航空燃气轮机结构设计概论

航空燃气轮机结构设计概论第1页/共98页2006年3月2无人机母机系统研制第2页/共98页2006年3月3高空无人驾驶侦察机第3页/共98页2006年3月4涡喷-11B发动机第4页/共98页2006年3月5航空燃气涡轮发动机结构目的:了解和掌握发动机结构设计的基本原则分析方法存在的主要矛盾各种解决措施第5页/共98页2006年3月6航空燃气涡轮发动机结构特点:涉及面广系统性不强工程性强不断发展第6页/共98页2006年3月7航空燃气涡轮发动机结构要求:学会读图分析方法多看实物掌握各部件的设计特点第7页/共98页第一讲

航空发动机发展第8页/共98页2006年3月9一、航空燃气涡轮发动机分类涡轮螺桨发动机涡轮轴发动机地面燃气轮机涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机第9页/共98页2006年3月101.涡轮螺旋桨发动机（WJ）第10页/共98页2006年3月111.涡轮螺旋桨发动机（WJ）安－70超大型运输机第11页/共98页2006年3月121.涡轮螺旋桨发动机（WJ）特征：不直接产生推力，通过减速器带动螺旋桨；螺桨转速不变，桨角变化，得到不同推力；发动机在高亚音飞行时，热力效率高；用于低速运输机及轻型飞机。第12页/共98页2006年3月131.涡轮螺旋桨发动机（WJ）第13页/共98页2006年3月141.涡轮螺旋桨发动机（WJ）涡轮螺桨发动机结构简图第14页/共98页2006年3月152.涡轮轴发动机（WZ）BoeingAH-64DApacheLongbow

SikorskyUH-60LBlackHawk带有两级减速器；用于直升飞机上第15页/共98页2006年3月162.涡轮轴发动机（WZ）第16页/共98页2006年3月172.涡轮轴发动机（WZ）慕尼黑涡轮联合公司/透博梅卡/罗罗MTR390第17页/共98页2006年3月182.涡轮轴发动机（WZ）T-700涡轴发动机第18页/共98页2006年3月192.涡轮轴发动机（WZ）第19页/共98页2006年3月202.涡轮轴发动机（WZ）第20页/共98页2006年3月212.涡轮轴发动机（WZ）第21页/共98页2006年3月223.地面用燃气轮机油田灭火机第22页/共98页2006年3月233.地面用燃气轮机野外发电机第23页/共98页2006年3月244.涡轮喷气发动机-(WP)用于歼六强五涡喷六（WP-6）发动机第24页/共98页2006年3月254.涡轮喷气发动机-(WP)第25页/共98页2006年3月264.涡轮喷气发动机-(WP)第26页/共98页2006年3月274.涡轮喷气发动机-(WP)第27页/共98页2006年3月284.涡轮喷气发动机—进气道

作用、结构、工作特点防止外物打伤；防冰第28页/共98页2006年3月294.涡轮喷气发动机—压气机作用:提高进入燃烧室的空气压力重要参数:增压比(P出口/P进口)影响发动机性能好坏的一个主要参数第29页/共98页2006年3月304.涡轮喷气发动机—燃烧室作用、特点、构造第30页/共98页2006年3月314.涡轮喷气发动机—涡轮作用：燃气膨胀作功驱动压气机组成：静子转子特点：高温、高转速涡轮前燃气温度—影响发动机性能好坏的一个重要参数第31页/共98页2006年3月324.涡轮喷气发动机—涡轮燃气在涡轮叶片中流动第32页/共98页2006年3月334.涡轮喷气发动机—尾喷管作用：燃气膨胀以高速(550-600米/秒)喷出第33页/共98页2006年3月344.涡轮喷气发动机-(WP)气流在发动机进、出口的变化进气速度为零，排气速度大增根据牛顿第三定律，这股流过发动机的气流产生发动机的推力。第34页/共98页2006年3月354.涡轮喷气发动机-(WP)发动机的推力T

T=G空气×(W出口－W进口)/gG空气:每秒流进发动机的空气量，kg/sW出口:尾喷管流出的燃气速度，m/sW进口:流进发动机的空气速度，m/s第35页/共98页2006年3月364.涡轮喷气发动机-(WP)加力燃烧室装在涡轮后，短期供入燃油燃烧,使排气温度、速度增加，增加发动机推力。第36页/共98页2006年3月374.涡轮喷气发动机-(WP)经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出，能量量损失大，因此经济性差。特别在开加力时，经济性更差。耗油率SFC涡轮喷气发动机耗油率大，约0.90kg/kgf/h第37页/共98页2006年3月384.涡轮喷气发动机-(WP)第38页/共98页2006年3月394.涡轮喷气发动机-(WP)在航空发展史中占有重要地位但存在着较大的缺点能否发展一种既能产生大的推力，经济性又好的发动机?第39页/共98页2006年3月405.涡轮风扇发动机-(WS)第40页/共98页2006年3月41涡轮风扇发动机特征：将涡轮出来的燃气再流入一个涡轮，在涡轮中膨胀作功，向前驱动一个直径比原有压气机大的风扇(结构同于压气机)风扇出来的空气一部分流入压气机(称内涵)，一部分由压气机外部流过(称外涵)第41页/共98页2006年3月42涡轮风扇发动机特征（续）由尾喷管喷出的燃气速度低了，内涵推力小了外涵气流也产生推力推力大了，排出的能量小了耗油率低了，比涡喷约低1/3涡扇发动机推力=内涵推力+外涵推力

>涡喷发动机推力第42页/共98页2006年3月43波音－707飞机性能的变化起飞滑跑距离减少29.4%最大航程增加27.6%爬升率提高110%最大巡航速度提高8.2%用JT3D涡扇换装JT3C涡喷第43页/共98页2006年3月44涡轮风扇发动机60年代初期研制成功后，很快被民航客机广泛采用飞机波音707、波音727、波音737、三叉戟、快帆，伊尔62、图154、DC-9发动机JT3D、JT8D、康维、斯贝、D-30。第44页/共98页2006年3月45涡轮风扇发动机循环参数总压比涡轮前燃气温度涵道比第45页/共98页2006年3月46涡轮风扇发动机－军用特征在高性能战斗机上的应用要求：迎风面积小，推重比大发展先进的核心机，采用小涵道比，再装上加力燃烧室。第46页/共98页2006年3月47加力式涡轮风扇发动机

起飞推力大加力比(加力推力/不加力推力)大巡航耗油率低减少迎风面积适合战斗机第47页/共98页2006年3月48加力式涡轮风扇发动机扇发动机F-4“鬼怪”式战斗机用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后飞机性能的改进最大M数由2.2→2.4最大航程↑54%加速到M=2的时间↓1/3爬升到12000m的时间↓20%第48页/共98页2006年3月49加力式涡轮风扇发动机60年代后期采用高循环参数总压比≈25、T3≈1600K发展高性能核心机研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一级8的发动机F100-PW-100→F-15(1974)第49页/共98页2006年3月50第3代战斗机的发动机F100-PW-229129.4kN

推重比=8.0F110-GE-129129.1kN

推重比=8.0AL-31F(АЛ-31Ф)122.6kN

推重比=8.0第50页/共98页2006年3月51第4代战斗机的特点高的敏捷性好的隐身性短距起飞着陆能力超声速巡航能力第51页/共98页2006年3月52

四代机对发动机的要求推重比大于10.0不开加力的最大推力即中间推力要大采用矢量喷管第52页/共98页2006年3月53X-35矢量喷口第53页/共98页2006年3月54F119矢量喷管第54页/共98页2006年3月55矢量喷口第55页/共98页2006年3月56苏－37的超机动飞行第56页/共98页2006年3月57苏－27的眼镜蛇机动飞行第57页/共98页2006年3月58苏－37的钟状机动飞行第58页/共98页2006年3月59F-22用发动机－F119-PW-100

总压比35涵道比~0.2涡轮前燃气温度~1850~1950K3+6___1+1反向转动的双转子推力157.5kN推重比10.0第59页/共98页2006年3月60F119与F100比较级数17---11少6级零件数少40%中间推力大47%

可使战斗机超声速巡航巡航耗油率低11%

可靠性、维修性好第60页/共98页2006年3月61第3.5代战斗机EF2000Rafale“阵风”第61页/共98页2006年3月62第3.5代战斗机的发动机(1)EJ200推力＝88.3kN推重比=10.0第62页/共98页2006年3月63第3.5代战斗机的发动机(2)M88-2推力＝75kN推重比=8.5第63页/共98页2006年3月64联合攻击机－JSF第64页/共98页2006年3月65联合攻击机JSF一机三型一条生产线完成三型飞机生产 一机三型

CTOL型常规起降23t空军用

STOVL短距起飞垂直降落型23t

海军陆战队、英海军用

CV即舰载型海军用较前二者重第65页/共98页2006年3月66

联合攻击机JSF~2010年服役将与F-22成为美国主力战斗机投资约160亿美元计划生产3000架供英海军60架、英空军200架第66页/共98页2006年3月67

联合攻击机JSFJSF洛克西德公司方案第67页/共98页2006年3月68JSF波音公司方案

联合攻击机JSF第68页/共98页2006年3月69

联合攻击机JSFF-352001年10月26日美空军宣布洛克希德.马丁的

X-35方案为JSF的中标机型并命名为F-35第69页/共98页2006年3月70动力装置之一--洛克西德公司第70页/共98页2006年3月71联合攻击机JSF第71页/共98页2006年3月72动力装置之二---波音公司第72页/共98页2006年3月73大涵道比涡扇发动机第73页/共98页2006年3月74大涵道比涡扇发动机60年代美国军方提出战略远程大型运输机起飞总重约350吨、航程约12000公里要求发动机推力≈20000kgf耗油率比中小涵道涡扇发动机低1/3第74页/共98页2006年3月75高涵道比涡扇发动机采用大风扇(高涵道比)增加低压涡轮级数增加高压涡轮后的燃气能量高总压比、高涡轮前燃气温度采用先进技术第75页/共98页

高涵道比涡扇发动机

采用三高指标高涵道比5.0-8.0高总压比25-30高涡轮前燃气温度1600-1650k推力18000-22000kg耗油率比小涡扇低1/3第76页/共98页

高涵道比涡扇发动机特点起飞推力大耗油率低噪声低第77页/共98页2006年3月78第一代宽体客机

B7471970年L1011(1972)DC-10(1971)第78页/共98页2006年3月79

高涵道比涡扇发动机已在现代民机上广泛采用A300、A310、A320、A330、A340,B737、B747、B757、B767、B777,A3XXB747-500X、B717、A318、湾流Ⅴ第79页/共98页2006年3月80波音777双发客机第80页/共98页2006年3月81波音777双发客机波音777大型双发客机1990年提出，1995年6月投入营运对发动机的要求特大的推力：飞机起飞总重大于280吨要求单台发动机推力大于370～450kN当时最大推力约为275kN特高的可靠性：双发客机航行任何航线即要求投入航线营运之初获得180分钟ETOPOS的批准第81页/共98页2006年3月82用于B777的三种发动机

普惠PWGE90Trent40844098-75B-92B-884-8104推力kN338453351421402481涵道比6.55.9

8.48.45.95.4总压比36.0

42.0

39.342.038.845风扇直径m2.8443.1242.794耗油率0.5660.572

0.5600.575取证时间94.498.394.1196.595.100.2第82页/共98页2006年3月83两种巨型客机

载客量(三级布置)多于500人航程14000～16000km

起飞重量大于500吨机身长70～86m

B747-500X、B747-600XA380-100、A380-200第83页/共98页

两种巨型客机

对发动机的要求推力340kN级DOC比B747-400低10%～23%Trent900(～400kN)GP7267/7275/7167

第84页/共98页2006年3月85俄罗斯的巨型客机--

“俄罗斯之翼”KP-860载客860人

航程12000～15000km起飞总重620～650吨翼展88m机身长80m第85页/共98页2006年3月86俄罗斯的巨型运输机

安-225

起飞重量600吨载重量250吨装有六台PS-90高涵道比涡轮风扇发动机第86页/共98页2006年3月87高涵道比涡扇发动机2001年11月19月GE-90推力达到

535kN第87页/共98页2006年3月88航空发动机发展特点对产品的设计要求适用性、可靠性、维修性经济性、耐久性第88页/共98页2006年3月89航空发动机发展