涡轮风扇喷气发动机原理（涡扇喷气发动机的工作原理如何）

大家好，小生来为大家解答以上问题。涡轮风扇喷气发动机原理，涡扇喷气发动机的工作原理如何很多人还不知道，现在让我们一起来看看吧！

压缩机，故名压缩机，是一种用来压缩空气的机械。根据它们的结构和工作原理，喷气发动机使用的压气机可分为两类，一类是离心压气机，另一类是轴流压气机。压缩机的形状像一个钝平的圆锥体。这个圆锥体上有几个螺旋叶片。当压缩机的圆盘运转时，空气将被螺旋叶片“捕获”。在高速旋转产生的巨大离心力的作用下，空气会被抛入压缩机的轮盘和压缩机的机壳之间的缝隙中，从而实现空气的增压。与离心式压缩机不同，轴流压缩机由多级风扇组成，每级风扇都会产生一定的压比，各级风扇压比的乘积就是压缩机的总压比。现代涡扇发动机的压气机多为轴流压气机，具有体积小、流量大、单位效率高等优点。然而，在某些情况下，也可以使用离心式压缩机。虽然离心式压缩机效率相对较差，重量较大，但离心式压缩机工作相对稳定，结构简单，单级增压比比轴流式压缩机高几倍。如中国台湾省IDF使用的TFE1-042-70双转子结构涡扇发动机，高压压气机采用四级轴流和一级离心的组合压气机，减少压气机级数。顺便说一句，这样的组合压气机在涡扇发动机上用的不多，但是现在直升机上用的涡轴发动机一般都是几个轴流一个离心的组合结构。例如，国产涡轴-6和涡轴-8发动机是由第一级轴流和第一级离心流组成的组合式压缩机。另一方面，美国黑鹰直升机上的T-700发动机，5级轴流，1级离心压气机。压气机是涡扇发动机的核心部件。涡扇发动机采用的双转子结构在很大程度上是为了满足压气机的需要。压缩机的效率直接影响发动机的工作效率。目前，人们的目标是提高压缩机的单级压比。例如，歼79使用的压气机风扇多达17个，平均单级压比1.16，这样17个叶片的总压比约为12.5，而波音-777使用的GE-90压气机平均单级压比提高到1.36，这样10个助推器叶片的总压比可以达到23左右。F-22的动力F-119发动机的压气机更好。第三级风扇和第六级高压压气机的总压比为25左右，平均单级压比为1.43。平均单级压比的提高对减少压气机级数、发动机总数和发动机总长度有很大好处。然而，随着压缩机压比的增加，压缩机喘振和压缩机热保护问题也随之出现。在压缩机中，空气被加压，其温度也在上升。比如飞机在地面起飞，压气机压比达到25左右，压气机出口温度会超过500度。但在战斗机使用的低涵道比涡扇发动机中，由于中低空飞行的斜坡效应，温度会升高。当压缩机的总压比达到30左右时，压缩机的出口温度将达到600度左右。这么高的温度会让钛合金成为一项艰巨的任务，只能用耐高温的镍基合金来代替，但是镍基合金的基重相对钛合金来说太大了。我们和人一起研发了一种新型耐高温钛合金。全钛合金压缩机用于波音747的动力之一——罗尔斯罗伊斯公司EF-2000的遄达800和EJ-200。转子的重量比镍基合金低30%左右。与压缩机热保护问题相比，压缩机喘振问题更加困难。振动是发动机的一种异常工作状态，是由压缩机中的气流、速度和压力引起的。 比如飞机加速或减速时，飞行中的发动机吞水或结冰时，或者战斗机在大攻击飞行中突然拉起进气道，进气量因遮挡而突然减少时。很有可能导致发动机喘息。涡扇喷气发动机发展初期，人们采用在每级压气机和风扇前安装整流叶片的方法，以减少压气机上一级的扭曲空气对下一级的不利影响，从而抑制振动和喘鸣现象的发生。而且在歼-79涡喷发动机上，人们第一次实现了整流叶片的调整。可调整流叶片可以使发动机在更宽的飞行包线内正常工作。但随着风扇和压气机压比的逐步增大，单纯采用叶片整流的方法是不可行的。对于风扇来说，人们使用宽弦风扇是为了解决在更宽的工作范围内稳定工作的问题，而且即使去掉风扇前的整流叶片风扇，宽弦风扇也会稳定工作。例如，F-15上的F100-PW-100在其风扇前采用了整流叶片，而F-22的F-119由于采用了三级宽弦风扇，其风扇前没有整流叶片，这样可以减轻发动机的重量，发动机的效率自然也会因为风扇前没有防护罩而提高。风扇的问题已经解决了，但是空气压缩的问题依然存在，而且似乎比风扇的问题材料更棘手。因为多级压缩机都装在一根轴上，工作时转数是一样的。如果各级压缩机都有自己合理的工作转数，振动和喘鸣的问题就会迎刃而解。但是到现在为止，我还没有听说哪个国家集中国力去研究十几二十个旋翼的涡扇发动机。在各种不耐烦之后，人们可以回到老办法，放气。放血是预防震动和哮喘最简单但最难忍受的方法。在许多现代发动机中，人们保留排气阀以备不时之需。比如在波音747的动力JT-9D上，普惠公司分别在第15级高压和低压压气机的第4、9、15级预留了三个放气阀。涡轮风扇发动机的燃烧室和燃烧室，就是上面说的“燃气发生器”。压缩机压缩的高压空气与燃料混合后，在燃烧室中燃烧，产生高温高压气体，驱动燃气轮机。喷气发动机常用的燃烧室有两种，一种叫环形燃烧室，一种叫环形燃烧室。环形燃烧室由若干个火焰管围成一圈，火焰管之间连接有火焰管，保证每个火焰管的出口气体压力相等。但即使如此，每个火焰管中的气体压力也不可能完全相等，而是各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了八个火焰筒的环管燃烧室的ＪＴ－３Ｄ上，在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。 　　与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。 　　与环管燃烧室相比，环形燃烧室的优点还不止是这些。 　　由于燃烧室中的温度很高，所以无论环管燃烧室还是环形燃烧室都要进行一定的冷却，以保证燃烧室能更稳定的进行工作。单纯的吹风冷却早以不能适应极高的燃烧室温度。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却，即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。由于要形成气膜，所以就要从燃烧室壁上的孔隙中向燃烧室内喷入一定量的冷空气，所以燃烧室壁被作的很复杂，上面的开有成千上万用真空电子束打出的冷却气孔。现在大家只要通过简单的计算就可以得知，在有着相同的燃烧室容积的情况下，环形燃烧室的受热面积要比环管燃烧室的受热面积小的多。因此环形燃烧的冷却要比环管形燃烧室的冷却容易的多。在除了冷却比较容易之处，环形燃烧室的体积、重量、燃油油路设计等等与环管燃烧室相比也着优势。 　　但与环管燃烧室相比，环形燃烧室也有着一些不足，但这些不足不是性能上的而是制作工艺上。 　　首先，是环形燃烧室的强度问题。在环管燃烧室上使用的是单个体积较小的火焰筒，而环形燃烧室使用的是单个体积较大的圆环形燃烧室。随着承受高温、高压的燃烧室的直径的增大，环形燃烧室的结构强度是一大难点。 　　其次，由于燃烧室的工作整体环境很复杂，所以现在人们还不可能完全用计算的方法来发现、解决燃烧室所面临的问题。要暴露和解决问题进行大量的实验是唯一的方法。在环管燃烧室上，由于单个火焰筒的体积和在正常工作时所需要的空气流量较少，人们可以进行单个的火焰筒实验。而环形燃烧室是一个大直径的整体，在工作时所需要的空气流量也比较大，所以进行实验有一定的难度。在五六十年代人们进行环行燃烧室的实验时，由于没有足够的条件只能进行环形燃烧室部分扇面的实验，这种实验不可能得到燃烧室的整体数据。 　　但由于科技的进步，环形燃烧室的机械强度与调试问题在现如今都以经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点，在八十年代之后研发的新型涡扇发动机之上几忽使用的都是环形燃烧室。 　　为了更能说明两种不同的燃烧室的性能差异，现在我们就以同为普·惠公司所出品的使用环管形燃烧室的第一代涡扇发动机ＪＴ－３Ｄ与使用了环形燃烧室的第二代涡扇发动机ＪＴ－９Ｄ来作一个比较。两种涡扇发动同为双转子前风扇无加力设计，不过推力差异比较大，ＪＴ－３Ｄ是８吨级推力的中推发动机，而ＪＴ－９Ｄ－５９Ａ的推力高达２４０４２公斤，但这样的差异并不妨碍我们对它们的燃烧室作性能上的比较。首先是两种燃烧室的几何形状，ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的直径和长度分别为９６５毫米和６２７毫米，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的直径是１０２０．５毫米、长度是１０７０毫米。很明显，ＪＴ－９Ｄ的环形燃烧室要比ＪＴ－３Ｄ的环管燃烧室的体积小。ＪＴ－９Ｄ－３Ａ只有２０个燃油喷嘴，而ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的燃油喷嘴多达四十八个。燃烧效率ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ为０．９７而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ比他要高两个百分点。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ八个火焰筒的总表面积为３．５７９平方米，而ＪＴ－９Ｄ－３Ａ的火焰筒表面积只有２．２８２平方米，火焰筒表面积的缩小使得火焰筒的冷却结构可以作到简单、高效，因此ＪＴ－９Ｄ的火焰筒壁温度得以下降。ＪＴ－３Ｄ－３Ｂ的火焰筒壁温度为７００～９

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