文/峰哥

引言

随着世界航空领域的不断发展，先进军用航空发动机具有单位推力高、涡轮前温度高、稳定工作范围宽、满足飞机不加力超声速巡航和高机动性能的特点。

这对航空发动机各零部件的设计，特别是对高温涡轮部件的设计带来了较大困难。

高温涡轮部件设计不仅要效率高，而且能够长时间承受高温负荷。

涡轮效率的设计大小对整机性能表现具有较大影响，涡轮效率降低1%，等推力条件下排气温度升高10 以上。

目前，世界上设计涡轮部件时，通常采用3种效率定义方式，分别为初始效率、转子进口效率和有效效率。

本文重点分析研究不同涡轮效率定义的差别和效率等效的使用方法。

涡轮效率定义

涡轮是把进口燃气热能转换为机械能，通过转子来带动风扇、压气机的单元体。

在实际工作过程中，由于叶型损失、附面层损失等因素，涡轮燃气的功不能完全转换为输出功。

用涡轮效率来衡量滞止等熵功转换为涡轮实际输出功的程度：

其中，滞止等熵功NTs=Ga·Gpa·(Ta*-T*as)，NT为实际输出功。

从式（1）可知，当压气机需要的功和转子机械效率相同时（即涡轮输出功不变的情况下），涡轮效率越高，滞止等熵功越小，即涡轮进口燃气流量或涡轮进口温度越小，对涡轮寿命、可靠性和整机性能越有益。

目前，世界上设计涡轮部件时通常采用3种效率定义方式，分别为初始效率、转子进口效率和有效效率。

1.初始效率

涡轮初始效率是按涡轮导向器喉部截面参数计算的效率，计算公式如下：

其中，NT为涡轮实际输出功，Ga为导向器喉部进口流量，Cpa为导向器喉部热熔，Ta*为导向器喉部进口总温，π*T为涡轮膨胀比，ka为导向器喉部的比热比。

初始效率计算时采用了导向器喉部参数，而导向器喉部参数可以很简便地计算出喉部最小面积，因此涡轮部件设计时通常采用初始效率的定义。

2.转子进口效率

涡轮转子进口效率是按涡轮转子进口参数计算的效率，计算公式如下：

其中，NT为涡轮实际输出功，G41为转子进口流量，Gp41为转子进口热熔，T*41为转子进口总温，π*T为涡轮膨胀比，k41为转子进口的比热比。

整机性能计算通常采用零维计算程序，并主要关注各部件之间的截面参数，因此整机性能计算过程中通常采用转子进口效率。

3.有效效率

涡轮有效效率是按涡轮转子喉部截面参数计算的效率，计算公式如下：

其中，NT为涡轮实际输出功，G4为导向器进口流量，Gp4为导向器进口热熔，T4*为导向器进口总温，π*T为涡轮膨胀比，k41为导向器进口的比热比，tcii=1n L为涡轮各腔冷气等熵膨胀功。

涡轮有效效率计算过程中考虑了各冷却腔中的冷却气等熵膨胀功，因此通常采用有效效率来评估涡轮整体效率。

有效效率的定义中，理论功率按照主通道气流以及所有冷气的等熵膨胀之和定义的，因此考虑了所有冷气的影响，是所有涡轮效率定义中效率最低的定义方式。

目前，该效率方式很少在部件和整机设计计算中应用，本文不再对此进行对比分析研究。

初始效率和转子进口效率对比

目前，高性能涡轮需要的冷却气达到压气机进口流量的15% 25%，冷却气流量较大。

冷却气分配不同，会增大不同涡轮效率定义之间的差异。

对于导向器喉部后没有冷气进入主流通道的情况，即导向器叶片喉部流量、压力、温度与涡轮转子进口的流量、压力和温度相同。

因此，对这种结构的涡轮，初始效率和转子进口效率是相同的，见图。

对于导向器喉部后还有部分冷气进入主流通道的情况，其导向器喉部和转子进口流量和温度存在差别（见图）。

因此初始效率和转子进口效率有差别，其喉部后冷却气进入主流通道的流量越大，转子进口效率比初始效率越低。

两种效率偏差基本与导叶喉部后流入主流通道的冷却气流量成线性关系，见图4。

不同涡轮效率对总体性能的影响

涡轮是把进口燃气热能转换为机械能，并通过转子来带动风扇、压气机的单元体。

在进口燃气流量和温度、压力相同的条件下，效率的大小直接影响了实际输出功，进而影响整机匹配，甚至会影响外涵出口面积A16等发动机结构尺寸。

本文根据图4，在相同的涡轮进口燃气流量、温度和压力条件下，计算分析了初始效率和转速进口效率对整机性能的影响。

1.对推力和耗油率的影响

相比采用涡轮转子前效率定义，采用初始效率定义，将降低发动机推力，升高耗油率。

推力降低和耗油率升高与导向器喉部至转子之间流入主流道的冷却气流量成线性关系，见图.

2.对涡轮膨胀比的影响

相比采用涡轮转子前效率定义，采用初始效率定义，将增大涡轮膨胀比。

涡轮膨胀比的增加与涡轮导向器喉部至转子之间流入流道的冷却气成线性关系，见图。

3.对外涵出口面积A16的影响

相比采用涡轮转子前效率定义，采用初始效率定义，涡轮进口燃气流量、温度、压力相同的条件下，整机匹配需要的加力燃烧室进口面积不同。

在导向器喉部至转子间流入的冷却气越大，整机匹配需要的加力燃烧室外涵面积越小，见图8。

不同效率在整机性能计算中的等效使用

整机性能计算时采用零维程序，无法考虑导叶内部的气流变化情况，因此整机性能计算时通常采用涡轮转子进口效率定义。

而涡轮部件设计或试验时候通常使用初始效率定义，因此整机性能计算时需要把初始效率转换为转子进口效率，以保证涡轮输出功相同。

从涡轮效率定义可知，影响涡轮功的因素有涡轮效率，以及参与做功的燃气流量、温度和压力。

为了解决初始效率转换到转子进口效率的问题，本文提出了在整机性能计算时采用转子进口效率定义，但用初始效率值代替转子进口效率值。

同时降低转子进口燃气流量参与转子做功的量来保证实际涡轮输出功的相同，简称为“降低参与转子做功的燃气流量的方法”。

表1给出了不同初始效率和转子进口效率等效计算的结果。

需要说明的是，变化量1为转子进口效率比初始效率小2%，并涡轮参与冷却气做功量降低1.94%时性能参数的变化量；

变化量2为转子进口效率比初始效率小3%，并涡轮参与冷却气做功量降低3.9%时性能参数的变化量。

从表1可知，降低参与转子做功的燃气流量的方法，能够保证初始效率和转子进口效率计算出的实际输出功相同。

且对推力、耗油率、外涵出口面积、加力燃烧室进口外内涵压比等性能参数没有影响，说明该方法等效换算初始效率和转子进口效率是可行的，且使用简单。

结论

本文对比分析了不同的高压涡轮效率定义以及对航空发动机整机性能的影响，提出了不同涡轮效率之间等效应用的方法，得出了如下结论：

（1）三种涡轮效率定义方法各有各的优点和用途。

初始效率为导向器喉部参数计算的效率，易于得出喉部最小面积，通常使用在涡轮部件设计；

转子进口效率不关心导向器或转子之间复杂的燃气流动情况，易于使用零维计算程序，通常使用整机性能设计计算；

有效效率考虑各冷却腔中的冷却气等熵膨胀功，能够准确评估涡轮实际效率，但计算方法复杂，通常应用于部件效率评估；

（2）对于导向器和转子之间没有冷却气流入的涡轮结构，初始效率和转子进口效率相同；

对于导向器和转子之间有冷却气流入的涡轮结构，初始效率和转子进口效率有差别；

导叶喉部至转子之间流入主流道的冷却气越大，转子进口效率定义计算出的效率值比初始效率定义计算出的效率越小，效率差异与流入的冷却气量基本成线性关系；

（3）导向器和转子之间有冷却气流入的涡轮结构，相同效率值下采用不同的效率定义对整机性能有影响，且导叶喉部至转子之间流入主流道的冷却气越大，对整机性能的影响越大；

（4）本文针对初始效率和转子进口效率等效计算涡轮输出功率，提出了“降低参与转子做功的燃气流量的方法”，能够等效使用不同效率定义，且简单、易于使用。

参考文献：

[1] 廉霄纯，吴虎.航空发动机原理[M].西安:西北工业大学出版社，2005.

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