涡轮风扇发动机的性能及使用.docx

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涡轮风扇发动机的性能及使用

涡轮风扇发动机的性能及使用

学生：

史瑞吉力指导教师：

付尧明

摘要

涡轮风扇发动机在性能上具有独特的优越性，使其得到了迅速的发展和广泛的应用。

尤其是在民用航空业中，干线客机以及多数支线客机中均已使用。

本文通过质量附加原理的推导，简要分析了涡轮风扇发动机的性能及工作其特点，通过涡轮风扇发动与涡轮喷气式发动机性能的比较，进一步阐述了涡轮风扇发动机优越的性能特点，并简单分析了在安全使用中的特点和注意事项。

关键词：

涡扇发动机；性能；使用特点；质量附加原理；分析。

PerformanceandUseoftheTurbofanEngine

Student:

ShiRuijieTeacher:

FuYaoming

Abstract:

Turbofanengine’suniquesuperiorityatperformancemakeitgetfastdevelopmentandextensiveapplication.Especiallyincivilaviationindustry,ithasbeenusedinarterialpassengerplaneandmostbranchlinepassengerplane.ThispaperbrieflyanalysesperformanceandcharacteristicsofoperationofturbofanenginebyAddedQualitytheory,compareswithperformanceofturbinejetengineandturbofan,.lastlyanalysesthecharacteristicandprecautionsinusingsafety.

Keyword:

Turbofanengine;Performance;Characteristicsofoperation;

AddedQualityTheory;Analyses.

前言

涡轮风扇发动机自六十年代初期问世以来，由于其耗油率低，噪音小的优越性，使喷气民航机变得更加经济和舒适，大大促进了民航运输业的发展。

在干线飞机上,由于采用了高涵道比等先进技术，涡扇发动机的推力和经济性与涡轮喷气发动机有了很大的提高，使涡轮风扇发动机目前成为民用干线运输机的唯一动力装置。

在支线客机上，由于针对支线客机的涡轮风扇发动机与以前大量运用于支线客机的涡桨发动机相比较，在经济性上已经接近，而涡扇发动机具有速度和可靠性等方面，开始在支线客机上大量运用。

作为一名以后将从事民航运输机驾驶的飞行员，为了在以后的飞行实践中能够充分发挥发动机的性能，确保发动机安全和飞行安全，有必要对现代民航机广发动机泛使用的动力装置――涡轮风扇发动机进行一个全面深入的了解。

为此本文将从涡轮风扇发动机的质量附加原理入手对涡扇工作原理，性能特点，涡轮风扇发动机性能参数变化以及涡轮风扇发动机使用方法进行具体而明确的阐述。

1.涡轮风扇发动机的基本组成及工作

1.1基本组成

典型的涡扇发动机组成如图1，

图1涡轮风扇发动机的基本组成

其空气通路分为内外两路，由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管六大部分组成。

进气道用来引导足够数量的空气顺利进入发动机，在飞行中还可以通过冲压作用提高压力。

风扇用来使由进气道进入发动机的空气受到压力后加速，一部分由内涵进入压气机，另一部分由外涵向后喷出产生部分推力。

压气机用来提高气体的压力，它通过高速旋转的叶轮，对进入压气机的气体做功，达到增压的目的。

燃烧室用来组织燃油与空气的混合燃烧，使燃油释放出热能，不断给气体加热，以提高气体温度。

涡轮用来带动压气机和风扇转动，涡轮在燃烧室出口高温高压燃气作用下而旋转，并将燃气热能转换为涡轮机械功。

由于涡轮各级转子转轴与压气机和风扇同轴连接，涡轮旋转时，即带动压气机、风扇转动。

喷管用来使高温、高压燃体膨胀，将部分热能转换成气体动能、并与外涵受热加速后的气体混合，最后高速喷出。

1.2工作特点

1.2.1参与产生推力的空气流多

涡轮风扇发动机，由于内、外涵空气速度增加，都可以产生推力。

所以，参与产生推力的空气量较多。

随着涵道比的增加，参与产生推力的空气流量更多。

1.2.2发动机有效效率高

涡扇发动机，尤其是混合排气的涡扇，发动机的有效效率较高，主要是因为：

第一，由于涡扇发动机一般为双（三）转子发动机，压气机防喘性能较好，所以压气机增压比设计较高；第二，涡扇发动机由于压气机中间级防喘放气工作时，内涵高压空气可到发动机外涵，继续产生推力，可部分补偿推力损失；第三外涵空气可吸收内涵部件散热热量，提高了外涵空气温度，有助于提高外涵推力，减小了推力损失。

1.2.3发动机推进效率较高

涡扇发动机的部分燃气热能通过高效率的涡轮传递给风扇，由于风扇的工作效率高，有助于提高发动机推进功率；同时，也使内涵喷气速度降低，发动机离速损失减小，也有助于提高发动机推进效率。

所以，涡扇发动机的总效率高，发动机经济性好。

对高涵道涡扇发动机而言，当飞行M数在0.8-0.9时，发动机推进效率最高，所以高涵道涡扇发动机适宜做高亚音速飞机动力装置；对加力的低涵道涡扇发动机而言，不仅可明显提高亚音速飞行时发动机的推进功率，改善亚音速飞行时经济性，而且在超音速段（M=2左右）涡扇发动机的性能与涡喷发动机相当。

所以，超音速战斗机`轰炸机上也广泛采用带加力的低涵道涡扇发动机。

、

1.2.4起飞，复飞推力大

涡扇发动机，尤其是高涵道涡扇，涡轮前温度设计较高，可有效提高发动机推力；同时由于发动机主要是通过提高外涵空气流量来提高发动机推力的，当低速飞行时，气体动能增量因飞行速度的减小而增加所以发动机起飞推理较大。

这正满足了大型民航机起飞、复飞时对发动机高推力的要求，可有效缩短起飞滑跑距离及提高飞机中断/继续起飞性能，改善了飞机飞行性能及安全性。

1.2.5喷气噪音低

涡扇发动机尤其是混合排气的高涵道涡扇，由于发动机内、外涵的喷气速度大大降低，而发动机喷气噪音强度与喷气速度的八次平方成正比。

所以发动机喷气噪声较低，发动机总的噪音水平也较低，减小对环境的噪音污染。

1.3涡扇发动机的结构性能参数

1.3.1涡扇发动机的涵道比

图2涡扇发动机的涵道比

在结构上，通常将喷气发动机的压气机、燃烧室和涡轮叫做核心发动机或燃气发生器。

当空气流经涡轮风扇发动机的前端风扇后，分为两个部分：

一部分气流进入燃气发生器，叫做内涵道；另一部分从燃气发生器的外围通过，称为外涵道。

外涵道与内涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。

1.3.2涡扇发动机的推进效率

所谓推进效率，就是指发动机传递给飞行器的推进功率与其产生的总机械功率之比，即：

推进效率=传给飞行器的推进功率/进排气的机械能之差

根据计算可知，发动机的推进效率仅与进气速度（等于飞机飞行速度）和排气速度有关：

推进效率=2/（1+排气速度/进气速度）

由此可见，喷气发动机的推进效率由排气速度和飞行速度的比值决定，比值越大，推进效率越低。

2.涡轮风扇发动机的性能

2.1运用质量附加原理，说明涡轮风扇发动机所具有的性能特点和其产生原因.

在我们对涡轮风扇发动机有了基本认识之后。

下面，我们将进入本论文的核心部分，结合质量附加原理，说明涡轮风扇发动机推力大，经济性好的原因。

涡扇发动机的主要特点是：

通过燃气可用能量的重新分配，把内涵一部分能量传递到外涵，以增加发动机总的空气流量，降低其排气速度，在一定飞行速度范围内发动机推力增大，耗油率降低。

这就是质量附加原理，即在一定的飞行速度下，当工质获得的可用能量（即可转变成气体动能的能量）一定时，如果工质的质量越大，即参加产生推力的质量越多，则发动机的经济性越好，推力越大。

图3“同参数”涡扇发动机与涡喷发动机

为了更好的说明质量附加原理，下面我们在“同参数”条件下，比较涡喷和涡扇发动机的推力和经济性。

见图3所示两种发动机：

A为喷气发动机、B为涡扇发动机。

“同参数”条件是指：

在一定的飞行速度下，两台发动机具有相同的压气机增压比、涡轮前温度，发动机供油量，即两台发动机气体获得的可用能量一样。

涡扇发动机的总空气量：

m扇=m内+m外

涡喷发动机的总空气量：

m喷

在“同参数”条件下，可认为涡扇发动的内涵空气流量与涡喷发动机的空气流量相同，即m内=m喷

m扇=m喷+m外=m喷（1+Y）.....①

涡喷发动机总的气体动能增量为：

ΔEk喷=m喷（1/2C25喷-1/2V2飞）

涡扇发动机总的气体动能增量为:

ΔEk扇=m扇（1/2C25扇-1/2V2飞）

式中：

C5扇-为涡扇发动机内、外涵混合后总的喷气速度。

在“同参数”条件下，有：

ΔEk喷=Ek扇

经整理有：

（1+Y）（1/2C25扇-1/2V2飞）=1/2C25喷-1/2V2飞。

。

。

。

。

。

。

。

。

。

。

。

②

所以，涡扇发动机的喷气速度C5扇小于涡喷发动机喷气速度C5喷，并且随着涵道比的增加，涡扇发动机喷气速度将进一步减小。

下面来比较两台发动机的推进效率和推力：

根据发动机推进效率的定义有：

涡喷发动机的推进效率为:

………………③

混合排气涡扇发动机的推进效率为:

…………………………④

由②得:

可推出，

，即

所以，涡扇发动机的推进效率高于涡喷发动机，由于在“同参数”条件下，可认为发动机有效效率相同，因而涡扇发动机总效率比涡喷高，发动机经济性比涡喷好。

因：

＝

由③，④可得：

＝

因

，可得：

即

所以，涡扇发动机的推力大于涡喷发动机推力。

当发动机在地面工作时，

＝0时，由②式有：

＝

…………………………⑤

将①、⑤带入发动机推力公式，有：

由此可见，在“同参数”条件下，涡扇发动机的经济性和推力都比涡喷发动机优越；并且随着涵道比的增加，涡扇发动机喷气速度进一步减小，气体离速损失减小，发动机推进效率升高，发动机经济性更好，推力更大。

但随着涵道比的增加，涡扇发动机的迎风面积将增加，发动机的外部阻力将增加，进而影响发动机的速度性能。

涡喷

由涡喷改型的涡扇

涵道比

推力增加

JT3C-7

JT3D-1-MC7

1.38

+53.39%

J79

CJ-805-23

1.50

+57.18%

J85

CF-700

1.90

+69.20%

表1涡喷与涡扇发动机的推力比较

2.2高涵道比涡扇发动机的排气方式：

2.2.1目前，高涵道比涡扇发动机是民航机的主要动力装置，以其排气可分为分路排气和混合排气两种（见图4）[1]。

图4涡轮风扇发动机（分路排气）

下面我们以“同参数”下分路排气与混合排气涡扇发动机性能作一比较见表：

比较参数

分路排气

混合排气

最佳性能指数

C5外=C5内（不易实现）

P*4Ⅱ=P*4（较易实现）

能量传递方式

机械

机械+气动

循环效率

低

高

推力

低

高

外涵增压比πk*Ⅱ

高

低

噪音指标

高

低

防喘性能

差

好

重量、尺寸

轻、小

重、大

表2分路排气与混合排气涡扇发动机性能比较

由上面表格可以看出，分路排气的各项性能指标虽然都比混合排气的要差，但它以重量轻，尺寸小的优点在民航机动力装置中广泛采用，特别是短涵道的分路排气涡扇发动机，在高亚音速飞机中占主导地位。

在亚音速条件下，当涵道比升高时，若内涵空气流量不变，则外涵空气流量增加，风扇传递给外涵空气总的能量增加；对于混合排气的涡扇发动机，根据质量附加原理，发动机总的喷气速度将进一步降低，推进效率升高，发动机的推力和经济性变好；对于分路排气的涡扇发动机，外涵喷气速度增加，内涵喷气速度降低，发动机总的推进效率增加，发动机的推力和经济性变好。

同时，随着涵道比的增加，发动机外阻将增加，发动机速度性能将变差。

所以，涡扇发动机，尤其是高涵道比的涡扇，随着压气机增压比和涡轮前温度的不断提高，涵道比应相应增加，可改善亚音速飞行时发动机的推力和经济性。

2.2.2涡扇发动机的推力

涡轮风扇发动机的推力为内、外涵气体推力之和。

对于混合排气的涡扇：

R=m空（C5混-V飞）

对分路排气的涡扇：

R=R内+R外=m内（C5-V飞）+m外（C5Ⅱ-V飞）

随着涵道比的增加，外涵空气流量所占的比例增加，燃气将更多的可用能量传递给风扇，发动机总推力中外涵空气产生的推力比例增大，见表3所示：

表3各发动机外涵空气产生的推力比例

2.3涡轮风扇发动机和涡轮喷气发动机与涡轮螺旋桨发动机相比，所具有的性能优势。

涡喷

涡扇

涡桨

涡轴

涵道比

0

小于20

20～50

50～100

经济性（Kg/Kgf.h）

1.0以上

0.5～1.0

0.3～0.5

0.25左右

适合的飞行速度性

0.8以上

0.8M

0.5M

0.3M

推力

变大

表4四种喷气发动机的性能比较

如表4所示，涡轮风扇发动机与其他涡喷式发动机相比，其优越性是显而易见的，以下我们就这些方面来加以论述。

2.3.1总效率高

在亚音速，跨音速飞行范围内，涡轮风扇发动机有很高的总效率。

这主要是因为它的推进效率比涡轮喷气发动机高得多；而风扇效率又比螺旋桨效率高，特别是跨音速飞行范围内更是如此。

风扇叶片虽然与螺旋桨相类似，但是，由于它外面还有一个外罩，形成通道，这就迫使高速气流进入通道时进行了冲压压缩，从而降低了叶尖M数，不致使风扇效率下降。

2.3.2循环热效率高

涡轮风扇发动机可以采用高增压比、高涡轮前燃气温度。

即使在很大的超音速范围内，发动机总增压比大于20—30。

也能保证发动机有足够的稳定裕度，因为高压压气机可以连续不断地向外函道放气以保持其工作稳定，同时，也不致影响经济性，这是涡轮喷气发动机做不到的。

随着函道比与总增压比的增长，最有利的涡轮前燃气温度也相应增大。

这样就可以利用外函道空气降低冷却涡轮气体的温度，提高涡轮冷却效果，同时也可以引用外函道空气冷却加力燃烧室。

以上两个优点，使得高函道比的涡轮风扇发动机，比涡轮喷气发动机总效率提高40—50%，燃料消耗率降低40—50%.

2.3.3起飞推力大，推重比高

对高函道比的涡轮风扇发动机，这个特点更为突出。

2.3.4排气噪音小

由于噪音强度与排气速度的8次方成正比，而涡轮风扇发动机排气速度比涡轮喷气发动机的小，故更适用于大型的轰炸机或运输机。

2.3.5涡轮风扇发动机采用内、外涵结构，由于内路结构紧凑，能够在“先进涡轮燃气发生器计划”基础上研制新发动机，制成推力不同，用途不同的发动机。

如美国通用电气公司，以GE为核心发动机，共设计了36种发动机，有15种通过了地面试车。

2.4影响发动机推力和经济性的主要因素

2.4.1发动机转速

随着发动机转速增加，压气机增压比增加，进入发动机的空气流量增加；同时涡轮前温度逐渐增大，燃气的膨胀能力增大，有更多的能量在喷管中转换或气体的动能，排气速度增大,即推力增大,同时转速增大，增压比增大，有效效率和涡轮的推进效率增大，耗油率减小。

2.4.2飞行条件

A.飞行高度：

对发动机推力和燃油消耗率的影响，可参考右图。

图5飞行高度对推力和燃油消耗率的影响

在11000米以下时，由于空气流量的减小是主要因素，所以推力随飞行高度增加而降低；在11000米以上时，随大气温度不在变化，大气压力减小，空气流量减小更多，发动机推力下降更快。

根据实验结论，发动机在11000米工作时，在同样的转速（N2）下，推力只有海平面的35-40%左右。

如图所示，在11000米以下，由于大气温度降低燃油消耗率随飞行高度增加而降低；在11000米以上随着高度增加，大气温度不变，燃油消耗率不变。

通过分析可以看出，在11000米以下随着高度的增加，经济性变好，而推力下降较为缓慢，燃气涡轮发动机在一定的飞行高度范围内具有较好的高空性能。

所以目前大型民航机当航程较大时，其巡航高度一般都在此高度左右，以充分发挥发动机的潜力。

B.大气温度：

大气温度降低时，空气密度增大，发动机推力增加，发动机增压比增加，总效率增加，燃油消耗率降低。

大气温度增加时，空气密度降低，推力减小。

C.大气压力：

发动机推力随大气压力增加而增加，但是燃油消耗率不变，不影响发动机的经济性。

所以在高原机场（尤其在夏季）发动机的推力性能变差，进而影响飞机的飞行性能。

D.飞行马赫数

以涡扇为主，保持高压转子转速不变说明飞行马赫数对发动机推力的影响。

当发动机燃油调节器保持N2转速不变，飞行马赫数增大时，速度冲压增强，压气机进口总温T1*增加，发动机的气流速度增加，总的来说，对发动机的推力和经济性的影响主要取决于以下三方面因素的影响：

a.随着飞行马赫数的增加，进入发动机的气流速度增大，虽然速度冲压的作用使喷管内气体的膨胀能力增强，使排气速度增加，但气体在发动机内的速度增量仍将减小，使发动机推力降低。

b.随着飞行马赫数的增加（尤其当M大于0.5时），进入发动机的空气流量增加，使发动机推力增加

c.当发动机保持高压转子转速N2不变时，随着飞行马赫数的增加，压气机进口总温T1*增加，发动机换算转速降低，压气机功具有前“重”后“轻”的趋势，使高压转子转速N2增加，低压转子转速N1有减小趋势。

此时，发动机燃油调节器将自动减小供油量，降低涡轮前温度，保持高压转子转速N2不变，N1将减小更多。

所以，由于涡轮前温度降低，N1减小，又使发动机推力进一步降低。

根据试验，飞行马赫数对各种涵道比的发动机推力的影响，如图6所示。

由此可以看出，涡轮喷气发动机（相当于涵道比为零时）和低涵道比（涵道比在0.5以下）的涡轮风扇发动机在相当大的速度范围内（M：

0.5—2.0），发动机推力随飞行马赫数增加而增加，速度性能较好，所以这种发动机适宜作超音速飞行。

涵道比较高的涡扇发动机，随着涵道比的增加，外涵空气流量所占比例更多，由于外涵空气公经过风扇加压，所以当飞行马赫数增加时，

图6飞行M数对推力的影响

外涵空气速度增量减小更多，发动机推力进一步降低，发动机速度性能逐渐变差。

所以，对高涵道比（涵道比在3以上）的涡扇发动机，发动机推力随着飞行马

赫数的增加而不断下降，因而高涵道涡扇发动机不适宜作超音速飞行。

2.4.3压气机引气

压气机引气，一方面可以使压气机的稳定工作范围变宽；另一方面也使涡轮前温度升高，燃油消耗量增加，发动机推力减小，对发动机推力和经济性均造成不利影响，发动机加速性也将变差。

2.4.4发动机维护质量

实际飞行中，空气中的砂尘等将随气流进入发动机沉积到进气道，压气机叶片和发动机匣等表面，当发动机积污到一定程度时，将引气气流分离加剧，压气机增压效率降低，涡轮前温度升高，空气流量减小，发动机推力和经济性度差。

2.4.5涵道比对涡扇发动机性能影响

在亚音速飞行条件下，当涵道比升高时，若内涵空气流量不变，则外涵空气流量增加，风扇传递给外涵空气总的能量增加；对于混合排气的涡扇发动机，根据质量附加原理，发动机翼的喷气速度将进一步降低，推进效率升高，发动机的推力和经济性变好；对于分路排气的涡扇发动机，外涵喷气速度增加，内涵喷气速度降低，发动机总的推进效率增加，发动机的推力和经济性变好。

同时，随着涵道比的增加，发动机外阻将增加，发动机速度性能将变差。

所以，涡扇发动机，尤其是高涵道的涡扇，随着压气机增压比和涡轮前温度的不断提高，涵道比应相应增加，可改善亚音速飞行时发动机的推力和经济性。

CFM56-5B发动机的涵道比为5.7，这样大的涵道比就显著提高了发动机的推力。

因此A320的速度最大可以达到0.82。

3.涡轮风扇发动机的使用

3.1涡轮风扇发动机的状态监控及使用注意示项。

涡扇发动机上安装了大量传感器，可以检测大量发动机性能参数、机械参数、飞行参数，以便监控发动机状态。

涡扇发动机上的状态监控设计应能迅速有效地把有故障和损坏的单元体结构找出以进行更换。

对高涵道比发动机而言，风扇是发动机产升推力的主要部件，风扇的工作性能将直接影响道发动机的推力输出。

在使用中应注意以下几点：

3.1.1注意监控风扇转子的转速N1，防止超转

飞行中，当发动机油门一定时，风扇转子转速N1应稳定在某一定值，若发动机风扇叶片损坏，风扇转子转速N1将发生波动（下降、摆动或悬挂），此时应适当收小油门，使转速稳定。

发动机超转（尤其N1超转）将会严重损坏发动机，直接危害飞行安全，虽然目前高涵道涡扇发动机有较完善的超转保护，但是在飞行使用中（尤其在发动机加速时），也应特别注意防止超转。

目前，高涵道涡扇发动机，无论是窝轮部件还是风扇，都为包容环外罩，单只能保证叶片断裂后，防止叶片飞出打坏飞机部件。

所以若因使用或发动机故障引起的发动机风扇转子超转，将使风扇转子负荷过重，风扇转子容易断裂，进而使低压窝轮失去负荷，进一步加剧N1超转，低压窝轮或风扇转子一旦飞出，其后果将是毁灭性的。

有的发动机（如：

RB211-535E4窝扇发动机）一旦N1出现超转，发动机将应急自动断油停车，确保飞行安全。

3.1.2注意监控发动机风扇转子的振动指示

风扇转子振动指示仪表用来指示转子水平振动强度的。

飞行中，在一定的飞行条件和发动机状态下，发动机震动指示值突变，则可能是发动机风扇转子发生故障的征兆。

当发动机风扇叶片损坏，此时风扇转子的平衡遭到破坏，转子振动加剧，振动指示值将变大。

空中飞行中，若出现上述情景，机组应按飞机《飞行手册》中“应急检查单”相应程序进行处理。

一般原则是：

首先适当收小油门，观察发动机N1和振动指示是否恢复正常，并通过发动机其他参数和信号指示（如N2、EPR、T、P等），进一步确认是否发动机故障，若发动机工作正常，则可继续使用；否则，应实施发动机停车程序，并就近选择机场着陆。

3.1.3正确使用发动机反推装置

使用发动机反推装置时，一般情况下，当飞机减速到一定值时，应及时退出反推状态；同时，高涵道比发动机涡扇发动机禁止应发动机反推来倒飞机，防止地面砂石损伤风扇叶片。

3.1.4飞行前应注意检查风扇叶片

飞行前检查时，机组应注意检查风扇叶片有无裂纹及损伤，确保发动机进气道和发动机前方清洁，无异物，防止外来物被吸入发动机；发动机起动前注意观察发动机前方，必须确保危险区域无人员，车辆等。

3.2涡扇发动机的使用性能好

3.2.1.发动机的可靠性高

发动机的可靠性是指各种气象条件和飞行条件下，发动机稳定，安全工作的性质。

描述可靠性的参数有：

a.延误/取消率

b.空中停车率

c.驾驶员汇报事故率

d.提前换发率或非计划换发率

e.翻修率

现在所有的公司都用作为最主要得参数。

目前，航空研究人员采用一体化研制方法将性能，可靠性，维护性综合平衡方法，采用先进分析技术，提高发动机水平。

CFM56的发动机可靠率为99.92%，进厂维修率为0.0151，停车率为0.003每千小时，在单发停车保证飞行时间120min，空中停车率低于0.002，这些数据体现了涡扇发动机的寿命和使用可靠率很大。

3.2.2发动机的寿命长

航空研究人员通过改进材料工艺，改进热处理规范以满足设计要求和延长使用寿命。

又广泛采用表面处理和表面防护以提高材料的可靠性和使用寿命，如提高零件抗腐蚀表面防护，喷丸强化，等离子喷镀，爆炸喷镀，叶片涂层和处理技术。