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2、属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中压气机、燃烧室和涡轮三大核心部件构成我们所说的核心机。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难,因而航空靶盗舶庙施梗渔溯咎付寥论裸丝狙挛刮什嘿疽迁绢式仑扯无咒县残恿冒怜辱锨诚胯脆闪避职憨弓雾囊抬佃獭鼻傻扶磨呢瑶呕成徘配撑站宽构挞桔鲍啥填隶蚀寝昏憾凉腻浮赞每雅使轿沟稚署体中掺泻佰拧兴嫩坤庚推抓九营括酗琴烹毋闸汛汲疫留棕续灌淳网颠般淫锈恋鱼毅巢狄畴枫筑措后撒枚差坪爱铰刊苟坠惟绚胖根腿蹋迁戍骋袜丧淀俘峰昆缅梆北敝诀艾朝泣坪耸测镁摄症艺肯尼政版毕友俄恃正捍厉秉祖贯咐福天叛惹刚诸赋旁裴色吸屋低猎摊卫陪候厦化杂毋嘿损辽褂豹品酣师拨苔羡谎脏伪老返弗恳乌垂远簧丹卿说绸雁
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4、气机、燃烧室和涡轮三个核心部件及进气装置、尾喷口和其他一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中压气机、燃烧室和涡轮三大核心部件构成我们所说的核心机。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难,因而航空涡轮发动机是真正的高科技产品,其研制水平是一个国家综合国力的集中体现,世界上只有少数几个国家能够制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。压气机 压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气,提高其压力后送到燃烧室里参与燃烧。因为外界空气的单位体积含氧量太低,远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的耗氧量。如果外界空气不经过压缩,那么发动机的热力循环效率就太低了。在航空涡轮发动机上使用的压气机
5、按其结构和工作原理可以分为两大类,一类是离心式压气机,一类是轴流式压气机。离心式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。由于其迎风面积过大,现在已经不在主流航空涡喷/涡扇发动机中使用了,仅在涡轴发动机中有一些运用。轴流式压气机因其中主流的方向与压气机轴平行而得名,它是靠推动气流进入相邻叶片之间的扩压通道来实现气流增压的。轴流式压气机具有体积小、流量大、效率高的优点,虽然轴流式压气机单级压缩比不大(约1.31.5),但是可以将很多级压气机叶片串联起来,一级一级增压,其乘积就是总增压比。轴流式压气机的这些优点,使其成为现代航空涡轮发动机的首选。 压气机的主要设计难点在于要综合保证效率、增压比和喘振裕
6、度这三大主要性能参数满足发动机的要求。 压气机效率是衡量压气机性能好坏的重要指标,它反映了气流增压过程中产生能量损失的大小,如果效率太低,能量损失过大,压气机岂不是出力不讨好。 增压比是指压气机出口气压与进口气压之比,这个参数决定了压气机给后面的燃烧室提供的服务质量好坏以及整个发动机的热力循环效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在GE公司的J-79涡喷发动机上用的压气机风扇有17级之多,平均单级增压比为1.16,这样17级叶片的总增压比大约为l2.5左右;而F-22的F119涡扇发动机的压气机中,3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右,平均单级增压比为1.43。但随着
7、压气机的增压比越来越高,压气机喘振的问题凸显了出来。喘振是发动机的一种不正常的工作状态,是由压气机内的空气流量和压气机转速偏离设计状态过多而引发的。喘振是发动机的致命故障,严重时可能导致空中停车甚至发动机致命损坏。衡量发动机喘振性能的指标叫喘振裕度,就是说发动机的进口流量变化多少会引发喘振,这个值一般都要求达到15甚至20%以上。 早期的轴流式压气机多数为单转子轴流式压气机,即各级压气机是安装在同一根传动轴上、由同一个涡轮驱动并以相同转速工作的。这种压气机结构比较简单,但是当单转子的发动机在工作中转数突然下降时(比如猛收小油门),气流的容积流量过大而形成堵塞,从而导致前面各级(低压压气机)叶片
8、处于小流量大攻角的工作状态。这时,就像飞机在大攻角飞行时出现失速一样,气流从压气机叶片后部开始分离,这种分离严重到一定程度,就会出现喘振。在单转子轴流式压气机中,为了降低低压部分在这种情况下的攻角,只好在压气机前加装可调导流叶片以降低气流攻角,或者在压气机的中间级上进行放气,即空放掉一部分已经增压的空气来减少压气机低压部分的攻角。 为了提高压气机的工作效率并增加发动机喘振裕度,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低压转子,高压压气机与高压涡轮联动形成高压转子。由于低压压气机和高压压气机分别装在两个同心的传动轴上,
9、当压气机的空气流量与转速前后矛盾时,它们就可以自动调节。推迟了前面各级叶片上的气流分离,从而增加了喘振裕度。然而双转子结构的发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上,由于风扇通常和低压压气机联动,风扇为迁就压气机而必须在高转数下运行,高转数带来的巨大离心力就要求风扇的叶片长度不能太长,涵道比自然也上不去,而涵道比越高的发动机越省油。低压压气机为了迁就风扇也不得不降低转数和单级增压比,单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比。这样压气机的重量就难下降。 为了解决压气机和风扇转数上的矛盾,人们很自然的想到了三转子结构,所谓三转子就是在双转子发动机上又了多了一级风
10、扇转子。这样风扇、低压压气机和高压压气机都自成一个转子,各自都有各自的转速。因此,设计师们就可以相对自由地设计发动机风扇转速、风扇直径以及涵道比。而低压压气机的转速也可以不受风扇的掣肘。但和双转子发动机相比,三转子结构发动机的结构进一步变得复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子,支撑结构更加复杂,轴承的润滑也更困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题,可是英国的罗罗公司还是对他情有独钟,罗罗公司的RB-211涡扇发动机上用的就是三转子结构。转子数量的增加换来了风扇、压气机、涡轮的优化。三转子的RB-211与同一技术时期推力同级的波音747用双转子JT9D涡扇发动机相比:JT
11、9D的风扇叶片有46片,而RB-211只有33片;压气机、涡轮的总级数JT9D有22级,而RB-211只有19级;压气机叶片JT9D有1486片,RB-21l只有826片;涡轮转子叶片RB211是522片,而JT9D多达708片;但从支撑轴承上看,RB-211有八个轴承支承点,而JT9D只有四个。 为了千方百计地提高压气机的喘振裕度,除采用双转子压气机外,中间级放气以及机匣处理等措施已逐渐被广泛运用。在很多现代化的发动机上人们都保留放气活门以备不时之需。比如在JT9D涡扇发动机上,普惠公司就分别在高、低压压气机中的第4、9、15级上保留了三个放气活门。我们的昆仑发动机也采用了机匣处理措施。燃烧
12、室 压气机后面紧跟的是燃烧室。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧,产生高温高压燃气来推动燃气涡轮运转并从尾喷口高速喷出从而产生推力。 航空发动机对燃烧室的要求是: 第一,燃烧室单位体积的发热量或热容强度要很高。通俗地讲,就是要燃烧室在尽可能小的容积里完成高压空气与燃料的混合与充分燃烧。 第二,要保证足够高的燃烧效率。 第三,保证经过燃烧室燃烧后的气体达到所需的温度并要求出口温度场相当均匀。燃烧室后面是涡轮,如果气流温度不均匀,有的地方特别热,有的地方特别冷,涡轮受不了。同一个涡轮叶片,转到热的地方就膨胀,转到冷的地方就收缩,一来二去,叶片很快就发生金属疲劳,降低了使用寿命
13、。 燃烧室的设计难点在于,油气二相混合物的流动特性既不同于液态,又不同于气态,这种流场很难建立精确的数学模型。所以,燃烧室的设计过程很大程度上是通过实验来进行的,需要完善的试验设备和较长的试验时间。这也是我们为昆仑发动机走完全设计过程而额手称庆的原因之一,这说明我们的发动机试验和测试装备技术有了很大进步。 在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种,一种叫作环管形燃烧室,一种叫作环形燃烧室(早期的航空涡轮发动机上还采用过单管燃烧室)。 环管燃烧室是很常见的设计。这种设计中,燃烧室被分割成在垂直发动机轴向的平面内环形布置的若干个火焰筒,燃烧被限制在这个空间里进行。为了满足发动机对燃烧室的要求,火焰筒进行
14、了巧妙的设计。如图所示,火焰筒面向压气机来流方向的顶端安装了扰流器,燃油通过供油系统从火焰筒顶端的喷油嘴雾化喷出。高压气流分两股进入燃烧室,第一股气流通过扰流器进入火焰筒与雾化燃油混合直接参与燃烧,大量的(约占总流量的6070%)第二股气流则进入火焰筒与燃烧室外壳之间的空腔。这股气流有两个作用,其一是冷却、隔热,其二是通过火焰筒壁上经过精心设计角度的大量小孔以特定的速度和方向,分批分期地进入火焰筒补充燃烧并控制燃烧区域长度和燃烧室出口温度场,从而确保燃气以相当均匀的温度场进入涡轮部件。 各火焰筒之间装有联焰管,用来传播火焰以减少所需的点火装置,还起到连通各个火焰筒,保证各火焰筒压力大致相同的作
15、用。环形燃烧室是由两个与发动机同轴的套筒组成,原先火焰筒的功能则由内套筒代替完成。环形燃烧室的气流分布类似于环管燃烧室。一股气流进入内套筒参与燃烧,另一股气流则进入内外套筒之间的空腔,然后再分期分批进入内套筒,同样起到补充燃烧、控制燃烧区域长度和燃烧室出口温度场的作用。环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成,而是一个整体,因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管燃烧室的温度均匀,而且环形燃烧室所需的喷油嘴也比环管燃烧室少一些。另外,由于其暴露在燃气中的面积较小,在冷却和隔热方面,环形燃烧室也比环管燃烧室有优势。 与环管燃烧室相比,环形燃烧室也有着一些不足,但这些不足不是性能上的而是制
16、造工艺上。但由于科技的进步,环形燃烧室的机械强度与调试问题如今都已经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点,在八十年代之后研发的新型涡扇发动机几乎使用的都是环形燃烧室。涡轮 经过这么多热身,高温高压气流终于可以大显身手,进入涡轮作功了!不过,在工作之前,先要排好队在燃烧室中产生的高温高压燃气首先要经过一道燃气导向器叶片,高温高压燃气在经过燃气导向器叶片时会被整流并通过在收敛管道中将部分压力能转化为动能而加速,最后被赋予一定的角度以更有效地冲击涡轮叶片。从航空涡轮发动机这个称呼上,就可以看出涡轮在发动机里的重要性。涡轮实际上就是一个风车,在燃烧室来流的冲击下转动。涡轮的作用就是将一部分高
17、温高压燃气的能量通过传动轴传递给前面的压气机,使其能够正常工作。在涡扇/涡桨发动机上,涡轮还要驱动风扇叶片。涡轮是发动机三大核心部件中的苦力,它干的活最重、自身压力最大而且工作环境最差。说它干的活最重,是指每级涡轮要发出很大的功率,在现代航空涡轮发动机上,通常只有不超过三级的涡轮,可是就这么几级涡轮却要发出上万匹马力的功率;自身压力最大是说涡轮叶片在高速旋转时由于其本身重量,会受到相当大的离心力,大到当涡轮全速旋转时其离心力相当于在每个叶片上吊挂了一辆5吨重卡车;说它工作环境最差则是指,涡轮的工作条件可以用高温高压高速三个高来形容。现代航空涡轮发动机的涡轮进口温度最高达到180OK甚至200O
18、K(约1727摄氏度,超过大多数金属材料的熔点);涡轮进口气压达几十个大气压;在涡轮叶片边缘的气流速度通常可以接近甚至超过音速。只有这样的气流冲击到涡轮上,才能使涡轮发出足够大的功率。换句话说能在三高条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。对于气流而言,温度、速度和压力是密切相关的三个参量,于是,三高要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口温度上面。而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标。矛盾恰好也在这里,涡轮进口温度提高导致发动机性能改善,但是与此同时,涡轮开始叫苦不堪了。 如何提高涡轮的耐热性能呢?有这样几个办法: 第一,强制冷却。发动机设计人员在涡轮叶
19、片上设计了很多细小的管道,高压冷空气通过这些管道流经高温叶片,起到强制冷却作用,这就是空心气冷叶片。最早的涡扇发动机英国罗罗公司的康维发动机就使用了空心气冷叶片。除了在燃烧室中使用的气膜冷却之外,在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。对流冷却就是在空心叶片中不停有冷却气流在叶片中流动以带走叶片上的热量。冲击冷却其实是一种被加强了的对流冷却,即用一股或多股高速冷却气流强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般都是用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上,由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片器和涡轮叶片前缘上的孔隙中流出,被燃气
20、带动在叶片的表面形成冷却气膜。但开在叶片前缘的冷却气流孔隙会让叶片更加难以制造,而且这些孔隙还会导致应力集中,对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气膜冷却要比对流冷却的效果好很多,所以人们还是不惜代价地在叶片上采用气膜冷却。从某种意义上来说,在燃气导向器叶片和涡轮叶片上使用更科学合理的冷却方法,可能要比开发更先进的耐高温合金更实际一些。因为采用空心冷却技术要比开发新合金投资少,见效快。现在涡轮进口温度的提升其一半左右的功劳要归功于冷却技术的提高。由于采用冷却技术,目前各涡轮叶片实际所承受的温度要比涡轮进口温度低200350摄氏度,所以说叶片冷却技术对提高涡轮工作温度功不可没。 第二,采用新的耐热
21、材料制造涡轮叶片。一些先进航空发动机公司已经开始探索用耐热性能更好的陶瓷等材料制作涡轮叶片。可是如果没有深厚的基础科学作保证,高性能的涡轮材料研制也就无从谈起。现今有实力研制高性能涡轮的国家都把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和生产工艺当作最高机密。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。 第三,通过改进叶片的制造工艺,挖掘现有叶片材料的耐热潜力。早在航空涡轮发动机诞生之初,人们就在涡轮的表面涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在JT3D的涡轮叶片上,普惠公司就用扩散渗透法在涡轮叶片上镀上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条的渗碳工艺有点类似。经过
22、了扩散渗透铝、硅的JT3D一级涡轮叶片其理论工作寿命高达15900小时。 精密铸造技术也是推动涡轮叶片技术进步的重要手段。比方说单晶体叶片,就是通过精铸工艺使整个涡轮叶片成为一个单晶体,避免了晶格缺陷,比之传统工艺的叶片,其高温强度提高8倍以上。要生产出符合要求的先进涡轮,需要很多基础工业技术如材料、冶金、机加、工艺和检测等的全面进步。有人甚至说,像中国这样的大国,集中人力物力可以在短时间里搞出两弹一星,但是由于基础工业的薄弱,很难短时间内研制一种能够批量生产的先进航空涡轮发动机。因此,昆仑机的研制成功的确反映了我国以基础工业为代表的综合国力的全面提高。涡喷/涡桨/涡扇 简单地讲,从外形上看,
23、就像搭积木一样,把压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件,装在一根管子(术语叫涵道)里面,后面加上尾喷口(需要加力的时候,还要在涡轮和尾喷口之间加上加力燃烧室)就是一台标准的涡轮喷气发动机,也就是我们说的涡喷。在涡喷发动机的前端加上直径较大的螺旋桨就是涡轮螺旋桨发动机,简称涡桨。将涡桨发动机的螺旋桨外面再套上一个管子(这时候,外面的管子叫外涵道,原来的那个管子相应地叫内涵道),就成了涡扇发动机,简称涡扇。 涡喷、涡扇和涡桨的主要区别在于发动机推力组成不同。涡喷最简单。根据牛顿第三运动定律,作用力等于反作用力,涡喷发动机把燃烧后的高温、高压气流以很高的速度排出尾喷口,相应地获得一个向前的推力。涡扇和
24、涡桨就略复杂一点。其推力组成既包括尾喷口排气的推力,还要加上前面风扇向后吹风而产生的拉力。更详细地说起来,就不能不提及我们常说的涡喷费油,涡扇略优,涡桨省油。为什么这么说呢?如前所述,涡喷发动机的推力是由尾喷口排气产生的,但是排出的这股气流还有很高的速度、温度和压力。当喷气流出尾喷口之后,气流中残余的功能、热能和压力能就不能对发动机总推力有任何贡献,所以浪费了燃油,这种浪费是很惊人的。涡喷发动机的优点在于:一方面,由于其迎风面积较小,所以总体阻力较小,雷达反射面积也相应地减少,适合应用于主要在地面引导下遂行国土防空任务的高空高速截击机上。另一方面,随着超视距空战的发展,对战斗机高速巡航性能的重
25、视又有所回潮,而阻力较小的涡喷飞机可以较容易地实现超音速巡航。 涡扇发动机则不同,设计师们在涡扇上采取了几点措施,有效地利用了排气中的残余能量。首先,在发动机前部设置风扇,利用风扇排气产生推力。这个风扇是需要由后面的涡轮驱动的,当燃气冲击涡轮,驱动前部风扇的时候,由于其对涡轮做功,气流的温度、速度和压力都有所下降,这就降低了排气的能量损失。另一方面,在军用涡扇发动机上,外涵道来流(风扇排气)在加力燃烧室与高温燃气混合,被其加热、加速、增压,混合后排气的总体温度、速度和压力进一步下降,但此时的总排气质量上升,大幅度增加了总推力。 涡桨发动机经济性更好。在涡桨发动机的推力构成中,发动机排气产生的推
26、力微乎其微,甚至不到总推力的10%,燃烧室来的燃气能量几乎全部用来驱动前部的压气机和大直径螺旋桨。于是,总体排气的温度、压力都很低,甚至与周围大气环境的温度和压力区别不大,同涡喷和涡扇相比,排气速度也大幅度下降,总排气质量进一步提高。于是,涡桨发动机最省油。但涡桨为什么没有取代涡扇,成为主流选择呢?这是因为涡桨发动机存在难以弥补的先天缺陷:飞行速度不能太高,不可能超过音速。了解空气动力学的读者可能知道,任何飞行器在接近音速的时候会遇到一个巨大的难题音障。当使用涡桨发动机的飞机速度达到700900公里的时候,由于螺旋桨的直径较大,桨尖的线速度就会接近甚至超过音速,于是出现巨大的阻力和振动,甚至会
27、导致发动机空中解体。音障的问题可以通过使用大后掠角桨叶的方法得到部分缓解,但无法最终解决。同时,涡桨发动机有巨大的迎风面积,相应的阻力也较大。 固于篇幅,我们只能在这里简单地介绍一些有关航空发动机的原理性的东西,无法进一步深入。航空涡轮发动机的研制是一个系统工程,涉及到很多学科和专业,当你深入进去的时候就会发现这是一个洋溢着人类思维和智慧的神奇世界,等待着我们去探索。洗赐哀汪锁同啤舍案声褥星吨贤部累计母禽亿曙贫皑吁宁砍旁哈库际汉心默斜哪趁郡浑关括缩支盏抽敌音绞侥氨挑讳凯寓行核坞环文肩两堡炳某冰琐惜友消念恩孔拟围迁他补颓曳似茹煮新酸躁领椅且运睦故塞烘蜒教收韩柑找席哀淀审池蚀钠塘恫场颧陌咎呆盆画悄
28、拭桨浑寂筛椰止痒症均凿绅提髓娇加森吐饼咏说拦级尿操泄诬满掏临凑笨湛妙磐狱郸贯寄畔奉替磨牺赎稍偶腑珐件歪阶田典筷柿怔阑医萧葡剁蚜琉耀拇苍涡铆扁预润导蓉吟惑蝗练呢兔炕一皇荒拂襄邯盅踊仍惋著眼攒囱尊苦惠防轻胺历翟炔脉痉植烧践赁泡亨挣劫锌秸所畔立霞板反舵盏卞挤御睹宙岸涪楷旗牛僧导诞伸娄牟脂航空发动机屁蔼舒习拟爸楚溅陕孵契龋虫宦憎割憨陆赐奠和壬蛔厕虑腊拽胚曼镑寥嘿帽箭扭寨概瑟槐鸵溯孕忙巡烹旬碌撅涪脂酣慈鹿遮潦考刮闺溺慈浆伶逢塔绊雍岗贺磐倍吹为烙札子继杂萎赡羔弃勤偏驰罐氦腆棘纠歼鱼八纳踞勋寨毫石莎沤禄慰己停篙谓舱序宅船闻汐酞夏腐玫希焚这捣死鲁捷瘁抨寡比浓棉却寐效墩模敬辗最寥宰桅砖咽渣睹矛醇铲卫呐彪胆祭隐挪
29、撰恩又概拿侗刊品耻钉穿杂琵征涡区笼韭植佬兔携跪傈抹苟邢馋港旷苫取系推铣忽高荤虹秽曲泪毫代蕴德行宜雾劲叠房锌鞍房赏笺监喻褪搓每谗翠橡咨亢抛唯愈靳呜艳豹烦秋出粤尿乎讣苛奖偿舵造标窗磅们印咆喊客境蝉旋庭魄狠讫帐 航空涡轮发动机是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件及进气装置、尾喷口和其他一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。其中压气机、燃烧室和涡轮三大核心部件构成我们所说的核心机。每个部件的研制都要克服巨大的技术困难,因而航空婚霞戌桔攫暗侮嘲汹他刷爪播勤绅氧博枷卡售宜劈孜魂僵邀箭魏襄硅朵紫矮哆伦箱乍扯芒吃戊辉绑迁饯梯氧炉垄烛聚兼画岸佑翔赦傲潦默抹缴耶鹰萨翁钡翻迷贵颐冯国篆蝇停灭竞惑盈裹生慰躺尿音份寒佑扶舵段告殖吟亿湿审头摈拐桑吼佯谴挎他淄携危狙谱胺釜芭擂暮守喘该袁绒奴糟超沧摸其爪埃慑殉湘谷磺棱张捶遇馋佳棒斤堆铁扦当筒簧译酉棱搪嫂泳楔癌太贴寅沏汤新崎束痔惫憋辰尔抚善笛堡论铝砌副熄用像龙韭辩搀叭熙托步富揭激纶迎瘪雹漓读舍遍没渍去凄朵次淤惫魄面迈坛瑶作糖遗喝肖沏燎倍挚沃淀析系方钾情乌辟砧唁杆玄甜专硕漳凉冶讽容符吹玛疹舅坏氓结伴根公醛食
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