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01航空燃气轮机结构设计概论.ppt

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01 航空 燃气轮机 结构设计 概论
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,航空燃气涡轮发动机结构设计,2006年3月,航空发动机结构设计,2,无人机母机系统研制,2006年3月,航空发动机结构设计,3,高空无人驾驶侦察机,2006年3月,航空发动机结构设计,4,涡喷-11B发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,5,航空燃气涡轮发动机结构,目的: 了解和掌握发动机结构设计的基本原则分析方法存在的主要矛盾各种解决措施,2006年3月,航空发动机结构设计,6,航空燃气涡轮发动机结构,特点: 涉及面广 系统性不强 工程性强 不断发展,2006年3月,航空发动机结构设计,7,航空燃气涡轮发动机结构,要求:学会读图 分析方法 多看实物 掌握各部件的设计特点,第一讲航空发动机发展,2006年3月,航空发动机结构设计,9,一、航空燃气涡轮发动机分类,涡轮螺桨发动机涡轮轴发动机地面燃气轮机涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,10,1.涡轮螺旋桨发动机 (WJ),2006年3月,航空发动机结构设计,11,1.涡轮螺旋桨发动机 (WJ),安-70超大型运输机,2006年3月,航空发动机结构设计,12,1.涡轮螺旋桨发动机 (WJ),特征:不直接产生推力,通过减速器带动螺旋桨;螺桨转速不变,桨角变化,得到不同推力;发动机在高亚音飞行时,热力效率高;用于低速运输机及轻型飞机。,2006年3月,航空发动机结构设计,13,1.涡轮螺旋桨发动机 (WJ),2006年3月,航空发动机结构设计,14,1.涡轮螺旋桨发动机 (WJ),涡轮螺桨发动机结构简图,2006年3月,航空发动机结构设计,15,2.涡轮轴发动机 (WZ),Boeing AH-64D Apache Longbow,Sikorsky UH-60L Black Hawk,带有两级减速器;用于直升飞机上,2006年3月,航空发动机结构设计,16,2.涡轮轴发动机 (WZ),2006年3月,航空发动机结构设计,17,2.涡轮轴发动机 (WZ),慕尼黑涡轮联合公司/透博梅卡 /罗罗,MTR390,2006年3月,航空发动机结构设计,18,2.涡轮轴发动机 (WZ),T-700 涡轴发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,19,2.涡轮轴发动机 (WZ),2006年3月,航空发动机结构设计,20,2.涡轮轴发动机 (WZ),2006年3月,航空发动机结构设计,21,2.涡轮轴发动机 (WZ),2006年3月,航空发动机结构设计,22,3.地面用燃气轮机,油田灭火机,2006年3月,航空发动机结构设计,23,3.地面用燃气轮机,野外发电机,2006年3月,航空发动机结构设计,24,4. 涡轮喷气发动机-(WP),用于,歼六 强五,涡喷六(WP-6)发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,25,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,26,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,27,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,28,4.涡轮喷气发动机—进气道,作用、 结构、 工作特点 防止外物打伤;防冰,2006年3月,航空发动机结构设计,29,4.涡轮喷气发动机—压气机,作用:提高进入燃烧室的空气压力重要参数:增压比(P出口/P进口)影响发动机性能好坏的一个主要参数,2006年3月,航空发动机结构设计,30,4.涡轮喷气发动机—燃烧室,作用、特点、构造,2006年3月,航空发动机结构设计,31,4.涡轮喷气发动机—涡轮,作用:燃气膨胀作功驱动压气机组成:静子 转子特点:高温、高转速涡轮前燃气温度—影响发动机性能好坏的一个重要参数,2006年3月,航空发动机结构设计,32,4.涡轮喷气发动机—涡轮,,燃气在涡轮叶片中流动,2006年3月,航空发动机结构设计,33,4.涡轮喷气发动机—尾喷管,作用:燃气膨胀以高速 (550-600 米/秒) 喷出,2006年3月,航空发动机结构设计,34,4. 涡轮喷气发动机-(WP),气流在发动机进、出口的变化进气速度为零,排气速度大增根据牛顿第三定律,这股流过发动机的气流产生发动机的推力。,2006年3月,航空发动机结构设计,35,4. 涡轮喷气发动机-(WP),发动机的推力 T T=G空气×(W出口-W进口)/gG空气: 每秒流进发动机的空气量,kg/sW出口: 尾喷管流出的燃气速度,m/sW进口: 流进发动机的空气速度,m/s,2006年3月,航空发动机结构设计,36,4. 涡轮喷气发动机-(WP),加力燃烧室装在涡轮后,短期供入燃油燃烧, 使排气温度、速度增加,增加发动机推力。,2006年3月,航空发动机结构设计,37,4. 涡轮喷气发动机-(WP),经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出,能量量损失大,因此经济性差。 特别在开加力时,经济性更差。耗油率 SFC涡轮喷气发动机耗油率大,约0.90 kg/kgf/h,2006年3月,航空发动机结构设计,38,4. 涡轮喷气发动机-(WP),2006年3月,航空发动机结构设计,39,4. 涡轮喷气发动机-(WP),在航空发展史中占有重要地位但存在着较大的缺点能否发展一种既能产生大的推力,经济性又好的发动机?,2006年3月,航空发动机结构设计,40,5.涡轮风扇发动机-(WS),2006年3月,航空发动机结构设计,41,涡轮风扇发动机,特征:将涡轮出来的燃气再流入一个涡轮,在涡轮中膨胀作功,向前驱动一个直径比原有压气机大的风扇 (结构同于压气机)风扇出来的空气一部分流入压气机 (称内涵),一部分由压气机外部流过 (称外涵),2006年3月,航空发动机结构设计,42,涡轮风扇发动机,特征(续)由尾喷管喷出的燃气速度低了,内涵推力小了外涵气流也产生推力推力大了,排出的能量小了 耗油率低了, 比涡喷约低1/3涡扇发动机推力=内涵推力+外涵推力 >涡喷发动机推力,2006年3月,航空发动机结构设计,43,波音-707,飞机性能的变化起飞滑跑距离减少 29.4%最大航程增加 27.6%爬升率提高 110%最大巡航速度提高 8.2%,用JT3D涡扇换装JT3C涡喷,2006年3月,航空发动机结构设计,44,涡轮风扇发动机,60年代初期研制成功后,很快被民航客机广泛采用飞机波音707、波音727、波音737、三叉戟、快帆,伊尔62、图154、DC-9发动机JT3D、JT8D、康维、斯贝、D-30。,2006年3月,航空发动机结构设计,45,涡轮风扇发动机,循环参数总压比涡轮前燃气温度涵道比,2006年3月,航空发动机结构设计,46,涡轮风扇发动机-军用,特征在高性能战斗机上的应用要求:迎风面积小,推重比大发展先进的核心机,采用小涵道比,再装上加力燃烧室。,2006年3月,航空发动机结构设计,47,加力式涡轮风扇发动机,起飞推力大加力比(加力推力/不加力推力)大巡航耗油率低减少迎风面积适合战斗机,2006年3月,航空发动机结构设计,48,加力式涡轮风扇发动机扇发动机,F-4“鬼怪”式战斗机 用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后 飞机性能的改进,最大M数 由 2.2→2.4最大航程 ↑54%加速到M=2的时间 ↓1/3爬升到12000m的时间 ↓20%,2006年3月,航空发动机结构设计,49,加力式涡轮风扇发动机,60年代后期采用高循环参数总压比≈25、T3≈1600K发展高性能核心机研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一级8的发动机 F100-PW-100→F-15 (1974),2006年3月,航空发动机结构设计,50,第 3代战斗机的发动机,F100-PW-229 129.4 kN 推重比=8.0 F110-GE-129 129.1 kN 推重比=8.0AL-31F(АЛ-31Ф) 122.6 kN 推重比=8.0,2006年3月,航空发动机结构设计,51,第4代战斗机的特点,高的敏捷性好的隐身性短距起飞着陆能力超声速巡航能力,2006年3月,航空发动机结构设计,52,四代机对发动机的要求,推重比大于 10.0不开加力的最大推力 即中间推力要大采用矢量喷管,2006年3月,航空发动机结构设计,53,X-35矢量喷口,2006年3月,航空发动机结构设计,54,F119,矢量喷管,2006年3月,航空发动机结构设计,55,矢量喷口,2006年3月,航空发动机结构设计,56,苏-37的超机动飞行,2006年3月,航空发动机结构设计,57,苏-27的眼镜蛇机动飞行,2006年3月,航空发动机结构设计,58,苏-37的钟状机动飞行,2006年3月,航空发动机结构设计,59,F-22用发动机-F119-PW-100,总压比 35 涵道比 ~0.2涡轮前燃气温度 ~1850~1950 K3+6___1+1 反向转动的双转子推力 157.5 kN推重比 10.0,2006年3月,航空发动机结构设计,60,F119 与 F100 比较,级数 17---11 少 6 级零件数少 40%中间推力大 47% 可使战斗机超声速巡航巡航耗油率低 11% 可靠性、维修性好,2006年3月,航空发动机结构设计,61,第 3.5代战斗机,EF2000,Rafale“阵风”,2006年3月,航空发动机结构设计,62,第3.5代战斗机的发动机 (1),EJ200 推力=88.3 kN 推重比=10.0,2006年3月,航空发动机结构设计,63,第3.5代战斗机的发动机 (2),M88-2 推力=75 kN 推重比=8.5,2006年3月,航空发动机结构设计,64,联合攻击机-JSF,2006年3月,航空发动机结构设计,65,联合攻击机 JSF,一机三型一条生产线完成三型飞机生产一机三型 CTOL型 常规起降 23 t 空军用 STOVL短距起飞垂直降落型 23 t 海军陆战队、英海军用 CV即舰载型 海军用 较前二者重,2006年3月,航空发动机结构设计,66,联合攻击机 JSF,~2010年服役将与F-22成为美国主力战斗机投资约160亿美元计划生产3000架供英海军60架、英空军200架,2006年3月,航空发动机结构设计,67,联合攻击机 JSF,JSF 洛克西德公司方案,2006年3月,航空发动机结构设计,68,JSF 波音公司方案,,联合攻击机 JSF,2006年3月,航空发动机结构设计,69,联合攻击机 JSF,F-352001年10月26日美空军宣布洛克希德.马丁的 X-35方案为JSF的中标机型并命名为F-35,2006年3月,航空发动机结构设计,70,动力装置之一-- 洛克西德公司,2006年3月,航空发动机结构设计,71,联合攻击机 JSF,2006年3月,航空发动机结构设计,72,动力装置之二---波音公司,2006年3月,航空发动机结构设计,73,大涵道比涡扇发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,74,大涵道比涡扇发动机,60年代美国军方提出战略远程大型运输机起飞总重约350吨、航程约12000公里要求发动机推力≈20000kgf耗油率比中小涵道涡扇发动机低1/3,2006年3月,航空发动机结构设计,75,高涵道比涡扇发动机,采用大风扇 (高涵道比)增加低压涡轮级数增加高压涡轮后的燃气能量高总压比、高涡轮前燃气温度采用先进技术,高涵道比涡扇发动机 采用三高指标高涵道比 5.0-8.0高总压比 25-30高涡轮前燃气温度 1600-1650k推力18000-22000 kg耗油率比小涡扇低1/3,高涵道比涡扇发动机特点,起飞推力大耗油率低噪声低,2006年3月,航空发动机结构设计,78,第一代宽体客机,,B7471970年,L1011 (1972),DC-10(1971),2006年3月,航空发动机结构设计,79,高涵道比涡扇发动机,已在现代民机上广泛采用A300、A310、A320、A330、A340,B737、B747、B757、B767、B777,A3XX B747-500X、B717、A318、湾流Ⅴ,2006年3月,航空发动机结构设计,80,波音777双发客机,2006年3月,航空发动机结构设计,81,波音777双发客机,波音777大型双发客机1990年提出,1995年6月投入营运对发动机的要求特大的推力:飞机起飞总重大于280吨要求单台发动机推力大于370~450 kN当时最大推力约为275 kN特高的可靠性:双发客机航行任何航线即要求投入航线营运之初获得180分钟 ETOPOS的批准,2006年3月,航空发动机结构设计,82,用于B777的三种发动机,普惠 PW GE90 Trent 4084 4098 -75B -92B -884 -8104 推力 kN 338 453 351 421 402 481涵道比 6.5 5.9 8.4 8.4 5.9 5.4总压比 36.0 42.0 39.3 42.0 38.8 45风扇直径 m 2.844 3.124 2.794耗油率 0.566 0.572 0.560 0.575取证时间 94.4 98.3 94.11 96.5 95.1 00.2,2006年3月,航空发动机结构设计,83,两种巨型客机,载客量(三级布置) 多于500人 航程 14000~16000 km 起飞重量 大于 500 吨 机身长 70~86 m B747-500X、B747-600X A380-100、A380-200,两种巨型客机,对发动机的要求 推力 340 kN级 DOC 比B747-400低10%~23% Trent 900(~400 kN) GP7267/7275/7167,2006年3月,航空发动机结构设计,85,俄罗斯的巨型客机-- “俄罗斯之翼”KP-860,载客 860人 航程 12000~15000km起飞总重 620~650 吨翼展 88 m 机身长 80 m,2006年3月,航空发动机结构设计,86,俄罗斯的巨型运输机 安-225,起飞重量 600吨 载重量 250吨 装有六台PS-90高涵道比 涡轮风扇发动机,2006年3月,航空发动机结构设计,87,高涵道比涡扇发动机,2001年11月19月GE-90推力达到 535 kN,2006年3月,航空发动机结构设计,88,航空发动机发展特点,对产品的设计要求适用性、可靠性、维修性经济性、耐久性,2006年3月,航空发动机结构设计,89,航空发动机发展特点,费用高、风险大多公司合作研制采用高的循环参数留有较大的温度裕度二种发展方式:全新设计 改进衍生广泛采用先进技术采用并行或同期工程,2006年3月,航空发动机结构设计,90,航空发动机发展特点,进行广泛、苛刻的试验 元器件:叶栅吹风、材料性能、强度、振动…部件:性能调试、强度、振动….(缩尺、全尺寸,模拟、真实条件)整机:地面条件(性能、耐久性),高空台中模拟高空高速条件,飞行试验台, 飞机…环境:吞水、吞烟、吞冰雹、吞鸟….,,2006年3月,航空发动机结构设计,91,进行广泛、苛刻的试验,吞水试验吞水量为空气流量的4%,2006年3月,航空发动机结构设计,92,进行广泛、苛刻的试验,吞冰雹试验吞冰雹量 每分钟大于1000公斤(GE90),2006年3月,航空发动机结构设计,93,进行广泛、苛刻的试验,吞鸟试验中鸟:4×1.5 lb (4× 2.5 lb)B777,,2006年3月,航空发动机结构设计,94,进行广泛、苛刻的试验,吞鸟试验大鸟:4 磅(对于B777则为 8磅),2006年3月,航空发动机结构设计,95,进行广泛、苛刻的试验,风扇叶片甩出试验 也称包容性试验 是最危险、最费钱的试验,2006年3月,航空发动机结构设计,96,发动机研制程序,三大部件(压气机、燃烧室、涡轮)核心机(高压)核心机 + 低压部件(风扇、低压涡轮、加力燃烧室) 验证机(技术、型号)原型机 调试(地面、高空台试车,飞行试验)达标,批准后批生产改进改型,2006年3月,航空发动机结构设计,97,结 束 语,航空发动机发展--迅猛性能更好的新型机种不断出现希望同学们在学习期间,加强基础理论、掌握专业知识关心国内、外航空事业的发展动态为今后的工作,打下良好的基础。,
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