航空发动机设计方案

舰载机航空发动机设计方案一·本型航空发动机的应用领域舰载机是以航空母舰或其他军舰为基地的海军飞机。用于攻击空中、水面、水下和地面目标，并遂行预警、侦察、巡逻、护航、布雷、扫雷和垂直登陆等任务。它是海军航空兵的主要作战手段之一，是在海洋战场上夺取和保持制空权、制海权的重要力量。舰载机能适应海洋环境。普通舰载机一般在6级风、4～5级浪的海况下，仍能在航空母舰上起落。舰载机能远在舰炮和战术导弹射程以外进行活动；借助母舰的续航力，可远离本国领土，进入各海洋活动。舰载歼击机多兼有攻击水面、地面目标的能力，舰载强击机（攻击机）多兼有空战能力，以充分发挥有限数量舰载机的最大效能。舰载飞机的起落和飞行条件比陆上飞机恶劣,因此舰载飞机应有良好的起飞性能、较低的着陆速度、良好的低速操纵性。驾驶舱的视野开阔，在母舰和飞机上还装有特殊的导航设备，便于驾驶员对准甲板跑道。为了少占甲板面积和便于在舰上机库内存放，多数舰载飞机的机翼在停放时可以向上折叠，有的垂尾和机头也可以折转。此外，海水和潮湿的环境容易使飞机机体、发动机和机载设备严重腐蚀，飞机要有较好的防腐蚀措施。二·航空发动机的性能设计指标推力：15000daN单位推力：20daN·s/kg重量：150kg推重比：10耗油率：0.4kg/(h·N)总压比：36涡轮前温度：1800K整机效率：50%设计寿命：24000h三·航空发动机的结构形式3.1压气机采用传统的小涵道比涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机有内外两个涵道，它的外涵风扇处于飞机进气道内，可以在跨声速或超声速飞行时工作，较之于螺浆发动机具有效率高的优点。涡扇发动机与涡喷发动机相比，它具有较高的推进效率与较大的推力。而且采用涡轮风扇发动机后，为提高热效率而提高涡轮前温度不会给推进效率带来不利影响。而且外涵道的冷空气可以在涡轮部位形成冷空气薄膜，降低涡轮前高温燃气对涡轮的损害。而且外涵道空气与涡轮后燃气相掺混，有利于增加推力并降低噪音。下面对主要部件进行阐述。压气机依然选用轴流式压气机。空气在轴流式是压气机中的流动方向大致平行工作轮轴，采用此中压气机的优点是其流动使其在结构上容易组织多级压缩，以没一级都较低的整压压力比获得较高的压气机总增压压力比。每级的增压压力i1.15-1.35之间，使得空气流经每级叶片通道时无需急剧的改变方向，减少流动损失，因而压气机效率高。特别在大流量是，轴流式压气机较其他种类的压气机更容易获得较高的压气机效率，可达90%左右，多级轴流式压气机还具有大流量，高效率，小迎风面的优点。采用鼓盘式转子，兼顾鼓式转子的抗弯刚性和盘式转子的承受大离心载荷的能力，具体为混合式鼓盘转子，采用这种形式的转子结构，兼有可拆卸转子和不可拆卸转子的优点，对制造技术和工艺要求不太高，同时也给设计者提供了广阔的选择空间，并且方便检查、维修和更换。工作叶片采用了可控扩散叶型，叶型厚度及曲率按最佳分布。基本消除了附面层的分离，增加了压气机有效流通面积，提高了压气机效率。叶型的叶弦较宽，前后较厚，具有较好的抗腐蚀和抗冲击性。端部过弯叶身是为了减少叶片两端壁附面层所造成的二次损失，因而将叶身尖端和根部前、后绕特别的加以弯曲。这种新一代高效能叶片，使压气机的级效率及压气机的特性得到了进一步的提高。喘振对轴流压气机是最危险的状态,使机组发生强烈的振动,造成推力瓦过负荷,能在很短时间内引起压气机的损坏。因此,压气机应绝对避免在喘振区运行。由于压气机运行工况的改变,特别是在供风外网阻力突然增大(如高炉悬料或管道系统阀门误关闭),使压气机出口风压突然上升(风量突然减小),压气机将会迅速逼近甚至闯人喘振点而引起喘振,即使运行操作人员监盘如何高度集中,处理如何迅速,往往仍避免不了压气机发生喘振,只是使喘振现象能得到及时处理。为此,压气机防喘振保护是必不可少的,其可靠性也是头等重要的。为了避免在叶尖处产生旋转失速，利用吹起和放气来控制附面层比较有效，采用在机匣内壁上加工成环捎、料槽，使失速裕度大大改善。同时，采用双转子压气机防喘，在相同总增压比及总级数时，当压气机转子分开后每个转子的级数减少，同时各转子可以再各自的最佳转速工作，转子的转速实现自动调节。防冰系统。当客机在高空飞行穿过有冷水汽的云层时，或当发动机在空气湿度较高和气温接近0摄氏度的条件下工作时，发动机进口部分，如进气道唇口、整流罩、整流支板等，就会出现结冰现象。该冰层会引起发动机进口界面减小，改变发动机进口流场，使发动机的性能变差，严重时则可能会引起压气机喘振。此外，由于发动机整动，冰层可能破裂，冰块就会被吸入发动机内，打伤叶片，甚至损坏整台发动机。因此、发动机前部和进气装置采取防冰措施。为此采用对容易结冰的部件进行加温，一是压气机的热空气，二是采用电加热，本发动机采取二者结合的方式，有效避免结构结冰。封气装置。在压气机转子和静子之间，如转子叶片顶端与机匣间，整流器内环与转子鼓间，转子前后端面与机匣间都存在着漏气损失，严重影响压气机效率。为此，除了采用良好的间隙设计外，还必须有良好的封气装置。非接触式密封可以再高相对线速度是，减少漏气面积和减少压力两个方面减少漏气损失。3.2涡轮采用三级的轴向式对转涡轮。它增大了高压涡轮工作轮出口气流的切线速度，加大了高压涡轮的输出功率。减轻了涡轮的结构质量。而且当飞机做机动飞行时发动机转子的高速旋转会产生巨大的陀螺力矩，由于对转涡轮有相反方向的转子，可以平衡彼此产生的陀螺力矩。该结构形式的涡轮很适合所设计航空发动机。涡轮设计通过下面几个方法提高涡轮的耐热性。第一，强制冷却。在涡轮叶片上设计很多细小的管道，外涵道的高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作用，这就是“空心气冷叶片”。在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片器和涡轮叶片前缘上的孔隙中流出，被燃气带动在叶片的表面形成冷却气膜。第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片，用耐热性能更好的陶瓷等材料制作涡轮叶片。第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷。3.3涡轮的冷却技术。第一，强制冷却，在涡轮叶片上设计了许多细小管道，高压冷空气通过这些管道流经高温叶片，起到强制冷却作，同时对流冷却在叶片中不停有冷却气流在叶片中流动以带走叶片上的热量。第二，采用新的耐热材料制造涡轮叶片。一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热性能更好的陶瓷等材料制作涡轮叶片。可是如果没有深厚的基础科学作保证，高性能的涡轮材料研制也就无从谈起。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。第三，通过改进叶片的制造工艺，挖掘现有叶片材料的耐热潜力。早在航空涡轮发动机诞生之初，人们就在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。精密铸造技术也是推动涡轮叶片技术进步的重要手段。比方说单晶体叶片，就是通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体，避免了晶格缺陷，比之传统工艺的叶片，其高温强度提高8倍以上。加力燃烧室避免振荡燃烧所采用的方法。减弱造成振荡燃烧的激振源，如改变加力燃烧室中火焰稳定器形状的设计，采用沙丘式火焰稳定器就具有较好的抗振荡燃烧性能。设置阻尼装置，常在加力燃烧室简体内壁增加一层波纹多孔防振屏，它对振波产生漫散反射，削弱了反射波的能量。目前许多加力燃烧室都采用这种防振方法。3.4燃烧室环形燃烧室是由两个与发动机同轴的套筒组成，原先火焰筒的功能则由内套筒代替完成。环形燃烧室的气流分布类似于环管燃烧室。一股气流进入内套筒参与燃烧，另一股气流则进入内外套筒之间的空腔，然后再分期分批进入内套筒，同样起到补充燃烧、控制燃烧区域长度和燃烧室出口温度场的作用。环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，而是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的喷油嘴也比环管燃烧室少一些。另外，由于其暴露在燃气中的面积较小，在冷却和隔热方面，环形燃烧室也比环管燃烧室有优势。与环管燃烧室相比，环形燃烧室也有着一些不足，但这些不足不是性能上的而是制造工艺上。在燃烧室的外机匣和内壳所形成的腔道中，安装着环形的火焰筒。在火焰筒的头部装有一圈燃油喷嘴和火焰稳定装置。与压气机、涡轮的环形通道气动配合好，减少流动损失出口温度场均匀，重量轻、迎风面小。在燃烧室内设置火焰筒，使空气从火焰筒壁上的圆孔或气膜缝隙进入火焰筒内，在喷入燃油的火焰筒头部，根据需要设计一定数量的圆孔和缝隙，以保证火焰筒头部的燃料系数达到β=1左右。喷入燃烧室的燃油在火焰筒头部进行燃烧后温度可达到2000K以上，燃烧后的高温燃气在火焰筒后部与进入的两股冷却空气相渗混，使燃气温度达到所需要的数值。在火焰筒头部喷油嘴周围设置空气扰流器，使空气在火焰筒头部内形成旋涡，旋涡中心为低压区，使一部分已经燃烧的高温燃气倒流回来形成回流区，不断点燃由燃油雾滴蒸发形成的新鲜混气。燃油喷嘴的另一种形式叫蒸发管。燃油由喷油管喷出，与来自压气机的一部分空气在蒸发管内掺混，并经T型热管壁加热蒸发。喷油嘴采用蒸发管，使用蒸发管的燃烧室燃烧效率较高、不冒烟，出口温度场也比较均匀，不随喷油量的变动而变化。蒸发管式供油装置与环形燃烧室配合，以获得较为理想的性能。点火装置利用外电源，使高压火花塞打火，将起动喷油嘴喷出的燃料和空气或氧气的混合气体加热到着火温度，使它首先燃烧，然后再依靠这个起动喷嘴火焰点燃整个燃烧室。燃烧室点燃以后，点火装置即停止工作。燃料采用航空燃油和燃料电池组合的混合能源技术，在巡航速度较低时，使用燃料电池提供动力，而在加力燃烧室启动和超音速巡航时，则由航空燃油和燃料电池协同提供动力，有效提高了能源利用率，也大大降低了长距离飞行的成本。3.5进气道和尾喷管飞机的作战性能要求超音速巡航，进气道设计为外压式超音速进气道。进气道的稳定性作为设计参数非常重要。外压式进气道口外具有尖劈，使超音速气流在进气道口外形成斜激波，进气道口内则为扩张型通道，在通道内又形成一道结尾正激波，将超音速气流转化为亚音速气流。外压式超声速进气道工作时，为消除其不稳定工作状态，设置放气活门。当发动机转速降低时，在进气道出口处打开放气活门，使进气道保持较大的空气流量。当外压式超声速进气道在超声速飞行状态下，会出现嗡鸣现象。为避免嗡鸣现象需要在进气道出口处设计辅助进气门。喷管的功能是将从加力燃烧室流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从尾喷管高速喷出，产生反作用推力。本设计所采用的是可调的收敛扩张喷管。由于发动机提供给尾喷管的空气流量和膨胀比不断地发生变化，因此有必要对收敛扩张喷管的喉道面积和出口面积不断地进行调节，尽量避免过度膨胀或不完全膨胀现象的发生。尾喷管还需要加装红外隐身装置，在战场上红外导弹是对飞机有极大威胁的一类导弹，而这一类导弹锁定的目标就是尾喷管喷出的高温燃气。为加大飞机生存机会，特别在尾喷管加装红外隐身装置。四·航空发动机的性能估算4.1推力计算考虑燃气在喷管内完全膨胀时，09pp，油气比f大约为0.0055，公式)()1(09909ppAcqcfqFmama简化为：)(09ccqFma其中skgqma/850，smc/3400，0901.5cc得F=15450daN即其推力约为15450dN。接近所需要的15000daN，基本满足设计要求，无需改进。4.2总压比计算涡轮风扇发动机总压比为各部件压比的乘积，所设计发动机有进气道增压比、风扇增压比、压气机增压比，总压比即为三者的乘积aci3643.65.2，即所设计涡扇发动机的总压比约为4.3发动机热效率理想燃气轮机的热效率为58%.461-1k1-kit）（，即理想燃气轮机的热效率为46.58%，它比预计的热效率50%要小3.42%。基本满足设计要求。4.4发动机耗油率耗油率表示每小时产生1N推力所消耗的燃油量。sfc=s3600fF式中f为油气比这里取0.00