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燃气轮机原理第二章 燃气轮机循环理论 2-7 涡扇发动机热力循环 涡轮风扇发动机(Turbofan)简称涡扇发动机，又称双路式涡轮喷气发动机，是目前广泛使用的航空发动机之一。 涡喷与涡扇发动机对比示意图 涡扇发动机结构特点 涡扇发动机有内、外两个涵道，在内涵燃气发生器后面增加动力涡轮，将燃气发生器的一部分或大部分可用功通过动力涡轮传递给外涵道中的压气机（或称风扇）。外涵风扇处于进气道内，可以在跨音速或超音速飞行时工作。 涡扇发动机的诞生 二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速，耗油量要小，因此发动机效率要很高。如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。 涡扇发动机的诞生 实际上早在上世纪30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。 涡扇发动机的诞生 上世纪50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了实用的JT3D。 涡扇发动机的诞生 1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。 从70年代起，军用歼击机的发动机上采用了小涵道比的涡扇发动机。 涡扇发动机的原理 发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热效率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡扇发动机的原理 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。 涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 涡扇发动机的优缺点 优点 涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。 缺点 涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确地分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。 涡扇发动机的性能参数 涵道比 通过外涵风扇的空气流量与通过内涵燃气发生器的空气流量之比。 内涵燃气发生器称为核心发动机。核心发动机的压气机应该包括风扇的内涵部分，这样才能正确表达核心发动机的循环增压比和循环参数。 高、低涵道比的涡扇发动机 涡扇发动机的性能参数 功分配系数 内涵燃气发生器的可用功一部分传给外涵风扇，余下的部分用来增加内涵燃气的动能。传给外涵的可用功与全部可用功之比称为涡扇发动机的功分配系数。 涡扇发动机的性能参数 传给外涵每公斤空气的功 （考虑损失） 涡扇发动机的性能参数 单位推力 分开排气涡扇发动机内、外涵气流不在尾喷管内掺混，在各自的尾喷管内完全膨胀后分别以速度 喷出，其内、外涵的单位推力分别为： 涡扇发动机的总推力： 涡扇发动机的性能参数 涡扇发动机单位推力的