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1、季鹤鸣:航空动力百年回顾(四)55航空动力百年回顾(四)ACenturyofAircraftPowerPlantinRetrospect(4)季鹤鸣(沈阳发动机设计研究所,沈阳110015)JiHeming(ShenyangAeroengineResearchInstitute,Shenyang110015,China)的称为涡轮前风扇发动机;也可以把风扇放在发动机后部5涡轮风扇发动机的自由涡轮的外端,称为涡轮后风扇发动机。比较起来,20世纪50年代初,前苏联的РД9Б和美国的J57发涡轮前风扇方案优点更多些,故现在的涡扇发动机均采用动机分别配装的米格19和F100
2、歼击机的飞行速度都超前风扇方案。过了声速,达到1350～1450km/h;50年代后期,Р11Ф-涡扇发动机不仅以风扇为标志,更重要的是它分成内300和J79发动机各自配装的米格21和F4歼击机的飞行涵和外涵2个通道。所以涡扇发动机可称为内外涵发动速度都超过2倍声速;60年代,美国的J58发动机配装的机或双涵发动机。因此涡扇发动机增加了一个极为重要SR71高空高速侦察机和前苏联的P31发动机配装的米格的气动参数———涵道比。涵道比可以涵盖全部燃气涡轮25战斗机的马赫数达到2.7～3.0;70年代投入航线的英发动机并以它来分类。如果把活塞螺桨发动机由螺旋桨法合作研制的
3、奥林帕斯593发动机配装的“协和”号是2驱动的空气看作是外涵空气的话,则可以按涵道比从0～倍声速的大型客机,从伦敦飞到纽约仅需3h20min。这些∞对现有的航空发动机进行分类,见表1。表1发动机按涵道比分类都是加力式涡喷发动机创下的辉煌记录。然而,涡喷发动机在军机上有一个共同的缺点,即耗油率高。在民机上还发动机类别涵道比有另一大缺点,即噪声大;而歼击机为了具有高机动性,要涡喷发动机0求发动机的推重比更高,涡喷发动机则难以满足。在这种小涵道比:0.20～0.35背景下,涡轮风扇发动机引起航空工程师的关注。涡扇发动机中涵道比:0.6～1.0511原理和特点高涵道比:4.
4、0～8.0超扇发动机10～30桨扇发动机30～60涡桨发动机60～90活塞螺桨发动机∞512演变和发展涡扇发动机的设计方案早在1936年就由惠特尔提出。其代号为LR1,并且取得了设计专利。二战期间,德国研制的多种燃气涡轮发动机中也有涡扇发动机,只是限于当时的技术水平而没能研制成功。二战后的最初几年,图1涡喷和涡扇发动机英、美、苏、法研制了几十种涡喷、涡桨发动机,而涡扇发动机仅有英国RR公司研制的RB80,于1947年4月开始台如图1所示,上部的涡喷发动机和下部的涡扇发架试车,1950年1月其推力为4120daN,达到了预定指标,动机具有相同的燃气发生器,由压气机、燃
5、烧室和涡轮构1952年正式定名为康维发动机,这就是世界上第1台涡成。主要差别在于涡扇发动机低压压气机叶片加长成了轮风扇发动机。1957年7月,康维发动机完成定型试验,风扇,并在其后加了外涵道;如果把双转子涡喷发动机低推力达5730daN(RCO110的推力为7340daN)。康维发动压涡轮的功率加大,同时令低压轴前伸,并在前伸轴上加机有7级低压风扇、5级高压压气机、环形燃烧室、高低压风扇,也可构成涡扇发动机。这种把风扇放在发动机前部涡轮各1级,内外涵由各自的喷管分别排气。康维发动机56航空发动机2003年第29卷第4期面世后,装于波音和DC系列飞机上,取得了可观的经
6、济表2“三高”指标效益。RCO110发动机与质量大体相当、最大外径基本相参数当时水平期望值(10年后)近的JT3C发动机相比,耗油率降低13%,噪声降低8～总增压比12～1820～3010dB,起飞推力加大20%。另外,康维发动机的高温部件涡轮前温度(K)1173～12231550～1650被外涵冷空气所包围,不易失火,提高了安全性。在康维发动机的基础上研制出民用斯贝涡扇发动机,装在三叉戟涵道比0.7～1.54.0～6.0飞机上,后来又发展出军用型斯贝MK202装在F4K和F4M飞机上。军用飞机特别是歼击机要求其发动机尺寸小、质量眼见康维发动机博得了世界民航领域的一
7、致好评,美轻、推力大、推重比达7～8。因此大涵道比改为低涵道国政府于20世纪50年代末指令PW和GE公司立即研制比,其值约为0.6～1.0,同时带加力燃烧室。因此,对于涡扇发动机。PW公司首先用J57涡喷发动机的民用型军用涡扇发动机而言,提高其效率的要求为“两高一低”。JT3C-7改型而成JT3D-1涡扇发动机。其涵道比为表3和表4列出了当今军、民用涡扇发动机的主要性能数1.4,于1959年7月装在波音707飞机上进行了首飞。据。JT3D-1与原型机JT3C-7相比,起飞推力增加了1/3,巡航耗油率降低了13%,噪声减少10dB。GE公司则将表3军用现役涡扇发动
