1、第四章 渦輪風扇發動機渦噴發動機在低速飛行條件下推力小,經濟性差渦噴發動機為提高熱效率，將燃氣發生器的可用能量全部轉換為氣體的動能增量，進、排氣速度差大，推進效率低。能否在不降低發動機熱效率的條件下，提高推進效率，改善低速飛行條件下的總效率？兩種類型分開排氣混合排氣第一節 基本工作原理分開排氣渦扇發動機組成：進氣道、 風扇、 壓氣機、 燃燒室 、渦輪、 外涵道、 內、外涵尾噴管。工作過程 I 內涵 II外涵 風扇功能及工作原理與壓氣機相同F = FI+FII混合排氣渦扇發動機組成： 進氣道、 風扇 、壓氣機、 燃燒室、 渦輪 、外涵道、 混合器、 尾噴管。工作過程定義：涵道比一、基本工作原理

2、氣流在渦輪和尾噴管的總膨脹功We渦輪功分為兩部分“壓氣機”渦輪WT I“風扇”渦輪WT II內涵噴管出口動能 EK=V92/2 質量附加原理作為熱機，當在發動機中獲得的機械能一定時，把這個能量分配給工質，工質的質量流量越多，即參與產生推力的工質越多，推力越大，耗油率越低。證明：（教材P41）將“同參數”的分排渦扇與渦噴比較內涵總增壓比相同加熱量相同循環功相同渦噴參數“1” 渦扇參數“2”假設不考慮從內涵氣流向外涵氣流能量傳遞過程的損失；氣流在尾噴管出口達到完全膨脹。對分排渦扇“同參數”具有相同的理想循環功 “1”代表渦噴， “2”代表渦扇渦扇發動機內涵循環 渦噴循環比較排氣速度推力 V0 =

3、0時熱效率 因循環功、加熱量均相同推進效率總效率耗油率 推進效率比較結論渦扇發動機將從熱機中獲取的機械能分配給了更多的工作介質，參與產生推力工質增多，因此推力增大；相同熱效率條件下降低了排氣速度，減小了余速損失，提高了推進效率，提高了總效率，降低了耗油率。涵道比越大，推力越大，耗油率越低。Y=0.31.5 sfc=0.0550.07kg/N.hrY=58 sfc=0.03 0.04kg/N.hr 分類風扇位置排氣方式軸數是否加力 性能計算公式分開排氣渦扇發動機尾噴管完全膨脹混合排氣渦扇發動機尾噴管完全膨脹二、主要的過程參數渦輪前溫度T3*和增壓比重要的內涵循環參數提高增壓比，有利于熱效率提高，

4、改善經濟性提高T3*，允許將更多的能量傳給更多的外涵氣流，增加涵道比，提高推力。能量分配涵道比能量最佳分配（以分排渦扇發動機為例）增加風扇增壓比風扇外涵壓縮功wKII越大，風扇外涵增壓比越高，外涵排氣速度越大；需要的渦輪功愈多，內涵渦輪出口排氣溫度和壓力越低，排氣速度越小。能量分配分排渦扇以獲得最高推進效率為分配原則內涵氣流排氣速度略大于外涵排氣速度Y4.5 1級風扇混排渦扇以摻混損失最小為分配原則混合器進口內、外涵氣流總壓近似相等風扇增壓比=3534級風扇涵道比增加涵道比使發動機單位推力下降選擇取決于渦輪前溫度飛行速度亞音速飛機選擇大涵道比渦扇發動機超音速飛機選擇小涵道比渦扇發動機亞音速飛機

5、渦扇發動機高增壓比高涵道比高渦輪前溫度超音速飛機渦扇發動機高渦輪前溫度適當的增壓比低涵道比典型亞音飛機發動機典型軍用發動機第二節部件特點一、風扇高增壓比跨音級（級增壓比=1.7-2.2)為減振，加強剛性，帶減振阻尼凸臺；設計為有蜂窩結構的寬弦葉片。部件特點二、壓氣機級增壓比不斷提高提高葉尖切線速度增加葉片負荷改進穩定工作范圍采取有效的防喘措施提高壓氣機效率改進葉型嚴格控制葉尖間隙部件特點三、燃燒室短環型火焰筒噴油噴嘴低排放污染分區供油間歇噴油部件特點四、渦論采用耐高溫材料（定向結晶、單晶精密鑄造）；冷卻技術（冷卻氣、高溫涂層）；為提高效率，采用主動徑向間隙控制技術，可使巡航耗油率降低1%。部件

6、特點五、混合器摻混目的可獲得1-3%的推力增益；降低排氣速度，降低噪音；降低排氣溫度，降低紅外輻射（隱身）便于加力。提高摻混效果，摻混斗設計共同工作條件（與渦噴相同）共同工作方程高壓轉子（與單軸渦噴相同）低壓轉子分排混排第三節各部件共同工作和調節規律共同工作線分別在高壓壓氣機特性圖和風扇特性圖上畫出共同工作線調節規律分排渦扇發動機( 因通常幾何參數不可調)調節中介：燃油調節參數：低壓轉速（如G.E.)發動機壓比（如PW)混排渦扇發動機調節中介：燃油、A8調節參數：組合控制規律-31：最大狀態調節規律在各種飛行條件下產生盡可能大的推力進氣總溫 255K等相似轉速調節255K進氣總溫 288K等低

7、壓轉速調節288K進氣總溫 373K排氣溫度 = f (進氣總溫 )A8 = f (進氣總溫 )第四節 特性轉速特性特性變化趨勢基本與渦噴發動機相同涵道比隨轉速降低而增大節流時，低壓轉子轉速比高壓轉子轉速下降快，轉差率更大，有利于防喘不加力渦扇發動機速度特性設計涵道比Yd不同, 推力隨Ma的變化規律不同Yd大于1, 推力隨Ma增加呈下降趨勢Yd越大, 耗油率隨Ma增加上升越劇烈 原因: 隨Ma增加, 涵道比增大,導致單位推力下降嚴重。大涵道比渦扇發動機只適合亞音速飛機復燃加力渦扇發動機速度特性 設計涵道比Yd 1 兩股氣流在渦輪后摻混點火復燃, 提高排氣速度增加推力加力比大高速下耗油率相當 低速下不加力耗油率低有利于增加作戰半徑小涵道比渦扇發動機適合超音速戰斗飛機高度特性推力隨高度增加而下降H11Km耗油率不變高度特性優于渦噴小結工作過程及質量附加原理大涵道比渦扇發動機高涵道比、高增壓比、適當的渦輪前溫度起飛推力大噪音低巡航耗油率低隨Ma增加,推力單調下降, 只適用于亞音速飛機小涵道比加力渦扇發動機高渦輪前溫度、低涵道比、適當的增壓比加力比大巡航耗油率低適用于超音速飛機大涵道比渦扇發動機80000磅級推力發動機研制成功 雙發寬體客機 允許不著陸跨洋飛行