涡喷涡扇发动机技术.doc

涡喷/涡扇发动机技术［英文名称］turbofan/turbojet technology［定义］ 涡喷发动机 在单个流道内，涡轮出口燃气直接在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力的发动机称涡喷发动机.涡扇发动机 核心机出口燃气在低压涡轮中进一步膨胀做功,用于带动外涵 风扇，使外涵气流的喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为高速喷 流的动能［国外概况］ 涡喷/涡扇发动机是军用战斗机/攻击机、轰炸机、教练机和民用客机的主耍动力半个多世纪以来，涡喷/涡扇发动机的性能提高很大服役 中的战斗机发动机推 重比从2提高到7-8,正在研制中的达9-10,并即将投入 使用民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过40000daN,巡航耗油率从50 年代涡喷发 动机1. 0kg/ (daN - h)下降到0. 55kg/ (daN • h) o在性能提高的 同时，发动机可靠性和耐久性也有很大改善军用发动机空中停车率一般为 0. 2-0. 4/1000发动机飞行小时，民用发动机为0. 002-0. 02/1000发动机飞行小 时军用发动机热端零件寿命为2000h,民用发动机 为20000-30000 h。

根据美国在80年代初组织有关专家对2000年航空技术预测的结果，认为在 气动热力学、耐高温轻重量材料和新结构设计以及控制技术方面已取得的和将要 取得的巨大进步，为在保持己经达到的可靠性和耐久性水平上大幅度提高航空 发动机性能提供了可靠的技术基础后来，美国空军发起综合高性能涡轮发动机 技术(IHPTET)计划空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主耍发 动机制造商都参与了这项计划计划总的II标是到2003年使航空推进系统能力 翻一番，即推重比或功率重量比增加100%-120%,耗油率下降30%-40%c生产和 维修成本降低35%-60%为了同美国竞争，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用 发动机计划的第二阶段(ACME-II),英国和法国乂联合实施了先进军用发动机 技术(AMET)计划ACME-II的冃标是在2000年后不久验证推重比20、耗油率 低30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术，而AMET的目标是到2001 年验证推重比15的技术，并在以后儿年中提高到181、现役军用涡喷/涡扇发动机自1973年美国普•惠公司研制成功首台推重比8 一级的F100发动机以来， 相继乂有美国通用电气公司的F404和F110、西欧三国联合研制的RB. 199、法 国的M53和原苏联的PZI33和A J131-①投入使用。

它们已成为现役一线战斗 机的主耍动力装置除法国的M53为单转子涡扇发动机且推重比只有6.2外， 其余均为双转子或三转子涡扇发动机，推重比为7. 0-8. 0o随着发动机技术计划 的持续实施并不断获得新技术成呆这些新技术既可用来改进使用中的发动机, 乂可构成全新研制中的推重比9-10发动机的基础，并不断向更高的Fl标一推重 比20发展预计，推重比15-20 一级的发动机将于2015-2020年期间研制成功， 并将与第五代战斗机配套投入使用1)现役发动机的改进改型为了满足未来空军多用途战斗机(MRF)和海军攻击机以及原有F-15、F-16 和F/A-18战斗机进一步改型的需耍，对F100、F110和F404发动机正在实施提 高推力和推重比的改型工作F100的改型为F100-PW-229A,已验证的推力高达16530daN,推重比9. 5F110的改型为F110-GE-129EFE,已经验证的推力达16210daN，推重比为9. 5F404推力增大III型（后重新编号为F414-GE-400） o F414的推力为 9680-10700daN,推重比为9. 0-9. 5□它的涡轮前温度将 提高167K,空气流量增 加10%,压气机和涡轮效率将提高2%。

采用的新技术有风扇和压气机整体叶盘结 构、多斜孔冷却燃烧室、高功量高温涡轮、轴对称或二元矢量喷管和带光纤控 制部件的先进全权数字电子控制（FADEC）等其中许多技术是从通用电气公司 的YF120发动机和综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划中得来的F414 的研制工作已经完成，将在2000年装在F-18E/F战斗机上投入使用2）全新研制的推重比9-10涡喷/涡扇发动机从80年代中期起，发达国家开始为第四代战斗机研制新一代的发动机但 技术发展和验证以及系统耍求的论证工作开始得更早冃前，第四代发动机已处 丁工程和 制造研制阶段的后期，生产型发动机已交付试飞，在本世纪末或下世 纪初投入使用它们是美国普•惠公司的F119、英国等西欧四国联合研制的 EJ200和法 国的M88俄罗斯也有研制水平相当的AJI-41中发动机的计划,但 由于缺乏资金，进度会往后拖3） 21世纪战斗机用涡喷/涡扇发动机A、 推重比15・20的战斗机发动机方案根据止在实施中的以IHPTET计划为代表的预研工作进展情况，预计在2015-2020年将有 可能实现推重比15-20的战斗机用涡扇发动机，这种常规的中等压比战斗机发动机的构形 与目前使用中的F100发动机相比，具有以下特点:•风扇 山3级减为1级，叶片带弯掠，且为空心结构。

•压气机 山9级减为3级转子为鼓筒式尢盘结构，山钛基复合材料制成与传统结构 相比，可减轻重量达70% =•燃烧室火焰筒材料山耐热合金改为陶瓷基复合材料运用计算流体力学设计大大减小 出口温度分布系数有可能实现变几何结构，实现出口温度场主动控制•涡轮高、低压涡轮均为单级，口为对转在仍采用金属材料的条件下，整体叶盘结构 可减重30%o最终涡轮前温度将高达2200K以上，此吋将采用陶瓷基复合材料或碳-碳材 料•加力燃烧室山于涡轮进口温度很高，即使以下限2200K计算，发动机单位推力也比 F100高70%-80%,因而新发动机很可能不采用加力燃烧室•尾喷管将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管止在研究中的述有-•种带中间冷却的偏置核心机方案，它适用于压比为50-70的不带加 力作超音速巡航的战斗机发动机B、 超音速垂直起落战斗机用涡喷/涡扇发动机目前，世界上只有两种亚音速垂直起落战斗机在服役，--种是英国研制的嚅“式战斗机, 另一种是前苏联研制的雅克-3久前者装一台有四个旋转喷管的“飞马”涡扇发动机，风扇出 口气流山前而两喷管喷出，核心气流山后而两个喷管喷出°后者装一台推力为SOOCkiiiN的 AJ1-21不加力涡喷发动机，燃气通过可转向的喷管喷出，另有两台单台推力为350（MaN的 Pfl-36-35升力发动机提供升力。

自60年代以來，对于超音速垂直/短距起落战斗机动力装置的研究工作一直在进行之中， 但规模较小近来，随着美、英两国政府发布联合攻击战斗机（JSF）的概念验证招标书, 先进短距起飞/垂直着陆飞机集中到洛克希徳•马丁公司方案和波音公司方案这两家公司都 选用普•惠公司的F119-PW-100的改型为主推进发动机洛克希徳•马丁公司的方案是主发 动机通过轴系驱动置于廉舱后的对转升力风扇，风扇升力为SOOOdaN,其喷管可向后60 向前20向左和向右各8主发动机喷管为轴对称转向喷管，用以提供附加升力主 发动机的风扇放气通向置于［影响］涡喷/涡扇发动机是军用飞机和民用客机的主要动力装置，涡喷/涡扇发动机技术水 平的提高对于提高军用飞机的作战效能，改善民用客机的性能都发挥重要作用［技术难点］1、高压比压气机设计技术（主要包括压气机三维设计技术、大小叶片设计 技术、弯掠叶片设计技术、多级压气机级间匹配技术）；2、 高温升高热容低污染燃烧室设计技术（主要包括无污染燃烧室设计技术、浮簾燃烧室 结构设计技术、带化学反应的非定常三维燃烧室设计技术、高效低阻火焰稳定器及喷嘴设 计技术）；3、 发动机先进密封技术（主要包括刷式密封技术、光刻”指尖”封严技术、端面气膜封严 技术）；4、 高温高负荷涡轮设计技术（主要包括强化传热设计技术、超冷/铸冷技术、可控涡设计、 复合倾斜叶片设计技术、三维粘性非定常涡轮设计技术）；5、 先进发动机控制技术（主耍包括全权数字电子控制技术、发动机智能控制技术、主动 控制技术）。

涡轮喷气发动机在第二次壯界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身 并不能产生向前的动力，而是需耍驱动一•副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞 机前进这种活塞式发动机+螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质 疑到了三十年代末，尤其是在二战中，山于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞 行速度达到700-800公里每小时，高度达到了 10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞 机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦其 至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显 的提高，发动机明显感到“有劲使不上”问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，山于螺旋桨始终在高速旋转，桨 尖部分实际上己接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推 力下降，同时，山于螺旋桨的迎风面积较大，带來的阻力也较大，而且，随着飞行高度的 上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降这几个因素合在一起，决定了活塞 式发动机+螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提髙飞行性能，必须采用全新 的推进模式，喷气发动机应运而生。

喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向 相反的反作用力喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过 程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前 进事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依靠尾部喷出火药气 体的反作用力飞上天空的早在1913年，法国工程师雷恩.洛兰就获得了一项喷气发动机的专利,但这是一种冲压式 喷气发动机,在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材 料1930年， 弗兰克•惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但克到11年后，他的发动机 在完成英首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础现代涡轮喷气发动机的结构山进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮 和尾喷管间还有加力燃烧室涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功 原则：在高压下输入能量，低压下释放能量因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发 动机和活塞式发动机是和同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是, 在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气 体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。

空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行吋，可以看作气流以飞行速度流向发动机, 山于飞机飞行的速度是变化的，而床气机适应的來流速度是有一定的范围的，因而进气道的 功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度在超音速飞行时，在进气道前和进气 道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍其至几十倍，大大超过压气 机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机进气道后的压气机是专门用來提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气 流做功，使气流的压力，温度升高在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上 的涡轮燃气的部分内能在 涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做 的功止好等于压气机床缩空气。