发动机结构总体设计作业

《现代航空燃气轮发动机总体设计》

期末考试答卷

院系能源与动力工程学院学号姓名成绩

1.简述中冷回热发动机具有较高的热效率的基本工作原理以及制约

其发展的主要因素。

中冷回热涡扇航空发动机的循环系统相对传统发动机而言，在其中增加了中冷器与回热

器两个部分，在工作时当涡扇发动机里面的空气经过中压压气机的压缩之后，然后经过中冷

器与外涵中的空气进行热交换，使得涡扇里面的空气温度降低，在其温度降低之后进入到高

压压气机中。中冷器在这一过程中降低了高压压气机进气口的温度，从而减少了高压压气机

在这一过程中的功率，以此同时也增大了回热器中的空气与燃气之间的温度差异，这样对于

提高回热的功率有很大的帮助。内涵中的空气在温度降低后经过高压压气机的出口与低压涡

轮的出口的气流进行热交换，从而有效的利用了涡轮出口处的燃气余量使得进入燃烧室内的

空气温度升高，这样在涡轮温度不变的情况下，可以减少供油室的燃油消耗，从而提高了发

动机的热效率，使发动机的功率也提高。

但与此同时，将回热器引入燃气涡轮发动机也面临着以下问题：在大推力下，较大发动

机的收益很小、费用增加、质量增大、复杂性增加；承受热负荷的回热器耐久机械性能差；较高的燃烧室进口温度可能增加NO x的排放量。

2.简述基于核心机派生技术的发动机推力范围受限的主要技术原因。

在成熟的发动机基础上增大推力可以采用以下技术途径：

(1)增加发动机空气流量；

(2)增大发动机单位推力。

为了增加发动机空气流量，可以直接增加风扇流量或者提高风扇增压比，即采用更大功

率的风扇来实现；所以，为了在基本发动机基础上增大推力，在发动机设计中应事先考虑相

应的能力储备。其中最重要的是工作转速、流通能力和叶轮机功率的储备。因此，在基本发

动机的核心机中也要有相应的储备。这种能力储备会导致基本发动机结构尺寸偏大，即其重

量和尺寸与最佳技术方案相比都有增加，但是，由于降低了研制开发的总费用而从系列发展

中得到了补偿。为了提高涡扇发动机设计状态的增压比，可以提高低压压气机和／或高压压

气机的增压比。为此，在大涵道比涡扇发动机中，增压压气机获得了广泛应用。因此，在核

心机结构设计中也必须事先考虑具有传输大功率和大扭矩的低压轴穿过。

增大发动机单位推力的最有效途径是增大核心机的循环功。可以通过增加内涵空气流量，并同时提高压气机增压比和涡轮前燃气温度，以及提高有效工作效率(提高部件效率、减少

漏气等)的办法来实现。

压气机前增加零级压气机级来提高发动机增压比，最大的问题在于基本核心机的设计参

数会受到干扰。高压压气机压缩功的增加必然导致涡轮前最高燃气温度和／或高压涡轮膨胀

比的增加。因此，事先考虑到核心机压气机物理及换算转速的储备可以减低对增压压气机增

压比的要求，并缓和与此有关的其他矛盾。

由于使用要求不同，大涵道比涡扇发动机(亚声速飞机用)与小涵道比加力涡扇发动机(超声速机动飞机用)的发展途径是不同的。在保持核心机结构不变时，大涵道比涡扇发动机

增大推力的技术途径实际上受到增大增压比和涵道比的限制。不仅单位推力不增加，而且，在超过最佳参数后增压比和涵道比的增大会导致发动机经济性下降。所以，在增大增压比和涵道比的同时，由于不能大幅度提高涡轮前燃气温度，因此，大涵道比涡扇发动机的推力增大是非常有限的。而小涵道比加力涡扇发动机增大推力，在保持核心机结构不变时，增加空气流量的同时还可以改变循环参数，即提高涡轮前燃气温度。

核心机基础上发动机派生发展的主要途径在核心机基础上派生发展系列发动机，原则上有两条主要的技术途径，一是保持压气机设计换算转速不变，二是保持最高燃气温度不变。

保持压气机设计换算转速不变在保持压气机设计换算转速不变的情况下，通过改变低压压气机增压比来增大(减小)发动机增压比，必然导致涡轮前燃气温度随核心机进口温度的增加(减小)而增加(减小)。因此，在巡航推力与起飞推力比值不变的条件下，当风扇增压比一定时，随着涡轮前燃气温度的增加，最佳涵道比增大；在增压比和涵道比同时增加的情况下，总空气流量增大，推力也随之增大。此时耗油率因有效效率的提高而有所降低。因此，为了保证发动机系列发展的需求，不仅要求核心机有相应的燃气温度储备，还需要有相应的核心机转速储备，以及具有传输大功率和大扭矩的低压轴穿过的几何储备。当减小总增压比时，情况与上述的分析结果相反亦即当推力减小时，与基本发动机的情况相比，核心机的强度将出现过剩现象。在一定范围内，具有最大起飞推力的涡扇发动机基本上有最高的工作参数，并相应地有较好的经济性和较高的推重比。与此相比，最小起飞推力的发动机的巡航经济性可以恶化15 ～2O ，而其推重比可恶化1．4～1．8倍。

保持最高燃气温度不变在这种情况下，高压压气机特性图上的工作点位置取决于最大状态下的转速和功率消耗，也即随着风扇增压比的增加(减少)，工作点将沿着核心机工作线向下(上)移动。与基本发动机相比，风扇增压比的增加将导致循环功的减小，从而，发动机推力减小，这是由于在一定的风扇增压比下，最佳涵道比减小了。因此，需要预先考虑核心机派生发展中比基本发动机推力更大的发展情况，即需要考虑压气机特性的换算流量储备。从而带来基本发动机中压气机的空气流量过剩。

从实际核心机的派生发展分析表明，应用中既采用第一种方法，又采用第二种方法，也就是说，在核心机及基本发动机研制中，既要有燃气温度和转速的储备，又要有高压压气机性能的储备。实践表明，在核心机基础上派生发展的大道比涡扇发动机，其发动机起飞推力可以在2倍增长的范围内保持良好的经济性。在此范围内，近2／3是通过改变最大起飞状态下涡轮风扇组合的尺寸和功率来保证的，而近1／3是对应于节流改型。因此，以一个多用途核心机为基础，实现涡扇发动机推力的2倍变化从技术经济观点看是正确的，尽管其中的一部分发动机(较小推力)的经济性、外廓尺寸和重量特性较差。需要指出的是，由于在系列核心机中，较大推力的发动机具有相对较高的热力参数，因此，这种技术措施丝毫没有降低涡扇发动机研制的技术难度。

对涵道比不大的加力涡扇发动机来说，在核心机或者基本发动机基础上进行系列化发展的有效方法，是在与基本发动机外廓尺寸限制和互换性要求相同的条件下增大发动机推力的改型研制。其主要目标是在总空气流量增大时保持发动机流道的横向尺寸不变，这时，在带有气流掺混装置的涡扇发动机中将遇到由核心机参数、风扇增压比和涵道比之间的相互影响而引起的压力平衡问题。因此，在发动机总空气流量增大时，往往要利用核心机的储备能力来解决压力平衡问题。但是，由于核心机的储备能力有限，在不对核心机进行适应性修改的前提下，发动机推力的增长是有限的。

3.简述变循环发动机发展的必要性。

传统航空涡轮发动机的热力循环特性是固定不变的．一种发动机只能在一种模式下工作．并且仅在有限的飞行范围内具有最好的性能。先进的变循环发动机(Variable Cycle

Engine,VCE)则不同，它是一种多设计点发动机．通过改变一些部件的几何形状、尺寸或位置，来调节其热力循环参数( 如增压比、涡轮进口温度、空气流量和涵道比) ．改变发动机循环工作模式(高推力或低油耗) 使发动机在各种飞行情况下部能工作在最佳状态。与此同时，变循环发动机能以多种模式( 包括涡轮模式、涡轮风鹚模式和冲压模式等)工作．因而在亚声速．跨声速、超声速和高超声速飞行状态都具有良好的性能．，在涡喷／涡扇发动机领域．VCE研究的重点是改变涵道比．如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机的性能．以增大推力；在起飞和亚声速飞行时．加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声。

在未来陆、海、空、天、电多维力量和多维战场的信息化战争中，配装先进动力系统的航空武器装是一个重要环节．是夺取制空权和决定战争胜负的决定性因素之一。VCE概念的提念以追溯到20纪60年代．随着涡轮风扇发动机的问世，它优越的亚音速性能、高的推进效率，使得发动机设计师不断地追求更大涵道比的发动机。在超音速飞行状态，由于大涵道比的涡扇发动机耗油率明显高于等推力级的小涵道比涡扇发动机，因此限制了超音速飞机发动机涵道比的进一步增加，为了使航空发动机在亚音速和超音速状态下都具有较好的性能，国外航空发动机科学家提出了变几何和VCE思想。VCE的优点就是在宽广的飞行包线内，都能保持很好的效率和较低的耗油率，可以看作将亚音速性能很好的大涵道比涡扇与超音速性能很好的小涵道比涡扇、涡喷取各自优点．结合成一台发动机。实践证明，VCE技术以其内在的性能优势，能够满足强大的军事需求，并显示出巨大的应用发展潜力，已经受到各航空强国的重视，是目前航空动力主流的研究方向。

特别在先进战斗机研究方面，自20世纪60年代以来，战斗机一方面朝着多用途方向发展；另一方面，飞机的飞行包线不断扩大．特别是在20世纪80年代后，人们更重视飞机机体／推进系统一体化设计。由于VCE在满足上述指标方面的优势尤为明显，于是，对军用战斗机用的VCE研究逐步开展起来。在航空发动机的百年发展历程中，航空发达国家持续研究新型动力装置以满足先进飞机的需要，由此先进VCE技术应运而生。VCE是正在研究发展中的五代机的重要动力特征。VCE技术成功解决了战机对单位推力和低耗油率之间的矛盾，能够在同一台发动机上实现涡喷工作模式和涡扇工作模式，使发动机在超声速和亚声速飞行时都有优良特性。与涡喷、涡扇发动机相比，变循环发动机柱超声速和亚声速混合飞行任务中综合性能优势明显。高单位面积推力的涡喷循环模式工作，以满足飞行器高速、高机动性飞行；低耗油率的涡扇循环模式工作，以满足长时间续航续且对飞行速度无严格要求。因此具有广阔的军事需求，对军机或民机都是非常有价值。VCE被誉为未来飞行器的最佳动力装置之一。

鉴于VCE优异的技术特性、强大的的军事需求和实际应用的重要性，我们应高度重视这项新技术的探索研究。通过分析国外在VCE领域的研究成果，借鉴国外的成功经验，结合国内已有的研究基础，制定顶层研究方案．突破VCE工作原理、结构设汁、建模和计算、关键技术(核心机驱功风扇级、变面积涵道引射器、可调涡轮导向器和自适应控制技术等) ，探索VCE研究的零部件和整机试验条件和技术要求条件，掌握其试验方法，为VCE的验证机与工程研制提供技术储备与支持，最终实现我国先进航空动力的跨越式发展。

4.简述F120双外涵变循环发动机的工作模式、转换及技术特征。

F120基本结构是：1台带对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动2级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含1 级CDFS）；2个单级涡轮对转；CDFS与压气机相连，其功能恰似1个风扇的后面级；控制系统为3余度多变量FADEC。

工作模式：

在起飞和亚声速巡航的低功率状态下, 发动机以双涵道(涡扇)模式工作(如图4.1上半

部所示)。此时发动机具有高的推进效率、低的燃油消耗和噪声。在该工作模式下, 通过提高高、低压转子转速和打开前、后VABI, 使前部分风扇能通过最大流量的气流。此时, 关小CDFS可调叶片角度, 以减小核心机气流流量, 使发动机具有最大涵道比。而内涵道不能容纳由转子转速不匹配带来的所有气流, 额外的气流则通过前VABI被输送到外涵道中。同时,模式转换阀门也被阀门前、后压差打开, 使更多的空气进入外涵道, 从旁路流过核心机, 也保证了风扇具有大的喘振裕度。发动机的后VABI处于打开状态, 除了少量气流用于冷却加力筒体和尾喷管内衬外, 更多的外涵空气引射进入主排气流中, 以进一步提高发动机推力。

图4.1

在爬升、加速和超声速飞行的高功率状态下, 发动机以单涵道(涡喷)模式工作(如图下半部所示)。此时, 发动机具有最大单位推力。在该模式下, 前、后VABI均处于关小状态。后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前、后保持正的风扇冷却气流压差。当前、后VABI关小时,外涵道内的压力增大, 直到超过第2级风扇出口压力, 在反压作用下, 风扇后的模态选择活门关闭, 促使空气进入到核心机内;仅有少量空气从CDFS后引出, 进入外涵道, 供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。

转换及技术特征：

VCE方案的模式转换机构主要包括:第2级风扇后的模式转换阀门CDFS, 紧接着CDFS后面的前可调面积涵道引射器(前VABI)和外涵道出口处的后可调面积涵道引射器(后VABI)。

模式转换阀门用来确定发动机是以涡喷模式工作或以涡扇模式工作,采用了1个被动控阀。前VABI是1个能够改变核心涵道和外涵道气流流量的阀门, 可进行内转子引气, 从而控制前风扇段失速裕度。后VABI是1个能够改变外涵道气流马赫数的阀门, 用以保持在外涵道气流与核心气流掺混时产生的静压平衡;在一定程度上, 还可独立于核心机系统来控制风扇统。

由发动机的工作原理可知, 其循环模式转换, 通过各变循环特征的控制, 配合发动机其他各调节机构共同完成。调节机构包括高、低压进口导向叶片以及低压涡轮导向器、尾喷管等。下面着重对该发动机的各变循环特征的方案进行简要说明。

模式转换阀门位于前部分风扇后的外涵道入口处, 如图4.2所示。初步采用了1 种被动控制方案。阀门由一系列固定在外机匣内壁的圆周分布的铰接门组成, 这些门在枢轴上向外旋转到打开位置, 以在风扇和风扇涵道之间建立流动联系, 或向内旋转到关闭位置, 以阻止流动联系。该阀门的开关控制可通过阀门后的弹簧以及第2级风扇后和外涵道之间的压差来共同完成。

图4.2

前VABI位于CDFS与核心机之间的外涵道入口处(图4.2), 是1个控制后风扇段进入核心机空气流量的阀门。该阀门可进行内转子引气, 从而控制前风扇段失速裕度。该阀门初步设计方案是采用1个带控制臂的线性执行机构。主阀门采用1个整体圆筒结构, 再沿周向均匀设置4个液压作动筒, 由液压作动筒的伸缩臂拉动圆筒进行轴向伸缩运动, 从而实现该通道的打开和关闭。

后VABI位于外涵道出口处, 位置如图4.3所示。这是1个能够改变涵道气流马赫数的阀门, 用以保持在外涵道气流与核心气流掺混时产生的静压平衡。初步设计方案中同样采用了带控制臂的线性执行机构, 类似于排气喷管的结构。由作动筒、作动环以及各个调节片、拉杆等机构组成。调节片与外涵道内机匣、调节片与拉杆、拉杆与作动环、作动环与作动筒伸缩臂之间均通过枢轴进行铰接。这样, 通过作动筒伸缩臂的伸缩带动作动环轴向运动, 再由作动环带动各拉杆拉动各调节片, 使调节片绕着与机匣间的枢轴旋转, 从而实现调节片

的收扩运动, 最终完成外涵出口面积调节。

图4.3

5.简述三外涵变循环发动机的结构形式、转换特征、技术特征以及

性能潜力。

结构形式：三外涵变循环发动机是在双外涵发动机的核心机和低压压缩系统基础上，增加可以开合的第三外涵，其结构如图5.1所示。三外涵变循环发动机风扇分为前、后风扇，每个风扇有自己的外涵道，以便更好地控制更宽广的工作范围内的气流。前风扇外涵出口的前调节阀门可以调节内涵和第三外涵空气流量以控制发动机涵道比，同时也能提高发动机的流通能力以降低溢流阻力。后风扇外涵出口的中调节阀门可以调节前涵道空气流量以控制发动机涵道比。核心及驱动风扇级（CDFS）外涵出口的前变面积涵道引射器（RV-ABI）用于改变涵道气流马赫数，调节后涵道气流与低压涡轮出口气流掺混是的静压平衡。喷管进口处的后调节阀门可以调节第三外涵气流与加力燃烧室出口气流掺混时的静压平衡。前风扇与后风扇连接在一起，由低压涡轮驱动；CDFS与压气机连在一起，由高压窝轮驱动。这样的布局可以

平衡高、低压涡轮之间的功载荷，允许未完全发挥作用的高压转子作更多的功。

图5.1

转换和技术特征：

核心机驱动风扇级（CDFS）进口导流叶片角度（IGV）可以调节内涵流量，控制发动机涵道比。当其他可调机构保持不变的情况下，随着CDFSIGV的调大，前涵道比减小，后涵道比增大，CDFS涵道比增大，总涵道比减小，发动机推力增大，耗油率增大。这主要是因为前后风扇在同一低压轴上，前后风扇采用相同的特性，前风扇增压比大于后风扇增压比，使得第三外涵空气流量减小，即前涵道比减小；前涵道比的减小使得后风扇进口空气流量增大，后风扇进口空气流量增大程度大于CDFS进口空气流量，导致后风扇涵道比增大；发动机内涵流量增加的同时，核心机涵道容纳的流量有限，故CDFS涵道比不断增大；CDFSIGV 的调大使得核心机流量增大，外涵流量减小，使得发动机总涵道比减小，同时，CDFS压气机需要的功增加，在保持髙压转子相对物理转速不变的条件下，CDFS和压气机的抽吸能力增强，燃烧室燃油流量增加，燃烧室出口燃气温度升高，从而使得发动机推力增大，耗油率增加。

前变面积涵道引射器（FVABI）可以改变核心涵道气流流量来控制涵道比。保持髙压转子相对物理转速不变，当其他可调机构保持不变的情况下，随着FVABI出口面积的开大，前风扇涵道比增大，后风扇涵道比减小CDFS涵道比增大，总涵道比增大，发动机推力力和耗油率减小。这主要是因为FVABI出口面积的开大，使得CDFS涵道比增大；基于连续方程可知混合室内涵进口静压升高，前混合室内外涵静压重新匹配，因此后风扇外涵出口流量减小，即后风扇涵道比减小；后风扇进口空气流量的减小使得前风扇外涵出口空气流量增大，即前涵道比增大。同时，随着出口面积的开大，核心涵道空气流量增大，使得压气机进口空气流量减小，压气机功减小，参与做功的空气流量减小，燃烧室燃油流量减小，因此发动机推力和耗油率减小。

后变面积涵道引射器（RVABI）可以改变涵道气流马赫数和控制后涵道空气流量。保持高压转子相对物理转速不变，当其他可调机构保持不变的情况下，随着RVABI出口面积的开大，前涵道比增大，后涵道比减小，CDFS涵道比减小，总涵道比增大，发动机推力减小，耗油率增大。这主要是因为RVABI出口面积的开大，使得外涵空气流量增大，核心机节进口空气流量减小，总涵道比增大，压气机减小，燃烧室燃油流量减小，出口燃气温度降低，因此发动机推力减小；由于RVABI出口面积开大，燃油流量降低的程度响应慢一些，最直接的影响是总涵道比的增大，燃油流量降低程度慢于推力降低的程度，使得发动机耗油率

增大。

性能潜力：预计三涵道变循环发动机的性能特点为：总压比可达40，涵道比0.10~0.35，涡轮进口温度2 000~2 250 K，推力超过200 kN，油耗比第四代军用航空发动机下降25%。具体为：

(1) 耗油率大幅降低。具有更优结构、更高进气流量，能实现更低燃油消耗，改善发动机经济性，进而增加飞机续航、待机时间；其推进效率比目前最新的F135发动机提高25%。(2) 推力性能提高。三外涵变循环发动机推力超过200 kN，军用推力、加力推力分别比F135 发动机提高5%和10%[14]；可进一步提高飞机飞行速度和高速冲刺能力，使第五代战斗机在不开加力条件下保持超声速巡航飞行，并缩短飞机起降距离。

(3) 质量大幅减轻。第五代发动机将采取大量新材料(树脂基复合材料、单晶材料、纤维增强的钛基复合材料、粉末冶金高温合金材料、阻燃钛合金材料、陶瓷基复合材料、碳-碳基复合材料等)，大大减轻发动机质量。

(4) 先进技术增多。第五代发动机将采用大量先进技术来提高发动机综合性能，如：热交换冷却技术以降低发动机高负荷部件的应力和温度；气动矢量喷管技术以提高飞机隐身性；变循环技术以改善发动机非设计点性能；自适应技术以加强变循环发动机可调几何部件间的联系，减少调节量，实现自适应调节变化。