涡轮风扇发动机科技名词定义中文名称涡轮风扇发动机英文名称turbofan engine其他名称内外涵发动机定义由在压气机前安装的一级或多级风扇形成的外涵气流与内涵喷管排出的或内外涵气流掺混后排出的燃气共同产生推力的燃气涡轮发动机。应用学科航空科技一级学科推进技术与航空动力装置二级学科本内容由全国科学技术名词审定委员会审定公布百科名片涡轮风扇发动机涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机Turbofan是飞机发动机的一种由涡轮喷气发动机Turbojet发展而成。与涡轮喷气比较主要特点是首级压缩机的面积大很多同时被用作为空气螺旋桨?冉 糠治 氲目掌 ü 缟湟 娴耐馕 蚝笸啤７⒍ 诵牟糠挚掌 牟糠殖莆 诤 澜鲇蟹缟瓤掌 暮诵幕 獠嗖糠殖莆 夂 馈Ｎ猩纫 孀钍屎戏尚兴俣?00至1000公里时使用因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。目录概述原理旁通比涵道比结点诞生研发首例效能分类涡喷发动机涡轮风扇发动机研制单转子和多转子风扇压气机燃烧室与涡轮喷管与加力概述原理旁通比涵道比结点诞生研发首例效能分类涡喷发动机涡轮风扇发动机研制单转子和多转子风扇压气机燃烧室与涡轮喷管与加力展开编辑本段概述涡桨发动机的推力有限同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是在飞行速度不变的条件下提高涡轮前温度自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此片面的加大热功率即加大涡轮前温度会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。涡桨发动机17张涡轮风扇发动机的妙处就在于既提高涡轮前温度又不增加排气速度。涡扇发动机的结构实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样送进
压气机术语称“内涵道”另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出“外涵道”。因此涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时为提高热效率而提高涡轮前温度可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道从而避免大幅增加排气速度。这样热效率和推进效率取得了平衡发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低飞机航程变得更远。编辑本段原理旁通比涡轮风扇发动机turbofan engine 涡扇引擎的旁通比Bypass ratio也称涵道比是不经过燃烧室的空气质量与通过燃烧室的空气质量的比例。旁通比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气引擎。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎旁通比都涡轮风扇发动机原理图较低。例如世界上第一款涡扇引擎劳斯莱斯的Conway其旁通比只有0.3。现代多数民航机引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的涡轮扇引擎耗油较少但推力却与涡轮喷气引擎相当且运转时还宁静得多。由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。涡轮风扇发动机由风扇、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机由核心机排出的燃气中的可用能量一部分传给低压涡轮用以驱动风扇余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实际上是1级或几级叶片较长的压气机空气流过风扇后一部分流入核心机称为内涵气流由喷管高速排出产生推力另一部分围绕核心机的外围流过称为外涵气流也产生推力。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。流经外涵和内涵的空气流量之比称
为涵道比或流量比。涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大涵道比大耗油率低但发动机的迎风面积大涵
道比较小时迎风面积小但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵通道内在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。涵道比核心机相同时涡轮风扇发动机的工质工作介质流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。50年代发展的第一代涡轮风扇发动机其涵道比、压气机增压比和燃气温度都较低耗油率比涡轮喷气发动机仅低25左右大约为0.06 0.07公斤/牛·时0.60.7公斤/公斤力·时。60年代末、70年代初发展了高涵道比58、高增压比2530和高燃气温度16001750K的第二代涡轮风扇发动机耗油率降低到0.030.04公斤/牛·时0.30.4公斤/公斤力·时推力则高达200250千牛2000025000公斤力。高涵道比涡轮风扇发动机的噪声低排气污染小多用作大型客机的动力装置这种客机在11公里高度的巡航速度可达950公里/时。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低迎风面积大不宜用于超音速飞机上。有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机在亚音速飞行时不使用加力燃烧室耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低因而红外辐射强度较弱不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2倍以上音速的飞行时产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机地面标准大气条件下的推重比已达8左右。涡轮风扇发动机20张结点如前所述涡扇发动机优点: 效率高油耗低飞机的航程就远。缺点: 结构复杂设计难度大编辑本段诞生研发在五十年代未、六十年代初作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以
达到14左右而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平。在这样的条件下涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。当时人们通过计算发现以当时的涡喷发动的技术水平在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后其技术性能将有很大的提高。当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时函道比1:1发动机的地面起飞推力增大了百分之四十左右而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五发动机的效率得到了极大的提高。这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。又经过了六年的精雕细刻一九五九年九月“康维MK-508”才最终定型。这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。“康维”采用了双转子前风扇的总体结构函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤高空巡航推力为2905公斤最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克压气机总增压比为14风扇总增压比为1.90而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。当康维最终定型了之后英国人迫不及待的把他装在了VC-10上美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍但是其技术
起点非常的高。美国人并没有走英国人从头研制的老路美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富
的技术储备采用了以经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内函核心发动机。J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机1949年完成设计1953年正式投产。J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。J-57在技术上也有所突破他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。不光是核心发动机就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。一九六零年七月普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月可是在性能上却是大大的提高。JT3D也是采用了双轴前风扇的设计地面台架最大推力8165公斤高空巡航推力2038公斤最大推力耗油
0.535千克/小时/千克推重比4.22函道比1.37压气机总增压比13.55风扇总增压比1.74以上数据为JT3D-3B型发动机的数据。JT3D的用处很广波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用在军用方面JT3D也大显身手B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D 的军用型TF-33。现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。而几乎是在同一时刻三巨头中的另一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。在罗·罗推出“康维”之后第八个月、普·惠推出JT-3D的前一个月。通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤推重比为4.15函道比为1.5压气机增压比为13风扇增压比为1.6最大推力耗油0.558千克/小时/千克。与普·惠一样通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。J-
79与1952年开始设计与1956年投产共生产了16500多台他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。与J57的双转子结构不不同J79是单转子结构。在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。在五六十年代人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速这个问题在当时很难解决因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢。第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片叶片的下半部分是涡轮叶片上半部分是风扇叶片。这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。但在回避困难的同时也引发了新的问题。首先是叶片的受热不匀CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度而风扇部分的最低温度只有38度。其次由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端而是工作在发动机的热端这样一来风扇的可靠性也随之下降而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。
涡轮发动机当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机并进行地面试车以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小再加装其它的部件如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。用今天的眼光来看这个工程的指导方向无疑是正确的。美国政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈
起。在这个计划之下普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气?诵幕 普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。首例第二次世界大战中德国戴姆勒-奔驰于1943年试制出了第一台涡轮风扇发动机4月在试验台上静推力已达到840千克预计可达到1000千克但因存在大量缺陷并缺乏相应的专家而没能获得发展。二战后随着时间推移、技术更新涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机飞行速度要求达到高亚音速即可耗油量要小因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。实际上早在30年代起带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。50年代美国的NACA即NASA 美国航空航天管理局的前身对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司GE继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼Pratt amp Whitney公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后匆忙加紧工作抢先推出了了实用的
JT3D。1960年罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”Conway涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。效能涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油尤其是超过音速不太多时。所以民用喷气飞机都是采用的涡轮风扇发动机。我国民用分开排气涡轮风扇发动机还未研制成功军用混合排气涡轮风扇发动机已成功批量生产的秦岭发动机相当于英国60年代的SPEY用于飞豹上。相当于苏27上的AL31的太行前一段时间报道研制成功但不知道是否投入批量生产。提高涡轮风扇发动机推力的一个办法就是提高发动机的空气流量。编辑本段分类涡喷发动机进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外发动机转起来之后压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室涡轮风扇发动机结构图在燃烧室里空气和燃油混合燃烧向后排出高温高速高压气体这些气体带动涡轮旋转涡轮和压气机是用轴连在一起的因此涡轮旋转了压气机也跟着旋转就不断地把空气压缩进去了涡轮风扇发动机分开排气涡轮风扇发动机进气道进气--风扇增压--气流分为两股内涵气流压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外外涵气流外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外我们常见的民航客机所采用的发动机多半是分别排气涡轮风扇发动机比如著名的
< 混合排气涡轮风扇发动机进气道进气--风扇增压--气流分为两股内涵气流压气机
增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器外涵气流外涵道--混合器两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外编辑本段研制单转子和多转子在研制一台新的涡扇发动机的时候最先解决的问题是他的总体结构问题。总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种一是单转子、二是双子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单整个发动机只有一根轴风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单的好处也不言自明--省钱一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。涡轮风扇发动机首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。问题也就相对而出当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时比如猛收小油门压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降在高压部分的效率下降的同时压气机低压部分的载荷就会急剧上升当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘而在正常的飞行当中发动机的振喘是决对不被允许的因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样以来发动机的效率就会大打折扣而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上由于风扇必须和压气机同步受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53单转子涡扇发动机其函道只有0.3。相应的发动机的推重比也比较小只有5.8。为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中
的振喘人们想到了用双转子来解决问题即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用在压气机内的空气温度升高而音速是随着空气温度的升高而升高的所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。即然转速提高了高压转子的直径就可以作的小一些这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位置上以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。双转子发动机的好处不光这些由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻起动惯性小所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易启动的能量也要求较小启动设备的重量也就相对降低。然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上由于风扇要和低压压气机联动风扇和低压压气机就必须要互相将.
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