一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法

1.本发明涉及热力学及动力技术领域，尤其涉及一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法。


背景技术：

2.从18世纪末瓦特(watt)改良蒸汽机开始，热机便开始为工业革命的发展提供前所未有的巨大动力，而从这一刻起，热力循环便成为了迄今为止经久不衰的研究话题，如何使热力循环效率更高，使循环做的功更多等等一直人类不断研究的方向。1824年卡诺(sadi carnot)提出的卡诺原理成为热力发动机的经典理论；1876年德国人奥托(nicolaus auguest otto)利用奥托循环制成四冲程煤气机，其压缩比约为2.5，热效率为10～12％；1897年德国人鲁道夫
·
狄赛尔(rudorf diesel)发明了压燃式柴油机，狄塞尔循环又称为定压加热循环，由两个绝热过程和一个等压过程和一个等容过程构成；1926年，有人设计出利用排气能量将进气压缩的废气涡轮增压器，但由于当时未能制造出性能良好的增压器而使增压技术多年得不到普及和推广。第二次世界大战后，随着人们对废气涡轮的研究，在耐热材料和压气机方面取得了显著的进展。1950年左右起，才开始在柴油机上采用增压方式。增温比和扩压比两个方面的不断增大使现代燃气轮机的热力循环中不断提高。
3.现代航空发动机属于燃气轮机，其工作过程中的热力学循环为布雷登循环，工质经过压气机绝热压缩后在经过燃烧室加热后高温气体经过涡轮绝热膨胀，在这个过程中推动涡轮做功，自身内能下降温度降低。而根据布雷登循环过程可看出，提高航空发动机性能的方式是尽可能的提高涡轮前温度和压气机增压比。由于一般航空发动机中涡轮以及压气机的限制导致发动机内温度不可能达到理想设计的最大温度，从而使循环增温比受限。但取消动力转子部分如冲压发动机会使发动机地面起动以及在低速域时造成困难。而布雷登循环在现代的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机中，通常和加力燃烧室(ab)一起使用，以此来提高发动机的性能；且经过半个多世纪的发展，已经得以实现，技术已比较成熟，但缺点也比较突出，低压气流中燃烧带来热效率低油耗高，并且增加尺寸与重量。为此本发明提出了一种新的动力循环方式，将一部分经过绝热压缩的工质进行无涡轮部件的循环，另一部分进行正常的传统布雷登循环，将两种循环方式结合，形成一种新型的循环方式，在不降低增压比的情况下极大的提高了增温比，有效提升了循环功量和效率。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的不足，提供一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，循环功量较单一布雷登循环显著增大，使得发动机推力水平提高、耗油率降低，且构更为紧凑。
5.一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，主燃流道工质进行开式的第一布雷登循环，外涵流道工质进行开式的第二布雷登循环；
6.所述第一布雷登循环包含以下四个过程：
7.过程1：绝热压缩过程，由压气机完成，气流在压气机出口进行流量分配分别进入主燃流路与外涵流路，主燃流道工质初始状态为状态a，此时压力、温度在整个第一布雷登循环中最低，主燃流道工质由状态a压力增大后温度上升、速度减小后变化为状态b，状态b时的压力与状态a的压力之比为第一布雷登循环的循环增压比，从状态a到状态b主燃流道工质的熵不变；
8.过程2：等压吸热过程，在主燃流路的主燃烧室进行，主燃流道工质由状态b吸收外界能量转变为自身内能后变化为状态c，此时温度在整个第一布雷登循环中最高，状态c时的温度和状态a时的温度之比为第一布雷登循环的循环增温比，从状态b到状态c主燃流道工质的压力不变；
9.过程3：绝热膨胀过程，由涡轮和尾喷管共同完成，主燃流道工质由状态c压力减小、温度下降、速度增大后变化为状态d，从状态c到状态d主燃流道工质的熵不变；
10.过程4：等压放热过程，喷管喷出的高温气体进入环境放热，向大气喷出做功，使得主燃流道工质由状态d变化为状态a，从状态d到状态a主燃流道工质的压力不变；
11.所述第二布雷登循环包含以下四个过程：
12.过程a：绝热压缩过程，由压气机完成，气流在压气机出口进行流量分配分别进入主燃流路与外涵流路，外涵流道工质初始状态为状态a，此时压力、温度在整个第一布雷登循环中最低，外涵流道工质由状态a压力增大后温度上升、速度减小后变化为状态b，状态b时的压力和状态a时的压力之比为第一布雷登循环的循环增压比，从状态a到状态b主燃流道工质的熵不变；第二布雷登循环的循环增压比和第一布雷登循环的循环增压比相同；
13.过程b：等压吸热过程，在外涵燃烧室进行，外涵流道工质由状态b吸收外界能量转变为自身内能后变化为状态h，此时温度在整个第二布雷登循环中最高；状态h时的温度和状态a时的温度之比为第二布雷登循环的循环增温比；第二布雷登循环的循环增温比高于第一布雷登循环的循环增温比；由于外涵流路无涡轮材料所造成的温度限制，外涵燃烧室的出口燃气温度能够尽可能的达到较高温度，明显大于主燃烧室口温度；
14.过程c：绝热膨胀做功，由外涵可调喷管完成，外涵流道工质由状态h压力减小、温度下降、速度增大后变化为状态i，从状态h到状态i外涵流道工质的熵不变；
15.过程d：等压放热过程，喷管喷出的高温气体进入环境放热，向大气喷出做功，使得外涵流道工质由状态i变化为状态a，从状态i到状态a外涵流道工质的压力不变。
16.作为本发明一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法进一步的优化方案，所述并联燃烧热力循环的吸热量q
in
为第一布雷登循环过程2的吸热量q
main combustor
加上第二布雷登循环过程b的吸热量q
outer combustor
，计算公式如下：
[0017][0018]
式中，分别表示进入主燃流路、外涵流路的空气流量，c
p
为工质定压比热容，tb、tc和th分别为工质在状态b、状态c和状态h时的温度；
[0019]
循环放热量q
out
包含两部分，一部分来自于主燃烧室燃料燃烧吸收的热量，一部分来自于外涵燃烧室燃烧释放的热量，循环净功量w
net
＝q
in-q
out
，故该并联燃烧热力循环的循环热效率η
t
的计算式如下：
[0020][0021]
式中，ta、td、ti分别为工质在状态a、状态d和状态h时的温度。
[0022]
作为本发明一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法进一步的优化方案，所述主燃流道和外涵流道的流量分配通过在压气机出口设置分流调节钝体实现。
[0023]
本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：
[0024]
本发明提出的一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，区别于摘要附图虚线形成的a
→b→c→
d和a
→b→c→e→f→g→
a所对应的目前广泛应用于单一燃烧室和带加力燃烧室航空发动机的布雷登循环，新型热力循环利用并联燃烧技术应用于航空发动机实现了较单一燃烧室航空发动机循环功量更大，较带加力燃烧室在相同推力下耗油率更低。且通过分流调节钝体，可以在并联燃烧热力循环实际应用于航空发动机不同工况下调节主外涵流量，达到输出最大推力的效果。
附图说明
[0025]
图1(a)、图1(b)分别为本发明并联燃烧循环和布雷登循环的p-v对比示意图、t-s对比示意图；
[0026]
图2为本发明应用于航空发动机中的并联燃烧热力循环航空发动机结构剖面图；
[0027]
图3为本发明工质在航空发动机应用中的流程图。
[0028]
图中，1-压气机，2-分流调节钝体，3-主燃烧室，4-涡轮，5-内涵固定喷管，6-外涵燃烧室，7-外涵可调喷管。
具体实施方式
[0029]
为使本发明的目的、技术方案及效果更加清楚明确，以下列举实例对本发明进行进一步的详细说明。应当指出此处所描述的具体实施仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
[0030]
本发明公开了一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，主燃流道工质进行开式的第一布雷登循环，外涵流道工质进行开式的第二布雷登循环；
[0031]
所述第一布雷登循环包含以下四个过程：
[0032]
过程1：绝热压缩过程，由压气机完成，气流在压气机出口进行流量分配分别进入主燃流路与外涵流路，主燃流道工质初始状态为状态a，此时压力、温度在整个第一布雷登循环中最低，主燃流道工质由状态a压力增大后温度上升、速度减小后变化为状态b，状态b时的压力与状态a的压力之比为第一布雷登循环的循环增压比，从状态a到状态b主燃流道工质的熵不变；
[0033]
过程2：等压吸热过程，在主燃流路的主燃烧室进行，主燃流道工质由状态b吸收外界能量转变为自身内能后变化为状态c，此时温度在整个第一布雷登循环中最高，状态c时的温度和状态a时的温度之比为第一布雷登循环的循环增温比，从状态b到状态c主燃流道工质的压力不变；
[0034]
过程3：绝热膨胀过程，由涡轮和尾喷管共同完成，主燃流道工质由状态c压力减小、温度下降、速度增大后变化为状态d，从状态c到状态d主燃流道工质的熵不变；
[0035]
过程4：等压放热过程，喷管喷出的高温气体进入环境放热，向大气喷出做功，使得主燃流道工质由状态d变化为状态a，从状态d到状态a主燃流道工质的压力不变；
[0036]
所述第二布雷登循环包含以下四个过程：
[0037]
过程a：绝热压缩过程，由压气机完成，气流在压气机出口进行流量分配分别进入主燃流路与外涵流路，外涵流道工质初始状态为状态a，此时压力、温度在整个第一布雷登循环中最低，外涵流道工质由状态a压力增大后温度上升、速度减小后变化为状态b，状态b时的压力和状态a时的压力之比为第一布雷登循环的循环增压比，从状态a到状态b主燃流道工质的熵不变；第二布雷登循环的循环增压比和第一布雷登循环的循环增压比相同；
[0038]
过程b：等压吸热过程，在外涵燃烧室进行，外涵流道工质由状态b吸收外界能量转变为自身内能后变化为状态h，此时温度在整个第二布雷登循环中最高；状态h时的温度和状态a时的温度之比为第二布雷登循环的循环增温比；第二布雷登循环的循环增温比高于第一布雷登循环的循环增温比；由于外涵流路无涡轮材料所造成的温度限制，外涵燃烧室的出口燃气温度能够尽可能的达到较高温度，明显大于主燃烧室口温度；
[0039]
过程c：绝热膨胀做功，由外涵可调喷管完成，外涵流道工质由状态h压力减小、温度下降、速度增大后变化为状态i，从状态h到状态i外涵流道工质的熵不变；
[0040]
过程d：等压放热过程，喷管喷出的高温气体进入环境放热，向大气喷出做功，使得外涵流道工质由状态i变化为状态a，从状态i到状态a外涵流道工质的压力不变。
[0041]
所述并联燃烧热力循环的吸热量q
in
为第一布雷登循环过程2的吸热量q
main combustor
加上第二布雷登循环过程b的吸热量q
outer combustor
，计算公式如下：
[0042][0043]
式中，分别表示进入主燃流路、外涵流路的空气流量，c
p
为工质定压比热容，tb、tc和th分别为工质在状态b、状态c和状态h时的温度；
[0044]
循环放热量q
out
包含两部分，一部分来自于主燃烧室燃料燃烧吸收的热量，一部分来自于外涵燃烧室燃烧释放的热量，循环净功量w
net
＝q
in-q
out
，故该并联燃烧热力循环的循环热效率η
t
的计算式如下：
[0045][0046]
式中，、tatd、ti分别为工质在状态a、状态d和状态h时的温度。
[0047]
所述主燃流道和外涵流道的流量分配通过在压气机出口设置分流调节钝体实现。
[0048]
如图1(a)、图1(b)所示，新型热力循环是这样进行的：
[0049]
(1)从循环过程上看：
[0050]
主燃流路工质依次进行绝热压缩过程(a
→
b)，等压吸热过程(b
→
c)，绝热膨胀过程(c
[0051]
→
d)，等压放热过程(d
→
a)；外涵流路工质依次进行绝热压缩过程(a
→
b)，等压吸热过程(b
→
h)，绝热膨胀做功(h
→
i)，等压放热过程(i
→
a)，均为四个过程。
[0052]
(2)从能量转化上看：
[0053]
吸热过程——循环过程(b
→
c)在主燃流路的主燃烧室进行，而循环过程(b
→
h)在外涵流路的外涵燃烧室内进行，外涵燃烧室的出口温度明显大于主燃烧室出口温度。
[0054]
放热过程——循环过程(d
→
a)和(i
→
a)都是喷管喷出的高温气体进入环境放热。
[0055]
(3)与传统布雷登循环的对比：
[0056]
并联燃烧热力循环区别于虚线形成的a
→b→c→
d和a
→b→c→e→f→g→
a所对应的目前广泛应用于单一燃烧室和带加力燃烧室航空发动机的布雷登循环，新型热力循环利用并联燃烧技术应用于航空发动机实现了较单一燃烧室航空发动机循环功量更大(实线所围面积显著大于单一燃烧室布雷登循环所围面积)，较带加力燃烧室在相同推力下耗油率更低(新型热力循环平均吸热温度高于带加力燃烧室布雷登循环的平均吸热温度)。
[0057]
如图2所示，在航空发动机实际应用中，并联燃烧循环通过分流调节钝体将通过压气机绝热压缩后的气流分配到主外涵燃烧室，主燃烧室为旋流燃烧室，外涵燃烧室为带支板的凹腔燃烧室，由于外涵流路无涡轮部件，故外涵燃烧室的出口温度能够尽可能的达到较高温度。在p-v图中，chid四点所围封闭曲线即为外涵燃烧室较主燃烧室由于温升更高多做出的循环净功量。而且随着航空发动机在不同工况下外界来流马赫数与温度压力的改变，分流调节钝体可以通过旋转达到调节流量分配的目的，进而使发动机在不同工况下应用热力循环时，都可以尽可能的发挥发动机的部件性能，达到并联燃烧热力循环的最佳应用效果。
[0058]
如图3所示的为并联燃烧热力循环工质在发动机应用中的循环过程，工质依次发生如下变化：
[0059]
(1)工质在压气机中进行绝热压缩过程，压力增大，温度上升，速度减小；
[0060]
(2)工质经过(1)的绝热压缩后可根据当前发动机机的状态分配到主燃烧室和外涵燃烧室，两股工质均进行等压吸热过程，燃油在主燃烧室中燃烧释放热能对工质加热，温度升高，能量由煤油中的化学能转化为工质的内能；
[0061]
(3)工质经过(2)的等压吸热后，流出主燃烧室的工质推动涡轮的转动带动压气机工作，压力减小，温度下降，速度增大，工质一部分能量转变为涡轮的机械能，然后在尾喷管中继续绝热膨胀，压力减小，温度减小，速度增大；流出外涵燃烧室的工质不产生多余的功用来推动发动机，直接进入外涵可调喷管膨胀；
[0062]
(4)工质经过(3)的绝热膨胀后，由喷管喷出进入大气放热，同时产生推力，工质压力不变，温度和速度均降低。
[0063]
(5)循环由(1)～(4)连续不断进行。
[0064]
若令工质总量为1，分流到主燃烧室的量为x，则分流到外涵燃烧室的量为1-x，循环热效率可简化为：
[0065][0066]
本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[0067]
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于学术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进这些改进也应视为本发明的保护范围。

技术特征：
1.一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，其特征在于，主燃流道工质进行开式的第一布雷登循环，外涵流道工质进行开式的第二布雷登循环；所述第一布雷登循环包含以下四个过程：过程1：绝热压缩过程，由压气机完成，气流在压气机出口进行流量分配分别进入主燃流路与外涵流路，主燃流道工质初始状态为状态a，此时压力、温度在整个第一布雷登循环中最低，主燃流道工质由状态a压力增大后温度上升、速度减小后变化为状态b，状态b时的压力与状态a的压力之比为第一布雷登循环的循环增压比，从状态a到状态b主燃流道工质的熵不变；过程2：等压吸热过程，在主燃流路的主燃烧室进行，主燃流道工质由状态b吸收外界能量转变为自身内能后变化为状态c，此时温度在整个第一布雷登循环中最高，状态c时的温度和状态a时的温度之比为第一布雷登循环的循环增温比，从状态b到状态c主燃流道工质的压力不变；过程3：绝热膨胀过程，由涡轮和尾喷管共同完成，主燃流道工质由状态c压力减小、温度下降、速度增大后变化为状态d，从状态c到状态d主燃流道工质的熵不变；过程4：等压放热过程，喷管喷出的高温气体进入环境放热，向大气喷出做功，使得主燃流道工质由状态d变化为状态a，从状态d到状态a主燃流道工质的压力不变；所述第二布雷登循环包含以下四个过程：过程a：绝热压缩过程，由压气机完成，气流在压气机出口进行流量分配分别进入主燃流路与外涵流路，外涵流道工质初始状态为状态a，此时压力、温度在整个第一布雷登循环中最低，外涵流道工质由状态a压力增大后温度上升、速度减小后变化为状态b，状态b时的压力和状态a时的压力之比为第一布雷登循环的循环增压比，从状态a到状态b主燃流道工质的熵不变；第二布雷登循环的循环增压比和第一布雷登循环的循环增压比相同；过程b：等压吸热过程，在外涵燃烧室进行，外涵流道工质由状态b吸收外界能量转变为自身内能后变化为状态h，此时温度在整个第二布雷登循环中最高；状态h时的温度和状态a时的温度之比为第二布雷登循环的循环增温比；第二布雷登循环的循环增温比高于第一布雷登循环的循环增温比；由于外涵流路无涡轮材料所造成的温度限制，外涵燃烧室的出口燃气温度能够尽可能的达到较高温度，明显大于主燃烧室口温度；过程c：绝热膨胀做功，由外涵可调喷管完成，外涵流道工质由状态h压力减小、温度下降、速度增大后变化为状态i，从状态h到状态i外涵流道工质的熵不变；过程d：等压放热过程，喷管喷出的高温气体进入环境放热，向大气喷出做功，使得外涵流道工质由状态i变化为状态a，从状态i到状态a外涵流道工质的压力不变。2.根据权利要求1所述的一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，其特征在于，所述并联燃烧热力循环的吸热量q
in
为第一布雷登循环过程2的吸热量q
maincombustor
加上第二布雷登循环过程b的吸热量q
outercombustor
，计算公式如下：式中，分别表示进入主燃流路、外涵流路的空气流量，c
p
为工质定压比热容，t
b
、t
c
和t
h
分别为工质在状态b、状态c和状态h时的温度；循环放热量q
out
包含两部分，一部分来自于主燃烧室燃料燃烧吸收的热量，一部分来自
于外涵燃烧室燃烧释放的热量，循环净功量w
net
＝q
in-q
out
，故该并联燃烧热力循环的循环热效率η
t
的计算式如下：式中，t
a
、t
d
、t
i
分别为工质在状态a、状态d和状态h时的温度。3.根据权利要求1所述的改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，其特征在于，所述主燃流道和外涵流道的流量分配通过在压气机出口设置分流调节钝体实现。

技术总结
本发明提出了一种改善涡轮发动机效率的并联燃烧热力循环方法，该循环由两个不同循环增温比的单一布雷登循环组成，在航空发动机基于两燃烧室并联燃烧而实现。a


技术研发人员：李宝忠 张净玉 何小民
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2023.02.28
技术公布日：2023/6/14