涡轮风扇发动机

《涡轮风扇发动机》由会员分享，可在线阅读，更多相关《涡轮风扇发动机（41页珍藏版）》请在金锄头文库上搜索。

1、第四章 涡轮风扇发动机,涡喷发动机在低速飞行条件下推力小,经济性差 涡喷发动机为提高热效率，将燃气发生器的可用能量全部转换为气体的动能增量，进、排气速度差大，推进效率低。 能否在不降低发动机热效率的条件下，提高推进效率，改善低速飞行条件下的总效率？,两种类型 分开排气 混合排气,第一节 基本工作原理,分开排气涡扇发动机 组成： 进气道、 风扇、 压气机、 燃烧室 、涡轮、 外涵道、 内、外涵尾喷管。 工作过程 I 内涵 II外涵 风扇功能及工作原理与压气机相同 F = FI+FII,混合排气涡扇发动机 组成：进气道、 风扇 、压气机、 燃烧室、 涡轮 、外涵道、 混合器、 尾喷管。 工作过程

2、定义：涵道比,一、基本工作原理,气流在涡轮和尾喷管的总膨胀功We 涡轮功分为两部分 “压气机”涡轮WT I “风扇”涡轮WT II 内涵喷管出口动能EK=V92/2,质量附加原理,作为热机，当在发动机中获得的机械能一定时，把这个能量分配给工质，工质的质量流量越多，即参与产生推力的工质越多，推力越大，耗油率越低。 证明：（教材P41） 将“同参数”的分排涡扇与涡喷比较 内涵总增压比相同 加热量相同 循环功相同 涡喷参数“1” 涡扇参数“2”,假设 不考虑从内涵气流向外涵气流能量传递过程的损失； 气流在尾喷管出口达到完全膨胀。 对分排涡扇 “同参数”具有相同的理想循环功“1”代表涡喷， “2”代表

3、涡扇,涡扇发动机内涵循环 涡喷循环,比较,排气速度推力V0 = 0时,热效率因循环功、加热量均相同 推进效率总效率耗油率,推进效率比较,结论,涡扇发动机将从热机中获取的机械能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大； 相同热效率条件下降低了排气速度，减小了余速损失，提高了推进效率，提高了总效率，降低了耗油率。 涵道比越大，推力越大，耗油率越低。 Y=0.31.5 sfc=0.0550.07kg/N.hr Y=58 sfc=0.03 0.04kg/N.hr,分类,风扇位置排气方式轴数是否加力,性能计算公式,分开排气涡扇发动机尾喷管 完全膨胀,混合排气涡扇发动机尾喷管 完全膨胀,

4、二、主要的过程参数,涡轮前温度T3*和增压比 重要的内涵循环参数 提高增压比，有利于热效率提高，改善经济性 提高T3*，允许将更多的能量传给更多的外涵气流，增加涵道比，提高推力。 能量分配涵道比,能量最佳分配（以分排涡扇发动机为例）,增加风扇增压比风扇外涵压缩功wKII越大，风扇外涵增压比越高，外涵排气速度越大； 需要的涡轮功愈多，内涵涡轮出口排气温度和压力越低，排气速度越小。,能量分配,分排涡扇 以获得最高推进效率为分配原则 内涵气流排气速度略大于外涵排气速度 Y4.5 1级风扇 混排涡扇 以掺混损失最小为分配原则 混合器进口内、外涵气流总压近似相等 风扇增压比=35 34级风扇,涵道比,增

5、加涵道比使发动机单位推力下降 选择取决于 涡轮前温度 飞行速度 亚音速飞机选择大涵道比涡扇发动机 超音速飞机选择小涵道比涡扇发动机,亚音速飞机涡扇发动机 高增压比 高涵道比 高涡轮前温度 超音速飞机涡扇发动机 高涡轮前温度 适当的增压比 低涵道比,典型亚音飞机发动机,典型军用发动机,第二节部件特点,一、风扇 高增压比跨音级（级增压比=1.7-2.2) 为减振，加强刚性，带减振阻尼凸台； 设计为有蜂窝结构的宽弦叶片。,部件特点,二、压气机 级增压比不断提高 提高叶尖切线速度 增加叶片负荷 改进稳定工作范围 采取有效的防喘措施 提高压气机效率 改进叶型 严格控制叶尖间隙,部件特点,三、燃烧室 短环

6、型火焰筒 喷油喷嘴 低排放污染 分区供油 间歇喷油,部件特点,四、涡论 采用耐高温材料（定向结晶、单晶精密铸造）； 冷却技术（冷却气、高温涂层）； 为提高效率，采用主动径向间隙控制技术，可使巡航耗油率降低1%。,部件特点,五、混合器 掺混目的 可获得1-3%的推力增益； 降低排气速度，降低噪音； 降低排气温度，降低红外辐射（隐身） 便于加力。 提高掺混效果，掺混斗设计,共同工作条件（与涡喷相同） 共同工作方程 高压转子（与单轴涡喷相同） 低压转子 分排混排,第三节各部件共同工作和调节规律,共同工作线 分别在高压压气机特性图和风扇特性图上画出共同工作线 调节规律 分排涡扇发动机( 因通常几何参数

7、不可调) 调节中介：燃油 调节参数： 低压转速（如G.E.) 发动机压比（如PW) 混排涡扇发动机 调节中介：燃油、A8 调节参数： 组合控制规律,-31：最大状态调节规律,在各种飞行条件下产生尽可能大的推力 进气总温 373K 排气温度 = f (进气总温 ) A8 = f (进气总温 ),第四节 特性,转速特性 特性变化趋势基本与涡喷发动机相同 涵道比随转速降低而增大 节流时，低压转子转速比高压转子转速下降快，转差率更大，有利于防喘,不加力涡扇发动机速度特性 设计涵道比Yd不同, 推力随Ma的变化规律不同 Yd大于1, 推力随Ma增加呈下降趋势 Yd越大, 耗油率随Ma增加上升越剧烈原因: 随Ma增加, 涵道比增大,导致单位推力下降严重。 大涵道比涡扇发动机只适合亚音速飞机,复燃加力涡扇发动机速度特性设计涵道比Yd 40000 kg,B777,民用飞机发动机,亚音运输机进一步降低耗油率超大涵道比 超音运输机实现环球更快捷飞行低涵道比涡扇发动机 变循环发动机,军用小涵道比涡扇发动机,高推重比矢量喷管发动机研制成功 （F119）高机动性战斗机即将装备部队,