发动机原第三章.ppt

* 民用大涵道比涡扇发动机总体发展趋势 大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗油率 采用三高设计 高总增压比 较高涡轮前温度 高涵道比 典型民用发动机的循环参数 CFM56系列发动机，压比30~35，涵道比5~6，涡轮前温度1700~1800K； LeapX发动机，压比43，涵道比11，涡轮前温度~2000K。 * 超音速飞机涡扇发动机总体发展趋势 军用超音速战斗机为追求尽可能高的单位推力和推重比 一高、一中、一低 （高涡轮前温度、中等总增压比、低涵道比） 为追求更高功重比和更低耗油率涡桨和涡轴发动机设计向更高增压比和更高涡轮前温度发展 * 第三代超音速战斗机用典型发动机数据 发动机型号 F404 F100 AЛ-31Ф 最大状态推力daN 7134 12478 12260 最大状态耗油率kg/daN·h 1.89 2.03 1.96 中间状态推力daN 4840 7475 7720 中间状态耗油率kg/daN·h ~0.8 0.703 0.765 涵道比 0.34 0.81 0.65 风扇级数 3 3 4 高压压气机级数 7 9 9 总压比 25 32 22~23 涡轮前温度K 1589 1728 1665 推重比 7.58 7.32 8.17 装备的飞机 F-18 F-15 Su-27 飞机推重比 ~0.95 1.07 1.1 涡轴涡桨发动机循环参数的发展趋势 在给定的技术水平条件下，由于尺寸效应和冷却损失等（实心曲线）的影响，当循环参数高到一定程度时，进一步提高循环参数对涡轴发动机性能影响不明显。 第三节 发动机/飞机一体化设计概念 将发动机作为飞机的一个子系统，以飞机完成飞行任务的优劣作为设计方案的设计目标。 为什么要开展飞/发一体化设计 开展航空发动机设计和研制时，首先需要确定包括发动机性能、安装尺寸和重量、稳定性、寿命、安全性、经济性、适用性、维修性等一系列的设计要求。 由于发动机产品的各项设计要求之间联系紧密且相互制约，需要在飞机飞行任务和评价指标驱动的设计决策过程中，由飞机使用部门（特别是军方用户）、飞机设计部门和发动机设计部门经过多轮次的协调，共同研究确定。 在西方国家，这一过程通常划分为招标申请（RFP）、联合概念定义（JCDP）、联合定义（JDP）三个阶段。 军用飞机/发动机的性能要求 对于超声速军用飞机/发动机而言，需要在很多的飞行条件下进行优化，如待机和侦察、超声速突防、跨声速作战等。 不同飞行条件对发动机提出不同要求，如巡航经济性、不加力推力、加速性等。 飞机在和平时期的值班循环比设计飞行任务循环所占比重更大，因此和平时期的使用影响也需要在设计中予以考虑。 一些更高的要求如：在有限长度的跑道或被破坏的跑道上的短距起降要求、红外和雷达隐身要求、提升空战能力和减小敌方地空导弹发射窗口的超声速巡航要求，使得军用飞机/发动机的匹配变得更为复杂。 民用飞机/发动机的性能要求 对民用飞机/发动机而言，经济性一直是最主要的评估指标。近年来环保要求日益变得重要，加上安全性、可靠性、维修性等要求使飞机和发动机设计中需考虑的因素变得非常复杂。 即便对于经济性而言，使用不同的经济性评价指标也会对飞机和发动机的优化设计构成不同的影响。 典型民用飞机要求和任务剖面 民用飞机的要求包括航程、商载、平衡场长、爬升末端推力、一发不工作时爬升梯度、排放和噪声、飞机性能增长空间等。其主要评价指标有初始投资、直接运营成本、每座公里（或百公里）成本、燃油消耗量和每座公里（或百公里）燃油消耗量、购买成本、寿命周期成本、起飞总重等。 a-起飞，b-爬升，c-巡航，d-阶梯爬升，e-继续巡航，f-下降，g-转场，h-等待，i-着陆 典型运输飞机飞行任务分析 发动机/飞机一体化设计示例 例如：美国先进技术战斗机ATF招标书 背景 飞行任务剖面 飞机性能要求 设计参数 以飞机性能要求为约束条件，以完成任务所对应的最小飞机起飞总重为最优目标。 飞行任务剖面 飞机性能要求（约束条件） 有效载荷 四枚??型号导弹、500发25毫米炮弹 起飞距离 1500英尺 着陆距离 1500英尺 最大飞行马赫数 2.0Ma/40000 英尺 超音速巡航 1.5Ma/30000 英尺 加速性 0.8?1.6Ma/ 30000 英尺 t?50s 稳定过载 0.9Ma/ 30000 英尺 n?5g