涡轮风扇发动机科技名词定义Word格式.docx

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概述

原理旁通比

涵道比

结点

诞生研发

首例

效能

分类涡喷发动机

涡轮风扇发动机

研制单转子和多转子

风扇

压气机

燃烧室与涡轮

喷管与加力

概述

原理旁通比

涵道比

诞生研发

首例

分类涡喷发动机

研制单转子和多转子

风扇

压气机

燃烧室与涡轮

展开编辑本段概述

　　涡桨发动机的排气速度太低推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。

因此必需提高喷气发动机的效率。

发动机的效率包括热效率和推进效率（飞行速度与引擎排气速度之比）两个部分。

提高燃气在涡轮前的温度和高压压气机的增压比（转速），就可以提高热效率。

因为高温、高密度的气体包含的能量要大。

但是，在飞行速度不变的前提下，提高涡轮前温度，意味着提高涡轮叶片以及在同一根轴上的压气机的转速，自然会使排气速度加大。

而流速快的气体在排出时动能损失大。

一般涡喷发动机的排气速度大多超过音速，而飞机大多数时候是在亚音速飞行。

因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。

要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。

涡桨发动机（17张）涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度（通过增加低速的排气流量,降低平均排气速度）。

涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的后方再增加了1-2级低压（低速）涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇，继续消耗掉一部分涡喷发动机（核心机）的燃气排气动能，从而进一步降低燃气排出速度。

风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机（术语称“内涵道”），另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出（“外涵道”）。

因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。

这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经低压涡轮驱动风扇传递到外涵道气流，从而避免大幅增加排气速度。

这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。

效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。

但是大风扇直径增加了发动机的迎风面积，所以涵道比大于0.3以上的涡扇发动机不适合超音速巡航飞行。

虽然涡扇发动机降低了排气速度，但并未降低推力，因为降低排气速度的同时增加了（外涵）排气流量。

从涵道比的角度看，涡扇发动机是涡喷发动机和涡桨发动机的折中。

编辑本段原理

旁通比

　　涡轮风扇发动机turbofanengine　　涡扇引擎的旁通比（Bypassratio，也称涵道比）是不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。

旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。

早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都涡轮风扇发动机原理图较低。

例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其旁通比只有0.3。

现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。

旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气引擎相当，且运转时还宁静得多。

　　　由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。

涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。

其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机,由核心机排出的燃气中的可用能量,一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。

风扇转子实际上是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力，另一部分围绕核心机的外围流过，称为外涵气流，也产生推力。

这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。

流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比。

涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大,涵道比大,耗油率低，但发动机的迎风面积大；

涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。

内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。

内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。

涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。

在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。

　　核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质（工作介质）流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。

涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。

50年代发展的第一代涡轮风扇发动机，其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低，耗油率比涡轮喷气发动机仅低25%左右，大约为0.06～0.07公斤/牛·

时（0.6～0.7公斤/公斤力·

时）。

60年代末、70年代初发展了高涵道比（5～8）、高增压比（25～30）和高燃气温度（1600～1750K）的第二代涡轮风扇发动机,耗油率降低到0.03～0.04公斤/牛·

时（0.3～0.4公斤/公斤力·

时）,推力则高达200～250千牛（20000～25000公斤力）。

高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。

但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。

有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱,不易被红外制导的导弹击中。

使用加力作2倍以上音速的飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机，地面标准大气条件下的推重比已达8左右。

涡轮风扇发动机（13张）结点

　　如前所述，涡扇发动机优点:

效率高，油耗低，飞机的航程就远。

　　缺点:

结构复杂，设计难度大运行示意图

编辑本段诞生

研发

　　在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机已经相当的成熟。

当时的涡喷发动机的压气机总增压比已经可以达到14左右，而涡轮前的最高温度也已经达到了1000℃的水平。

在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。

而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切，人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。

　　当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。

当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:

1），发动机的地面起飞推力增大了百分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。

　　这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。

各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。

英国的罗尔斯·

罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。

在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。

又经过了六年的精雕细刻，直到1959年3月，“康维MK-508”才最终定型。

这个经过十一年孕育的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。

“康维”采用罗尔斯-罗伊斯公司康维Conway发动机了双转子前风扇的总体结构，函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤，高空巡航推力为2905公斤，最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克，压气机总增压比为14，风扇总增压比为1.90，而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。

当康维最终定型了之后，英国人迫不及待的把他装在了VC-10上！

　　美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍，但是其技术起点非常的高。

美国人并没有走英国人从头研制的老路，美国的普·

惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备，采用了已经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内涵核心发动机。

J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机，1949年完成设计，1953年正式投产。

J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。

J-57在技术上也有所突破，他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。

不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件，以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。

一九六零年七月，普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。

JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却是大大的提高。

JT3D也是采用了双轴前风扇的设计，地面台架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小时/千克，推重比4.22，函道比1.37，压气机总增压比13.55，风扇总增压比1.74（以上数据为JT3D-3B型发动机的数据）。

JT3D的用处很广，波音707、DC-8用的都是JT3D。

不光在民用，在军用方面JT3D也大显身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。

　　现今世界的三大航空动力巨子中的罗·

罗、普·

惠，都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。

而几乎是在同一时刻，三巨头中的另一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。

在罗·

罗推出“康维”之后第八个月、普·

惠推出JT-3D的前一个月。

通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。

CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤，推重比为4.15，函道比为1.5，压气机增压比为13，风扇增压比为1.6，最大推力耗油0.558千克/小时/千克。

与普·

惠一样，通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。

J-79与1952年开始设计，与1956年投产，共生产了16500多台，他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。

与J57的双转子结构不不同，J79是单转子结构。

在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。

　　通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品，让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。

他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。

　　在五六十年代，人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。

首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速，这个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。

第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干扰。

第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。

　　而通用动力公司的后风扇设计一下子完全