大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf

大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf

ID:58314579

大小:2.67 MB

页数:4页

时间:2020-09-07

大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf_第1页
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf_第2页
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf_第3页
大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf_第4页
资源描述:

《大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计_沈锡钢.pdf》由会员上传分享,免费在线阅读,更多相关内容在教育资源-天天文库

1、首席讲坛Forum大涵道比涡扇发动机总体性能与循环参数设计DesignofPerformanceandCycleParametersofHighBypassRatioTurbofan沈锡钢/中航工业沈阳发动机设计研究所导 读:大涵道比涡扇发动机采用高涵道比、高总增压比、高涡轮前温度,在总体性能和循环参数选取时应根据各参数的相互影响进行优化设计,要考虑包括安装条件、设计、材料、工艺水平限制,还要综合平衡性能、可靠性、耐久性和环保的要求。为了适应未来大涵道比涡扇发动机更经济、更清洁、更安静的要求,需要提高发动机总体性能的新途径和新技术,包括先进的传统大涵道比涡扇发动机、齿轮传动涡扇发

2、动机和开式转子发动机。关键词:大涵道比;涡扇发动机;总体性能;循环参数Keywords:highbypassratio;turbofan;performance;cycleparameter0引言第二阶段:20世纪80年代初至封中;采用了性能更好的耐温材料与20世纪70年代,发动机在广泛应用90年代初,涵道比约为5.0~6.0,总涂层;采用新一代FADEC;完善维修性各种先进技术的同时,采用“三高”循环增压比约为28~34,涡轮前温度约为设计等。不仅使发动机性能有提高,发参数:高的涵道比、高的总增压比、高的1300~1400℃。此时的发动机在设计技动机的可靠性与寿命也有较明显的提

3、涡轮前温度,也就是大涵道比涡轮风扇术、材料、工艺以及调节器上均有较大的高。这一阶段的代表发动机有GE90、遄发动机。它的出现进一步提高了发动机改进,例如,叶型设计已由二维逐渐向准达800、PW4084等。的经济性,降低了飞机噪声及污染物排三维、全三维发展,广泛采用定向结晶、第四阶段:20世纪末到现在,涡扇放,同时大幅度提升了飞机起飞性能,单晶涡轮叶片材料以及粉末冶金的涡轮发动机的涵道比高达8.0~11.0,总增压成为军民用运输机的主要动力。盘,全功能数字式燃油调节器(FADEC)比达到40~52,涡轮前温度约为1500℃取代了传统的机械液压燃油调节器以上。这一时期的发动机,在叶片

4、设计1总体性能与循环参数的发展等。这一阶段的代表发动机有CFM56、中采用了新一代的三维气动设计;风扇历程V2500等。叶片采用掠形设计;复合材料已用于制大涵道比涡扇发动机总体性能设第三阶段:20世纪90年代,涵道比造尺寸较大的风扇机匣;低排放的燃计技术发展大致分为四个阶段,每一次约为6.0~8.0,总增压比约为34~40,烧室设计与完善的降噪设计使发动机技术进步都伴随着更大的涵道比、更高涡轮前温度约为1400℃以上。此阶段不仅能满足21世纪严格的环保条例的的总增压比和涡轮前温度的提高。中采取了许多提高部件效率的措施,要求,而且还有较大的裕度;高效的涡第一阶段:20世纪70年代初

5、至80年例如,风扇、高压压气机与涡轮的叶片轮叶片冷却技术与智能化发动机状态代中,采用的循环参数一般涵道比约为中,全部采用全三维设计,且由于复合监视系统等。这一阶段的代表发动机有4.2~5.0,总增压比约为22~30,涡轮前材料、带夹芯和空心的风扇叶片技术GEnx、遄达1000等。温度约为1250℃以下。基本采用了常规的发展,风扇叶片由减振凸肩的大展表1为具有代表性的大涵道比涡扇的设计技术、材料与制造工艺。这一阶段弦比设计改为无凸肩的小展弦比(宽发动机主要性能参数,在大涵道比涡扇的代表发动机有RB211、CF6、JT9D等。弦)设计;刷式封严装置用于气封与油发动机发展中,总是不断提

6、高发动机涵42011/4航空科学技术AERONAUTICALSCIENCE&TECHNOLOGY首席讲坛Forum表1具有代表性的大涵道比涡扇发动机主要性能参数型号CFM56-5V2500RB211-524CCF6-80C2JT9D-7RPW4056GE90TRENT800PW4084GEnxTRENT1000性能起飞推力(dN)1135011350225002500022200253004230037710397003080030800巡航耗油率0.6040.5750.655——0.640.59——0.567————0.516(kg/(daN●h))总增压比26.4362930

7、243039.339.934.24439涡轮前温度(℃)13641382——1365125013001430——1400————涵道比6.05.74.45.285.25.08.45.966.49.611道比、总增压比以及部件效率,使发动在核心机不变的条件下,涵道比越机尺寸和减轻发动机重量,是提高发动机耗油率大幅度降低。大,根据“附加质量原理”,发动机的推机性能的主要途径,而且随着涵道比和力越大,满足起飞推力的要求。涵道比总增压比的提高,需要更高涡轮前温2性能和热力循环特点越大,喷

当前文档最多预览五页,下载文档查看全文

此文档下载收益归作者所有

当前文档最多预览五页,下载文档查看全文
温馨提示:
1. 部分包含数学公式或PPT动画的文件,查看预览时可能会显示错乱或异常,文件下载后无此问题,请放心下载。
2. 本文档由用户上传,版权归属用户,天天文库负责整理代发布。如果您对本文档版权有争议请及时联系客服。
3. 下载前请仔细阅读文档内容,确认文档内容符合您的需求后进行下载,若出现内容与标题不符可向本站投诉处理。
4. 下载文档时可能由于网络波动等原因无法下载或下载错误,付费完成后未能成功下载的用户请联系客服处理。