【摘要】：經(jīng)濟(jì)性需求使得渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比不斷增大,但是涵道比的增大會(huì)帶來風(fēng)扇與增壓級(jí)、低壓渦輪間轉(zhuǎn)速不匹配的問題,目前的解決方法主要是三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)方案和齒輪傳動(dòng)結(jié)構(gòu)方案。三轉(zhuǎn)子方案會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)和控制規(guī)律十分復(fù)雜,實(shí)現(xiàn)難度很大,而齒輪傳動(dòng)結(jié)構(gòu)中齒輪箱的冷卻、可靠性方面仍需考驗(yàn)。因此,本文構(gòu)想出了一種新型的噴氣自驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇方案,在低壓渦輪處引氣到風(fēng)扇葉尖區(qū)域,通過風(fēng)扇葉尖布置的箍環(huán)噴管結(jié)構(gòu)使氣體以較大的速度噴出,依靠高速噴出氣體獲得的反作用力驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)。本文首先建立了風(fēng)扇的噴氣驅(qū)動(dòng)力計(jì)算模型,在給定的引氣總溫、總壓、葉尖箍環(huán)噴管面積的條件下,可以得出噴氣產(chǎn)生的驅(qū)動(dòng)力。然后采用面向?qū)ο蟮姆椒?通過C++程序建立了帶噴氣自驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)模型,確定下了設(shè)計(jì)狀態(tài)下的風(fēng)扇引氣量和發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率。發(fā)動(dòng)機(jī)非設(shè)計(jì)點(diǎn)狀態(tài)的計(jì)算采用了部件特性進(jìn)行縮放和Newton-Raphson迭代的方法,給出了7個(gè)初猜值,利用發(fā)動(dòng)機(jī)部件共同工作的約束條件建立了7個(gè)平衡方程。在民航客機(jī)飛行包線內(nèi)選取了一些典型的工作狀態(tài)點(diǎn)進(jìn)行了計(jì)算,得出了非設(shè)計(jì)狀態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及耗油率,并給出了風(fēng)扇、增壓級(jí)及高壓壓氣機(jī)的工作線。利用Gasturb軟件對常規(guī)的大涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了設(shè)計(jì)點(diǎn)和非設(shè)計(jì)點(diǎn)的計(jì)算,通過對比噴氣自驅(qū)動(dòng)方案和常規(guī)方案下發(fā)動(dòng)機(jī)的推力及耗油率得出如下結(jié)論:噴氣自驅(qū)動(dòng)風(fēng)扇方案在基本不改變發(fā)動(dòng)機(jī)推力和耗油率的條件下,成功地減少了發(fā)動(dòng)機(jī)低壓渦輪的級(jí)數(shù),使發(fā)動(dòng)機(jī)整機(jī)的重量進(jìn)一步減輕,提升了發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2019
【分類號(hào)】：V235.13
【圖文】：

飛行器的動(dòng)力性能、經(jīng)濟(jì)性能及可靠性直接受到航空發(fā)動(dòng)接體現(xiàn)出一個(gè)國家軍事實(shí)力和前沿科技實(shí)力的強(qiáng)弱[1]。空發(fā)動(dòng)機(jī)的萊特兄發(fā)明改裝了世界上第一臺(tái)活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)，并成功的限制，其試飛的飛行時(shí)間僅有 12s，飛行距離也僅有 36人、穩(wěn)定、帶動(dòng)力的、可操作的飛行。隨后由于二戰(zhàn)的原飛速進(jìn)步，發(fā)動(dòng)機(jī)的功率也由最初的 10kW 提高到了 25機(jī)的飛行速度有很大的限制[2]。一方面，根據(jù)理論推導(dǎo)得速度的三次方，飛行速度的提高會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)所需要提供發(fā)動(dòng)機(jī)來說，提高功率的途徑就是增加發(fā)動(dòng)機(jī)汽缸數(shù)目，量過大。另一方面，當(dāng)飛行速增大超過一定限度以后，活劇下降。因此，為了提高飛機(jī)的飛行速度，就需要改變發(fā)的渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)由于其先進(jìn)的結(jié)構(gòu)形式取得了飛速發(fā)空發(fā)動(dòng)機(jī)的首選方案。

可以顯著地提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力，達(dá)到增大飛行器飛行速度的目的。渦輪噴式發(fā)動(dòng)機(jī)的基本工作過程基本類似，其工作循環(huán)一般都為吸氣、壓縮、但是不同之處在于活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的 4 個(gè)沖程在一個(gè)汽缸中完成，也后順序完成這 4 個(gè)熱力過程，而渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)是在發(fā)動(dòng)機(jī)不同部位過程，壓縮增壓過程是在壓氣機(jī)中完成，在燃燒室中燃燒過程在特定位脹做功是在渦輪部件內(nèi)部完成，最后由尾噴管噴射出去完成一個(gè)工作循氣式航空發(fā)動(dòng)機(jī)來說，提高渦輪前溫度可以明顯提升發(fā)動(dòng)機(jī)推力，但是前溫度有很大的受限[4]。為了使飛行速度突破“音障”，實(shí)現(xiàn)超音速飛行燒室，利用燃?xì)庵形幢怀浞掷玫难鯕庠诖巳紵嵘旌先細(xì)獾臏囟�，達(dá)到更大的噴射速度。這種方式可以在短時(shí)間內(nèi)極大地提高飛機(jī)飛行燃?xì)庵醒鯕獬煞窒”。匀紵屎艿�，造成的結(jié)果就是耗油量很大此這是一種增大耗油率來實(shí)現(xiàn)推力增大的方式。1958 年美國研制出了 F載的發(fā)動(dòng)機(jī)就是一個(gè)單轉(zhuǎn)子加力式渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，飛行馬赫數(shù)達(dá)到推力超過了 7000daN，推重比達(dá)到了 4.63，在不開加力燃燒室情況下h)，打開加力燃燒室以后耗油率提升了一倍，達(dá)到了 2.0kg/(daN·h)。

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本文編號(hào)：2742543