发动机构造概述分析.ppt

中国民用航空发动机现状 高涵道比涡扇发动机 功率与重量的矛盾：一方面，发动机功率与飞行速度的三次方成正比，随着飞行速度的提高，要求发动机功率进一步增加；另一方面，随着活塞式发动机功率的增加，将导致发动机重量迅速增大（接近三次方关系）螺旋桨的局限：当飞行速度接近800千米/小时时，螺旋桨桨叶速度已接近音速，形成激波阻力和振动，导致螺旋桨工作不稳定，推进效率急剧下降。 * * 1945年，美国决定研制一架专用来突破“音障”的研究飞机。这种飞机命名为“X-1”，它的外形酷似一枚炮弹，这主要是为了减小飞行时的阻力。因为当时航空喷气发动机的技术水平还不足于突破“音障”，所以机上装一台火箭发动机。这种飞机只能进行2分钟的动力飞行，故而采用了用改装的轰炸机投放的方案。 1947年10月14日，X-1飞机首次成功突破“音障”，实现了超音速飞行。飞行速度达到了M1.015（1078千米/小时）。 * * * 三、发动机各部件上气体轴向力的分布 及转子轴向力的减荷 根据上述计算方法，可以计算出各组合件上的气体轴向力的数值和方向。各组合件上气体轴向力的代数和，就是发动机的推力。 作用于压气机转子向前的轴向力：509 946N（52 000kg） 作用于涡轮转子向后的轴向力：226 534N（23100kg） 一般每个滚珠轴承约可承受9 806~19 600N（1000~2000kg）的轴向力，因此，每个转子都要采用数十个轴承，这不仅使发动机重量增加，在结构上也是难以实现的。 为此，在现代大、中型航空燃气涡轮发动机的设计中，必须采取各种措施以减小作用于滚珠轴承上的轴向力，也即减小整台发动机转子的轴向力。 经常采用的减小转子轴向力的方法（或称减荷措施） 将压气机转子与涡轮转子作成刚性联接或用可以传递轴向力的联轴器联接。509 946-226 534=283 412N（28 900kg）。 在轴流式压气机最末级轮盘的后方采用封气装置限制高压气流漏入盘后空腔，并将此腔通过机匣上的定径孔与大气相通，这样就减小了作用在末级盘上的气体压力，从而减小了作用于转子上向前的轴向力。如图中将B腔通大气，使盘后空腔的气体压力下降至0.13~0.16MPa（1.3~1.6kg／cm2），则压气机转子的轴向力可由509 946N（52 000kg）降到284 393N（29000kg）。 将压气机后级或出口级的高压气体引到压气机转子第一级轮盘前腔，使作用于第一级轮盘前端面上向后的气体压力增大，从而减小作用于转子上向前的轴向力。如图中，当高压气体引入A腔时，作用于压气机转子上向前的轴向力即由284 393N（29 000kg）降到249089N（25 400kg）。 当同时采用上述三种减小轴向力的方法时，发动机转子的轴向力仅为22555N（2300kg），只要用两个滚珠轴承即可承受。 ？ 各组合件上气体轴向力的代数和，就是发动机的推力。采用减荷措施会不会减小发动机的推力？ 采用减荷措施，转子轴向力是不是越小越好？ 采用减荷措施，转子轴向力是不是越小越好？ 由于发动机的气流参数随着工作状态而改变，因此作用在各组合件上的气体轴向力也随着飞机飞行状态和发动机的工作状态而改变，而且在整个飞行范围内数值变化很大，所以在采用减荷措施时，不仅要考虑设计状态的转子轴向力满足要求，还要使各个工作状态的轴向力都能符合要求，既不使轴向力过大，超出滚珠轴承所能承受的范围，又不使轴向力太小或改变方向，以致引起轴承的冲击或滑蹭损伤。 大型、大流量比涡扇发动机在标准状态下转子轴向力分布图。 1.4.2 气体力作用于组合件上的扭矩 气流在流过发动机通道中的某些组合件（压气机的静子叶片和工作叶片、涡轮导向叶片和工作叶片，尾喷管的支柱等）时，其方向沿周向发生变化，因而对发动机轴线的动量矩有了改变，这说明气体有扭矩作用于这些组合件。 由气体动量矩及牛顿第三定律可以求出气体作用于某些组合件上的扭矩为： —— 组件进出口处气流的平均周向分速度 —— 组件进出口处的平均半径 —— 流过组件的质量流量 由上式可以看出，当气流轴向进入并轴向流出该组件时，即C1u=C2u=0，则作用于该组件的总扭矩为零。 例如，在轴流式压气机中，气流一般轴向流入并轴向流出，虽然气流流过各级静子叶片和工作叶片时都有动量矩变化，但对整个压气机部件来说，动量矩没有变化，也就是说作用于压气机的总扭矩为零。 同样，在涡轮中也是如此，但有时候涡轮后的气流要在经过尾喷管的支柱后才变为轴向的，此时: 如果不考虑转子旋转时的机械损失及传动附件的功率，则在发动机稳定工