飛機發(fā)動機渦噴-渦扇發(fā)動機技術(shù)簡介

飛機發(fā)動機---渦噴/渦扇發(fā)動機技術(shù)簡介—航空發(fā)動機技術(shù)；燃氣輪機技術(shù)——發(fā)動機；渦噴發(fā)動機；渦扇發(fā)動機定義與概念：渦噴發(fā)動機---在單個流道內(nèi),渦輪出口燃氣直接在噴管中膨脹,使燃氣可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)楦咚賴娏鞯膭幽芏a(chǎn)生反作用力的發(fā)動機稱渦噴發(fā)動機.渦扇發(fā)動機---核心機出口燃氣在低壓渦輪中進一步膨脹做功,用于帶動外涵流的動能。國外概況：渦噴/渦扇發(fā)動機是軍用戰(zhàn)斗機/攻擊機、轟炸機、教練機和民用客機的主要動力。半個多世紀以來，渦噴/渦扇發(fā)動機的性能提高很大。服役中的戰(zhàn)斗機發(fā)動機推重比從2提高到7-8，正在研制中的達9-10，并馬上投入使用。民用大涵道比渦扇發(fā)動機的最大推力已超過40000daN，巡航耗油率從50年月渦噴發(fā)動機1.0kg/〔daN/h〕下降到0.55kg/〔daN/h。在性能提高的同時，發(fā)動機牢靠性和耐久性也有很大改善。軍用發(fā)動機空中停車率一般為0.2-0.4/1000發(fā)動機飛行小時，民用發(fā)動機為0.002-0.02/1000發(fā)動機飛行小時。軍用發(fā)動機熱端零件壽命2023h20230-30000h。美國在80年月初組織有關(guān)專家對2023性能供給了牢靠的技術(shù)根底。后來，美國空軍發(fā)起綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)〔IHPTET〕打算?？哲?、海軍、陸軍、美國國防部預(yù)研局、NASA和七家主要發(fā)動機制造商都參與了這項打算。打算總的目標是到2023年使航空推動系統(tǒng)力量翻一番，即推重比或功率重量比增加100%-120%，耗油率下降30%-40%。生35%-60%。發(fā)動機打算的其次階段ACMEⅡ技術(shù)〔AMET〕打算。ACME-202320、耗油率低30%、制造本錢低30%和壽命期費用低25%的技術(shù)，而AMET的目標是到20231518。1、現(xiàn)役軍用渦噴/渦扇發(fā)動機1973年美國普&惠公司研制成功首臺推重比8F100又有美國通用電氣公司的F404和F110、西歐三國聯(lián)合研制的RB.199、法國的M53和原蘇聯(lián)的РД33和АЛ31-Ф動力裝置。除法國的M53為單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機且推重比只有6.2外，其余均為7.0-8.0研制中的推重比9-10發(fā)動機的根底，并不斷向更高的目標--推重比20進展。15-20一級的發(fā)動機將于2023-2023年期間研制成功，并將與第五代戰(zhàn)斗機配套投入使用?，F(xiàn)役發(fā)動機的改進改型〔MRF〕和海軍攻擊機以及原有F-15F-16F/A-18F100、F110F404發(fā)動機實施提高推力和推重比的改型工作。F100F100-PW-229A16530daN9.5。F110F110-GE-129EFE16210daN9.5。F404 推力增大Ⅲ型〔后重編號為F414-GE-400。F414 的推力為9680-10700daN9.0-9.5167K，空氣流量增加10%，壓氣機和渦輪效率將提高2%。承受的技術(shù)有風(fēng)扇和壓氣機整體葉盤構(gòu)造部件的先進全權(quán)數(shù)字電子掌握〔FADEC〕等。其中很多技術(shù)是從通用電氣公司打算中得來的。F414的2023F-18E/F戰(zhàn)斗機上投入使用。全研制的推重比9-10渦噴/渦扇發(fā)動機80年月中期起，興旺國家開頭為第四代戰(zhàn)斗機研制一代的發(fā)動機。但技術(shù)&F119EJ200和法M88AЛ-41中發(fā)動機的打算，但由于缺乏資金，進度會往后拖?！?〕21世紀戰(zhàn)斗機用渦噴/渦扇發(fā)動機A15-20的戰(zhàn)斗機發(fā)動機方案依據(jù)正在實施中的以IHPTET打算為代表的預(yù)研工作進展狀況，估量在2023-202315-20的戰(zhàn)斗機用渦扇發(fā)動機，這種常規(guī)的中F100發(fā)動機相比，具有以下特點：a31級，葉片帶彎掠，且為空心構(gòu)造。b壓氣機由93級。轉(zhuǎn)子為鼓筒式無盤構(gòu)造，由鈦基復(fù)合材料制成。與70%。c燃燒室火焰筒材料由耐熱合金改為陶瓷基復(fù)合材料。運用計算流體力學(xué)設(shè)計d葉盤構(gòu)造可減重30%。最終渦輪前溫度將高達2200K以上，此時將承受陶瓷基復(fù)合材料或碳-碳材料。e加力燃燒室2200K計算，發(fā)動機單位推F10070%-80%，因而發(fā)動機很可能不承受加力燃燒室。f尾噴管將承受固定構(gòu)造的射流掌握全方位矢量噴管。正在爭論中的還有一種帶中間冷卻的偏置核心機方案，它適用于壓比為50-70的不帶加力作超音速巡航的戰(zhàn)斗機發(fā)動機。B、超音速垂直起落戰(zhàn)斗機用渦噴/渦扇發(fā)動機目前，世界上只有兩種亞音速垂直起落戰(zhàn)斗機在服役，一種是英國研制的“鷂“式戰(zhàn)斗機，另一種是前蘇聯(lián)研制的雅克-38。前者裝一臺有四個旋轉(zhuǎn)噴管的“飛馬“后者裝一臺推力為8000daN的АЛ-21不加力渦噴發(fā)動機，燃氣通過可轉(zhuǎn)向的噴3500daNРД-36-35升力發(fā)動機供給升力。自60/短距起落戰(zhàn)斗機動力裝置的爭論工作始終在進展之中，但規(guī)模較小。近來，隨著美、英兩國政府公布聯(lián)合攻擊戰(zhàn)斗機〔JSF〕/垂直著陸飛機集中到洛克希德&馬丁公司方案&惠公司的F119-PW-100的改型為主推動&馬丁公司的方案是主發(fā)動機通過軸系驅(qū)動置于座艙后的對轉(zhuǎn)8000daN60°20°，向左和向右各8°兩個偏航掌握噴管。機翼兩側(cè)還設(shè)有橫滾操縱噴管。F120F119F1191年JSF2023-2023年開頭。2、運輸機用渦扇發(fā)動機推動系統(tǒng)技術(shù)的進展是過去40年中亞音速運輸機性能改進的主要因素。渦輪風(fēng)機60%?！?〕現(xiàn)役和研制中的渦扇發(fā)動機20230daN以上，10000-20230daN和10000daN以下三類分別說明現(xiàn)役和研制中的發(fā)動機。A、20230daN以上的發(fā)動機70年月初，第一代大涵道比渦扇發(fā)動機JT9D、CF6RB211投入使用以來，開創(chuàng)了大型寬體噴氣客機的時代，其耗油率比第一代民用渦扇發(fā)動機降低20%NASA實施了發(fā)動機部件改進〔ECI〕和節(jié)能發(fā)動機〔EEE〕打算，目標分別是降低耗油率5%和12%。在80年月初這些打算完成時，其成果用于發(fā)動機的改進改型和型號研制，如普&惠公司研制PW4000以取代JT9D。90年月初，為滿足雙發(fā)遠程寬體客機B777的需要，普&惠公司、羅&羅公司和32023daNPW8084800GE90，前兩種為改型，GE901995B777上投入使都較高；輕重量的寬弦無凸肩風(fēng)扇葉片設(shè)計，其中GE90承受全復(fù)合材料；高效中、低壓渦輪；長壽命零件，如遄達發(fā)動機的冷端零件壽命達40000-70000h，熱20230-40000h等。B、10000-20230daN的發(fā)動機在70年月初期和中期，CFM國際公司〔CFMI〕和國際航空發(fā)動機公司〔IAE〕為滿足一代130-150座級客機的需要，先后開頭研制CFM56和V2500渦扇發(fā)動機，起始推力為11000daN，并先后于1979年和1988年取得適航證。其后，通過不斷改進改型，提高性能，擴大用途，推力提高到15000daN左右，可用于150-250座級的客機。此外，羅&羅公司和普&惠公司又分別研制RB211-535和PW2023 系列發(fā)動機，于1983 年和1984 年投入使用。它們的推力為16000-19000daN，主要用于B757客機。最近，普&惠公司開頭研制PW8000齒輪傳動渦扇發(fā)動機，推力為11000-16000daN，涵道比11，耗油率降低9%，使用費用和修理費用分別降低10%和30%。它將為21世紀初的120-180座級飛機供給動力。C、10000daN以下的發(fā)動機這里主要介紹用于一代100-130/羅&羅公司、CFM國際公司和普&惠公司正在研制6000-10000daNBR715、CFM56-9PW6000大涵道比渦扇發(fā)動機，估量可在本世紀末投入使用?！?〕21世紀的運輸機發(fā)動機A、亞音速運輸機發(fā)動機21世紀亞音速運輸機發(fā)動機將向兩個方向進展；一是承受超大涵道比循環(huán)，旨在提高推動效率；二是高循環(huán)參數(shù)核心機，旨在提高熱效率。估量與90年月中期2023年投入使用的發(fā)動機將使油耗降低15-20%，飛機直接使用〔DOC〕降低8-10%，而到2023年投入使用的發(fā)動機將使油耗降低30%，DOC12-15%。壓氣機出口級葉片過短引起的問題，其根本概念與前述21世紀戰(zhàn)斗機發(fā)動機的偏置核心機方案類似，但無中間冷卻。B、超音速和超群音速運輸機發(fā)動機估量其次代超音速運輸機將于2023-2023M2.0-2.5的200-300變循環(huán)發(fā)動機以及混合流和變循環(huán)發(fā)動機。其循環(huán)參數(shù)為總壓比20-25，起飛時渦輪前溫度1870-1920K。推動系統(tǒng)面臨的主要難題是價格、油耗、噪聲和污染機爭論推動技術(shù)。這是一種渦輪-沖壓組合發(fā)動機，前者工作到M3，后者在2.5-54450daN199612月在通用電M2.5。渦輪-沖壓組合發(fā)動1998年試驗。機中氣流軸向速度均超音速的渦扇發(fā)動機可使渦輪發(fā)動機的飛行速度上限從M3M5。目前，壓比為2.45的超音速通流風(fēng)扇已經(jīng)進展了試驗，但要付諸有用還有很多工作要做。3、軍民用渦噴/渦扇發(fā)動機通用技術(shù) 氣動熱力學(xué)和構(gòu)造強度的進展、氣動熱力學(xué)A、內(nèi)流計算流體動力學(xué)學(xué)已經(jīng)列入美國國防部關(guān)鍵技術(shù)打算。70年月，設(shè)計燃燒室?guī)缀跞俊霸嚋悺胺ā?0年月在燃燒室內(nèi)過程的?；矫嬉呀?jīng)取得重要進展。簡單的三維紊流兩相流2023年，能夠進展帶化學(xué)反響和紊流模型的穩(wěn)態(tài)計算。隨著內(nèi)流計算流體動力學(xué)的進展，4-52--3年。B、壓氣機〔風(fēng)扇〕將來壓氣機〔風(fēng)扇〕設(shè)計是連續(xù)提高流通力量、葉尖切線速度和平均級負荷。提其方法是減小輪轂比〔d〕和提高氣流軸向馬赫數(shù)〔Ma。目前，風(fēng)扇設(shè)計中承受d0.34，Ma0.6310.310.65-0.67。提高葉尖切410m/s450m/s，目前試驗爭論中的葉尖切線速度已達550-600m/s。通過三維氣動設(shè)計又可使集中因子提高0.07。高通流、高級壓比壓氣2.0-2.5，壓氣機級1.5-1.6。問題。C、燃燒室對于戰(zhàn)斗機發(fā)動機來說，總壓比今后將提高到50-70，燃燒室進口溫度和壓力將810800K1100K1350-1450K。在的燃燒效率和均勻的溫度分布，如F120的燃燒室就承受這種方案。F119發(fā)動機頭部回流構(gòu)造，如EJ200發(fā)動機。正在爭論中的一種多旋流器頭部方案，其頭部Lamilloy多孔和碳-碳復(fù)合材料正被試驗用作火焰筒材料。亞音速運輸機發(fā)動機的NOX排放指數(shù)為30g/kg樣，將來亞音速和超音速運輸機的NOX排放將到達30-40g/kg燃油。爭論中的NOX排放指標為3-8g/kg燃油，有期望的低污染燃燒室方案為貧油預(yù)混/預(yù)蒸發(fā)和富油燃燒/快速摻混/貧油燃燒。這種燃燒室將實行某種變幾何措施。D、渦輪101850-1950K，且高、低壓渦輪均為單級。冷500-600KLamilloy材料制的“超級冷卻“渦輪30%-40%冷卻空氣，帶這種葉片的整體葉盤已通過核心機試驗，渦輪重量亦可減輕25%-30%。再進一步提高溫度到2200K以上則需承受陶瓷復(fù)合材料或碳-碳復(fù)合材料。美國兩家-1922K20%。時主動間隙掌握技術(shù)。、構(gòu)造強度A、構(gòu)造設(shè)計高性能。在研制和爭論中的主要有：aSCS-6纖維加強的鈦金屬基風(fēng)扇葉片已經(jīng)進展片承受超塑成形/14%。b整體葉盤在F119、EJ200800上，風(fēng)扇、壓氣機或渦輪將承受整體葉30%接工藝，渦輪葉盤則承受“鍛接“工藝。c無盤轉(zhuǎn)子〔或稱整體葉環(huán)〕主要用于壓縮系統(tǒng)。由于承受復(fù)合材料，葉片重量減輕，可以直接固定在承力環(huán)上，從而取消了輪盤，使重量減輕70%。一種43和第4級為鈦合金基復(fù)合材料整體20%。d4%-6EJ200和生產(chǎn)型F119以及民用發(fā)動機PW4084和都承受這種封嚴方式。e骨架式構(gòu)造它是一種承受金屬基復(fù)合材料、具有很高比剛度和比強度的主傳和一些承力靜止構(gòu)造已經(jīng)進展了初步試驗。B、構(gòu)造強度爭論a概率分析法爭論說明，在隨機負荷下的概率分析方法比確定性的方法更為牢靠分析法應(yīng)用于全尺寸構(gòu)造件，如渦輪葉片和輪盤。b構(gòu)造動力學(xué)在氣動彈性方面，正用分析和試驗的方法確定推動系統(tǒng)的性能極限。到2023年，對葉片頻率的分析準確度可小于5%。利用“錯頻“技術(shù)和阻尼材料和構(gòu)造，可使葉輪機的顫振速度增加10%，或使強迫振動量級降低50%。在掌握振動方面正在爭論減小發(fā)動機的振動的主動掌握技術(shù)和相應(yīng)的高速電子控制c復(fù)合材料微觀力學(xué)金屬基復(fù)合材料和陶瓷基復(fù)合材料的力學(xué)性能和構(gòu)造完整〔即纖維和基體〕的局部特性打算的，因此，在分析和設(shè)計型、復(fù)合材料力學(xué)和總體有限元構(gòu)造分析方法來解決。d熱端技術(shù)〔HOST〕NASA80年月完成的一項發(fā)動機熱端部的耐久性和牢靠性。e發(fā)動機構(gòu)造仿真器進