叶尖喷气自驱动风扇的超高涵道比发动机总体性能研究

发布时间：2020-07-05 11:26

【摘要】：经济性需求使得涡扇发动机的涵道比不断增大,但是涵道比的增大会带来风扇与增压级、低压涡轮间转速不匹配的问题,目前的解决方法主要是三转子结构方案和齿轮传动结构方案。三转子方案会导致发动机结构和控制规律十分复杂,实现难度很大,而齿轮传动结构中齿轮箱的冷却、可靠性方面仍需考验。因此,本文构想出了一种新型的喷气自驱动风扇方案,在低压涡轮处引气到风扇叶尖区域,通过风扇叶尖布置的箍环喷管结构使气体以较大的速度喷出,依靠高速喷出气体获得的反作用力驱动风扇旋转。本文首先建立了风扇的喷气驱动力计算模型,在给定的引气总温、总压、叶尖箍环喷管面积的条件下,可以得出喷气产生的驱动力。然后采用面向对象的方法,通过C++程序建立了带喷气自驱动风扇的大涵道比涡扇发动机模型,确定下了设计状态下的风扇引气量和发动机推力、耗油率。发动机非设计点状态的计算采用了部件特性进行缩放和Newton-Raphson迭代的方法,给出了7个初猜值,利用发动机部件共同工作的约束条件建立了7个平衡方程。在民航客机飞行包线内选取了一些典型的工作状态点进行了计算,得出了非设计状态下发动机的推力及耗油率,并给出了风扇、增压级及高压压气机的工作线。利用Gasturb软件对常规的大涵道比涡扇发动机进行了设计点和非设计点的计算,通过对比喷气自驱动方案和常规方案下发动机的推力及耗油率得出如下结论:喷气自驱动风扇方案在基本不改变发动机推力和耗油率的条件下,成功地减少了发动机低压涡轮的级数,使发动机整机的重量进一步减轻,提升了发动机的推重比。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2019
【分类号】：V235.13
【图文】：

活塞式,航空发动机,发动机,飞行速度

飞行器的动力性能、经济性能及可靠性直接受到航空发动接体现出一个国家军事实力和前沿科技实力的强弱[1]。空发动机的莱特兄发明改装了世界上第一台活塞式发动机，并成功的限制，其试飞的飞行时间仅有 12s，飞行距离也仅有 36人、稳定、带动力的、可操作的飞行。随后由于二战的原飞速进步，发动机的功率也由最初的 10kW 提高到了 25机的飞行速度有很大的限制[2]。一方面，根据理论推导得速度的三次方，飞行速度的提高会导致发动机所需要提供发动机来说，提高功率的途径就是增加发动机汽缸数目，量过大。另一方面，当飞行速增大超过一定限度以后，活剧下降。因此，为了提高飞机的飞行速度，就需要改变发的涡轮喷气式发动机由于其先进的结构形式取得了飞速发空发动机的首选方案。

加力燃烧室,耗油率,发动机推力,航空发动机

可以显著地提高发动机推力，达到增大飞行器飞行速度的目的。涡轮喷式发动机的基本工作过程基本类似，其工作循环一般都为吸气、压缩、但是不同之处在于活塞式航空发动机的 4 个冲程在一个汽缸中完成，也后顺序完成这 4 个热力过程，而涡轮喷气式发动机是在发动机不同部位过程，压缩增压过程是在压气机中完成，在燃烧室中燃烧过程在特定位胀做功是在涡轮部件内部完成，最后由尾喷管喷射出去完成一个工作循气式航空发动机来说，提高涡轮前温度可以明显提升发动机推力，但是前温度有很大的受限[4]。为了使飞行速度突破“音障”，实现超音速飞行烧室，利用燃气中未被充分利用的氧气在此燃烧，提升混合燃气的温度，达到更大的喷射速度。这种方式可以在短时间内极大地提高飞机飞行燃气中氧气成分稀薄，所以燃烧效率很低，造成的结果就是耗油量很大此这是一种增大耗油率来实现推力增大的方式。1958 年美国研制出了 F载的发动机就是一个单转子加力式涡轮喷气式发动机，飞行马赫数达到推力超过了 7000daN，推重比达到了 4.63，在不开加力燃烧室情况下h)，打开加力燃烧室以后耗油率提升了一倍，达到了 2.0kg/(daN·h)。

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