航空发动机构造

南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东1绪论1.1基本类型1.1.1活塞式+螺旋桨汽油机——等容循环（OTTO循环）柴油机——等压循环（Disel循环）做功特点：(1)进气量小(2)各冲(过)程在同一汽缸内按序完成（“个体作业”）→功率(生产率)受限。1．1．2燃气涡轮机做功特点：(1)进气量小(2)各过程分别由专门部件连续完成(“流水作业”)→功率(生产率)大。·五大基本部件(进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置)；·三大核心部件(压气机、燃烧室、涡轮)——核心机，燃气发生器·其它部件随用途(WP、WZ、WJ、WS)而异。如:加力燃烧室、减速器（1）涡轮喷气发动机（WP）·结构简单·能量损失大、油耗高，加力耗油成倍增长WP6:昀大sfc=0.99kg/daN.h;加力：1.63·加力燃烧室+可调喷管p(2)涡轮螺旋桨发动机（WJ）·燃气发生器出来的能量绝大部分在动力涡轮中膨胀做功→减速器n↘1000-2000rpm→螺旋桨；·燃气剩下的能量一部分在尾喷管中继续膨胀，产生一小部分推力；南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东·螺旋桨直径大，飞行速度受到限制，M=0.5-0.7；·排气能力损失少，推进效率高，油耗小；(3)涡轮轴发动机（WZ）·燃气发生器排出的燃气能量几乎全部在动力涡轮中膨胀做功，由尾喷管排出时，速度很低；·输出转速高，以减少由发动机传到直升机主减速器的传动扭矩，使输出轴的直径与重量较小。两种形式：A．动力涡轮直接输出→主减B．动力涡轮→小减速器（体减）→n↘6000-8000rpm→主减（直九为B型）·航机它用为WZ任何形式的航空发动机（WP、WS、WJ）均可以改型为地面及舰船用动力。(4)涡轮风扇发动机(WS)后风扇（未广泛使用）·方案简单；·浪费大（高温合金昂贵）、加工困难；·风扇增压比受到限制。前风扇（广泛使用）·油耗低、噪声小；·迎风面积比WP大，但比WJ小，小流量比可以高速飞行。EX：民用大流量比发动机从前能够看透到后，即透过外函道。(5)桨扇发动机（JS）80年代石油危机引起。(6)冲压发动机（导弹上用）当M数为3.5~4时，压气机压比为1，必须放弃压气机，而采用冲压发动机。1．2航空发动机发展简史1．2．1发展简史航空发展始于本世纪初，前四十年为活塞时代(继承于内燃机)，后六十年为喷气时代。综观航空喷气发展史：“竞争是动力，战备为先导，效益作基础，军用民用交替发展，并正向齐头并进转化”。热战时期(二次大战末期)：以军为主，出现“喷气”；冷战时期：以军作主导，军民交替发展'。(1)“军”突破“音障”；“民”出现WJ。南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东(2)“热障”(M≥3)出现并克服。(3)60年前后(苏)57年人造卫星上天，引发西方军备紧跟和扩充.从而“导弹走俏，喷气转民”，民用型WS(SPEY)与WZ(陆用)悄然出现。(4)63年苏联航空节(苏)军用型常规喷气飞机大出风头(以WP为主)。(美)“又一次面临喷气转向”.此时WS由民转军，随之出现V/S、远程轰炸机。(5)大动荡时期：70年后逐渐向军民并进转化。中东战争要求：飞机具有中空(H=6--8KM)、高速(M=3)、大机动(格斗性)；发动机具有变工况与可靠性。“风扇军转民化”并要求“三高一低”(高流量比、高压比、高温、低油耗)。民用有向“桨扇”转化的趋势（但目前并未普及，仍然是WS）。总之,目前已形成美、俄、英(老牌)、法(小发为主)四国的技术主流。1．2．2先进发动机介绍军用：小流量比WS美国F15-E,F16-C/D——F110-GE-100(7.07,加力12268daN)F100-PW-220(7.4,10590daN)F16-A/B——F100-PW-200(7.7,10590daN)YF22——F119(10,15560daN)俄罗斯Su27——AЛ31-Ф(AL31-F)(7.14,12258daN)法国Rafale——M88(9.0,7500daN)欧洲EFA(欧洲战斗机)——EJ200(10,9000daN)中国F10——WS10(10A)民用：大流量比WSBoeing777——GE9034.25-44.5吨流量比9.0增压比45风扇直径3.124米PW404832.3-40.0吨流量比7.0增压比36风扇直径2.844米湍达（Trent）882(R&R)31.7-37.5吨流量比6.01增压比39.3南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东风扇直径2.794米（一机多发，也说明结构问题没有唯一解）Boeing737-300，400，500，600，700，800A340-200,-300,KC-135R——CFM564.7-5.50,8220-16000daN1.3我国发动机简介(1)WP6(单转子加力WP)——J6,强5(2)WP7系列(双转子加力WP)——J7,J8(3)WP13系列(双转子加力WP)(4)WS9（双转子加力WS）(5)运7——WJ5运8——WJ6运12——WJ9直9——WZ8轰6——WP8(6)在研１.4基本设计要求(1)先进性(战技指标)(2)安全可靠性(以保护人与机为前提)(3)工艺性——针对客观条件,正确权衡先进性与可行性间的关系。(4)使用维护性——注意单元体设计、检查窗口设计与维护检测设计，降低维护费用。(5)继承性(6)经济性南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东2发动机受力分析由结构完整性计划看出，载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。2.1载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用2.1.1静载荷是发动机结构静强度设计的基础PPAA(1)设计准则:σ≤σs(2)设计方法确定载荷P的大小→求出应力→是否满足设计准则？↑叶型设计提供面积A2.1.2载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础通俗地说，载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱研究包括两个方面：(1)飞行任务剖面随发动机的使用不同而不同。(2)飞行任务混频*载荷谱研究花费很大。2.2作用在各零部件上负荷2.2.1负荷类型(实际指“负荷的产生”)(1)气体力——气体对各零组件表面的作用(压)力。与气体接触的所有零件均有气体力。(2)质量负荷——具有质量(或点)的构件在力场(通常指速度矢量变化引起的惯性力场)中受有的作用力。(3)温度负荷因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零组件本身或相互间的约束，从而产生“内在”的作用力。南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东(4)其它负荷摩擦力、挤压力等。2.2.2负荷方向上述负荷通常均以分布力(体力、面力)出现。实际使用中，可用合力或合力矩表示，它们的方向有轴向、横向（径向）、切向之分。2.2.3负荷传递性(1)定义传递性系指负荷沿给定物体(零组件、气体、液体)的传递过程。它们的传递路线主要用于定性分析时的结构强度要求。(目的)(2)传递特点a)处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式”。如果“封闭路线”位于研究对象的范围内，那么它们的负荷则称为内在力；否则为外传力。b)随着研究对象的范围划分和约束的位置变化,内在力和外传力要发生相互转化。(3)传递方式a.不同零组件间必须要有承压面┬─传递压力└─传递摩擦力(剪切力)举例：两个用螺栓连接在一起的机匣，受拉和受压时承压面的不同。b)同一零件本身┬取决于作用力与约束间的相对位置└单向应力按流线比拟(注意圣维南原理模糊区)南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东(3)发动机中载荷的传递方式a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。如：离心力、轮盘的热应力b.有些虽然传递给相邻的组件或零件，但在发动机内部抵消不传给飞机。如：部分轴向力或扭矩c.有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。如：大部分的轴向力及惯性力２.2.４负荷引起的失效模式机械构件的失效模式是多样化的(含不确定性)，主要取决于负荷引起的应力变化与性质，而不是仅仅取决于应力的分布和水平。负荷大小与其变化规律统称为“谱”。┌静强度、静刚度─┐不同载荷谱(或应力谱)┼动强度(疲劳)、动刚度┼引起不同失效模式└断裂强度(裂纹扩展)─┘2．3气体力计算2．3．1动量定律在定常流动中，管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差，等于作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。mv1-mv0=R体+R面把面力分为两部分：（1）管壁反力R壁和截面0-0、1-1处管外流体压力R截，因此：R壁=（mv1-mv0）+（-R体-R截）管内流体作用于管壁的压力为/R壁，等于-R壁，即/R壁=-R壁=（mv0-mv1）+（R体+R截）对于气体：R体=0，因此：/R壁=-R壁=（mv0-mv1）+R截南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东２.3.2直管通道设定图示为正方向“+”，R壁为壁面对气体的作用力(为“+”方向)，由动量定理可得，mc1-mc0=P0F0-P1F1+R壁R壁=mc1-mc0-P0F0+P1F1=(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0)作用于内壁表面的气体力R/壁为R/壁＝-R壁=-[(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0)]└───┘└───┘出口≥进口（试证明！）结论：(1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关。(2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。(3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和。(4)直管气体力恒指向收敛方向。（式子中的“-”表示）推论：弯管气体力的大小和方向是进出口截面气体力的矢量和(方向恒指离心方向)。直观解释：思考题：(1)收敛喷管的受力向后，问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大？(2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变，那么发动机的推力为什么增大？２.3.２叶栅通道对于压气机而言：（下标z———转子，下标j——静子）南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东轴向（下标0）Pz0=ｍ(ｃ2a-ｃ1a)+ｐ2F2-ｐ1F1（向前）Pj0=ｍ(ｃ3a-ｃ2a)+ｐ3F3-ｐ2F2（向后）切向（下标t）Pzt=ｍ(ｃ2u-ｃ1u)（与转向相反）Pjt=ｍ(ｃ3u-ｃ2u)（与转向相同）对于涡轮而言：(内容雷同，从略)叶栅受力特点：压气机：动叶┬轴力与流向相反(向前)└切力与转向相反静叶┬轴力与流向相反(向前)└切力与转向相同(逆于动叶)涡轮：动叶┬轴力与流向相同(向后)└切力与转向相同静叶┬轴力同于动叶（向后）└切力与转向相反(逆于动叶)２.3.３涡轮转子轴向力计算(1)叶片上的气体力P1＝ｍg(ｃ2a-ｃ1a)＋ｐ2F2－ｐ1F1≤0(实际为负值，即向后)(2)盘前密封齿以外的气体力P2＝π(ｄ22－ｄ32)ｐa/4(3)盘前密封齿以外的气体力P3＝πｄ32ｐb/4(4)盘后端面的气体力P4＝πｄ22ｐc/4总的轴向气体力为：Ptz＝P1－P2－P3＋P4(实际为负值，即向后)*转子受力特点：1)部件轴力是气体对所有外表面的作用力的轴向分量代数和；2)多级转子轴力应是各级外表面气体轴力的代数和。２.3.４典型发动机的气体轴力分布(1)轴力分布特点：南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人：能源与动力学院宋迎东a.推力是发动机所有部件气体轴力(通过传递后)的代数和。气体轴力通常以扩压器为界，前者向前，后者向后。承力壳体以受拉为主。如果出现受压则应有局部加强措施。b.飞行状态变→轴力分布变→推力变(以加力状态为例)c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必经之路。可见，发动机的主轴承是转子向静子传力的关键件(不仅支撑，还要传力)，径向止推轴承尤其显得重要。(2)卸荷：目的：适当减小径向止推轴承的轴向负荷，以保证其可靠工作。措施：1)后腔(B腔)减压到0.13--0.16MPa，则压气机转子由[+52000]降至(+29000)，而轴承机匣相应由[-20100]增至(+2900dan)；2)前腔(A腔)增压，使压气机