试分析航空涡轮风扇发动机的性能特点.docx
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试分析航空涡轮风扇发动机的性能特点
试分析航空涡轮风扇发动机的性能特点
学生:
马立新指导教师:
闫成鸿
摘要
本文简单阐述了涡轮风扇发动机的发展概况(涡轮风扇发动机在民航空军飞行上的应用与发展状况)与涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机相比,涡扇发动机所表现出的优点。
简要说明了涡轮风扇发动机的基本工作原理和方案并以此和质量附加原理分析了涡扇发动机与涡喷发动机相比所具有的不同性能特点,分析了工作过程参数及涵道比对涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机性能的影响,同时还简单介绍了涡轮风扇发动机的热力计算,不加力涡轮风扇发动机的最佳参数,内涵增压比πк*涡轮前燃气温度T3*对不加力涡轮风扇发动机性能参数的影响,加力式涡轮风扇发动机工作过程参数的特点。
关键词:
涡轮风扇发动机性能
Abstract:
Thistexthasexplainedthedevelopmentoverviewoftheturbofanenginebriefy(Turbofanengineisinthecivilaviation,theapplicationontheairforceplaneandstateofdevelopment),comparedwithturbojetengineandturbopropoffanofwhirlpool.Basicoperationprincipleandschemeoftheturbofanengineofbriefillustration.Andqualitysurtaxprincipleanalysewhirlpoolfanengineandwhirpoolgushoutdifferentperforancecharacteristicsthatenginge’scomparinghaswiththis,analyticalworkcourseparameterandthantoturbofanengineandettingafterburningturbofanengineinfluenceofperformanceduct.Theheatingpowerthatalsointroducedtheturbofanenginebrieflyatthesametimeiscalculated.Thebestparameteroftheturbofanengineofthrustaugmentation.Intensionthanfiretemperaturdegreetothrustaugmentationturbofanengineunitperformanceinfluenceofparameterinfrontoftheturbinepressurization.Intensionthanfiretemperaturedegreetothrustaugmentationturbofanengineunitperformanceinfluenceofparameterinfrontoftheturbinepressurization.thespeedoftheturbofanengine,highcharacteristicandcharacteristicsofreducingexpenditure.
KeyWords:
Turbofan,engine,Peculiarity
引言
航空技术的进展在很大程度上取决于航空发动机的成就,在第二次世界大战后,燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机,六十年代开始采用涡轮风扇发动机,这都显著提高了飞机的飞行速度、高度、1945年以来,旅客机巡航速度由330公里/小时,增加到950公里/小时,商务载重增长了10培,航程约增长了6倍,客运量约增长了98倍,民航运输迅速发展是与不断采用新技术分不开的,其中包括发动机的重大改革,以民航运输机为例,用燃料利用率表征其运输效率;F=PsR/Wry式中F―燃料利用率,吨.公里/公斤或人.公里/公斤;PS―商务载重,吨或旅客数,R―航程.公里,Wry―燃料消耗.公斤,式中Ps表示运输所作有效功。
Wry代表燃料能量,燃料利用率F就可以代表运输效率,在稳态飞行中,假设发动机推力等于飞行阻力,飞行升力等于其重量,则F=Ps/Wfi×Y/X×Vfi/1000/CR.Y.X―分别代表飞机升力和阻力.公斤;Wfi―飞机重量.吨;Vfi―飞行速度.公里/小时。
CR―耗油率,(公斤/小时/公斤),PS/Wfj表征飞机结构水平,它与飞机结构重量,发动机重量,飞行时所需燃油重量等有关,升阻比Y/X表征飞机总的气动效率,取决于飞机的气动设计,Wfi/1000/CR表征发动机的总效率,由此可以看到发动机的重要性。
1涡轮风扇发动机发展概况
涡轮风扇发动机在六十年代初期研制成功,它吸收了涡轮喷气和涡轮螺旋桨发动机的优点,在很宽广的飞行速度范围内,能满足飞机推力,经济性的要求,康维JT3D发动机投入民航使用后,由于起飞推力大,巡航耗油率低,噪音较涡轮喷气发动机低,显著改善了旅客机性能,因而掀起了“风扇化”的高潮,六十年代以后,新研制的大、中型旅客机几乎全部采用了涡轮风扇发动机,原有旅客机也采用改换方法把涡轮喷气发动机改换为涡轮风扇发动机。
涡轮风扇发动机在民用领域里显示出明显优越性后,很快进入军用领域,先用于军用运输机、轰炸机;加力式涡轮风扇发动机研制成功后主要用于超音速战斗机,轰炸机,目前现役使用的军用飞机,除直升机外,以涡轮风扇发动机作为主要动力装置的趋势十分明显,军用机换装涡轮风扇发动机后性能也得到改善,如B-52轰炸机原装8台J57-p-43涡轮喷气发动机,H型改装了8台TF33-P-3涡轮风扇发动机,航程即增加了10~15%,1962年1月曾创造了以22小时10分不着陆飞行20000公里的记录,六十年代研制的F-111多用途战斗机选用TF30加力涡轮风扇发动机作为动力,美F-15战斗机采用F100加力涡轮风扇发动机其推力重量比接近8,使F15战斗机起飞推力重量比达1.26,所以开加力时起飞滑跑距离仅300米,离地面后几乎以900仰角垂直上升,还可以作600仰角低速平飞;着陆滑跑不用减速伞或反推力装置,而滑跑距离不致500米,并于1975年创造了以2分41秒爬升25公里高度记录(原记录为米格-25的3分13秒),西方国家正在研制的F-18,狂风、幻影2000,雷JA-37等战斗机均采用涡轮风扇发动机作为动力,采有高推力重量比的加力涡轮风扇发动机作为动力,采用高推力重量比的加力涡轮风扇发动机上提高战斗机性能的一项重要措施,战略轰炸机如美国B-1,苏联“逆火”也都采用加力涡轮风扇发动机作为动力,所以涡轮风扇发动机是当前世界上各国航空发动机发展方向。
据统计,目前世界上已经批生产和研制已基本成功的涡轮发动机共有72种,其中产量超过1000台的只有12种,这12种型号按类别分,低涵道比涡轮风扇发动机3种,高涵道比涡轮风扇发动机3种,加力涡轮风扇发动机2种,小型涡轮风扇发动机4种,应用于旅客机,微型客机,战斗机,轰炸机,空中警戒机等多种军、民用飞机。
2质量附加原理
涡轮风扇发动机的主要特点是:
通过燃气可用能量的重新分配,把内涵一部份量传递到外涵,以增加发动机总空气流量,降低其排气速度,在一定飞行速度范围内发动机推力增大,耗油率降低,这就是质量附加原理,即从作为热机的发动机中获得的机械能一定时,参加推进的质量越多,则发动机的推力越大。
质量附加原理是指:
在一定的飞行速度下,当工质获得的可用能量(即可转变成气动能的能量)一定时,如果工质的质量越大,即参加产生推力的质量越多,则发动机的经济性越好,推力越大。
为了更好地说明质量附加原理,下面我们在“同参数”条件下,比较涡喷和涡扇发动机的推力和经济性。
见图2-1所示的两种发动机:
图2-1“同参数“的涡扇发动机与涡喷发动机
A.为双转子涡喷发动机;
B.为双转子混合排气涡扇发动机。
“同参数“条件是指:
在一定的飞行速度下,两台发动机具有相同的压气机增压比、涡轮前温度、发动机供油量,即两台发动机气体获得的可用能量一样。
(为便于理解,可认为此涡扇发动机是在该涡喷发动机基础上演变而来的)。
涡扇发动机的总空气流量:
m扇=m内+m外
涡喷发动机的空气流量:
m喷
在“同参数”条件下,可认为涡扇发动机的内涵空气流量与涡喷发动机的空气流量相同,即:
m内=m喷
m扇=m喷(1+Y)……………………………………………………①
涡喷发动机总的气体动能增量为:
△Ek喷=m喷(1/2C25喷-1/2V2飞)
涡扇发动机总的气体动能增量为:
△Ek扇=m扇(1/2C25扇-1/2V2飞)
式中:
C5扇-为涡扇发动机内、外涵混合后总的喷气速度。
在“同参数”条件下,有:
△Ek喷=△Ek扇
经整理有:
(1+Y)·(1/2C25喷-1/2V2飞)=(1/2C25扇-1/2V2飞)②
所以,涡扇发动机的喷气速度C5扇小于涡喷发动机喷气速度C5扇,并且随着涵道比的增加,涡扇发动机喷气速度将进一步减小。
下面来比较两台发动机的推进效率和推力:
R·V飞V飞
根据发动机推进效率的定义,有:
η推=————=————
△EKC5+V飞
R喷·V飞V飞
涡喷发动机的推进效率为,η推喷=————=————③
△EK喷C5喷+V飞
R喷·V飞V飞
混合排合涡扇发动机的推进效率为:
η推扇=————=————④
△EK喷C5喷+V飞
η推扇C5扇+V飞
————=————
η推喷C5喷+V飞
η推扇
因由②可得:
C5扇<C5喷,可推出,———>1,即η推扇>η推喷。
η推喷
所以,涡扇发动机的推进效率高于涡喷发动机。
由于在“同参数”条件下,可认为发动机有效效率相同,因而涡扇发动机总效率比涡喷高,发动机经济性比涡喷好。
因:
△EK喷=△EK扇
R扇η推扇
由③、④可得:
——=———
R喷η推喷
R扇
因η推扇>η推喷可得:
——>1,即:
R扇>R喷。
R喷
所以,涡扇发动机的推力大于涡喷发动机推力。
当发动机在地面工作,V飞=0时,由②式有:
⑤
将①、⑤式带入发动机推力公式,有:
由此可见,在“同参数”条件下,涡扇发动机的经济性和推力都比涡喷发动机优越;并且随着涵道比的增加,涡扇发动机喷气速度进一步减小,气体离速损失减小,发动机推进效率升高,发动机经济性更好,推力更大。
但随着涵道比的增加,涡扇发动机的迎风面积将增加,发动机的外部阻力将增加,进而影响发动机的速度性能。
需要说明的是,质量附加原理是在一定的飞行速度下比较“同参数”涡喷和涡扇发动机的推力和经济性。
事实上,当飞行M>1,发动机进气道将产生激波,激波阻力将使发动机有效推力减小。
所以,不同涵道比的涡扇发动机作超音速飞行时,随着涵道比的增加,发动机推力和经济性将变差。
因而涡扇发动机主要是改善了亚音速飞行时发动机的推力和经济性。
高涵道涡扇发动机不适宜作超音速飞行,只有涡喷和低涵道涡扇适宜作超音速飞行。
3基本工作原理和方案
为了便于分析研究,把低压涡轮想象成是由两部分组成的:
一部分用来带动风扇的外涵部分;另一部分用来带动低压压气机(内涵部分)。
把假想的带动风扇(即风扇的外涵部分)的涡轮,称为“风扇涡轮”。
涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机的不同之处就在于多了一个外道和外涵道中的风扇以及带动它的风扇涡轮。
若把带动低压压气机(包括风扇的内涵部分)、高压压气机的涡轮统称为“压气机涡轮”,内涵的压气机、燃烧室、压气机涡轮就是一个燃气发生器,那么,涡轮风扇发动机就是把“压气机涡轮”传给风扇,压缩流过外涵的空气,在外涵中产生推力。
流过内涵的气流,经“风扇涡轮”传递一部分可用能量后,可用能量减小,使内喷管的排气速度减小,内涵部分产生的反作用推力将减小。
现在我们来研究涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机相比,有什么好处。
我们来研究两台同参数的涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机。
所谓“同参数”是指涡轮风扇发动机的增压比等于πK*等于涡轮喷气发动机的增压比,涡轮风扇发动机内涵的空气流量maI等于流过涡轮喷气发动机的空气流量ma,两台发动机的T3*相同。
假设部件的总压恢复系数和效率也相等,那么,两台发动机的可用能量相同,即燃气发生器的可用能量Lg相同;这两台发动机消耗的燃油流量mf也相等。
流过涡轮风扇发动机外函的空气流量为maI,引入参数B,设
B=maI/maI
B称为涡轮风扇发动机的涵道比。
是涡轮风扇发动机的一个重要参数。
流过涡轮风扇发动机的空气流量为maΞ。
maΞ=maI+maI=maI(1+B)
假设不考虑涡轮风扇发动机增加了外涵道,风扇、“风扇涡轮”等引起的附加损失,则这两种发动机的热效率相同,哪一种发动机的推进效率高,它所做的推进功也就大,在同样的飞行速度下,它的推力就大。
由于所比较的这两种发动机的可用能量相同,在飞行速度一定时,气流流过发动机所得到的总的机械能是相同的,即
推进效率愈高,推力愈大。
涵道比B愈大,排气速度C5I愈低,推进效率就愈高,推力就愈大。
两种发动机在上述条件下,mf是相同的,推力愈大,耗油率就低。
所以,涡轮风扇发动机的耗油率比涡轮喷气发动机低。
而且,涵道比愈大,sfc愈低。
应该注意,以上结论是在不考虑涡轮风扇发动机附加的损失的条件下得出的,当飞行速度比较低时,涡轮喷气发动机的推进效率很低,同参数的涡轮风扇发动机推进效率的提高起主要作用,所以,涡轮风扇发动机的推力总是比同参数的涡轮喷气发动机高,sfc也较低。
但是,当飞行速度较高时,涡轮喷气发动机的推进效率已经比较高,涡轮风扇发动机增加外涵道、风扇和涡轮等附加损失所引起的热效率的降低,将超过推进效率的提高,这时,涡轮风扇发动机就反而不如涡轮喷气发动机了。
在地面静止条件下,这两种发动机的推进效率都为零,不能用推进效率来解释两种发动机的推力大小。
在地面静止条件下,若不考虑涡轮风扇发动机的附加损失,同样有涡轮风扇发动机的推力比同参数的涡轮喷气发动机的推力大的结论;且涵道比愈大,推力增加得愈多。
耗油率也是和推力成反比的。
综上所述,涡轮风扇发动机的工作过程中,一部分可用能量通过“风扇涡轮”传给了外涵风扇,减低了排气速度,增大了流过发动机的空气流量,在地面起飞和一定的飞行速度范围内,使发动机的推力增大,耗油率降低。
与此同时,由于排气速度的降低,使发动机的噪音降低,这也是涡轮风扇发动机的突出优点。
这就是不加力涡轮风扇发动机在高亚音速范围内得到广泛使用的原因。
根据现有涡轮风扇发动机的性能统计,涵道比为0.6~1.5的涡轮风扇发动机在地面静止状态下,耗油率为0.55~0.65公斤/拾牛顿·小时值。
飞行条件和内涵工作过程参数一定时m1就为定值,而与可用量的分配无关。
所以单位推力最大时,耗油率就最小。
图3-1是飞行条件和内涵工作过程参数一定时,函道比B为不同值,风扇增压比对sfc的影响,涵道比较小时,风扇增压比的最佳值较大,且曲线的变化较平缓,而涵道比较大时,风扇增压比的最佳值较小,而且,曲线变化较陡。
由此就不难理解为什么高涵道比的涡轮风扇发动机只要一级或二级风扇就够了的原因。
图3-1sfc和函道比、风扇增压比的关系
飞行条件和内涵工作过程参数对风扇增压比的最佳值也有影响。
计算结果表明,在亚音速范围里,增大飞行速度对π*kiopt影响不大。
增加飞行高度使π*kiopt增大T*3,
使可用能量增大,也将使最佳风扇增压比增大。
给定飞行条件,选定内涵工作过程参数,在不同的涵道比下,求风扇增压比的最佳值,这也就是在设计发动机是要选定风扇增压比时所采用的方法。
3.1不加力混合排气涡轮风扇发动机的最佳风扇增压比
分别排气涡轮风扇发动机在不考虑附加损失时,在ηi=1.0,Cei=Cei时,外函风扇增压比为最佳。
但由于外涵中不喷油燃烧,外涵气流在涡轮后的总温,要使两股气流的排气速度相等或接近相等,外涵气流的总压P*I一定要比P*4高得多。
在ηi≠1.0,也是这样。
外涵风扇增压比为最佳值时,P*I/p*4≈1.4。
如果这两股气流混合之后排出,这样大的总压差将使混合过程的总压损失很大。
计算和试验结果都表明,当两股气流的总压比P*I/P*4接近于1.0时(P*I=.097~1.05P*4),混合过程中的总压损失最小,即混合以后的气流的总压P*M最大,这时的排气速度的单位推力也是最大。
由此可见,混合排气涡轮风扇发动机的最佳增压比低于分别排气的。
F涡轮风扇增压比小于分别排气的。
混合排气的涡轮风扇发动机的最大推力比分别排气的最大推力约大1.5~3.0%。
这是因为混合室的混合过程中,内涵气流的能量也传递给外涵气流,如果气流混合时的损失小于通过涡轮、风扇传递给外涵时的损失,则混合排气的推力大于分别排气的。
由于混合排气的最佳风扇增压比要低一些,风扇和涡轮的级数可以少一些,效率可能提高,重量也可以减少。
3.2不加力涡轮风扇发动机的最佳函道比Bopt
随着涵道比增大,Cei是下降的,因而单位推力是不断下降的,对于单位推力而言,不存在最佳函道比的问题。
但是,由
sfc=3600f/Fs(1+B)
可以看出,在所给定条件下,增大涵道比时,f不变,但F减小,(1+B)是增大的,有可能会出现最佳值。
计算结果表明,在不考虑在外涵道中的损失时,sfc也是随着涵道比的加大而单调的下降。
但若考虑外涵道的附加损失时,随着涵道比的增大,损失的影响加大,使sfc随涵道比的变化出现最小值。
实际上在选择涵道比时,不能只考虑它对耗油率的影响,还必须考虑它对动力装置外廓尺寸、外部阻力和重量的影响。
随着涵道比的增大,虽然sfc是减小的,但单位推力也是减小的,在给定推力的要求时,发动机的外廓尺寸和外阻力都将增大,不一定带来好处。
因此,它是根据飞机的使用要求,综合考虑多方面的因素确定的。
国外研究资料表明,对于以950~1000公里/小时速度巡航飞行的中程飞机,最好的涵道比为1~3;而对于以800~850公里/小时速度飞行的大型远程运输机,涵道比应加大到5~6以上。
4内涵增压比和涡轮前燃气温度对不加力涡轮风扇发动机单位性能参数的影响
从以上的讨论可以看出,分开排气的不加力涡轮风扇发动机和混合排气的涡轮风扇发动机的性能参数上很接近,所以,我们在这一节中讨论分开排气的不加力涡轮风扇发动机。
在讨论的影响时,取飞行条件、T3*、B一定,可用能量为最佳分配。
当Lei最大时,单位推力最大。
显然,涡轮风扇发动机也有最佳增压比,其表达式也和涡轮喷气发动机的类似(不考虑外涵的损失)。
涵道比增大时,单位推力的变化不大。
而由于目前使用的增压比总是较小的,因此,总是使sfc减小的,而且减小得比较多。
还因为涡轮风扇发动机的压气机的尺寸,相对来说比较小,增大对整个发动机重量的影响不像涡轮喷气发动机那样大。
这些都说明增大涡轮风扇发动机的总是有利的。
现代涡轮风扇发动机的达20~30,其发展趋势是进一步增高。
T3*提高对单位性能参数的影响也基本上和涡轮喷气发动机相似。
随着T3*的提高,Fs是加大的。
对于耗油率来说,也有一最经济涡轮前燃气温度。
当T3*增大时将使sfc下降。
B=0就是涡轮喷气发动机。
涡轮风扇发动机的最经济涡轮前燃气温度比涡轮喷气发动机的高,而且,涵道比愈大,愈高。
例如,在B=4.0时,1250K,当涵道比增大至8~10时,1400~1500K。
这一结果告诉我们,对于涡轮风扇发动机来说,提高不仅对提高单位推力有好处,而且还可能使sfc减小,或者虽然有所增高但不显著。
通过以上讨论,我们就可以懂得为什么目前用于大型亚音速远程民航机的不加力涡轮风扇发动机,在设计中都力图选用“三高”的设计参数,高涵道比,高发动机增压比和高涡轮前燃气温度。
这样做可以改善发动机的经济性,并且使发动机的噪音降低,符合规定的标准。
5加力式涡轮风扇发动机工作过程参数的特点
目前所说的加力式涡轮风扇发动机有两种方案,一种是在外涵风扇后有燃烧室,在其中也喷油燃烧;一种是在内、外涵气流混合后,再在加力燃烧室中喷油燃烧。
目前后一种方案使用较多。
5.1混合排气加力式涡轮风扇发动机
涡轮风扇发动机的Tm*取决于涡轮后燃气的总温T4*、外涵风扇后气流总量T2I*和涵道比B。
显然,T2I*要比T4*低得多。
而且,涡轮风扇发动机的一部分可用能量要传给外涵风扇,所以,它的T4*比同参数的涡轮喷气发动机也要低得多。
因此,Tm*总是要比涡轮喷气发动机的T4*低,涡轮风扇发动机的加力比也就必定大于同参数的涡轮喷气发动机。
根据同样的理由,涡轮风扇发动机涡轮后的气流总压P4*,必定低于同参数的涡轮喷气发动机,和外涵气流混合以后的总压也比较低,它的加力燃烧室将
在比较低的压力下工作。
因此,耗油率将比同参数的加力式涡轮喷气发动机高。
混合排气加力式涡轮风扇发动机风扇增压比πK*I以性能参数的影响,基本上和不加力时相同,涵道比的影响较大。
在地面台架条件下,内涵工作过程参数一定,可用能量分配为最佳(πK*I=πK*IOPT)时,涵道比愈大,Tm*将减小,加力也加大,随Pm*的减小,将使单位推力减小,耗油率增大,(这里是和不加力时不同的)。
在飞行条件下,也可以得出类似结论。
H=11公里,MH=2.0,Tm*=1400K,Tmaf*=2000K以及πK*I=10时,Fs、sfc和涵道比的关系。
从图上还可以看出,加力式涡轮喷气发动机(B=0)的经济性,比涡轮风扇发动机好。
图5-2外函加力涡轮风扇发动机πK*I对Fs、sfc的影响
图5-1混合排气加力式涡轮风扇发动要的函道比和Fs、sfc的关系
5.2外涵加力涡轮风扇发动机
飞行条件和内涵工作过程参数一定的条件下,一部份可用能量传给外涵风扇,在风扇后的燃烧室中喷油燃烧,这样的涡轮风扇发动机称为外涵加力涡轮风扇发动机。
和分开排气的不加力涡轮风扇发动机一样,在πK*I=πK*Iopt时,单位推力达最大值。
图5-1是H=0,M0=0,πK*I=25,Tm*=1600K,B=1.0,πK*Ioaf=200K时的Fs、sfc和πK*I的关系,πK*Iopf的数值比不加力时要高,而且不在耗油率最低的πK*Iec重合,这是因为在外涵中加热,加热量要随πK*I的变化而改变所引起的,和涡轮喷气发动机一样,πK*Iec>πK*Iopto
涵道比对性能参数的影响用虚线表示在图5-2上,在涵道比增大时,由于在外涵中加入了热量,保持T*Iaf为定值,所以,单位推力总是最大的。
这种发动机的风
扇增压比的最佳值比混合排气的涡轮风扇发动机的要高,所以,外函燃烧室中的压力最高,耗油率也就比混合排气的涡轮风扇发动机低。
6、涡轮风扇发动机主要性能参数
对航空涡轮发动机,常用一些参数来表明其使用性能,这些参数也就是评定航空涡轮发动机好坏的指标,它们是:
推力、耗油率、单位推力比推力重量比,迎面推力以及使用性能(主要指可靠性、加速性、维护性等)。
(1)推力:
R.公斤,推力是涡轮风扇发动机的一个重要指标,直接影响飞机性能,飞机设计人员在选用发动机时,必须知道它的推力,单台发动机所能达到的推力级,可代表发动机研制水平,目前涡轮风扇发动机单台推力最大已达24721公斤(JT90-59B/70B)最小为272公斤(F106)用于美海军巡航导弹。
(2)耗油率:
CR(公斤/小时),耗油率是指发动机每产生一公斤净推力时每小时平均所消耗的燃油重量,一般用耗油率来评介发动
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- 分析 航空 涡轮 风扇 发动机 性能 特点