航空发动机发展.pptx

航空发动机发展.pptx

《航空发动机发展.pptx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航空发动机发展.pptx（146页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。

,WP14“昆仑”2002年5月20日定型,用于“飞豹”的国产涡扇9发动机“秦岭”通过定型鉴定,2003年7月18日,涡扇10“太行”设计定型,2005年12月28日我国自行研制的“太行”涡轮风扇发动机通过设计定型，标志我国航空发动机研制迈上了新的台阶。

我国研制的发动机,“昆仑”WP14（涡喷14）涡轮喷气发动机“秦岭”WS9（涡扇9）涡轮风扇发动机“太行”WS10（涡扇10）涡扇风扇发动机,我国研制的三种发动机,问题为什么是不同型式的发动机此二型发动机有何不同，各有何特点当前常用的还有哪些发动机,涡轮喷气发动机,涡轮风扇发动机,涡轮风扇发动机,低涵道比涡轮风扇发动机高涵道比涡轮风扇发动机加力式涡轮风扇发动机,低涵道比涡轮风扇发动机,20世纪60年代，广泛用于窄体机身的旅客机，如三叉戟，波音707，波音727、波音737-200，MD-80，图-154等。

三叉戟,波音-707,高涵道比涡轮风扇发动机,上世纪70年代初投入使用后，已广泛用于各种类型的旅客机包括干线客机、支线客机。

加力式涡轮风扇发动机,自上世纪60年代研制成功后，已成为现代战斗机的动力装置，并促进了第3代、第4代战斗机的发展,除涡轮喷气、涡轮风扇发动机外还有,涡轮螺旋桨发动机涡轮轴发动机,涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机涡轮螺桨发动机涡轮轴发动机,航空燃气涡轮发动机（航空发动机）,航空发动机发展综述,北京航空航天大学教授陈光2007.1.7,一.涡轮喷气发动机组成、工作原理、缺点,涡轮喷气发动机,进气道作用结构工作特点防止外物打伤防冰,进气道,发动机用空气作工质空气的质量好坏对发动机工作影响大密度与大气温度、压力有关高原机场或热天起飞-推力小冬天起飞-推力大高空飞行时-推力小,压气机,作用-提高进入燃烧室的空气压力重要参数-增压比（P出口/P进口）影响发动机性能好坏的一个主要参数组成：

转子、静子（多级）,压气机,转子：

叶片、轮盘、轴静子：

叶片、内外环、机匣压气机的1级：

1排转子叶片1排静子叶片,压气机的1级,由前向后气流通呈收敛形,二叶片间的通道呈扩散形,压气机转子,工作叶片轮盘,压气机静子,静子叶片内外环,压气机工作特点,转速高所需功率大叶片型面要求高偏离设计状态易进入不稳定工作状态-喘振,燃烧室作用特点构造火焰筒喷油咀,工作特点高速气流中燃烧出口温度-受限制、温度分布合理燃烧室组成机匣、火焰筒、,涡流器、,喷油咀、电咀,燃烧室,燃烧室,燃烧室输出高温高压燃气具有极大的能量：

热能、位能燃气到后面作功,涡轮,作用燃气膨胀作功驱动压气机组成静子转子特点高温、高转速,燃气在涡轮叶片中流动情况,涡轮静子,涡轮转子,（工作叶片、轮盘、轴）,涡轮叶片的冷却,涡轮工作叶片材料,镍基合金含镍量愈来愈高锻造-精密铸造（多晶粒-定向结晶-单晶）叶身无涂层-渗铝-隔热涂层,涡轮工作叶片材料,多晶定向结晶单晶,涡轮涡轮前燃气温度（T3）影响发动机性能好坏的一个重要参数,涡轮,燃气在涡轮中膨胀作功，用掉了大部分燃烧室出口燃气的能量剩余的燃气能量在尾喷管中继续膨胀作功,尾喷管,作用燃气膨胀以高速（550-600米/秒）喷出结构简单无转动件,气流在发动机进、出口的变化,气流在发动机进、出口的变化,发动机在地面工作时进气速度为零，排气速度大增，意味着发动机作用于流过发动机的气流一个向后的力。

根据牛顿第三定律，这股流过发动机的气流作用干发动机一个向前的反作用力-发动机的推力。

发动机的推力TT=G空气（W出口W进口）/g,G空气:

每秒流进发动机的空气量，kg/s,W出口:

尾喷管流出的燃气速度，m/sW进口:

流进发动机的空气速度，m/s,影响推力的因素,T=G空气（W出口W进口）/gG空气：

大气压力、温度转速（V、P、单位推力）W出口：

多供油（提高T、N）,加力燃烧室,装在涡轮后，短期供入燃油燃烧,使排气温度、速度增加，增加发动机推力。

加力燃烧室,采用加力燃烧室必须采用可调尾喷管短期使用,涡轮喷气发动机经济性差,高温、高速燃气由尾喷管排出，能量量损失大，因此经济性差。

特别在开加力时，经济性更差。

用耗油率SFC（kg/kgf/h）表示经济性的好坏涡轮喷气发动机耗油率大，约0.90kg/kgf/h,涡轮喷气发动机,在航空发展史中占有重要地位存在着较大的缺点能否发展一种既能产生大的推力，经济性又好的发动机?

二.涡轮风扇发动机组成、工作原理、特点,涡轮风扇发动机,将涡轮出来的燃气再流入一个涡轮，在涡轮中膨胀作功，向前驱动一个直径比原有压气机大的风扇（结构同于压气机）风扇出来的空气：

一部分流入压气机（称内涵），一部分由压气机外部流过（称外涵）,涡轮风扇发动机,由尾喷管喷出的燃气速度低了，内涵推力小了外涵气流也产生推力发动机推力=内涵推力+外涵推力涡喷推力,涡轮风扇发动机,推力大了排出的能量小了耗油率低比涡喷约低1/3,涡轮风扇发动机,涵道比=G外涵/G内涵涵道比大，能量损失小，耗油率低,波音707,用JT3D涡扇换装JT3C涡喷飞机性能的变化,起飞滑跑距离减少最大航程增加爬升率提高最大巡航速度提高,29.4%27.6%110%8.2%,涡轮风扇发动机,60年代初期研制成功后，很快被民航客机广泛采用。

波音707、波音727、波音737、三叉戟、快帆，伊尔62、图154、DC-9。

JT3D、JT8D、康维、斯贝、D-30。

涡轮风扇发动机,由压气机、燃烧室、涡轮组成的部分称“燃气发生器”又称“核心机”燃气发生器流出的高温高压燃气驱动其后的自由涡轮或动力涡轮或低压涡轮带动前端的风扇,燃气发生器,燃气发生器+尾喷管涡轮喷气发动机,燃气发生器,燃气发生器+自由（低压）涡轮（风扇）涡轮风扇发动机,燃气发生器,燃气发生器+动力涡轮（减速器螺旋桨）,涡轮螺旋桨发动机,燃气发生器,燃气发生器+动力涡轮（直升机主减旋翼）涡轮轴发动机,涡轮风扇发动机,风扇低压涡轮低压转子高压压气机高压涡轮高压转子,涡轮风扇发动机,总压比=风扇压比高压压气机压比=高压压气机出口压力/进口压力循环参数总压比、涡轮前燃气温度、涵道比,发动机性能参数,推力kgfkN耗油率kg燃油/kgf/小时推重比推力/重量寿命尺寸,三.涡轮风扇发动机在战斗机中的应用,涡轮风扇发动机,在高性能战斗机上的应用要求：

迎风面积小，推重比大发展先进的核心机，采用小涵道比，再装上加力燃烧室。

加力式涡轮风扇发动机,起飞推力大加力比（加力推力/不加力推力）大巡航耗油率低减少迎风面积适合战斗机,加力式涡轮风扇发动机,罗.罗公司于1964年将民用斯贝改型为带加力燃烧室的军用斯贝MK202（英F-4）罗.罗与美国艾利逊公司将斯贝改型为不带加力燃烧室的军用TF41，用于A-7D“海盗”攻击机上。

普.惠公司将民用JTF10A改型为军用涡扇TF30，用于F-111、A-7A、F-14,加力式涡轮风扇发动机扇发动机,F-4“鬼怪”式战斗机用涡扇（斯贝MK202）换装涡喷（J79）后飞机性能的改进,最大M数最大航程加速到M=2的时间爬升到12000m的时间,由2.22.454%1/320%,加力式涡轮风扇发动机,60年代后期采用高循环参数（总压比25、T31600K）发展高性能核心机研制成专为笫3代战斗机用的、推重比为8.0一级的发动机F100-PW-100F-15（1974）,第3代战斗机,F-15（1974）苏-27（1984）飞行马赫数=2.12.3,第3代战斗机,米格-29（1983）,F-16（1978）,第3代战斗机,中国的歼-10“猛龙”2006年12月29日公布批量装备部队,第3代战斗机主要特点,高的机动性-称为空中优势战斗机飞机的推重比大于1.00飞机推重比=发动机推力/飞机重量需采用各种先进技术需采用推重比为8.0的发动机,第3代战斗机的发动机,F100-PW-229129.4kN推重比8.0F110-GE-129129.1kN推重比8.0AL-31F122.6kN推重比8.0,F110-GE-129,推力,不开加力时的性能7718kgf,耗油率0.66kg/kgf/h1小时的耗油量=77180.66=5093kg开加力时的性能,推力耗油率,13166kgf1.9kg/kgf/h,1小时的耗油量=131661.9=25015kg加力比:

1.78每小时耗油量之比：

4.91,第3代战斗机的发动机,中国的“太行”涡扇10型发动机,第4代战斗机,F-22,1997年9月7日首飞2005年底开始装备美空军,联合攻击机JSF,F-35“闪电”2006年12月15日首飞2010年服役,第4代战斗机的特点,超机动性（高的敏捷性）好的隐身性超声速巡航能力超视距作战能力短距起飞着陆能力,第4代战斗机主要特点

（1）,超机动性（高的敏捷性）采用推重比为10.0的发动机发动机采用可改变喷气方向即推力方向的喷管-“矢量喷管”,F119,矢量喷管,用改变喷气方向来改变推力方向的喷管,工作中的三维矢量喷管,第4代战斗机主要特点

（2）,超声速巡航能力一般战斗机只有在发动机开加力时才能超过声速，但加力时燃料消耗量猛增，只能短时间工作；“巡航”意味飞机要长时飞行，因此超声速巡航要求发动机不开加力，而使飞机飞行速度超过声速，难度极大。

F-22巡航速度为声速的1.5倍左右。

第4代战斗机主要特点（3）短距起飞着陆能力矢量喷管,短距/垂直起飞着陆飞行,F-35-前：

升力风扇后：

矢量喷口鹞式垂直起降飞机-改变喷口的方向,F-35动力装置,鹞式飞机发动机,F-35的动力装置,F-35所用发动机命名为F135,双级对转，喷口可转动（前15度后30度）升力=80kN流量=230kg/s向下形成“冷空气柱”阻止,F-35的升力风扇,X-35笫1次垂直起飞着陆,第4代战斗机对发动机的要求,推重比大于10.0不开加力的最大推力即中间推力要大采用矢量喷管,F-22用发动机F119-PW-100,总压比涵道比,350.2,涡轮前燃气温度18501950K,3+61+1推力推重比,反向转动的双转子157.5kN10.0,F119与F100比较,总压比由25提高到35T3由1650K提高到1850K级数1711少6级零件数少40%,低11%,中间推力大47%可使战斗机超声速巡航推重比由8.0增大为10.0巡航耗油率可靠性、维修性好,第3.5代战斗机,EF2000“台风”,Rafale“阵风”,第3.5代战斗机的发动机

（1）,EJ200,88.3kN推重比=10.0,第3.5代战斗机的发动机

（2）,M88-2,75kN,推重比=8.5,四.高涵道比涡扇发动机,高涵道比涡扇发动机,出机,60年代美国军方提战略远程大型运输起飞总重约350吨、航程约12000公里要求发动机推力20000kgf耗油率比涡扇低1/3,高涵道比涡扇发动机,采用大风扇（高涵道比）增加低压涡轮级数增加高压涡轮后的燃气能量采用高总压比、高涡轮前燃气温度采用先进技术,高涵道比涡扇发动机,采用三高指标,5.0-8.025-301600-1650k,高涵道比高总压比高涡轮前燃气温度推力18000-22000kgf耗油率比小涡扇低1/3,高涵道比涡扇发动机,特点起飞推力大耗油率低噪声低,涡喷、涡扇、高涵道比涡扇发动机尾喷管排气速度比较,发动机类型排气速度（m/s）涡轮喷气579（不加力）731（加力）,涡轮风扇,442（内涵）,300（外涵,）,最初的几型高涵道比涡扇发动机,高涵道比涡扇发动机,DC-8用CFM56-2换装JT3D后飞机性能改善,燃油节约（S=5560km）有效载荷增加航程S增如,20%40%20%,高涵道比涡扇发动机,DC-8换发前、后两型发动机主要参数比较,第一代宽体客机,B747,（1970）,L1011（1972）,DC-10（1971）,第一代宽体客机,高涵道比涡扇发动机