第四章 其他类型的发动机

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？02290009090221thpthpVVWqqFsVVVV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定义：涵道比maImaIIqqY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WTI“风扇”涡轮WTII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”maImaqq1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”代表涡扇9299VVVIII)2)(1(2)1()2)(()2(202922029112120292202911VVYVVYqqqqqqVVqqVVqmamaIImaImamaImamaIImaIma涡扇发动机内涵循环涡喷循环比较排气速度推力V0=0时YFFVVVVFFVVYqVVqFVVqFVVYVVYVVmaImama11))(1()()(0)2)(1(21209209112092092220911191922029220291热效率因循环功、加热量均相同推进效率总效率耗油率112209109212010209209112092020910121VVVVsfcsfcVVVVVVVVVVppppthth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=0.3~1.5sfc=0.055~0.07kg/N.hr–Y=5~8sfc=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)()(36003600)]()[()()(090909090990099900999VVYVVfFqsfcVVYVVqFqqpppVqppAVqFVqppAVqFFFFIIImfIIImaImaImgIIIImaIIIIIIIImaIIIImaIIIImgIIIII混合排气涡扇发动机尾喷管完全膨胀))(1(36003600))(1()())(1()(0909090990900999VVYfFqsfcVVYqFppppAVVYqFqqqqqqqqVqppAVqFmfmaImaImaImgImaIImaImamaIImgImgmamg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。])/(11[])/(11[]1/)1[(10*4*4910*9*99*1**1*9**1*9kkIIIkkIIIIIIkIIkkKIIIIKIIIIPPCpTVPPCpTVTTPP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–Y4.51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=3~5–3~4级风扇涵道比增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型号年代、飞机增压比涡轮前温度K涵道比起飞F（N）起飞SFCWJ550’sY77.21088~2133KW0.349JT3D70’sB7071615001.0943080.51CFM56-380’sB73724.315886.1891720.35GE9090’sB77739.317038.43825000.278典型军用发动机型号年代K*T3*BPR推重比WP7-乙六十8.851288~5.5J79-GE-17六十13.41260~4.63F404-GE-400八十2515890.347.24AL-31八十23.816650.68.17EJ200九十2618030.410YF120九十25~28~2000~0.2~10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consteBeqconstBeqTLTLkLkLkHkLkLkLkHkL****1***1)/11(1)1()1()()1()1()(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255K等相似转速调节255K进气总温288K等低压转速调节288K进气总温373K等排气温度调节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Yd1两股气流在涡轮后掺混点火复燃,提高排气速度增加推力加力比大高速下耗油率相当低速下不加力耗油率低有利于增加作战半径小涵道比涡扇发动机适合超音速战斗飞机**7mixTTF高度特性–推力随高度增加而下降–H11Km•耗油率下降–H11Km•耗油率不变高度特性优于涡喷小结工作过程及质量附加原理大涵道比涡扇发动机–高涵道比、高增压比、适当的涡轮前温度–起飞推力大–噪音低–巡航耗油率低–随Ma增加,推力单调下降,只适用于亚音速飞机小涵道比加力涡扇发动机–高涡轮前温度、低涵道比、适当的增压比–加力比大–巡航耗油率低–适用于超音速飞机大涵道比涡扇发动机80000磅级推力发动机研制成功—双发宽体客机允许不着陆跨洋飞行推力40000kgB777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