北航-發(fā)動(dòng)機(jī)原理第4章.ppt

第四章渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī) 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在低速飛行條件下推力小 經(jīng)濟(jì)性差渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)為提高熱效率 將燃?xì)獍l(fā)生器的可用能量全部轉(zhuǎn)換為氣體的動(dòng)能增量 進(jìn) 排氣速度差大 推進(jìn)效率低 能否在不降低發(fā)動(dòng)機(jī)熱效率的條件下 提高推進(jìn)效率 改善低速飛行條件下的總效率 兩種類型分開排氣混合排氣 第一節(jié)基本工作原理 分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)組成 進(jìn)氣道 風(fēng)扇 壓氣機(jī) 燃燒室 渦輪 外涵道 內(nèi) 外涵尾噴管 工作過程I內(nèi)涵II外涵風(fēng)扇功能及工作原理與壓氣機(jī)相同F(xiàn) FI FII 混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)組成 進(jìn)氣道 風(fēng)扇 壓氣機(jī) 燃燒室 渦輪 外涵道 混合器 尾噴管 工作過程定義 涵道比 一 基本工作原理 氣流在渦輪和尾噴管的總膨脹功We渦輪功分為兩部分 壓氣機(jī) 渦輪WTI 風(fēng)扇 渦輪WTII內(nèi)涵噴管出口動(dòng)能EK V92 2 質(zhì)量附加原理 作為熱機(jī) 當(dāng)在發(fā)動(dòng)機(jī)中獲得的機(jī)械能一定時(shí) 把這個(gè)能量分配給工質(zhì) 工質(zhì)的質(zhì)量流量越多 即參與產(chǎn)生推力的工質(zhì)越多 推力越大 耗油率越低 證明 教材P41 將 同參數(shù) 的分排渦扇與渦噴比較內(nèi)涵總增壓比相同加熱量相同循環(huán)功相同渦噴參數(shù) 1 渦扇參數(shù) 2 假設(shè)不考慮從內(nèi)涵氣流向外涵氣流能量傳遞過程的損失 氣流在尾噴管出口達(dá)到完全膨脹 對(duì)分排渦扇 同參數(shù) 具有相同的理想循環(huán)功 1 代表渦噴 2 代表渦扇 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵循環(huán)渦噴循環(huán) 比較 排氣速度推力V0 0時(shí) 熱效率因循環(huán)功 加熱量均相同推進(jìn)效率總效率耗油率 推進(jìn)效率比較 結(jié)論 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)將從熱機(jī)中獲取的機(jī)械能分配給了更多的工作介質(zhì) 參與產(chǎn)生推力工質(zhì)增多 因此推力增大 相同熱效率條件下降低了排氣速度 減小了余速損失 提高了推進(jìn)效率 提高了總效率 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 hrY 5 8sfc 0 03 0 04kg N hr 分類 風(fēng)扇位置排氣方式軸數(shù)是否加力 性能計(jì)算公式 分開排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管完全膨脹 混合排氣渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管完全膨脹 二 主要的過程參數(shù) 渦輪前溫度T3 和增壓比重要的內(nèi)涵循環(huán)參數(shù)提高增壓比 有利于熱效率提高 改善經(jīng)濟(jì)性提高T3 允許將更多的能量傳給更多的外涵氣流 增加涵道比 提高推力 能量分配涵道比 能量最佳分配 以分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)為例 增加風(fēng)扇增壓比風(fēng)扇外涵壓縮功wKII越大 風(fēng)扇外涵增壓比越高 外涵排氣速度越大 需要的渦輪功愈多 內(nèi)涵渦輪出口排氣溫度和壓力越低 排氣速度越小 能量分配 分排渦扇以獲得最高推進(jìn)效率為分配原則內(nèi)涵氣流排氣速度略大于外涵排氣速度Y 4 51級(jí)風(fēng)扇混排渦扇以摻混損失最小為分配原則混合器進(jìn)口內(nèi) 外涵氣流總壓近似相等風(fēng)扇增壓比 3 53 4級(jí)風(fēng)扇 涵道比 增加涵道比使發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力下降選擇取決于渦輪前溫度飛行速度亞音速飛機(jī)選擇大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)超音速飛機(jī)選擇小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) 亞音速飛機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高增壓比高涵道比高渦輪前溫度超音速飛機(jī)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高渦輪前溫度適當(dāng)?shù)脑鰤罕鹊秃辣?典型亞音飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī) 典型軍用發(fā)動(dòng)機(jī) 第二節(jié)部件特點(diǎn) 一 風(fēng)扇高增壓比跨音級(jí) 級(jí)增壓比 1 7 2 2 為減振 加強(qiáng)剛性 帶減振阻尼凸臺(tái) 設(shè)計(jì)為有蜂窩結(jié)構(gòu)的寬弦葉片 部件特點(diǎn) 二 壓氣機(jī)級(jí)增壓比不斷提高提高葉尖切線速度增加葉片負(fù)荷改進(jìn)穩(wěn)定工作范圍采取有效的防喘措施提高壓氣機(jī)效率改進(jìn)葉型嚴(yán)格控制葉尖間隙 部件特點(diǎn) 三 燃燒室短環(huán)型火焰筒噴油噴嘴低排放污染分區(qū)供油間歇噴油 部件特點(diǎn) 四 渦論采用耐高溫材料 定向結(jié)晶 單晶精密鑄造 冷卻技術(shù) 冷卻氣 高溫涂層 為提高效率 采用主動(dòng)徑向間隙控制技術(shù) 可使巡航耗油率降低1 部件特點(diǎn) 五 混合器摻混目的可獲得1 3 的推力增益 降低排氣速度 降低噪音 降低排氣溫度 降低紅外輻射 隱身 便于加力 提高摻混效果 摻混斗設(shè)計(jì) 共同工作條件 與渦噴相同 共同工作方程高壓轉(zhuǎn)子 與單軸渦噴相同 低壓轉(zhuǎn)子分排混排 第三節(jié)各部件共同工作和調(diào)節(jié)規(guī)律 共同工作線分別在高壓壓氣機(jī)特性圖和風(fēng)扇特性圖上畫出共同工作線調(diào)節(jié)規(guī)律分排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) 因通常幾何參數(shù)不可調(diào) 調(diào)節(jié)中介 燃油調(diào)節(jié)參數(shù) 低壓轉(zhuǎn)速 如G E 發(fā)動(dòng)機(jī)壓比 如PW 混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)調(diào)節(jié)中介 燃油 A8調(diào)節(jié)參數(shù) 組合控制規(guī)律 31 最大狀態(tài)調(diào)節(jié)規(guī)律 在各種飛行條件下產(chǎn)生盡可能大的推力進(jìn)氣總溫373K排氣溫度 f 進(jìn)氣總溫 A8 f 進(jìn)氣總溫 第四節(jié)特性 轉(zhuǎn)速特性特性變化趨勢(shì)基本與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)相同涵道比隨轉(zhuǎn)速降低而增大節(jié)流時(shí) 低壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速比高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速下降快 轉(zhuǎn)差率更大 有利于防喘 不加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性設(shè)計(jì)涵道比Yd不同 推力隨Ma的變化規(guī)律不同Yd大于1 推力隨Ma增加呈下降趨勢(shì)Yd越大 耗油率隨Ma增加上升越劇烈原因 隨Ma增加 涵道比增大 導(dǎo)致單位推力下降嚴(yán)重 大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)只適合亞音速飛機(jī) 復(fù)燃加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性設(shè)計(jì)涵道比Yd 1兩股氣流在渦輪后摻混點(diǎn)火復(fù)燃 提高排氣速度增加推力加力比大高速下耗油率相當(dāng)?shù)退傧虏患恿挠吐实陀欣谠黾幼鲬?zhàn)半徑小涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)適合超音速戰(zhàn)斗飛機(jī) 高度特性推力隨高度增加而下降H11Km耗油率不變高度特性優(yōu)于渦噴 小結(jié) 工作過程及質(zhì)量附加原理大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高涵道比 高增壓比 適當(dāng)?shù)臏u輪前溫度起飛推力大噪音低巡航耗油率低隨Ma增加 推力單調(diào)下降 只適用于亞音速飛機(jī)小涵道比加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)高渦輪前溫度 低涵道比 適當(dāng)?shù)脑鰤罕燃恿Ρ却笱埠胶挠吐实瓦m用于超音速飛機(jī) 大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī) 80000磅級(jí)推力發(fā)動(dòng)機(jī)研制成功 雙發(fā)寬體客機(jī)允許不著陸跨洋飛行