01航空燃气轮机结构设计概论.ppt

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1、,航空燃气涡轮发动机 结构设计,2006年3月,航空发动机结构设计,2,无人机母机系统研制,2006年3月,航空发动机结构设计,3,高空无人驾驶侦察机,2006年3月,航空发动机结构设计,4,涡喷-11B发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,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,

2、第一讲 航空发动机发展,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,10,1.涡轮螺旋桨发动机 （WJ）,2006年3月,航空发动机结构设计,11,1.涡轮螺旋桨发动机 （WJ）,安70超大型运输机,2006年3月,航空发动机结构设计,12,1.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。,2006年3月,航空发动机结构设计,1

3、3,1.涡轮螺旋桨发动机 （WJ）,2006年3月,航空发动机结构设计,14,1.涡轮螺旋桨发动机 （WJ）,涡轮螺桨发动机结构简图,2006年3月,航空发动机结构设计,15,2.涡轮轴发动机 （WZ）,Boeing AH-64D Apache Longbow,Sikorsky UH-60L Black Hawk,带有两级减速器；用于直升飞机上,2006年3月,航空发动机结构设计,16,2.涡轮轴发动机 （WZ）,2006年3月,航空发动机结构设计,17,2.涡轮轴发动机 （WZ）,慕尼黑涡轮联合公司/透博梅卡 /罗罗,MTR390,2006年3月,航空发动机结构设计,18,2.涡轮轴发动机

4、（WZ）,T-700 涡轴发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,19,2.涡轮轴发动机 （WZ）,2006年3月,航空发动机结构设计,20,2.涡轮轴发动机 （WZ）,2006年3月,航空发动机结构设计,21,2.涡轮轴发动机 （WZ）,2006年3月,航空发动机结构设计,22,3.地面用燃气轮机,油 田 灭 火 机,2006年3月,航空发动机结构设计,23,3.地面用燃气轮机,野 外 发 电 机,2006年3月,航空发动机结构设计,24,4. 涡轮喷气发动机-(WP),用于,歼六 强五,涡喷六（WP-6）发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,25,4. 涡轮喷气发动机-(WP),

5、2006年3月,航空发动机结构设计,26,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,27,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,28,4.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,2006年3月,航空发动机结构设计,29,4.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,2006年3月,航空发动机结构设计,30,4.涡轮喷气发动机燃烧室,作用、特点、构造,2006年3月,航空发动机结构设计,31,4.涡轮喷气发动机涡轮,作用： 燃气

6、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,2006年3月,航空发动机结构设计,32,4.涡轮喷气发动机涡轮,燃气在涡轮叶片中流动,2006年3月,航空发动机结构设计,33,4.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,2006年3月,航空发动机结构设计,34,4. 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。,2006年3月,航空发动机结构设计,35,4. 涡轮喷气发动机-(WP),发动机的推力

7、T T=G空气(W出口W进口)/g G空气: 每秒流进发动机的空气量，kg/s W出口: 尾喷管流出的燃气速度，m/s W进口: 流进发动机的空气速度，m/s,2006年3月,航空发动机结构设计,36,4. 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。,2006年3月,航空发动机结构设计,37,4. 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0.90 kg/kgf/h,2006年3月,航空发动机结构设计,38

8、,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,39,4. 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?,2006年3月,航空发动机结构设计,40,5.涡轮风扇发动机-(WS),2006年3月,航空发动机结构设计,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),2006年3月,航空发动机结构设计,42,涡轮风扇发动机,特征（续）

9、 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,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,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

10、、康维、斯贝、D-30。,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,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。,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,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

11、的改进,最大M数 由 2.22.4 最大航程 54% 加速到M=2的时间 1/3 爬升到12000m的时间 20%,2006年3月,航空发动机结构设计,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、T31600K 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-100F-15 (1974),2006年3月,航空发动机结构设计,50,第 3代战斗机的发动机,F100-PW-229 129.4 kN 推重比=8.0 F110-GE-129 129.1 kN 推重比=8.0 AL-31F(-31) 122.6 kN 推重比=8.0,20

12、06年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,53,X-35矢量喷口,2006年3月,航空发动机结构设计,54,F119,矢量喷管,2006年3月,航空发动机结构设计,55,矢量喷口,2006年3月,航空发动机结构设计,56,苏37的超机动飞行,2006年3月,航空发动机结构设计,57,苏27的眼镜蛇机动飞行,2006年3月,航空发动机结构设计,58,苏3

13、7的钟状机动飞行,2006年3月,航空发动机结构设计,59,F-22用发动机F119-PW-100,总压比 35 涵道比 0.2 涡轮前燃气温度 18501950 K 3+6_1+1 反向转动的双转子 推力 157.5 kN 推重比 10.0,2006年3月,航空发动机结构设计,60,F119 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,2006年3月,航空发动机结构设计,61,第 3.5代战斗机,EF2000,Rafale“阵风”,2006年3月,航空发动机结构设计,62,第3.5代战斗

14、机的发动机 (1),EJ200 推力88.3 kN 推重比=10.0,2006年3月,航空发动机结构设计,63,第3.5代战斗机的发动机 (2),M88-2 推力75 kN 推重比=8.5,2006年3月,航空发动机结构设计,64,联合攻击机JSF,2006年3月,航空发动机结构设计,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 23 t 空军用 STOVL短距起飞垂直降落型 23 t 海军陆战队、英海军用 CV即舰载型 海军用 较前二者重,2006年3月,航空发动机结构设计,66,联合攻击机 JSF,2010年服役 将与F-22成为美国主力战

15、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,2006年3月,航空发动机结构设计,67,联合攻击机 JSF,JSF 洛克西德公司方案,2006年3月,航空发动机结构设计,68,JSF 波音公司方案,联合攻击机 JSF,2006年3月,航空发动机结构设计,69,联合攻击机 JSF,F-35 2001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-35,2006年3月,航空发动机结构设计,70,动力装置之一- 洛克西德公司,2006年3月,航空发动机结构设计,71,联合攻击机 JSF,2006年3月,航空发动机结构设计,72,动力

16、装置之二-波音公司,2006年3月,航空发动机结构设计,73,大涵道比涡扇发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,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1/3,2006年3月,航空发动机结构设计,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,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18

17、000-22000 kg 耗油率比小涡扇低1/3,高涵道比涡扇发动机特点,起飞推力大 耗油率低 噪声低,2006年3月,航空发动机结构设计,78,第一代宽体客机,B747 1970年,L1011 (1972),DC-10 (1971),2006年3月,航空发动机结构设计,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, A3XX B747-500X、 B717、A318、湾流,2006年3月,航空发动机结构设计,80,波音777双发客机,2006年3月,航空发动机结构设计,81,波音777双

18、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370450 kN 当时最大推力约为275 kN 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,2006年3月,航空发动机结构设计,82,用于B777的三种发动机,普惠 PW GE90 Trent 4084 4098 -75B -92B -884 -8104 推力 kN 338 453 351 421 402 481 涵道比 6.5 5.9 8.4 8.4 5.9 5.4 总压比 36.0 42.0

19、39.3 42.0 38.8 45 风扇直径 m 2.844 3.124 2.794 耗油率 0.566 0.572 0.560 0.575 取证时间 94.4 98.3 94.11 96.5 95.1 00.2,2006年3月,航空发动机结构设计,83,两种巨型客机,载客量(三级布置) 多于500人 航程 1400016000 km 起飞重量 大于 500 吨 机身长 7086 m B747-500X、B747-600X A380-100、A380-200,两种巨型客机,对发动机的要求 推力 340 kN级 DOC 比B747-400低10%23% Trent 900(400 kN) GP7

20、267/7275/7167,2006年3月,航空发动机结构设计,85,俄罗斯的巨型客机- “俄罗斯之翼”KP-860,载客 860人 航程 1200015000km 起飞总重 620650 吨 翼展 88 m 机身长 80 m,2006年3月,航空发动机结构设计,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,2006年3月,航空发动机结构设计,87,高涵道比涡扇发动机,2001年11月19月 GE-90推力达到 535 kN,2006年3月,航空发动机结构设计,88,航空发动机发展特点,对产品的设计要求 适用性、可靠性、

21、维修性 经济性、耐久性,2006年3月,航空发动机结构设计,89,航空发动机发展特点,费用高、风险大 多公司合作研制 采用高的循环参数 留有较大的温度裕度 二种发展方式：全新设计 改进衍生 广泛采用先进技术 采用并行或同期工程,2006年3月,航空发动机结构设计,90,航空发动机发展特点,进行广泛、苛刻的试验 元器件： 叶栅吹风、材料性能、强度、振动 部件： 性能调试、强度、振动.（缩尺、全尺寸，模拟、真实条件） 整机： 地面条件（性能、耐久性），高空台中模拟高空高速条件，飞行试验台, 飞机 环境： 吞水、吞烟、吞冰雹、吞鸟.,2006年3月,航空发动机结构设计,91,进行广泛、苛刻的试验,吞

22、水试验 吞水量为空气流量的4%,2006年3月,航空发动机结构设计,92,进行广泛、苛刻的试验,吞冰雹试验 吞冰雹量 每分钟大于1000公斤（GE90）,2006年3月,航空发动机结构设计,93,进行广泛、苛刻的试验,吞鸟试验 中鸟：41.5 lb (4 2.5 lb) B777,2006年3月,航空发动机结构设计,94,进行广泛、苛刻的试验,吞鸟试验 大鸟：4 磅（对于B777则为 8磅）,2006年3月,航空发动机结构设计,95,进行广泛、苛刻的试验,风扇叶片甩出试验 也称包容性试验 是最危险、最费钱的试验,2006年3月,航空发动机结构设计,96,发动机研制程序,三大部件(压气机、燃烧室、涡轮) 核心机(高压) 核心机 + 低压部件 (风扇、低压涡轮、加力燃烧室) 验证机(技术、型号) 原型机 调试(地面、高空台试车，飞行试验) 达标，批准后批生产 改进改型,2006年3月,航空发动机结构设计,97,结 束 语,航空发动机发展迅猛 性能更好的新型机种不断出现 希望同学们在学习期间，加强基础理论、掌握专业知识 关心国内、外航空事业的发展动态 为今后的工作，打下良好的基础。,