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1、燃气轮机原理第二章 燃气轮机循环理论2-7 涡扇发动机热力循环涡轮风扇发动机(Turbofan)简称 涡扇发动机，又称双路式涡轮 喷气发动机，是目前广泛使用 的航空发动机之一。涡喷与涡扇发动机对比示意图涡喷发动机涡扇发动机涡扇发动机结构特点涡扇发动机有内、外两个涵道，在 内涵燃气发生器后面增加动力涡轮 ，将燃气发生器的一部分或大部分 可用功通过动力涡轮传递给外涵道 中的压气机（或称风扇）。外涵风 扇处于进气道内，可以在跨音速或 超音速飞行时工作。涡扇发动机的诞生二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机 ，飞行速度要求达到高亚音速，耗油量要小，因 此发动机效率要很高。如果要让涡喷发动机提高 推
2、力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比 ，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是 产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发 动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点 。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求 ，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出 现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。 涡扇发动机的诞生实际上早在上世纪30年代起，带有外 涵道的喷气发动机已经出现了一些粗 糙的早期设计。40和50年代，早期涡 扇发动机开始了试验。但由于对风扇 叶片设计制造的要求非常高。因此直 到60年代，人们才得以制造出符合涡 扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开 了涡扇发动机实用化的阶段。 涡扇
3、发动机的诞生上世纪50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空 航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要 的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公 司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了 CJ805-23型涡扇发动机。但最早的实用化的涡扇 发动机则是普拉特惠特尼(Pratt & Whitney)公司 的JT3D涡扇发动机。实际上普惠公司启动涡扇 研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制 CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了实 用的JT3D。 涡扇发动机的诞生1960年，罗尔斯罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡 扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用
4、 ，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60 年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采 用了罗罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标 志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动 机迅速的被西方民用航空工业抛弃。从70年代起，军用歼击机的发动机上采用了小涵 道比的涡扇发动机。涡扇发动机的原理发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。 提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就 可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含 的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下， 提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流 速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的 加大热效率，即加大涡轮前温度
5、，会导致推进效 率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热 效率和推进效率这一对矛盾。 涡扇发动机的原理涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温 度，又不增加排气速度。 涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室 分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效 率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构 和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递 到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样， 热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得 到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程 变得更远。 涡扇发动机的优缺点优点涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。 缺点涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸
6、入的 气流正确地分配给外涵道和内涵道，是极大的技 术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发 动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动 机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格 低廉的航空器使用。 涡扇发动机的性能参数涵道比通过外涵风扇的空气流量与通过内涵燃气发生器 的空气流量之比。 内涵燃气发生器称为核心发动机。核心发动机的 压气机应该包括风扇的内涵部分，这样才能正确 表达核心发动机的循环增压比和循环参数。高、低涵道比的涡扇发动机涡扇发动机的性能参数功分配系数内涵燃气发生器的可用功一部分传给外涵风扇， 余下的部分用来增加内涵燃气的动能。传给外涵 的可用功与全部可用功之比称为涡扇发动机的功
7、 分配系数。 涡扇发动机的性能参数传给外涵每公斤空气的功 （考虑损失）：带动风扇的涡轮和风扇的机械效率；：带动风扇的涡轮效率 ；：风扇的效率 。涡扇发动机的性能参数单位推力分开排气涡扇发动机内、外涵气流不在尾喷管内 掺混，在各自的尾喷管内完全膨胀后分别以速度喷出，其内、外涵的单位推力分别为：涡扇发动机的总推力：涡扇发动机的性能参数涡扇发动机单位推力的两种表示法：(1)发动机的总推力和内涵空气流量之比(2)发动机的总推力和内外涵总空气流量之比对不加力涡扇发动机，(1)比较合理，相当 于把外涵作为发动机的推进器，与涵道比 为零的涡喷发动机相比较，可以看出采用 涡扇发动机方案以后，单位推力和推力的
8、增大程度。涡扇发动机的性能参数不加力涡扇发动机单位推力为分开排气涡扇发动机 功分配系数和涵道比的选择燃气发生器的可用功W一定时 如何选取功分配系数和涵道比 B，使涡扇发动机推力最大。功分配系数的选择燃气发生器的可用功w中，用于增 加内涵气流动能的部分为(1-)w。表示内涵尾喷管的效率，内涵尾 喷管出口燃气喷射速度为：功分配系数的选择燃气发生器的可用功w中，通过涡轮和外涵 风扇传递给外涵空气的部分为w。外涵尾 喷管中每公斤空气所得到的功，除内涵传 给外涵的功 外，还有迎面气流动能通过 进气道减速增压得到的功，用 表示外涵 尾喷管的效率， 表示进气道的效率，则 外涵尾喷管出口空气喷射速度为：功分配
9、系数的选择分开排气涡扇发动机的单位推力为：具有相同燃气发生器的涡喷发动机的可用 功为：单位推力为：假定 功分配系数的选择分开排气涡扇发动机与相同燃气发生器的涡 喷发动机单位推力的比值为：令 功分配系数的选择A、B为定值时，使推力比值最大的最佳功 分配系数 为：功分配系数的选择地面静止条件下，假设当功分配系数为最佳时，如果不存在机械损失和流动损失，功分配系数的选择往往比最佳值小些，即功分配系数的选择美国的JT3D发动机（用于B707上），在设 计状态下， ，而 。实际上，功分配系数的选择往往是使外涵 风扇出口总压与内涵涡轮后总压相接近。涵道比的选择将最佳功分配系数 代入单位推力比值的 表达式中，
10、得到最佳功分配系数时单位推 力比值极大值 。是涵道比B和速度比A的函数。 涵道比的选择A=c0/cjB在最佳功分配时，随 着A增加， 迅速下 降。当飞行速度较大而A 超过0.4以后，采用 涡扇发动机与相同燃 气发生器的涡喷发动 机相比，已没有增大 推力的优越性。涵道比的选择战斗歼击机飞行速度较高，速度比A较 大，可选择较低的涵道比；运输机和旅客机飞行速度较低，速度 比A较小，可选择较大的涵道比。涵道比的选择还要考虑其他因素，如 增大涵道比会增加发动机重量，增大 发动机短舱的气动阻力等，所以要从 飞机获得最远航程的角度全面考虑。 排气方式与涵道比的关系混合排气涡扇发动机是其外涵的空气与内涵燃气
11、（涡轮后）相掺合，有利于增加推力（如果混合 器内掺混过程完善的话）、降低油耗（排气效率 提高），一般用于小涵道比涡扇发动机中； 涵道比较大的涡扇发动机，采用混合排气方案不 能明显地增加发动机推力（混合器内总压损失大 ），却增加了发动机的重量，一般采用分开排气 方案。 实践证明，当外涵空气总压与内涵燃气涡轮后总 压相等时，掺混过程造成的总压损失最小。计算题已知尾喷管出口气流速度为飞行速度 的两倍，而加入发动机的总热量中的 25%用来变成气流动能的增量，求发 动机的总效率。思考题试说明改善涡轮喷气发动机推进效率 时，为什么不采用降低涡轮前温度以 减小排气速度的方法？为什么涡扇发 动机有较高的推进效率又同时有较高 的热效率？
