基于核心机的GTF发动机方案研究

齿轮传动风扇(GTF)发动机具有部件效率高、噪声低、级数少和质量轻的特点,是未来大型民用发动机的主要发展方向之一。为加快后续发动机的发展,在现有核心机的基础上,通过发动机典型气动循环参数的匹配分析,完成GTF发动机总体性能设计方案。分析了涵道比、风扇外涵压比、低压压气机压比、传动比等参数对GTF发动机性能的影响,初步确定参数选取范围。通过对比相同涵道比的GTF发动机与常规结构发动机,其推力和耗油率等性能指标基本接近,但GTF发动机具有低压部件级数显著减少的优点;总结了GTF发动机特有的关键技术。     

GEnx和Trent1000发动机流路与承力机匣对比分析

为了更好地了解大涵道比发动机的双转子布局和三转子布局的设计特点,选取了波音787客机的两款备选发动机GEnx和Trent1000作为对象开展对比分析.通过对两款发动机的内涵流路、承力机匣和转子支承3方面的设计特点对比分析,发现通过引入中压转子使得三转子布局的中压和高压转子的叶片机都获得了更有利的转速与结构尺寸;三转子布局在承力机匣和中、低压涡轮轴等结构比双转子发动机的设计更复杂;两种布局都无法解决风扇和低压涡轮最佳工作转速的矛盾.     

变循环发动机性能数值模拟

在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.      

核心机派生匹配性能模型及其应用

以成熟的核心机为基础,匹配带不同涵道比风扇（或带增压级）的低压系统,可以派生出不同推力级别的军用或民用涡扇发动机。本文以核心机派生中的部件,整机气动热力匹配关系为理论依据,建立了核心机派生涡扇发动机匹配和性能计算模型,该模型能对核心机在不同工作点下匹配不同低压系统所派生的发动机进行方案设计,并对其设计点和非设计点性能进行预估。     

F135-PW-100发动机

135 -PW - 10 0发动机是美国PW公司为F -35A飞机研制的新一代战斗机发动机。它由F119发动机衍生而来 ,核心机基本保持不变 ,风扇和低压涡轮重新设计、加力燃烧室进行了改进 ,喷管由二元俯仰矢量喷管改为轴对称非矢量喷管。F135 -PW -10 0发动机的性能参数见附表附表　F135 -PW - 10 0发动机的性能参数推重比 10 .5涵道比 0 .2加力推力 180kN总压比 91.8军用推力 133kN空气流量 91kg/s质量 170 0kg涡轮进口温度 1810KF135-PW-100发动机@梁春华…     

高涵道比涡扇发动机结构与力学性能定量评估

针对高涵道比涡扇发动机结构设计需求,提出转子系统、承力系统和整机的结构效率评估参数,建立了结构设计参数与力学特征参数之间的联系。典型发动机评估结果表明:受大尺寸风扇限制,高涵道比涡扇发动机低压转子系统的平均应力系数在0.2~0.3之间,低于其他类型的航空燃气涡轮发动机。在工作转速范围内,低压转子不可避免地存在弯曲型临界转速,须将转子连接结构设计在低应变能区域。机动飞行中,整机的转静间隙值变化范围为［-1.4,1.0］mm,低压涡轮是间隙控制的重点位置。      

大涵道比涡扇发动机射流控制反推模型数值模拟

基于CFD(计算流体动力学)数值模拟技术,分别对两个不同涵道比涡扇发动机叶栅式射流控制反推模型进行计算,分析了反推力的产生及控制机理,并详细分析了二次流喷射压比、喷射位置、喷射角度及主流压比对流场结构和反推性能的影响.采用与反推力成正比的参数反推质量流量比来衡量反推性能的优劣,计算结果表明:二次流喷射压力、喷射位置和喷射角度是影响反推性能的重要参数,并且在一定的风扇涵道流前提下,存在最佳的二次流喷射位置、喷射角度和喷射压力;由于二次流引气量的限定,限制了二次流射入深度,因此射流控制反推技术不能用于超大涵道比发动机.      

纤维增强复合材料涡轮轴结构疲劳寿命预测

研究了连续纤维增强复合材料低压涡轮轴结构在给定低循环载荷作用下的疲劳寿命估算方法.考虑连续纤维增强复合材料结构特性,研究了基于局部应力应变法的低周疲劳寿命预测方法,并对预测方法的有效性进行了验证.基于此方法,计算了某型航空发动机低压涡轮轴的最大应力、应变和疲劳寿命.结果表明:在0°~90°范围内,45°铺层角度的复合材料层疲劳寿命值最大;当金属厚度不变,外层金属和首层复合材料层的疲劳寿命随复合材料厚度增加而增大;当轴结构壁厚保持6mm不变,减小复合材料层的厚度,同时相应增大最内层或最外层金属包套的厚度,其结构疲劳寿命都随着复材层的厚度减小而减小;外层金属包套的寿命则远大于首层复合材料的疲劳寿命.      

遄达(Trent)884发动机简介

遄达是英国罗尔斯·罗伊斯公司发展的一种推力大、性能好的大涵道比民用三转予涡扇发动机.它是在毗RB211-524G/H的基础上改进的,加大了风扇的直径,增加1级中压压气机,低压涡轮增加1～2级并采用了某些新技术,其耗油率降低4%.全部单元体由后端拆下交换,可使整个核心机从风扇机匣拆下,更便于维修.     

本期导读 核心机系列发展

<正>核心机系列发展,是指在保持一台成熟的核心机基本几何参数不变的条件下,匹配不同的风扇、低压涡轮、加力燃烧室等低压部件及相关系统,以较低的风险研制出不同用途、覆盖一定推力(功率)范围的一系列发动机。核心机系列发展是发动机系列化发展的最主要途径,能较好解决发动机与飞机研制进度协调的问题,减少发动机研制和翻修