航空发动机工作原理课件.ppt

1、航空发动机航空发动机的发展经历的发展经历（二战前）音障（20世纪4050年代）（ 20世纪60年代）高热力性能，结构工艺水平推力矢量技术新一代涡扇（ 20世纪80年代）经济性n附件系统附件系统(燃油、润滑、启动、空气、电气等燃油、润滑、启动、空气、电气等)涡喷发动机涡喷发动机n涡轮喷气发动机（涡喷发动机）涡轮喷气发动机（涡喷发动机）n离心式涡轮喷气发动机离心式涡轮喷气发动机n涡轮风扇发动机构成涡轮风扇发动机构成n涡轮风扇发动机（涡扇发动机）涡轮风扇发动机（涡扇发动机）n涡扇发动机分类之一涡扇发动机分类之一n涡扇发动机分类之二涡扇发动机分类之二n涡轮螺旋桨发动机（涡桨发动机）涡轮螺旋桨发动机（涡

2、桨发动机）涡轮涡桨发动机涡轮涡桨发动机n由由5个主要部件和螺旋桨组成个主要部件和螺旋桨组成n低速飞行时具有优越的经济性低速飞行时具有优越的经济性n适用范围：适用范围：Ma 0.6n装备于：支线客机、短途运输机。装备于：支线客机、短途运输机。n涡轮轴发动机涡轮轴发动机涡轴发动机涡轴发动机n由由5个主要部件和动力涡轮组成个主要部件和动力涡轮组成n装备于：直升机装备于：直升机n螺桨风扇发动机（桨扇发动机）螺桨风扇发动机（桨扇发动机）q810片后掠叶片组成桨扇片后掠叶片组成桨扇q克服一般螺旋桨在飞行马赫数达到克服一般螺旋桨在飞行马赫数达到0.65后效率就急剧下降的缺点后效率就急剧下降的缺点q推进效率较

3、高，优越性保持到飞行马赫推进效率较高，优越性保持到飞行马赫数数0.8左右左右q更适用于巡航马赫数为更适用于巡航马赫数为0.70.8的短途运的短途运输机输机装有装有D-27桨扇发动机的桨扇发动机的AN-70飞机飞机 n特点特点q大涵道比、分开排气方式大涵道比、分开排气方式n优点优点q起飞推力大，巡航经济性好。起飞推力大，巡航经济性好。n适用适用q干线、支线客机和运输机干线、支线客机和运输机B777G亚音运输机亚音运输机 进一步降低耗油率进一步降低耗油率 超大涵道比、浆扇超大涵道比、浆扇G超音运输机超音运输机 实现环球更快捷飞行实现环球更快捷飞行 低涵道比涡扇发动机低涵道比涡扇发动机 变循环发动机

4、变循环发动机n特点特点q小涵道比、混合排气、带加力小涵道比、混合排气、带加力n优点优点q加力比大，亚声巡航经济性好加力比大，亚声巡航经济性好n适用适用q超音速飞机超音速飞机 2-压气机入口，压气机入口，2.5-低压压气机出口，低压压气机出口，3-燃烧室燃烧室入口，入口，4-涡轮入口，涡轮入口，4.5-高压涡轮出口，高压涡轮出口，5-尾喷尾喷管入口，管入口，8-尾喷管临界截面，尾喷管临界截面，9-尾喷管出口尾喷管出口2-压气机入口，压气机入口，2.5-低压压气机出口，低压压气机出口，3-燃烧室燃烧室入口，入口，4-涡轮入口，涡轮入口，4.5-高压涡轮出口，高压涡轮出口，5-尾喷尾喷管入口，管入口

5、，8-尾喷管临界截面，尾喷管临界截面，9-尾喷管出口尾喷管出口n压力（静压、总压）的变化规律压力（静压、总压）的变化规律n温度（静温、总温）的变化规律温度（静温、总温）的变化规律n速度的变化规律速度的变化规律固体火箭发动机固体火箭发动机液体火箭发动机液体火箭发动机原子能发动机原子能发动机冲压发动机冲压发动机脉冲发动机脉冲发动机n 发动机工作时，不断从外界吸入空气，经过一发动机工作时，不断从外界吸入空气，经过一系列热力过程，最后高速喷出，排出气体在外界逐系列热力过程，最后高速喷出，排出气体在外界逐步散失能量最终达到与外界大气平衡，构成一个不步散失能量最终达到与外界大气平衡，构成一个不断循环的过程

6、。断循环的过程。(1)工质为空气工质为空气 ，可视为理想气体，比热为常数；，可视为理想气体，比热为常数；(2)忽略流动损失；压缩过程与膨胀过程为绝热等熵，忽略流动损失；压缩过程与膨胀过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损失燃烧前后压力不变，没有热损失(排热过程除外排热过程除外)和和机械损失。机械损失。(3)气流在尾喷管达到完全膨胀。气流在尾喷管达到完全膨胀。n由四个热力过程组成由四个热力过程组成 0 2i：等熵压缩等熵压缩2i 3i：等压加热等压加热3i 9i：等熵膨胀等熵膨胀9i 0：等压放热等压放热理想循环理想循环t,i（Thermo Efficiency)，即加入每千克空，即加入每千

7、克空气的热量中所产生的可用功与所加热量之比。气的热量中所产生的可用功与所加热量之比。w(Specific Work)，单位质量空气所作的功。，单位质量空气所作的功。n增压比增压比 ：压气机出口静压与周围大气压力之比。压气机出口静压与周围大气压力之比。包括进气道的冲压增压和压气机的加功增压包括进气道的冲压增压和压气机的加功增压 n加热比加热比：燃烧室出口温度与外界大气温度之比燃烧室出口温度与外界大气温度之比n压缩功压缩功 WCn膨胀功膨胀功 Wpn加热量加热量 q1n放热量放热量 q2增压比增压比 0i 2PP加热比加热比 0i 3TT压缩功和膨胀功压缩功和膨胀功n压缩功压缩功:“a02iba”

8、所包围的面积所包围的面积n膨胀功膨胀功:“a9i3iba”所包围的面积所包围的面积比功和热效率比功和热效率理想燃气轮机循环的比功为理想燃气轮机循环的比功为 理想燃气轮机循环的热效率为理想燃气轮机循环的热效率为 理想燃气轮机的加热量理想燃气轮机的加热量q1和比功和比功wi不仅与增压比不仅与增压比有关有关还与加热比还与加热比有关。当大气温度和增压比有关。当大气温度和增压比一定时，加一定时，加热量热量q1和比功和比功wi随加热比随加热比的提高而增大。的提高而增大。 n由理想循环功的公式，求循环功对增压由理想循环功的公式，求循环功对增压比的偏导数，并令其等于零，获最佳增比的偏导数，并令其等于零，获最佳

9、增压比：压比：)1(2iopt,kkn与最佳增压比对应的比功极大值：与最佳增压比对应的比功极大值：n各部件损失和热力过程的不可逆性各部件损失和热力过程的不可逆性n组成：组成：q多变（不等熵）压缩过程多变（不等熵）压缩过程q不等压加热过程不等压加热过程q多变（不等熵）膨胀过程多变（不等熵）膨胀过程q等压放热过程（当等压放热过程（当P9P0时）时）实际燃气轮机循环的比功和热效率：实际燃气轮机循环的比功和热效率：P65n为便于计算，实际循环分析在理想循环分析的基为便于计算，实际循环分析在理想循环分析的基础上作如下处理：础上作如下处理：n 在压缩和膨胀二个绝热过程中，由于存在流动在压缩和膨胀二个绝热过

10、程中，由于存在流动损失，过程中熵增加。损失，过程中熵增加。n 把燃烧室中的压力损失归入总的膨胀过程。而把燃烧室中的压力损失归入总的膨胀过程。而燃烧过程仍看作等压加热过程。燃烧过程仍看作等压加热过程。 实际燃气轮机循环的比功和热效率实际燃气轮机循环的比功和热效率 n实际燃气轮机循环的比功实际燃气轮机循环的比功 n 热效率为：热效率为： n实际燃气轮机循环的最佳增压比实际燃气轮机循环的最佳增压比 最佳增压比不仅与加热比最佳增压比不仅与加热比有关，还与反映有关，还与反映流动损失的多变指数流动损失的多变指数n和和n有关。有关。 压气机最佳增压比和最经济增压比压气机最佳增压比和最经济增压比 n最佳和最经

11、济增压比是指气流通过进气道和压气最佳和最经济增压比是指气流通过进气道和压气机时的总增压比。气流通过进气道的增压比是随机时的总增压比。气流通过进气道的增压比是随着飞行着飞行Ma数的增加而加大，因此，飞行数的增加而加大，因此，飞行Ma数愈数愈大，则最佳和最经济大，则最佳和最经济 压气机增压比愈低压气机增压比愈低 双轴式结构的燃气发生器双轴式结构的燃气发生器 n双轴燃气发生器具有如下优点：双轴燃气发生器具有如下优点：(一一) 双轴燃气发生器可以使压气机在更广阔的转速范围内稳定双轴燃气发生器可以使压气机在更广阔的转速范围内稳定地工作，是地工作，是防防止压气机止压气机喘喘振的有效措施之一振的有效措施之一

12、;(二二) 双轴燃气发生器在低转速下具有较高的压气机效率，因而双轴燃气发生器在低转速下具有较高的压气机效率，因而可使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前可使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷入更温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷入更多的燃油，使双轴燃气轮机具有多的燃油，使双轴燃气轮机具有良好的加速性良好的加速性能能;(三三) 由于双轴燃气发生器在非设计工况下具有较高的压气机效由于双轴燃气发生器在非设计工况下具有较高的压气机效率，因此非设计工况下的率，因此非设计工况下的耗油率耗油率比单轴燃气发生器比单轴燃气发生器低低

13、;(四四) 双轴燃气发生器在起动时，起动机只需带动一个转子，与双轴燃气发生器在起动时，起动机只需带动一个转子，与同样参数的单轴燃气发生器相比，可以同样参数的单轴燃气发生器相比，可以采用较小功率的起采用较小功率的起动机动机。核心机核心机 n将燃气轮机的高压转子部分称为核心机将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可以作为，核心机可以作为燃气发生器。但是在双轴燃气轮机中的核心机燃气发生器。但是在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机的燃气发生器部分并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机的燃气发生器部分还应该包括低压转子中的低压压气机和带动低压压气机的还应该包括低

14、压转子中的低压压气机和带动低压压气机的那一部分低压涡轮。那一部分低压涡轮。发展高性能的核心机和燃气发生器的重要意义发展高性能的核心机和燃气发生器的重要意义 n原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机，则可发展一系列的新技术装备的高性能核心机，则可发展一系列的发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面及舰涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面及舰船用的动力。另外，按相似理论放大、缩小，可船用的动力。另外，按相似理论放大、缩小，可以将核心机尺寸加大或缩

15、小，以改变发动机的推以将核心机尺寸加大或缩小，以改变发动机的推力或功率大小。因此，一些著名的航空发动机公力或功率大小。因此，一些著名的航空发动机公司在司在20世纪世纪60年代中期均开展了高性能核心机和年代中期均开展了高性能核心机和燃气发生器的研制工作，并取得可观的效果。我燃气发生器的研制工作，并取得可观的效果。我国也正在努力发展高性能核心机和燃气发生器。国也正在努力发展高性能核心机和燃气发生器。 n国通用电气国通用电气(GE)公司于公司于60年代中期接受美国空军的委托，年代中期接受美国空军的委托，开展了编号为开展了编号为GE9的的“第二代先进涡轮发动机燃气发生器第二代先进涡轮发动机燃气发生器”

16、的发展工作。由于发展了该燃气发生器，因此，的发展工作。由于发展了该燃气发生器，因此，1969年年GE公司在在争夺用于公司在在争夺用于“先进有人驾驶战略轰炸机先进有人驾驶战略轰炸机”(即后即后来命名为来命名为B-1的轰炸机的轰炸机)的发动机竞争中取胜，并在的发动机竞争中取胜，并在1970年年6月取得美国空军研制用于月取得美国空军研制用于B-1轰炸机的发动机合同。该公轰炸机的发动机合同。该公司在司在GE9燃气发生器的基础上，配上燃气发生器的基础上，配上2级风扇、级风扇、2级低压涡级低压涡轮与加力燃烧室研制了轮与加力燃烧室研制了F101加力式涡轮风扇发动广机，加力式涡轮风扇发动广机，该该 总压比为总

17、压比为26.5, 涡轮前燃气温度为涡轮前燃气温度为1643K，F101于于1976年年9月完成了定型试验。装月完成了定型试验。装F101发动机的发动机的B-1B轰炸轰炸机于机于1986年中交付美国空军投入使用。年中交付美国空军投入使用。国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 n美英三大航空发动机公司的国际美英三大航空发动机公司的国际inter网网址分别为：网网址分别为： nhttp/nhttp：/nhttp：/www.rolls- 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高

18、性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 n80年代初期，美国空军鉴于当时用于年代初期，美国空军鉴于当时用于F-15、F-16战斗战斗机的机的F100发动机可靠性较差，影响飞机的正常使用，发动机可靠性较差，影响飞机的正常使用，于是让于是让GE公司发展一种与公司发展一种与F100相当的发动机，以便相当的发动机，以便为为F-15、F-16择优选用发动机创造条件。择优选用发动机创造条件。GE公司利公司利用用F101的燃气发生器，配上直径减小的燃气发生器，配上直径减小(由由1.397m减至减至1.181m)、级数由、级数由2级增加为级增

19、加为3级的风扇，发展了可用级的风扇，发展了可用于于F-15、F-16的的F110发动机。发动机。F110的涵道比为的涵道比为0.87，总压比为总压比为30.4，于，于1985年初定型，并装于年初定型，并装于F-16上交付上交付美国空军使用，后来又装到美国空军使用，后来又装到F-15上使用，从而形成了上使用，从而形成了美国空军同一型战斗机有二家公司的发动机竞争的局美国空军同一型战斗机有二家公司的发动机竞争的局面，改变了一型飞机只有一家发动机公司垄断的现象。面，改变了一型飞机只有一家发动机公司垄断的现象。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 n1971年底

20、，法国国营航空发动机研究制造公司决年底，法国国营航空发动机研究制造公司决定与定与GE公司合作，发展一种能满足公司合作，发展一种能满足80年代旅客机年代旅客机低油耗、低噪声、低排污要求的发动机。低油耗、低噪声、低排污要求的发动机。1971年年底二家公司决定，在采用底二家公司决定，在采用F101燃气发生器的基础燃气发生器的基础上联合研制推力为上联合研制推力为100kN级的高涵道比涡轮风扇级的高涵道比涡轮风扇发动机。发动机。1974年年9月两公司按投资比例月两公司按投资比例50%:50%组成了组成了CFM国际公司，研制上述发动机并将发动国际公司，研制上述发动机并将发动机命名为机命名为CFM56。 国

21、外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 n1979年年11月月CFM56的第的第1个型号个型号CFM56-2同时取得美、法两同时取得美、法两国的适航证，并换装了四发国的适航证，并换装了四发DC-8旅客机的旅客机的JT8D发动机，飞机发动机，飞机的名称改为的名称改为DC-8超超70；CFM56-2还用于美国空军的还用于美国空军的KC-135R、C-135FR加油机，加油机，E-3、KE-3、E-6预警机上。预警机上。 n由于由于CFM56的核心机采用先进的的核心机采用先进的F101燃气发生器，燃气发生器，一方面缩短了研制周期，另一方面，更重要的是一方面缩短了研

22、制周期，另一方面，更重要的是发动机各方面的性能均较好，因此很快发展了用发动机各方面的性能均较好，因此很快发展了用于波音于波音737-200旅客机的旅客机的CFM56-3型发动机，将型发动机，将波音波音737原用的原用的JT8D发动机换成发动机换成CFM56-3后，飞后，飞机改名为波音机改名为波音737-300，这型飞机目前是世界上，这型飞机目前是世界上使用最多的中程旅客机，据使用最多的中程旅客机，据1997年年9月统计，使月统计，使用中的波音用中的波音737-300、-400、-500(均采用均采用CM56-3发动机发动机)约约1800余架。随后又发展了用于余架。随后又发展了用于A320、A3

23、40旅客机旅客机CFM56-5型以及用于波音型以及用于波音737-600、-700、-800的的CFM56-7型。截至型。截至1997年年9月共有月共有6000余台各型余台各型CFM56发动机。发动机。国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 n前苏联在研制、发展新型发动机中，也采用了先前苏联在研制、发展新型发动机中，也采用了先研制出先进的燃气发生器，然后以它为基础发展研制出先进的燃气发生器，然后以它为基础发展系列发动机的途径。前苏联伊伏琴柯设计局于系列发动机的途径。前苏联伊伏琴柯设计局于60年代中期，为了研制大推力、三转子高涵道比涡年代中期，为了研制大推力

24、、三转子高涵道比涡轮风扇发动机，由于缺少经验，先进行了小尺寸轮风扇发动机，由于缺少经验，先进行了小尺寸的技术验证发动机的研制工作，该验证机的技术验证发动机的研制工作，该验证机(推力约推力约为为64kN)于于1971年进行了地面试车台的试验，随年进行了地面试车台的试验，随后装在飞机上进行飞行试验，试验结果表明，所后装在飞机上进行飞行试验，试验结果表明，所设计的三转子高涵道比涡轮风扇发动机在技术上设计的三转子高涵道比涡轮风扇发动机在技术上是可行的，可以在此基础上研制大推力的三转子是可行的，可以在此基础上研制大推力的三转子涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发

25、展高性能核心机和燃气发生器的情况 n在西方的发动机研制公司一般是不将验证机作为在西方的发动机研制公司一般是不将验证机作为产品应用，但伊伏琴柯设计局却将该验证机命名产品应用，但伊伏琴柯设计局却将该验证机命名为为-36，并作为雅克，并作为雅克-42、安、安-72等中程旅客机的等中程旅客机的动力，于动力，于1977年投入使用。年投入使用。n1979年伊伏琴柯设计局，将年伊伏琴柯设计局，将-36的核心机按比例的核心机按比例放大设计了推力为放大设计了推力为230-294kN的三转子高涵道比的三转子高涵道比涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机-18T，该发动机于，该发动机于1982年底装年底装于安于安-124远程

26、运输机原型机上进行飞行试验，远程运输机原型机上进行飞行试验，1986年，装有年，装有4台台-18T发动机的、起飞总重超过发动机的、起飞总重超过美国美国C-5A的远程重型运输机安的远程重型运输机安-124交付使用。交付使用。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 n1977年伊伏琴柯设计局以年伊伏琴柯设计局以-36的核心机为基础，的核心机为基础，研制了用于当今世界上最重的米研制了用于当今世界上最重的米-26重型直升机、重型直升机、功率为功率为7457kW的双转子涡轮轴发动机的双转子涡轮轴发动机-136。随。随后又在后又在-36的基础上发展了的基础上发展了-

27、236桨扇发动机、桨扇发动机、-336地面用燃气轮机以及地面用燃气轮机以及-436高涵道比涡轮风高涵道比涡轮风扇发动机扇发动机(推力为推力为73.6kN)。n由上述的美国由上述的美国GE公司公司F101、F110、CFM56发动发动机发展途径和前苏联伊伏琴柯设计局机发展途径和前苏联伊伏琴柯设计局-36、-18T、-136、-236、-336及及-436系列发动机系列发动机发展进程可以看出，研制高性能的核心机和燃气发展进程可以看出，研制高性能的核心机和燃气发生器在研制新型发动机中的重要意义。发生器在研制新型发动机中的重要意义。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况国外发展高性能核心机和燃气发生

28、器的情况 GE90首次发表于首次发表于1995年年11月，搭载于英国航空所新订月，搭载于英国航空所新订购的波音购的波音777飞机。飞机。GE90目前仅有波音目前仅有波音777使用，在使用，在777-200、-200ER及及-300是选配引擎之一（另可选用是选配引擎之一（另可选用劳斯莱斯的劳斯莱斯的Trent 800或普惠的或普惠的PW4000），但在），但在777-200LR及及-300ER则是唯一可用的引擎。则是唯一可用的引擎。GE90-115B发发表于表于2004年年5月。月。GE90发动机以及后续衍生出的发动机以及后续衍生出的GENX发动机都是美国发动机都是美国一系列民用涵道比涡扇发动机

29、预研工程的技术结晶。一系列民用涵道比涡扇发动机预研工程的技术结晶。GE90采用突破性的单级大直径宽弦复合材料风扇叶片采用突破性的单级大直径宽弦复合材料风扇叶片而不是大涵道比涡扇发动机所采用的传统钛合金风扇而不是大涵道比涡扇发动机所采用的传统钛合金风扇叶片，大大减轻了风扇组件的重量。该风扇采用低叶叶片，大大减轻了风扇组件的重量。该风扇采用低叶尖速度、弹性变形吸收冲击能量并重新分布、叶根在尖速度、弹性变形吸收冲击能量并重新分布、叶根在榫槽中偏摆减缓冲击和局部包裹钛合金的办法成功地榫槽中偏摆减缓冲击和局部包裹钛合金的办法成功地保证了风扇叶片的抗外物打击性能；采用涂覆聚氨酯保证了风扇叶片的抗外物打击性

30、能；采用涂覆聚氨酯抗腐蚀涂层和使用特殊丝线缝合复材脱层部位等方式抗腐蚀涂层和使用特殊丝线缝合复材脱层部位等方式提高了风扇叶片的抗腐蚀性能。提高了风扇叶片的抗腐蚀性能。 GE90的最大特征就是有极大的进气口（的最大特征就是有极大的进气口（3.43米）以及弯米）以及弯曲的进气叶片，其材质为实心复合材料，不同于以往的发曲的进气叶片，其材质为实心复合材料，不同于以往的发动机使用钛合金实心叶片。弯曲的设计是源自于动机使用钛合金实心叶片。弯曲的设计是源自于NASA于于1990年代所进行年代所进行UEET（Ultra Efficient Engine Techonology）的研究成果，用意在于降低噪音及提

31、升）的研究成果，用意在于降低噪音及提升效能。据说，一具效能。据说，一具GE90可以在一分钟之内，抽去相当于可以在一分钟之内，抽去相当于麦迪逊广场花园大小建筑物的空气。麦迪逊广场花园大小建筑物的空气。 n通用电器通用电器GEnx（General Electric Next-generation）发）发动机是一款先进的双转子轴流式大涵道涡轮风扇发动机，动机是一款先进的双转子轴流式大涵道涡轮风扇发动机，使用于波音使用于波音787、747-8及空中客车及空中客车A350。此外，。此外，GEnx也是作为也是作为CF6的替代产品的替代产品 n1.设计和开发设计和开发n在三大航空发动机制造商中，在三大航空发

32、动机制造商中，GEnx和罗尔斯罗和罗尔斯罗伊斯公司的遄达伊斯公司的遄达1000被波音选为新一代飞机的使被波音选为新一代飞机的使用引擎。用引擎。GEnx运用了一些在运用了一些在GE90涡轮风扇发动涡轮风扇发动机中的技术，包括复合材料制造的风扇叶片以及机中的技术，包括复合材料制造的风扇叶片以及更小的体积的核心组件。通用电气在更小的体积的核心组件。通用电气在GEnx项目项目中承担了中承担了64%的风险共担，其他利益相关者包括：的风险共担，其他利益相关者包括：石川岛播磨重工业公司（石川岛播磨重工业公司（15%）、）、AVIO（12%），），沃尔沃航空、沃尔沃航空、Techspace航空、航空、 三菱重

33、工以及三三菱重工以及三星星Techwin公司持有余下的公司持有余下的9。 nGenX的结构设计源于超高推力的的结构设计源于超高推力的GE90发动机，发动机，是是GE90基准结构的第五次应用，而且基准结构的第五次应用，而且GE90已在已在双发飞机上得到了验证，所以，双发飞机上得到了验证，所以，GenX将是一种将是一种采用成熟技术的低风险发动机。采用成熟技术的低风险发动机。 nB787有一个标准的接口以兼容有一个标准的接口以兼容GEnx和和Trent1000。预计未来。预计未来25年内，年内，B787的发动机市的发动机市场超过场超过400亿美元。亿美元。GEnx淘汰了引气系统取而代淘汰了引气系统取

34、而代之采用高温之采用高温/高压空气为飞机提供能量，比如飞机高压空气为飞机提供能量，比如飞机的启动，空调和除冰系统。的启动，空调和除冰系统。 n在在2006年的首次测试中，年的首次测试中，GEnx产生的推力为产生的推力为53000磅磅-75000磅磅(240-330 kN)，并计划于，并计划于2008年投入使用（现年投入使用（现B787被延迟交付）。波音预测此被延迟交付）。波音预测此将减少将减少20%的燃油消耗以及比目前涡轮风扇发动的燃油消耗以及比目前涡轮风扇发动机更安静的声音。另外，推力达机更安静的声音。另外，推力达66500磅磅(296kN)的另一版本发动机（的另一版本发动机（GEnx-2B

35、67）将被用于）将被用于B747-8。不同与最初用于。不同与最初用于B787的版本，此版本的版本，此版本依然采用传统的引气系统。同时将缩小尺寸以便依然采用传统的引气系统。同时将缩小尺寸以便容纳于容纳于B747。 n通用电气于通用电气于2006年年3月月19日对日对GEnx进行首次试车，进行首次试车，第一次用于飞行为第一次用于飞行为2007年年2月月22日，被安装在一日，被安装在一架架B747-100的的2号发动机位置上。号发动机位置上。 n2.技术技术 n作为作为GE90的衍生品，的衍生品，GEnx在减轻重量方面做了在减轻重量方面做了许多革新：许多革新： n*风扇直径风扇直径2.8米（米（78

36、7-8）/2.7米（米（747-8） n*复合材料制成的风扇叶片复合材料制成的风扇叶片 n*钛铝合金制成的第钛铝合金制成的第6、7级低压涡轮风扇叶片。级低压涡轮风扇叶片。 n减少燃油消耗的技术包括：减少燃油消耗的技术包括： n*19：2的涵道比，同时也有助于降低噪音的涵道比，同时也有助于降低噪音 n*整流罩导向叶片有助于减少了二次流。整流罩导向叶片有助于减少了二次流。 n*双环预混旋流双环预混旋流(TAPS)燃烧室减少对环境的污染，燃烧室减少对环境的污染，提升空气流量。提升空气流量。n降低维修成本，提高发动机的使用寿命：降低维修成本，提高发动机的使用寿命： n*采用更有效的降低发动机内部温度的

37、冷却技术。采用更有效的降低发动机内部温度的冷却技术。 n*排出在低压压缩机和高压压缩机中杂物的保护装排出在低压压缩机和高压压缩机中杂物的保护装置。置。 n在耗油率方面，在耗油率方面，GenX比比CF6-80C2低低15%，降低，降低油耗一部分将通过发动机循环获得，另一部分是油耗一部分将通过发动机循环获得，另一部分是通过增加部件效率。通过增加部件效率。 n通用电气非常严格地监控采购和维修费用，通用电气非常严格地监控采购和维修费用，GenX的总费用会低于其预计值，公司的目的是的总费用会低于其预计值，公司的目的是GenX的在翼时间比的在翼时间比CF6-80C2发动机的长发动机的长30%。 n部件技术

38、概况部件技术概况 n风扇：其叶片将采用三维气动技术设计，是一种高流量后风扇：其叶片将采用三维气动技术设计，是一种高流量后掠型叶片，这种第三代复合材料叶片（带钛前缘）重量轻、掠型叶片，这种第三代复合材料叶片（带钛前缘）重量轻、耐久性好、效率高、噪声低。耐久性好、效率高、噪声低。 n压气机：压气机：GenX的压气机系统从的压气机系统从GE90-94B的压气机缩尺的压气机缩尺而来，压比而来，压比23，这种压气机的压比也是航空发动机中较高，这种压气机的压比也是航空发动机中较高的，可满足的，可满足787的燃油效率和全电要求。该系统采用的燃油效率和全电要求。该系统采用4级级增压级，增压级的叶片采用新铝合金

39、制造，而压气机仍将增压级，增压级的叶片采用新铝合金制造，而压气机仍将采用采用10级，其前级，其前2级为整体叶盘结构。级为整体叶盘结构。 n燃烧室：燃烧室：GenX的燃烧室是以的燃烧室是以CFMI公司为公司为CFM56系列发系列发动机研究的低污染双环形预旋技术燃烧室为基础的改进型。动机研究的低污染双环形预旋技术燃烧室为基础的改进型。试验表明，它能使试验表明，它能使NOx比现有规定低约比现有规定低约36%。 n涡轮：为改进循环耐久性，涡轮：为改进循环耐久性，2级高压涡转子采用新的粉末级高压涡转子采用新的粉末冶金材料制造，冶金材料制造，7级低压涡轮对转，可减轻系统重量和复级低压涡轮对转，可减轻系统重

40、量和复杂性。杂性。 n3.规格规格 (GEnx-1B64) n一般特性一般特性n类型类型:涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机 n长度长度: 498cm n直径直径: 366cm n干重干重: 5816kg n组件组件 n压缩机：轴流式，压缩机：轴流式，1级风扇，级风扇，4级低压压缩机，级低压压缩机，10级高压级高压压缩机压缩机 n燃烧室：环形燃烧室：环形 n涡轮机：轴流式，涡轮机：轴流式，2级高压涡轮，级高压涡轮，7级低压涡轮级低压涡轮 n性能性能n最大推力：最大推力：63800磅（磅（284kN)习题：习题：n发动机的热效率表示作为一个热机将热能转变为发动机的热效率表示作为一个热机将热能转变为机械

41、能的程度，其主要损失为：机械能的程度，其主要损失为： （A）喷出发动机燃气的动能损失）喷出发动机燃气的动能损失 （B）燃料不完全燃烧，以及通过发动机外壁向外）燃料不完全燃烧，以及通过发动机外壁向外界散热界散热 （C）喷出发动机燃气所带走的热能）喷出发动机燃气所带走的热能 （D）发动机各个部件内部气流分离及转动部件的）发动机各个部件内部气流分离及转动部件的摩擦损失摩擦损失n关于理想涡轮喷气发动机循环的最佳增压比，正关于理想涡轮喷气发动机循环的最佳增压比，正确的说法是：确的说法是：n（A） 由于压比越高热效率越高，因此不存在最由于压比越高热效率越高，因此不存在最佳增压比佳增压比 。n（B） 在最佳

42、增压比处，热效率最高在最佳增压比处，热效率最高 。n（C） 在一定的加热比条件下，加热量在一定的加热比条件下，加热量q1达到极达到极大值大值 。 n（D） 最佳增压比是加热比的函数。最佳增压比是加热比的函数。习题：习题：n其他条件不变时，实际发动机的最经济增压比大其他条件不变时，实际发动机的最经济增压比大于最佳增压比，这是因为当增压比大于最佳增压于最佳增压比，这是因为当增压比大于最佳增压比以后，继续增加增压比使比以后，继续增加增压比使n（A） 发动机可用功继续增大发动机可用功继续增大n（B） 加入发动机的热量加入发动机的热量q1继续减小继续减小 n（C） 各部件效率有所提高各部件效率有所提高

43、n（D） 燃气喷射速度减小，使推进效率提高燃气喷射速度减小，使推进效率提高 习题：习题：n选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能提选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能提高单位推力，应该高单位推力，应该n（A） 提高空气流量提高空气流量 n（B） 尽可能提高压气机的设计增压比尽可能提高压气机的设计增压比n（C） 尽可能提高涡轮前燃气温度设计值尽可能提高涡轮前燃气温度设计值 n（D） 尽可能减轻发动机的重量尽可能减轻发动机的重量 习题：习题：n进行循环分析时必须使用静参数，这是因为：进行循环分析时必须使用静参数，这是因为： n（A） 用静参数分析比较简单用静参数分析比较简单 n（B） 在循环

44、分析中必须作种种假设在循环分析中必须作种种假设 n（C） 它能表示流动中气体微团的压缩膨胀程度它能表示流动中气体微团的压缩膨胀程度 n（D） 循环分析方法是由活塞式内燃机的循环分循环分析方法是由活塞式内燃机的循环分析继承下来的析继承下来的习题：习题：n选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能降选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能降低耗油率，应该低耗油率，应该n（A） 正确的选择调节规律正确的选择调节规律 n（B） 尽可能提高压气机的设计增压比尽可能提高压气机的设计增压比n（C） 尽可能提高涡轮前燃气温度设计值尽可能提高涡轮前燃气温度设计值 n（D） 提高燃油泵工作效率，并完善主燃油调节提高

45、燃油泵工作效率，并完善主燃油调节器的设计器的设计习题：习题：力学原理（牛顿定律）：力学原理（牛顿定律）： 流经发动机的气流受到力的作用产生加速度，气流必定产生流经发动机的气流受到力的作用产生加速度，气流必定产生一个大小相等、方向相反的反作用力作用于发动机一个大小相等、方向相反的反作用力作用于发动机 。 n取发动机单独安装于短舱的安装形式取发动机单独安装于短舱的安装形式q远前方为远前方为“0”截面截面q短舱进口为短舱进口为“1”截面截面q尾喷管出口为尾喷管出口为 “9”截面截面根据动量定理，周界上作用于气体的力每秒每秒流出和流入发动机气体的动量差n用用Fin表示发动机内表面对气流的作用力，根据动

46、表示发动机内表面对气流的作用力，根据动量定理，周界上作用于气体的力应等于流出和流量定理，周界上作用于气体的力应等于流出和流进发动机的气体每秒动量差。进发动机的气体每秒动量差。 根据假设根据假设1)，0=A0/A1=1，可得，可得 于是于是(2.4-1)式可改写为式可改写为或或 (2.4-1)n作用在发动机外表面的力用作用在发动机外表面的力用Fout表示，可得：表示，可得： (2.4-3)n 根据发动机推力的定义，发动机推力是作用在根据发动机推力的定义，发动机推力是作用在发动机内外表面所有力的合力，因此得发动机内外表面所有力的合力，因此得n (2.4-4)n由于由于n n于是于是(2.4-4)式

47、又可写成：式又可写成： (2.4-5)n f的数值大约在的数值大约在0.0150.020之间，在近似计算之间，在近似计算中可以忽略不计，这样，推力公式可简化为中可以忽略不计，这样，推力公式可简化为 (2.4-6)n当燃气在尾喷管内完全膨胀时当燃气在尾喷管内完全膨胀时p9=p0，推力公式可，推力公式可进一步简化为下列简单形式：进一步简化为下列简单形式： (2.4-7)n 式中（式中（c9 -c0）为通过发动机每公斤空气所产生）为通过发动机每公斤空气所产生的推力，称为单位推力，用的推力，称为单位推力，用Fs表示表示:n 以上几个公式是计算涡轮喷气发动机推力的基本以上几个公式是计算涡轮喷气发动机推力

48、的基本公式。公式。有效推力有效推力(可用推力可用推力) 发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于流发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作用力经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作用力的轴向合力，用的轴向合力，用“Fef”表示。表示。 由于在推导理论推力公式时，假设流量系数等于由于在推导理论推力公式时，假设流量系数等于1，与实际情况不符时，与实际情况不符时，应以附加阻力的形式修正。应以附加阻力的形式修正。10)(0AAadAppD波阻波阻Dsn在超音速飞行条件下，由于激波的出现，压力将发生剧烈在超音速飞行条件下，由于激波的出现，压力将发生

49、剧烈变化，压差阻力将增大，出现波阻。变化，压差阻力将增大，出现波阻。n发动机外表面上压力发动机外表面上压力p和周围大气压力和周围大气压力p0之差在发动机轴向之差在发动机轴向投影的总和称为发动机的波阻。投影的总和称为发动机的波阻。n波阻的大小与波阻的大小与飞行速度飞行速度、发动机短舱的外形发动机短舱的外形、发动机在飞发动机在飞机上的安装情况机上的安装情况以及以及尾喷管喷出的高速燃气流的干扰尾喷管喷出的高速燃气流的干扰有很有很大的影响。一般要用实验方法确定。大的影响。一般要用实验方法确定。外表摩擦阻力外表摩擦阻力n发动机短舱外表摩擦阻力的大小与短舱的外形以及与飞行发动机短舱外表摩擦阻力的大小与短舱

50、的外形以及与飞行Ma数和雷诺数数和雷诺数Re的大小有关，也要用实验方法确定。的大小有关，也要用实验方法确定。 n1、 某涡轮喷气发动机在地面试车台工作，已知某涡轮喷气发动机在地面试车台工作，已知A9=1520cm2，p0=101322Pa, p9=135822Pa，c9=538m/s，qmg=50.7kg/s，求发动机的推力。，求发动机的推力。n 2、 某装有收敛形尾喷管的涡轮喷气发动机，其某装有收敛形尾喷管的涡轮喷气发动机，其尾喷管出口面积尾喷管出口面积A9=1520cm2，在地面试车台工，在地面试车台工作时，测出周围大气压力作时，测出周围大气压力p0=101322Pa，尾喷管，尾喷管出口总