航空发动机材料和热效分析.docVIP

目录 1 引言 1 1.1概述 1 1.2国内外研究现状 1 1.3 本文要解决的问题 1 2 航空发动机的热效分析 1 2.1 燃料的燃烧效率 2 2.1.1 燃烧反应速率 2 2.1.2 燃烧效率的计算 3 2.2 温度与平均动能的关系 5 2.2.1 微观角度分析 5 2.2.2 宏观角度分析 5 2.3 热机效率计算过程 5 3 火焰筒性能分析主要的区域 10 3.1火焰筒壁温的轴向分布 10 3.2火焰筒壁温的径向分布 11 4 常用的发动机燃烧室的材料的性能 12 4.1 GH3044的性能. 12 4.1.1 力学性能 12 4.1.2 锻件的高温持久性能 13 4.1.3 材料的高温拉伸性能 14 4.2 Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Ta-Si-C的性能 14 4.2.1 拉伸性能 14 4.2.2 热稳定性 15 4.2.3蠕变和持久性能 16 4.3 BT25y 16 4.3.1 材料在不同温度条件下的力学性能 16 4.3.2材料高温下的拉伸性能 17 4.3.3高温蠕变性能 19 4.4 GH150 19 4.4.1合金不同温度的拉伸性能 20 4.4.2 材料的持久性能 21 4.4.3 蠕变性能 22 4.4.4 疲劳性能 22 5 材料使用温度对航空发动机燃烧室的热效的影响 24 5.1 GH3044效率计算 24 5.2 Ti-AL-Sn-Zr-Mo-Ta-Si-C的效率为： 24 5.3 BT25y的效率为： 24 5.4 GH150的效率为： 24 6 推重比计算 25 结论 28 参考文献 29 致谢 32 1引言 1.1概述 众所周知，早先的飞机是木质结构，最快时速不过几十公里，只是在生产出了密度小且具有一定强度的铝及铝合金后，飞机的时速才得以提高到几百公里。为了提高飞机性能，航空发动机的功率不断增加，随之发动机的工作温度也不断增加。然而工作温度并不是可以无限制的增加，它受到燃烧室（更确切应该是火焰筒的材料的高温性能）所限制，因而航空发动机设计者们开始考虑高推重比的航空发动机，近年来随着燃油的价格攀升，降低燃油消耗率的呼声也越来越大。因而发展高推重比的航空发动机势在必行。 1.2国内外研究现状 在推重比和降低燃油消耗率方面，美国在1985～1991年研制出耐1204℃的陶瓷材料，并用在涡轮风扇/涡轮喷气技术验证机的燃烧室上进行验证时，使其推重比提高30%，燃油消耗率减少20%。这种材料用在涡轮轴/涡轮螺旋桨验证机上时，使燃油消耗率减少20%，推重比提高40%。在1991～1997年研制出耐1538℃的陶瓷，并分别在以上两种技术验证机上验证，推重比分别提高了60%和80%，燃油消耗率分别降低了30%和30%。因而通过对新型材料的在航空发动机燃烧室上合理的应用能很好的提高发动机的推重比和燃油消耗率[7,8,9,10]。 美国新装备在F-22飞机上的普惠F119发动机，其推重比已经达到1.27。装备在F-35A飞机上的普惠F135?推重比达到了1.06?。装备在重型战机F-15K上的通用F110?推重比达到了1.16。装备在F-15E战机上的普惠F100?推重比达到了1.06。俄罗斯装备在Su-35战机上的AL-37F?推重比达到了1.10。装备在Su-37上的AL-41F?发动机推重比达到了1.24。欧洲联合研制的台风战机上装备的EJ200?发动机推重比达到了1.07。我国必威体育精装版研制的新型WS-13目前还仅有0.97。可以看出我国目前发动机的研制水平和世界航空强国还存在很大的差距。这主要表现在耐高温材料方面，但我国一直没有停止过在高温材料方面的研究。 在新材料的利用方面，美国在1978年就开始研究高效节能发动机（E3）计划，在材料上取得巨大的突破，并应用于CF6-80C，CFM-56，GE90等燃烧室上。在1985～1991年就应用了耐1204℃的陶瓷，1991～1997年应用了耐1538℃陶瓷基复合材料（CMC），1997～2003年应用了钛金属基复合材料[11]。 英国在20世纪80年代前的先进核心发动机技术研究中（ACET），重点发展了新型材料及耐高温的涂层材料。而罗尔-罗伊斯公司用某先进的耐高温材料的使用温度达到了2150K。斯贝MK202，所使用的材料允许的温度在2043K[12,13]。俄罗斯（前苏联）米格25燃烧室材料能承受的温度超过了3000K[14]。 我国航空发动机燃烧室材料与世界先进水平有很大差距，而主要的差距在其使用耐高温材料方面，但我国一直没有停止过研究，从1956年至今，我国先后研制成功了用于航空涡轮发动机燃烧室和加力燃烧室的第一种高温合金GH3030，随后又陆续研制成功了GH1140、GH3039、