涡喷涡扇发动机技术简介

飞机发动机---涡喷/涡扇发动机技术简介—航空发动机技术；燃气轮机技术——发动机；涡喷发动机；涡扇发动机定义与概念：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要动力。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)。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20000-30000h。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，为在保持已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、美国国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到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%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）,英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。ACME-II的目标是在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，并在以后几年中提高到18。1、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—级的F100发动机以来，相继又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P从33和AH31-①投入使用。它们已成为现役一线战斗机的主要动力装置。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7.0-8.0。随着发动机技术计划的持续实施并不断获得新技术成果。这些新技术既可用来改进使用中的发动机，又可构成全新研制中的推重比9-10发动机的基础，并不断向更高的目标--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美国空军多用途战斗机（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要，对F100、F110和F404发动机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9.5。F110的改型为F110-GE-129EFE,已经验证的推力达16210daN，推重比为9.5。F404推力增大III型（后重新编号为F414-GE-400）。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要求的论证工作开始得更早。目前，第四代发动机已处于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AH-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正在实施中的以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：a风扇由3级减为1级，叶片带弯掠，且为空心结构。b压气机由9级减为3级。转子为鼓筒式无盘结构，由钛基复合材料制成。与传统结构相比，可减轻重量达70%。c燃烧室火焰筒材料由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。d涡轮高、低压涡轮均为单级，且为对转。在仍采用金属材料的条件下，整体叶盘结构可减重30%。最终涡轮前温度将高达2200K以上，此时将采用陶瓷基复合材料或碳-碳材料。e加力燃烧室由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。f尾喷管将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管。正在研究中的还有一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，一种是英国研制的"鹞"式战斗机，另一种是前苏联研制的雅克-38。前者装一台有四个旋转喷管的"飞马"涡扇发动机，风扇出口气流由前面两喷管喷出，核心气流由后面两个喷管喷出。后者装一台推力为8000daN的AH-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3500daN的P从-36-35升力发动机提供升力。自60年代以来，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德&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。洛克希德&马丁公司的方案是主发动机通过轴系驱动置于座舱后的对转升力风扇，风扇升力为8000daN，其喷管可向后60°，向前20°，向左和向右各8°偏转。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机翼的操纵喷管，在低速时进行横滚操纵。波音公司的方案是主发动机排气通过设在机身中部的两个可收放升力喷管产生升力。在前飞时，这两个喷管收起并关闭，前面还有一个通压气机排气的喷管，产生射流屏作配平控制和防止发动机排气进入进气道用。主推进发动机装二元俯仰推力矢量喷管，在侧向有两个偏航控制喷管。机翼两侧还设有横滚操纵喷管。通用电气公司的F120发动机被选为F119的替换发动机，其进度比F119晚1年半。如果进展顺利，预计JSF的批生产将于2008-2010年开始。2、运输机用涡扇发动机推进系统技术的进展是过去40年中亚音速运输机性能改进的主要因素。涡轮风扇发动机由于不断提高涡轮进口温度、总压比、涵道比，改进风扇和短舱性能，降低噪声和污染，改善可靠性，而成为世界民用运输机的最主要动力形式，运输机发动机的主要性能指标耗油率已降低60%。1）现役和研制中的涡扇发动机由于运输机发动机的推力级很宽，下面将按20000daN以上，10000-20000daN和10000daN以下三类分别说明现役和研制中的发动机。A、20000daN以上的发动机自70年代初，第一代大涵道比涡扇发动机JT9D、CF6和RB211投入使用以来，开创了大型宽体喷气客机的新时代，其耗油率比第一代民用涡扇发动机降低20%。其间，美国NASA实施了发动机部件改进（ECI）和节能发动机（EEE）计划，目标分别是降低耗油率5%和12%。在80年代初这些计划完成时，其成果用于发动机的改进改型和新型号研制，如普&惠公司研制PW4000以取代JT9D。90年代初，为满足双发远程宽体客机B777的需要，普&惠公司、罗&罗公司和通用电气公司开始研制推力超过32000daN的PW8084、遄达800和GE90，前两种为改型，GE90为全新设计。这三种发动机于1995年先后装在B777上投入使用。它们的技术特点有：采用高的循环参数，即涵道比、总增压比和涡轮前温度都较高；轻重量的宽弦无凸肩风扇叶片设计其中GE90采用全复合材料；高效的全三维叶轮机气动设计技术；低污染的双环腔燃烧室；带主动间隙控制的高、中、低压涡轮；长寿命零件，如遄达发动机的冷端零件寿命达40000-70000h，热端达20000-40000h等。B、10000-20000daN的发动机在70年代初期和中期，CFM国际公司（CFMI）和国际航空发动机公司QAE）为满足新一代130-150座级客机的需要，先后开始研制CFM56和V2500涡扇发动机，起始推力为11000daN，并先后于1979年和1988年取得适航证。其后，通过不断改进改型，提高性能,扩大用途，推力提高到15000daN左右，可用于150-250座级的客机。此外，罗&罗公司和普&惠公司又分别研制RB211-535和PW2000系列发动机，于1983年和1984年投入使用。它们的推力为16000-19000daN，主要用于B757客机。最近，普&惠公司开始研制PW8000齿轮传动涡扇发动机，推力为11000-16000daN,涵道比11,耗油率降低9%，使用费用和维修费用分别降低10%和30%。它将为21世纪初的120-180座级飞机提供动力。C、10000daN以下的发动机这里主要介绍用于新一代100-130座级干线客机的动力装置。目前，宝马/罗&罗公司、CFM国际公司和普&惠公司正在研制6000-10000daN推力的BR715、CFM56-9和PW6000大涵道比涡扇发动机，预计可在本世纪末投入使用。2）21世纪的运输机发动机A、亚音速运输机发动机21世纪亚音速运输机发动机将向两个方向发展；一是采用超大涵道比循环，旨在提高推进效率；二是高循环参数核心机，旨在提高热效率。预计与90年代中期发动机相比，到2005年投入使用的发动机将使油耗降低15-20%,飞机直接使用成本（DOC）降低8-10%,而到2015年投入使用的发动机将使油耗降低30%,DOC降低12-15%。鉴于总压比高达50-100,NASA正在研究一种偏置核心机方案,以解决常规轴流压气机出口级叶片过短引起的问题,其基本概念与前述21世纪战斗机发动机的偏置核心机方案类似但无中间冷却。B、超音速和高超音速运输机发动机预计第二代超音速运输机将于2005-2008年投入使用。这将是M2.0-2.5的200-300座级的飞机。在研究中的动力方案有涡轮旁路发动机、混合流加力涡扇发动机、变循环发动机以及混合流和变循环发动机。其循环参数为总压比20-25,起飞时涡轮前温度1870-1920K。推进系统面临的主要难题是价格、油耗、噪声和污染物排放。远期高超音速运输机的推进系统也正在研究之中。由日本政府主持,三家日本发动机公司、世界上四家最大发动机公司和四家日本国立实验室参加的高超音速运输机推进系统研究（HYPR）计划已于1989年开始，为M5的高超音速飞机研究推进技术。这是一种涡轮-冲压组合发动机，前者工作到M3，后者在2.5-5的范围内工作。推力为4450daN的涡扇验证机已于1996年12月在通用电气公司的高空模拟试验台上进行了试验，试验M数达2.5。涡轮-冲压组合发动机计划于1998年试验。研究中的另一种高超音速推进系统是超音速通流涡扇发动机,这种在风扇和压气机中气流轴向速度均超音速的涡扇发动机可使涡轮发动机的飞行速度上限从M3提高到M5。目前，压比为2.45的超音速通流风扇已经进行了试验，但要付诸实用还有许多工作要做。3、军民用涡喷/涡扇发动机通用技术 气动热力学和结构强度的发展1）、气动热力学A、内流计算流体动力学推进系统内流计算流体动力学的主要任务是加深对推进系统各部件内的质量、动量和热交换过程的理解并作出定量预估。这种研究包括物理模型、算法、数字技术、网格结构、编码方法和图解计算算法。作为一项重要的设计手段，内流计算流体热力学的发展将大大加速推进系统的发展步伐，节省发展费用。计算流体力学已经列入美国国防部关键技术计划。目前，已经能用三维粘性逼近法设计超音速和亚音速进气道。叶轮机的三维粘性流场的计算方法是内流计算流体动力学发展的重点。目前，已能用三维有粘流场计算方法进行叶轮机设计计算。直到70年代，设计燃烧室几乎全靠"试凑"法。80年代在燃烧室内过程的模化方面已经取得重要进展。复杂的三维紊流两相流动和燃烧的计算机仿真已经在不同程度上在燃烧室设计中得到应用。到2000年，能够进行带化学反应和紊流模型的稳态计算。随着内流计算流体动力学的发展，发动机研制试验的工作量将逐渐减少，目前，常规民用发动机的型号研制时间已从4-5年缩短到2--3年。B、压气机（风扇）未来压气机（风扇）设计是继续提高流通能力、叶尖切线速度和平均级负荷。提高流通能力可以减小发动机进口直径，从而有效地减小发动机重量，提高推重比。其办法是减小轮毂比（d）和提高气流轴向马赫数（Ma）。目前，风扇设计中采用的d为0.34,Ma为0.631，下一步将分别变为0.31和0.65-0.67。提高叶尖切线速度和扩散因子可以提高级压比，从而减少给定总压比条件下所需的级数并由此减少整个发动机的长度和重量。通用电气公司的节能发动机的风扇和压气机进口叶尖切线速度分别为410m/s和450m/s，目前试验研究中的叶尖切线速度已达550-600m/s。通过三维气动设计又可使扩散因子提高0.07。高通流、高级压比压气机要采用低展弦比弯掠叶片。目前，已验证的风扇级压比已达2.0-2.5，压气机级压比达1.5-1.6。风扇是民用大涵道比涡扇发动机的关键技术，今后研究的方向有弯掠叶片、带箍叶片和分隔式叶片。降噪、抗外物损伤和叶片包容能力也是大风扇设计中的关键问题。C、燃烧室对于战斗机发动机来说，总压比今后将提高到50-70，燃烧室进口温度和压力将大幅度提高，这将对燃烧室设计提出重大挑战。同时，随着燃烧室出口温度的提高，燃烧室温升从推重比8和10的800K和1100K逐步提高到1350-1450K。在气动热力设计方面，目前已使用和正在研制的先进燃烧室中，一种是带双旋流的空气雾化喷嘴或带旋流的预混喷嘴方案，其头部强旋流气流加强混合，以获得高的燃烧效率和均匀的温度分布，如F120的燃烧室就采用这种方案。F119发动机燃烧室其燃烧区是具有三维高紊流度的强旋流结构。另一种方案是采用蒸发管的头部回流结构，如EJ200发动机。正在研究中的一种多旋流器头部方案，其头部由三圈在周向错开排列的喷嘴和旋流器组成，除冷却气流外，全部气流均由头部进入燃烧室。该方案的特点是长度短、出口温度场均匀和所需冷却空气量小。在冷却结构和耐热材料方面，浮壁和多斜孔冷却结构已趋成熟，用Lamilloy多孔层板制的火焰筒已经过验证机试验。用陶瓷纤维或碳纤维增强的陶瓷基复合材料和碳-碳复合材料正被试验用作火焰筒材料。减少排气污染，特别是NOX排放量是民用发动机燃烧室的主要研究目标。目前，亚音速运输机发动机的NOX排放指数为30g/kg燃油，采用双环腔燃烧室后降低到20g/kg燃油，而且，NOX的排放随着燃烧室内压力和温度的升高而增加。这样，未来亚音速和超音速运输机的NOX排放将达到30-40g/kg燃油。研究中的NOX排放指标为3-8g/kg燃油，有希望的低污染燃烧室方案为贫油预混/预蒸发和富油燃烧/快速掺混/贫油燃烧。这种燃烧室将采取某种变几何措施。D、涡轮推重比10发动机的涡轮前温度已达1850-1950K,且高、低压涡轮均为单级。冷却方案还是在常规金属材料基础上采用多通道强迫对流加气膜的复合冷却，外加隔热涂层，总的隔热效果可达500-600K。用Lamilloy材料制的"超级冷却"涡轮叶片，在涡轮前温度为1922K的条件下比常规冷却结构少用30%-40%冷却空气，带这种叶片的整体叶盘已通过核心机试验，涡轮重量亦可减轻25%-30%。再进一步提高温度到2200K以上则需采用陶瓷复合材料或碳-碳复合材料。美国两家公司已在发动机上试验了碳-碳复合材料涡轮，温度达1922K而无冷却，重量只有镍基合金的20%。为防止碳纤维在高温下氧化，要采用防氧化涂层，但成本很高。民用发动机的涡轮叶尖间隙主动控制技术已得到广泛应用，并正在研究闭环的实时主动间隙控制技术。2）、结构强度A、新结构设计特别是随着新型复合材料的应用，新结构设计有可能大幅度减轻发动机重量和提高性能。在研制和研究中的主要有：a金属基复合材料空心风扇叶片用SCS-6纤维加强的钛金属基风扇叶片已经进行了部件试验，证明其耐温能力和抗外物损伤能力优于目前的复合材料叶片。叶片采用超塑成形/扩散连结工艺，重量可减轻14%。b整体叶盘在F119、EJ200和遄达800上，风扇、压气机或涡轮将采用整体叶盘结构，可减轻重量30%左右。风扇和压气机叶盘采用电化学加工和线性摩擦焊接工艺，涡轮叶盘则采用"锻接"工艺。c无盘转子（或称整体叶环）主要用于压缩系统。由于采用复合材料，叶片重量减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使重量减轻70%。一种4级压气机已经在核心机上作了试验。其中第3和第4级为钛合金基复合材料整体叶环，其重量只有常规镍基合金转子盘的20%。d刷子封严用金属刷接触式封严能使涡轮发动机漏气减少一个数量级，使发动机效率提高4%-6%。目前，EJ200和生产型F119以及民用发动机PW4084和GE90都采用这种封严方式。e骨架式结构它是一种采用金属基复合材料、具有很高比刚度和比强度的主传力路线结构，能大大提高结构效率。除因采用先进材料使零部件重量减轻外，还可以通过减小振动和变形提高性能。用金属基复合材料制的风扇外涵机匣、主轴和一些承力静止结构已经进行了初步试验。B、结构强度研究发动机结构强度研究主要包括结构力学和气动弹性力学。目前的研究方向有概率分析和设计、非线性材料性质、符号逻辑、复合材料微观机理、气动弹性、复合材料的疲劳与断裂寿命预估和非破坏鉴定。下面介绍几个有代表性的研究项目。a概率分析法研究表明，在随机负荷下的概率分析方法比确定性的方法更为可靠，并已广泛应用于随机振动条件下的疲劳、断裂和可靠性分析。概率分析法将载荷、部件几何、材料性质和环境条件的统计变化综合应用于风险评估。而确定性的方法只提供一个平均值或中间值，不能复盖所有的变化范围。其结果是，即使采用一个安全系数，风险度也可能不在可接受的限度内。目前，正将此种概率分析法应用于全尺寸结构件，如涡轮叶片和轮盘。b结构动力学在气动弹性方面，正用分析和实验的方法确定推进系统的性能极限。