涡喷、涡扇发动机技术.doc

1、涡喷/涡扇发动机技术英文名称 turbofan/turbojet technology 定义 涡喷发动机 在单个流道内,涡轮出口燃气直接在喷管中膨胀,使燃气可用能量转变为高速喷流的动能而产生反作用力的发动机称涡喷发动机. 涡扇发动机 核心机出口燃气在低压涡轮中进一步膨胀做功,用于带动外涵风扇，使外涵气流的喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为高速喷流的动能。 国 外概况 涡喷/涡扇发动机是军用战斗机/攻击机、轰炸机、教练机和民用客机的主要动力。半个多世纪以来，涡喷/涡扇发动机的性能提高很大。服役中的战斗机发动机推 重比从 2提高到 7-8，正在研制中的达 9-10，并即将投入使用。民用

2、大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过 40000daN，巡航耗油率从50年代涡喷发 动机 1.0kg/（daNh）下降到 0.55kg/（daNh）。在性能提高的同时，发动机可靠性和耐久性也有很大改善。军用发动机空中停车率一般为 0.2-0.4/1000 发动机飞行小时，民用发动机为 0.002-0.02/1000发动机飞行小时。军用发动机热端零件寿命为 2000h，民用发动机 为 20000-30000 h。 根据美国在 80年代初组织有关专家对 2000年航空技术预测的结果，认为在气动热力学、耐高温轻重量材料和新结构设计以及控制技术方面已取得的和将要取得 的巨大进步，为在保持已经达到的可靠性

3、和耐久性水平上大幅度提高航空发动机性能提供了可靠的技术基础。后来，美国空军发起综合高性能涡轮发动机技术 （IHPTET）计划。空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA 和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到 2003年使航空推进系统能 力翻一番，即推重比或功率重量比增加 100%-120%，耗油率下降 30%-40%。生产和维修成本降低 35%-60%。 为了同美国竞争，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术 （AMET）计划。ACME-的目标是在 2000年后不久验证推重比 20、耗油率

4、低 30%、制造成本低 30%和寿命期费用低 25%的技术，而 AMET的 目标是到2001年验证推重比 15的技术，并在以后几年中提高到 18。 1、现役军用涡喷/涡扇发动机 自 1973年美国普惠公司研制成功首台推重比 8一级的 F100发动机以来，相继又有美国通用电气公司的 F404和 F110、西欧三国联合研制的 RB.199、法国的 M53和原苏联的 33 和 31- 投入使用。它们已成为现役一线战斗机的主要动力装置。除法国的 M53为单转子涡扇发动机且推 重比只有 6.2外，其余均为双转子或三转子涡扇发动机，推重比为 7.0-8.0。随着发动机技术计划的持续实施并不断获得新技术成果

5、。这些新技术既可用来 改进使用中的发动机，又可构成全新研制中的推重比 9-10发动机的基础，并不断向更高的目标-推重比 20发展。预计，推重比 15-20一级的发动机将于 2015-2020 年期间研制成功，并将与第五代战斗机配套投入使用。 （1）现役发动机的改进改型 为了满足未来空军多用途战斗机（MRF）和海军攻击机以及原有 F-15、F-16和 F/A-18战斗机进一步改型的需要，对 F100、F110 和 F404 发动机正在实施提高推力和推重比的改型工作。 F100的改型为 F100-PW-229A，已验证的推力高达 16530daN，推重比 9.5。 F110的改型为 F110-GE

6、-129EFE，已经验证的推力达 16210daN，推重比为9.5。 F404推力增大型（后重新编号为 F414-GE-400）。F414 的推力为 9680-10700daN，推重比为 9.0-9.5。它的涡轮前温度将 提高 167K，空气流量增加10%，压气机和涡轮效率将提高 2%。采用的新技术有风扇和压气机整体叶盘结构、多斜孔冷却燃烧室、高功量高温涡轮、轴对称或 二元矢量喷管和带光纤控制部件的先进全权数字电子控制（FADEC）等。其中许多技术是从通用电气公司的 YF120发动机和综合高性能涡轮发动机技术 （IHPTET）计划中得来的。F414的研制工作已经完成，将在 2000年装在 F-

7、18E/F战斗机上投入使用。 （2）全新研制的推重比 9-10涡喷/涡扇发动机 从 80年代中期起，发达国家开始为第四代战斗机研制新一代的发动机。但技术发展和验证以及系统要求的论证工作开始得更早。目前，第四代发动机已处于工程和 制造研制阶段的后期，生产型发动机已交付试飞，在本世纪末或下世纪初投入使用。它们是美国普惠公司的 F119、英国等西欧四国联合研制的EJ200和法 国的 M88。俄罗斯也有研制水平相当的 A-41 中发动机的计划，但由于缺乏资金，进度会往后拖。 （3）21 世纪战斗机用涡喷/涡扇发动机 A、推重比 15-20 的战斗机发动机方案 根据正在实施中的以 IHPTET 计划为代

8、表的预研工作进展情况，预计在 2015-2020 年将有可能实现推重比 15-20 的战斗机用涡扇发动机，这种常规 的中等压比战斗机发动机的构形与目前使用中的 F100 发动机相比，具有以下特点： 风扇 由 3 级减为 1 级，叶片带弯掠，且为空心结构。 压气机 由 9 级减为 3 级。转子为鼓筒式无盘结构，由钛基复合材料制成。与传统结构相比，可减轻重量达 70%。 燃烧室 火焰筒材料由耐热合金改为陶瓷基复合材料。运用计算流体力学设计大大减小出口温度分布系数。有可能实现变几何结构，实现出口温度场主动控制。 涡轮 高、低压涡轮均为单级，且为对转。在仍采用金属材料的条件下，整体叶盘结构可减重 30

9、%。最终涡轮前温度将高达 2200K 以上，此时将采用陶瓷基复合材料 或碳- 碳材料。 加力燃烧室 由于涡轮进口温度很高，即使以下限 2200K 计算，发动机单位推力也比F100 高 70%-80%，因而新发动机很可能不采用加力燃烧室。 尾喷管 将采用固定结构的射流控制全方位矢量喷管。 正在研究中的还有一种带中间冷却的偏置核心机方案，它适用于压比为 50-70 的不带加力作超音速巡航的战斗机发动机。 B、超音速垂直起落战斗机用涡喷/ 涡扇发动机 目前，世界上只有两种亚音速垂直起落战斗机在服役，一种是英国研制的“鹞“ 式战斗机，另一种是前苏联研制的雅克-38。前者装一台有四个旋转喷管的“ 飞 马

10、“ 涡扇发动机，风扇出口气流由前面两喷管喷出，核心气流由后面两个喷管喷出。后者装一台推力为 8000daN的 -21 不加力涡喷发动机，燃气通过可 转向的喷管喷出，另有两台单台推力为3500daN 的 -36-35 升力发动机提供升力。 自 60 年代以来，对于超音速垂直/短距起落战斗机动力装置的研究工作一直在进行之中，但规模较小。近来，随着美、英两国政府发布联合攻击战斗机（JSF） 的概念验证招标书，先进短距起飞/垂直着陆飞机集中到洛克希德 马丁公司方案和波音公司方案。这两家公司都选用普惠公司的 F119-PW-100 的改型 为主推进发动机。洛克希德 马丁公司的方案是主发动机通过轴系驱动置

11、于座舱后的对转升力风扇，风扇升力为 8000daN，其喷管可向后60，向前 20，向左和向右各 8偏转。主发动机喷管为轴对称转向喷管，用以提供附加升力。主发动机的风扇放气通向置于 影响 涡喷/涡扇发动机是军用飞机和民用客机的主要动力装置，涡喷/涡扇发动机技术水平的提高对于提高军用飞机的作战效能，改善民用客机的性能都发挥重要作用。 技术难点 1、 高压比压气机设计技术（主要包括压气机三维设计技术、大小叶片设计技术、弯掠叶片设计技术、多级压气机级间匹配技术） ； 2、高温升高热容低污染燃烧室设计技术（主要包括无污染燃烧室设计技术、浮壁燃烧室结构设计技术、带化学反应的非定常三维燃烧室设计技术、高效低

12、阻火焰稳 定器及喷嘴设计技术） ； 3、发动机先进密封技术（主要包括刷式密封技术、光刻“指尖“ 封严技术、端面气膜封严技术） ； 4、高温高负荷涡轮设计技术（主要包括强化传热设计技术、超冷/铸冷技术、可控涡设计、复合倾斜叶片设计技术、三维粘性非定常涡轮设计技术） ； 5、先进发动机控制技术（主要包括全权数字电子控制技术、发动机智能控制技术、主动控制技术） 。涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱 动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很

13、少有人提出过质疑。 到 了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到 700800 公里每小时，高度达到了 10000 米以上，但人 们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从 1000 千瓦，到 2000 千瓦甚至 3000 千瓦，但飞机的速度仍没有明显 的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。 问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到 800 公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分 实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而

14、且，随着飞行 高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞 行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等 方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反 作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依靠尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。 早在 1913 年，法国工程师雷恩洛兰就获

15、得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材 料。1930年，弗兰克惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到 11 年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡 轮喷气发动机的基础。 现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。 涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式 发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是

16、，在活塞式发动机中这 4 个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的， 气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。 空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气 流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的 速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产 生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。 进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空

17、气流过压气机时，压气机工作叶片对气 流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。 从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上 的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及 传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口 高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。 从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后 排出。这一速

18、度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。 一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就 越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能达到 1650K 左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃 烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达 2000K，可使发动机的推力增加至 1.5 倍左右。其 缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时 间。 随着航空燃气涡轮技术的进步，

19、人们在涡轮喷气发动机的基础上，又发展了多种喷气发动机，如根据增压技术的不同，有冲压发动机和脉动 发动机；根据能量输出的不同，有涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和螺桨风扇发动机等。 喷气发动机尽管在低速时油耗要大 于活塞式发动机，但其优异的高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流。 总的来说 涡扇气流通道有两 个：内涵和外涵。内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口；外涵直接通过风扇后排出。如果是带加力的发动机（如 F-22 等军用飞机的的发动机：F- 119等）那外涵气流还要经过加里燃烧室。现在民航几乎没有使用涡喷的（亚音速是经济性不 好） ，CFM56,GE90,PW

20、4000,RB211,Trent 等，都是典型的不带加力的涡扇发动机。 涡喷气流通道只有一个。高速的时候效 率较高。但是，十分废油。现在连战斗机都很少用纯涡喷的。早期的喷气发动机涡喷居多。如 707 用的 JT3D 就是涡喷发动机。 与 涡喷发动机相比，涡扇发动机热效率高，油耗低，因而能够获得较大的推重比。这些是涡喷发动机无论如何都难以达到的。其实涡喷发动机和涡扇发动机的核心机是 基本相同的，所不同的是涡扇发动机是在涡喷发动机的基础上增加了几级涡轮，这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流一部分进入压气机（内涵道） ，燃烧后 从喷口喷出，另一部分则不经过燃烧，而通过外涵道直接排到空气中。所以，

21、涡扇发动机的推力是风扇抗力和喷口推力的总和.一、历史 在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到 14 左 右，而涡轮前的最高温度也以经达到了 1000 度的水平。在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。而当时对发动机的推力要求又是那样的 迫切，人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。 当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动 的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相

22、当时（函 道比 1:1） ，发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。 这样的一 种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇 发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。英国的罗尔斯罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。在一九 五三年的时候“康维” 进行了第一次的地面试车。又经过了六年的精雕细刻，一九五九年九月“康维 MK-508”才最终定型。这个经过十一年孕妇的难产儿有着 当时涡喷

23、发动机难以望其项背的综合性能。 “康维”采用了双转子前风扇的总体结构，函道比为 0.3 推重比为 3.83 地面台架最大推力为7945 公斤，高空巡 航推力为 2905 公斤，最大推力时的耗油量为 0.735 千克/小时/千克，压气机总增压比为 14，风扇总增压比为 1.90，而且英国人还在“康维”上首次 采用了气冷的涡轮叶片。当康维最终定型了之后，英国人迫不及待的把他装在了 VC-10 上！ 美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍，但是其 技术起点非常的高。美国人并没有走英国人从头研制的老路，美国的普惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备，采用了以经非常成熟的 J-57 作为新 涡

24、扇发动的内函核心发动机。 J-57 是美国人从 1947 年就开始设计的一种涡喷发动机，1949 年完成设计，1953 年正式投产。J57 在投产阶段共生产 了 21226 台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了 F-100、F-101、F-102、B-52 等机种。J-57 在技术上也有所突破，他 是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成 熟的部件，以被撤消了型号的 J91 核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。一九六零年七月，普惠公司的 JT3D 涡扇发动机

25、诞生了。 JT3D 的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却是大大的提高。JT3D 也是采用了双轴前风扇的设计，地面台架最大推力 8165 公斤，高 空巡航推力 2038 公斤，最大推力耗油 0.535 千克/小时/ 千克，推重比 4.22，函道比 1.37，压气机总增压比 13.55，风扇总增压比 1.74（以上数据为 JT3D-3B 型发动机的数据） 。JT3D 的用处很广，波音 707、DC-8 用的都是 JT3D。不光在民用，在军用方面 JT3D 也大 显身手，B-52H、C-141A、E-3A 用的都是 JT-3D 的军用型 TF-33。 现今世界的三大航空动力巨子中的

26、罗罗、普 惠，都以先后 推出了自已的第一代涡扇作品。而几乎是在同一时刻，三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。在罗罗推出“康维”之后第八个月、普惠推出 JT-3D 的前一个月。通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机 CJ805-23。CL805-23 的地面台架最大推力为 7169 公斤，推重比为 4.15，函道比为 1.5，压气机增压比为 13，风扇增压比为 1.6，最大推力耗油 0.558 千克/小时/ 千克。与普惠一样，通用动力公司也是在现有的 涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是 J79。J-79 与 1952 年开始设计，与 195

27、6 年投产，共生产了 16500 多台，他与 J-57 一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。与 J57的双转子结构不不同，J79 是单转子结构。在 J-79 上首次采用了 压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79 也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。 通用动力公司的 CJ805-23 涡扇发动机是涡扇发 动机的中一个决对另类的产品，让 CJ805-23 如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。 在五六十年代， 人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超

28、过了音速，这 个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被 风扇所干拢。第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。 而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。CJ805-23 的 后风扇实际上是一个双节的叶片，叶片的下半部分是涡轮叶片，上半部分是风扇叶片。这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。 叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系，这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速，而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。但在回避困难的同时 也引发了

29、新的问题。 首先是叶片的受热不匀，CJ805-23 的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560 度，而风扇部分的最低温度只 有 38 度。其次，由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端，而是工作在发动机的热端，这样一来风扇的可靠性也随之下降，而飞机对其动力的要求最重要的 一条就是万无一失。而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。 当“康维”、JT-3D、 CJ805-23 这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一 张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间

30、新发动机才能定型投产。而如果像 JT-3D 或CJ805-23 那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研 制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短 新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计 划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装 其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型

31、的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。 “先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前 瞻意味的预研工程。 用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部 分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的 发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛 刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机

32、在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和 因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈 起。 在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作 STF-200 而通用动力公司的燃气 核心机为 GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都 话，它们却都是来自于 STF-200 与 GE-1 这两个老祖宗。涡扇发动机是喷气发动机的

33、一个分支，从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动机的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之 后）加装了风扇而已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机这个“小弟弟” 仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝。 现 代的军用战斗机要求越来越高的机动性能，较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时，如果本方机场遭到了对方破坏，战 斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了 F-100-PW-100 的 F-15A 当已方机机的跑道遭到部分破坏时，F-15 可以开全加力 以不到 300 米的起飞滑跑

34、距离起飞。在降落时可以用 60 度的迎角作低速平飞，在不用减速伞和反推力的情况下，只要 500 米的跑道就可以安全降落。 更 高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限-如果飞机发动机的推重比小于 6 一级的话，其飞机的空战推重 比就很难达到1，如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11 战斗机使用了推重 比为 4.085 的 -7-1-100 涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到 1，苏-11 的动力装置重量占了飞机起飞重量的 26.1%。相应的代价是飞机 的作战半径只有 300

35、公里左右。 而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大，起飞重量也就 越来越大，对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前，人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问 题。比如 B-52G 轰炸机的翼下就挂了八台 J-57-P-43W 涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为 6237 公斤（喷水） 。如果 B-52 晚几年出 生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可靠性，像 B-52 之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。 而涡扇发动机的诞生 就是为了顺应人们对航空发动机越

36、来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。二、单转子和多转子 在研制一台新的涡扇发动机的时候，最先解决的问题是他的总体结构问题。总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数 目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气 机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单的好处也不言自明- 省钱！一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。 首先从理论上来说单转子结构的涡 扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气

37、机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装 在同一根主轴之上，这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。问题也就相对而出，当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门） ，压气机的 高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降，在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时就会引起 发动机的振喘，而在正常的飞行当中，发动机的振喘是决对不被允许的，因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。为了解决低压部分在工 作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部

38、分的载荷。但这样以来发动机的效 率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机 的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。比如在幻影-2000 上用的 M-53 单转子涡扇发动机，其函道只有 0.3。相应的发动机的推重比也 比较小，只有 5.8。 为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气 机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相

39、对低一些。因为压 缩作用在压气机内的空气温度升高，而音速是随着空气温度的升高而升高的，所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。即然转速提高了，高压转子的直径就可 以作的小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰” ，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位 置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。双转子发动机的好处不光这些，由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设 计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就

40、相 对降低。 然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相 将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在 风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相 对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去，单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的 级数来保持一定的总增

41、压比。这样压气机的重量就很难得以下降。 为了解压气机和风扇转数上的矛盾。人们很自然的想到了三转子结构，所谓三转子就是 在二转子发动机上又了多了一级风扇转子。这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子，各自都有各自的转速。三个转子之间没有相对固定的机械联接。如 此一来，风扇和低压转子就不用相互的将就行事，而是可以各自在最为合试的转速上运转。设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道 比。而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制，低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻，发动机的长度又可以进一步缩小。 但 和双转子发动机相比，三转子结构的发动机的结构进一步

42、变的复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子，因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动 机多了一倍，而且支撑结构也更加的复杂，轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题，可是英国的罗罗公司 还是对他情有独钟，因为在表面的困难背后还有着巨大的好处，罗罗公司的 RB-211 上用的就是三转子结构。转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简 化。 三转子 RB-211 与同一技术时期推力同级的双转子的 JT-9D 相比：JT-9D 的风扇页片有 46片，而 RB-211 只有 33 片；压气机、 涡轮的总级数 JT-9D 有 22 级，而 RB-2

43、11 只有 19 级；压气机叶片 JT-9D 有 1486 片， RB-211 只有 826 片；涡轮转子叶片 RB211 也要 比 JT9D 少，前者是 522 片，而后者多达 708 片；但从支撑轴承上看，RB-211 有八个轴承支撑点，而JT9D 只有四个。三、风扇 涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点在高函道比的涡扇发动机上由 是。涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程。在涡扇发动机之初，由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制，涡扇发动机的函道比不可能作的很大，比 如在涡扇发动机的三鼻祖中，其函道比最大的 CJ805-23也

44、不过只有 1.5 而以，而且 CJ805-23 所采用的风扇还是后独一无二的后风扇。 在 前风扇设计的二款发动机中 JT3D 的函道比大一些达到了 1.37。达到如此的函道比，其空气总流量比也比其原型 J-57 的空气流量大了 271%。空气流量 的加大发动机的迎风面积也随之变大。风扇的叶片也要作的很长。JT3D 的一级风扇的叶片长度为 418.2 毫米。而J57 上的最长的压气机叶片也就大约有二 百毫米左右。当风扇叶片变的细长之后，其弯曲、扭转应力加大，在工作中振动的问题也突现了出来。为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦，普惠公司采用了阻尼 凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动。凸台位于距风扇

45、叶片根处大约百分之六十五的地方。JT3D 发动机的风扇部分装配完成之后，其风扇叶上的凸台就会在 叶片上连成一个环形的箍。当风扇叶片运转时，凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动。加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的，但其阻尼凸台的缺点 也是明显的。首先他增加了叶片的重量，其次他降底了风扇叶片的效率。而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变，气流的畸变会引发叶片产 生更大的振动。而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大，在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力。这样的风扇叶片很难作的更长，没有更长的叶片也就不 会有更高的函道比。而且细长的风扇叶片的机械强度也很低，在飞机起飞着

46、陆过程中，发动机一但吸入了外来物，比如飞鸟之类，风扇的叶片会更容易被损坏，在高 速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸。解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度。这样叶片就可以获得更大的强度以 减少振动和外来物打击的损害，而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消。但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的。这样就必需要加强扇叶 和根部和安装扇叶的轮盘。但航空发动机负不起这样的重量代价。风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展。 更高的转数、高大的机械强度、更长 的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决。 1984 年 10 月

47、，RB211-535E4 挂在波音七五七的翼下投入了使 用。它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机。让它身负如此之名的就是他的风扇。罗罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题。新 型发动机的风扇叶片叫作“ 宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”。故名思意，新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量。新型的空心叶片 分成三个部分：叶盆、叶背、和叶芯。它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成，在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的“芯”。通过活性扩散焊 接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体。新叶片以极轻的重量获得了极大的强度。这样的一块钛合金三明治一下子解决了

48、困扰航空动力工业几十年的大难题。 新 型风扇不光是重量轻、强度大，而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些。风扇扇叶的数量也减少了将近三分之 一，RB211-535E4 发动机的风扇扇叶只有二十四片。 1991 年 7 月 15 日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验。印度航空公司的一架 A320 在起飞阶段其装备了宽弦叶片的 V-2500 涡扇发动机吸入了一只 5.44 千克重的印度秃鹫！巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端 部件- 风扇上！可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作，飞机安全的降落了。在降落之后，人们发现 V-2500 的 22 片宽弦风扇中

49、只有 6 片被巨大的冲 击力打变了形，没有一片叶片发生折断。发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用。这次意外的撞击证明了“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”的巨大 成功。 解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招。实际上，当风扇的直径进一步加大时，空心结构的风扇扇叶也会超重。比如在波音 777 上使用 的 GE-90 涡扇发动机，其风扇的直径高达 3.142 米。即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心。于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维 复合材料来制造巨型的风扇扇叶。碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻，而强度却是极大。可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发 生脱层现像。为了进一步的增大 GE-90 的安全系数，通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮，在其后缘上又用“凯夫拉”进行缝合加固。如此 以来 GE-90 的风扇可谓万无一失。 当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候，风扇的级数也经历了一场从多级风扇 到单级风扇的过渡。在涡扇发动机诞生之初，由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比。比如 JT3D 的风扇就为两级，其平均