渦輪噴氣式發(fā)動機

渦輪噴氣發(fā)動機李飛龍運航1101 201173619渦輪噴氣發(fā)動機，它包括有外殼、軸承、轉軸、進氣外定子、進氣定子、軸套、尾排氣定子、整流罩、尾軸螺母、排氣定子、排氣葉輪、控制裝置，它還包括有前軸螺母、大軸套、燃燒室，所述轉軸的前軸伸端和后軸伸端設有外螺紋，在轉軸的前軸伸端的外螺紋上旋有前軸螺母，并且在轉軸上向后依次設置有進氣葉輪、軸套、一對支撐軸承、軸套、排氣葉輪，在后軸伸端的外螺紋上旋有尾軸螺母，所述進氣葉輪和排氣葉輪與轉軸相固定連接。渦輪噴氣發(fā)動機包含四節(jié)：壓縮器，燃燒室，渦輪節(jié)，和排氣節(jié)。壓縮器部分空氣以高速度通過進氣道到達燃燒室。燃燒室包含燃油入口和用于燃燒的點火器。膨脹的空氣驅動渦輪，渦輪通過軸連接到壓縮器，支持發(fā)動機的運行。從發(fā)動機排出加速的排氣提供推力。這是基本應用了壓縮空氣，點燃油氣混合物，產生動力以自維持發(fā)動機運行，和用于推進的排氣。進氣道在飛行中，發(fā)動機前方的空氣經進氣道流過壓縮器。其氣道前方未受擾動氣流的速度，與飛行速度大小相等，方向相反?？諝饬鞒鲞M氣道的速度(c1)就是壓縮器的進口氣流速度。在飛行速度大于壓縮器進口氣流速度的情況下，空氣流過進氣道，流速減小，壓力和溫度升高，空氣受到了壓縮。在飛行速度小于壓縮器進口氣流速度的情況下，空氣流過進氣道時，流速增大，壓力和溫度降低，這時沒有動力壓縮。目前，飛機平飛時的速度，一般都大于壓縮器進口氣流速度。因此，在飛行中空氣流過進氣道時，一般都受到動力壓縮?？諝饬鹘涍M氣道時的流動損失，包括摩擦損失、分離損失和激波損失等三種摩擦損失進氣道內的摩擦損失是由于空氣具有粘性，在管壁表面形成了附面層而產生的。摩擦損失的大小，除了取決于氣流速度以外，還直接與進氣道管壁的光滑程度有關。因此，機務人員應當重視進氣道的維護工作，注意防止劃傷進氣道的表面，并且保持進氣道的清潔，以免增大摩擦損失，使發(fā)動機推力減小。分離損失分離損失主要是由于氣流在進氣道進口的流動方向與進氣道前緣內壁的方向不一致而產生的。當進口的氣流方向與進氣道前緣內壁的方向不一致時，由于氣流轉彎時慣性離心力的作用，進氣道前緣內壁附近的空氣壓力降低，在前緣內壁附近會出現(xiàn)與氣流流動方向相反的壓力差，發(fā)生分離現(xiàn)象，而造成氣流分離損失。為了減小氣流分離損失，進氣道前緣應做成流線形，使氣流逐漸地改變流動方向，避免產生嚴重的分離現(xiàn)象。激波損失超音速飛行時，空氣以超音速流向進氣道。要把超音速氣流變成亞音速氣流，不可避免地要產生激波損失。壓氣機壓氣機結構主要是葉輪、擴壓器和進氣系統(tǒng)。葉輪軸在球軸承和滾棒軸承中旋轉，或者與渦輪軸共用一軸，或者在中間分開，用聯(lián)軸節(jié)相連，這一般是從易于分解角度設計的。葉輪由渦輪驅動高速旋轉，空氣連續(xù)地吸入葉輪的中心。離心力的作用使空氣沿導向葉片徑向向外流向葉輪尖部。從而使空氣加速，并造成壓力升高。發(fā)動機進氣道上也可裝導向葉片，用以給進入壓氣機的空氣提供初始漩流?？諝怆x開葉輪后進入擴壓器段，那里的通道呈擴張形，將大部分動能轉化成壓力能。實際上，通常將這種壓氣機設計得大約一半壓力升高發(fā)生在葉輪中，另一半在擴壓器中。為了盡量提高通過壓氣機的空氣流量和壓力升高，要求葉輪高速旋轉。因此，葉輪被設計成在高達1600英尺/秒的葉尖速度下工作。通過在這樣高的葉尖速度下工作，增大了從葉輪流出的氣流速度，于足得到的可轉換成壓壓力的能量就更多。為了保持壓氣機的效率，必須防止葉輪和機匣之間漏氣過多；將它們之間的間隙保持盡量小即可達此目的。主燃燒室航空燃氣輪機主燃燒室的傳統(tǒng)結構形式可分為單管燃燒室、環(huán)管燃燒室、環(huán)形燃燒室，這基本與航空燃氣輪機的發(fā)展歷程相對應。早期的燃燒室多為單管燃燒室，后來發(fā)展為環(huán)管燃燒室，上世紀60年代，環(huán)形燃燒室出現(xiàn)并成為燃氣渦輪發(fā)動機的必然選擇，隨著燃燒技術的發(fā)展，短環(huán)形燃燒室是目前普遍采用的方案。在采用離心式壓氣機的燃氣輪機中為了縮短軸距并利用離心壓氣機徑向尺寸較大的特點，發(fā)展了環(huán)形回流燃燒室或環(huán)形折流燃燒室?，F(xiàn)代高性能發(fā)動機對主燃燒室提出了越來越高的要求，對于軍用發(fā)動機主燃燒室而言，要求其具有更高的溫升工作能力和更寬的工作范圍；而民用發(fā)動機對燃燒室污染排放指標提出了極為苛刻的要求，以滿足發(fā)動機適航取證。因此主燃燒室主要朝兩個方向發(fā)展：高性能軍用發(fā)動機使用的高溫升燃燒室及民用發(fā)動機需要的低排放燃燒室；為應對上述挑戰(zhàn)，提出了以下燃燒室新技術方案。旋流器陣列多點噴射燃燒室：此類燃燒室（見圖2）是將常規(guī)燃燒室頭部的旋流器和噴嘴的尺寸縮小，在傳統(tǒng)燃燒室單個頭部大小的空間內布置多個噴射點，每個噴射點的燃料和空氣快速均勻的混合，每個噴射點有自己的回流區(qū)和燃燒區(qū)，燃燒時有多個火焰，由于每個噴射點的回流區(qū)長度短，燃燒駐留時間短，在降低污染物的生成方面有很大的潛力。同時該類型燃燒室由于有多個噴射點的存在，可以將噴射區(qū)域進行分區(qū)燃燒，兼顧燃燒室在低工況下的穩(wěn)定工作及高工況下的高效燃燒，適合于工作范圍寬廣的高溫升燃燒室；還可以對噴射點進行控制，具有溫度場主動調節(jié)能力，能夠滿足高性能軍用發(fā)動機高品質燃燒室出口溫度場的需求。燃燒室前后的壓力不同，前部壓力遠遠大于后部壓力，所以后噴氣流會向后噴射。加上燃燒室和尾噴管都有機匣包裹，里面也有管道作為引射導向，所以不會想別的地方亂竄的。加力式的渦輪發(fā)動機在普通燃燒室后面還有加力燃燒室，那里也會有一個叫做火焰穩(wěn)定器的裝置對后噴尾流進行穩(wěn)定。加力燃燒室戰(zhàn)斗機在起飛、爬升、規(guī)避導彈或作戰(zhàn)機動飛行等狀態(tài)需要更大的推力以實現(xiàn)短時間加速飛行，發(fā)動機使用加力是短時間內增加推力的最好辦法。加力燃燒室是實現(xiàn)發(fā)動機加力的部件，它能保持發(fā)動機最大轉速和渦輪前燃氣溫度不變的情況下，將燃油噴入氣流中讓剩余氧氣再次燃燒，產生額外推力?，F(xiàn)在軍用渦扇發(fā)動機加力燃燒室（圖5所示），大都采用V形穩(wěn)定器來穩(wěn)定火焰，這種加力燃燒室通過氣流在鈍體后形成的尾跡旋渦和回流區(qū)產生一個油氣混合均勻的低速區(qū)，從而具備了火焰穩(wěn)定的必備條件?，F(xiàn)代高推重比航空發(fā)動機加力燃燒室工作條件越來越惡劣，性能要求更高，主要特征表現(xiàn)在內涵進口溫度更高、氧含量降低的情況下，進一步提高加力溫度和燃燒效率，降低流體阻力，縮短長度，加力重量超輕。傳統(tǒng)發(fā)動機加力燃燒室很難實現(xiàn)上述要求，未來加力燃燒室的發(fā)展必然將某些部件進行一體化設計，變得更加緊湊，以減少長度和降低重量，提高發(fā)動機推重比。渦輪后框架一體化加力燃燒室、旋流加力燃燒室、外涵加力燃燒室是目前研究的重要方案。渦輪后框架一體化加力燃燒室:渦輪后框架一體化加力燃燒室的主要特征是取消傳統(tǒng)加力燃燒室的混合擴壓器，將噴油桿和鈍體穩(wěn)定器整合到渦輪后支撐框架的支板上，形成超級緊湊的一體化結構，加力燃油從支板內的噴嘴孔噴入并進入支板后形成的回流區(qū)內穩(wěn)定燃燒，渦輪后框架一體化加力燃燒室與傳統(tǒng)加力燃燒室對比如圖6所示。這種加力燃燒室的設計關鍵在于：合理的安排燃油噴射，既保證加力燃油濃度分布與氧濃度分布主動匹配，又避免燃油的自燃與結焦，還能保證燃油在支板后的回流區(qū)內形成穩(wěn)定燃燒點火源，同時保證加力燃燒室較低的流阻損失；一體化加力燃燒室方案能適用于更高的加力熱負荷，具有更簡單的結構以及更高的噴桿和穩(wěn)定器工作可靠性，在高推重比發(fā)動機研制中得到了深入廣泛的研究。采用渦輪后框架一體化加力燃燒室的典型代表為美國PW公司研制的F119發(fā)動機，其推重比在10左右。渦輪空氣首先進入的是發(fā)動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有一定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數(shù)，因而產生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機。進氣道后的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃氣的部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發(fā)動機中，氣流在渦輪中膨脹所做的功正好等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經過燃燒后，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠小于壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發(fā)動機的推力就是這一部分燃氣的能量而來的。從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動機軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，使發(fā)動機獲得了反作用的推力。一般來講，當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動機的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，目前只能達到1650K左右，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機有時需要短時間增加推力，就在渦輪后再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內無旋轉部件，溫度可達2000K，可使發(fā)動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發(fā)動機的壽命，因此發(fā)動機開加力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時，在高空則可開較長的時間。隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發(fā)動機的基礎上，又發(fā)展了多種噴氣發(fā)動機，如根據(jù)增壓技術的不同，有沖壓發(fā)動機和脈動發(fā)動機；根據(jù)能量輸出的不同，有渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機和螺槳風扇發(fā)動機等。噴氣發(fā)動機盡管在低速時油耗要大于活塞式發(fā)動機，但其優(yōu)異的高速性能使其迅速取代了后者，成為航空發(fā)動機的主流。噴管噴管的功能是將從渦輪（或加力燃燒室）流出的燃氣膨脹加速，將燃氣中的一部分熱焓轉變?yōu)閯幽?，從尾噴管高速噴出，產生反作用推力。根據(jù)尾噴管出口氣流噴射速流的不同，可以分為亞聲速噴管和超聲速噴管兩