氣機(jī)出口總溫升高，壓氣機(jī)負(fù)荷增大，需要提取更多的渦輪功，渦輪焓降增加，在渦輪前溫度不變的情況下，致使低壓渦輪出口總溫降低。如果低壓渦輪出口總溫低于高壓出口總溫，回?zé)崞鞣炊鴷?huì)降低燃燒室進(jìn)口總溫，提高排氣總溫，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能產(chǎn)生負(fù)面效果。參考文獻(xiàn)[19]將GE90發(fā)動(dòng)機(jī)改造成間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)模型，熱力循環(huán)參數(shù)保持不變，對(duì)比常規(guī)循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)和IRA發(fā)動(dòng)機(jī)性能，得出間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有益處的結(jié)論。參考文獻(xiàn)中沒(méi)有給出原因，本文分析原因?yàn)镚E90發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪后總溫低于高壓壓氣機(jī)出口總溫，增加回?zé)崮Ｐ秃螅l(fā)動(dòng)機(jī)性能反而衰減。本文在研究低壓壓縮系統(tǒng)壓比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響時(shí)，為便于分析，低壓壓縮系統(tǒng)壓比只考慮增壓級(jí)?？紤]實(shí)際大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)增壓級(jí)增壓能力，增壓級(jí)壓比取值范圍為1.7～6.2。

圖6和圖7為不同涵道比下，增壓級(jí)壓比對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力和耗油率的影響情況，風(fēng)扇外涵壓比取當(dāng)前涵道比下耗油率對(duì)應(yīng)的最優(yōu)值。由圖可見，發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力隨著IPR增大到一定程度后變化較為平緩，緩慢降低。發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率變化主要分為三個(gè)階段，本文以BPR為5.9為例，分析耗油率變化趨勢(shì)原因。圖8為涵道比為5.9時(shí)發(fā)動(dòng)機(jī)回?zé)崞骼?、熱兩端總溫溫差隨IPR變化的曲線。

第一階段，IPR在1.7～2.7范圍內(nèi)，高壓壓氣機(jī)出口總溫低于低壓渦輪出口，溫差在100～200K之間，回?zé)崞饔凶銐虻幕責(zé)嵝Ч瑫r(shí)隨著IPR增大，總增壓比增大，發(fā)動(dòng)機(jī)效率提高，耗油率降低。第二階段，IPR在2.7～3.7之間，隨著IPR的增大，高壓壓氣機(jī)出口總溫與低壓渦輪出口總溫溫差逐漸減小，回?zé)嵝Ч饾u降低，且由于回?zé)崞骺倝簱p失產(chǎn)生負(fù)面影響，耗油率逐漸增高，至IPR為3.7時(shí)，溫差接近0，此時(shí)，耗油率升至最高值，回?zé)崞鳠o(wú)回?zé)嵝Ч?。第三階段，隨著IPR進(jìn)一步增大，高壓壓氣機(jī)出口總溫大于低壓渦輪出口總溫，雖然此時(shí)回?zé)崞鳟a(chǎn)生負(fù)面影響，但是隨著總增壓比的提高，總增壓比對(duì)耗油率帶來(lái)的正面影響大于回?zé)崞鳟a(chǎn)生的負(fù)面影響，耗油率又逐步下降。

因此，IRA發(fā)動(dòng)機(jī)在進(jìn)行熱力循環(huán)參數(shù)選取時(shí)應(yīng)注意高壓壓氣機(jī)出口總溫與低壓渦輪出口總溫的匹配性，保證回?zé)崞骼洹岫擞凶銐虻臏夭?，有利于回?zé)崞鲹Q熱。

3.3間冷度和回?zé)岫扰浜详P(guān)系的影響

根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)性能追求目標(biāo)的不同，如追求較大凈推力或者較低耗油率，間冷度和回?zé)岫鹊牟煌浜详P(guān)系可滿足要求。圖9和圖10給出了間冷度和回?zé)岫扰浜详P(guān)系對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響，圖中等值線為推力（單位為kN）和耗油率（單位為g/kN？s）。

由圖可知，沿著等間冷度線，隨著回?zé)岫鹊脑龈撸l(fā)動(dòng)機(jī)凈推力減小，耗油率減小，這是因?yàn)殡S著回?zé)岫仍龈?，燃燒室進(jìn)口總溫越高，排氣溫度越低。燃燒室進(jìn)口總溫越高，燃油消耗量越少，耗油率越低；而推力會(huì)隨著排氣溫度降低而降低。觀察凈推力和耗油率隨回?zé)岫鹊淖兓厔?shì)，可知回?zé)岫戎饕獙?duì)耗油率產(chǎn)生影響。

沿著等回?zé)岫染€，隨著間冷度的增高，發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力增大，耗油率減少。這是因?yàn)殡S著間冷度的增高，外涵氣流總溫越高，發(fā)動(dòng)機(jī)外涵推力增大；另一方面，間冷度的增高會(huì)減少高壓壓氣機(jī)消耗的渦輪功，致使耗油率降低。觀察凈推力和耗油率隨間冷度變化趨勢(shì)，間冷度主要對(duì)凈推力產(chǎn)生影響。

間冷回?zé)峒夹g(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能產(chǎn)生積極影響的同時(shí)，也存在一些問(wèn)題，間冷度和回?zé)岫仍礁?，換熱效果越好，換熱器的尺寸和質(zhì)量也會(huì)增大[4，11]。換熱器的增大會(huì)使得總壓損失增大，降低發(fā)動(dòng)機(jī)總增壓比，這對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能帶來(lái)負(fù)面影響。圖11反映了間冷器總壓損失對(duì)性能參數(shù)的影響。圖中，間冷器熱端總壓損失系數(shù)變化范圍為0.9～1，間冷度變化范圍為0.2～0.8，可見總壓損失系數(shù)越大，發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力越小，耗油率越大，總壓損失系數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能影響程度大于間冷度的影響。因此，IRA應(yīng)注意控制間冷度、回?zé)岫扰c總壓損失匹配關(guān)系。發(fā)動(dòng)機(jī)為得到較大的凈推力，可選擇較高間冷度的間冷器，為得到較低的耗油率，可選擇較高回?zé)岫鹊幕責(zé)崞鳌?/p>

3.4間冷用氣量占外涵道流量比例的影響

圖12和圖13為外涵道間冷用氣量占外涵道流量的比例對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能的影響。

由圖12可知，對(duì)于固定核心機(jī)，每個(gè)涵道比下，均存在最佳外涵間冷用氣量，使發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力和耗油率同時(shí)達(dá)到最優(yōu)值。最佳外涵間冷用氣量不隨涵道比的變化而變化。

3.5派生發(fā)動(dòng)機(jī)熱力循環(huán)參數(shù)及性能

降低耗油率一直是民用大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)追求的目標(biāo)，根據(jù)上述研究，以最小耗油率為優(yōu)化目標(biāo)，確定基于CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)核心機(jī)派生IRA發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力循環(huán)參數(shù)。為便于同基本發(fā)動(dòng)機(jī)性能對(duì)比，保持風(fēng)扇進(jìn)口空氣流量不變，派生發(fā)動(dòng)機(jī)涵道比同基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)保持一致，即4.9；風(fēng)扇外涵壓比選取最優(yōu)值為1.55；增壓比選取最優(yōu)值為2.7；參考國(guó)內(nèi)外換熱器相關(guān)研究，取間冷器間冷度為0.6，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.98；回?zé)崞骰責(zé)岫葹?.6，總壓恢復(fù)系數(shù)為0.98；間冷用氣量占外涵道流量比選取0.2。計(jì)算派生的IRA發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力為114.56kN，耗油率為9.38g/（kN？s）。同基本發(fā)動(dòng)機(jī)相比，凈推力增加14.85%，而耗油率降低14.02%。

4結(jié)論

本文以CFM56-3發(fā)動(dòng)機(jī)為基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)，在其核心機(jī)的基礎(chǔ)上匹配低壓系統(tǒng)，增加間冷和回?zé)嵫h(huán)，派生發(fā)展間冷回?zé)釡u扇發(fā)動(dòng)機(jī)，開展熱力循環(huán)參數(shù)匹配研究，派生的間冷回?zé)岚l(fā)動(dòng)機(jī)性能相對(duì)于基準(zhǔn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能提升明顯，并得到以下結(jié)論，可為后續(xù)工程實(shí)踐中應(yīng)用核心機(jī)派生間冷回?zé)岚l(fā)動(dòng)機(jī)提供參考：

（1）每個(gè)固定涵道比對(duì)應(yīng)著最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比，使發(fā)動(dòng)機(jī)凈推力最大或耗油率最小，最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比隨著涵道比增大而減小，而間冷度、回?zé)岫葘?duì)發(fā)動(dòng)機(jī)最優(yōu)風(fēng)扇外涵壓比的影響較小。

（2）存在最優(yōu)增壓級(jí)壓比使發(fā)動(dòng)機(jī)性能最優(yōu)，選擇增壓級(jí)壓比時(shí)，應(yīng)注意高壓壓氣機(jī)出口總溫與低壓渦輪出口總溫的匹配性，保證回?zé)崞骼?、熱端有足夠的溫差有利于回?zé)崞鲹Q熱，否則對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能產(chǎn)生負(fù)面影響。

（3）IRA發(fā)動(dòng)機(jī)應(yīng)選擇適中的間冷度和回?zé)岫?，以便于控制總壓損失；為達(dá)到較大凈推力，盡量選擇較大的間冷度；為達(dá)到較低耗油率，盡量選擇較大回?zé)岫取?/p>

（4）在固定核心機(jī)下，存在最佳間冷用氣量，使發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率同時(shí)達(dá)到最優(yōu)，最佳間冷用氣量不隨涵道比、風(fēng)扇外涵壓比、增壓級(jí)壓比、間冷度的變化而變化。

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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