渦輪風扇發(fā)動機
渦輪風扇發(fā)動機
渦輪風扇發(fā)動機(渦輪風扇發(fā)動機)
渦扇發(fā)動機全稱為渦輪風扇發(fā)動機（Turbofan）是飛機發(fā)動機的一種，由渦輪噴氣發(fā)動機（Turbojet）發(fā)展而成。 與渦輪噴氣比較，主要特點是首級壓縮機的面積大很多，同時被用作為空氣螺旋槳（扇），將部分吸入的空氣通過噴射引擎的外圍向後推。發(fā)動機核心部分空氣經(jīng)過的部分稱為內(nèi)涵道，僅有風扇空氣經(jīng)過的核心機外側部分稱為外涵道。渦扇引擎最適合飛行速度400至1,000公里時使用，因此現(xiàn)在多數(shù)的飛機引擎都采用渦扇作為動力來源。
渦槳發(fā)動機的排氣速度太低推力有限，同時影響飛機提高飛行速度。因此必需提高噴氣發(fā)動機的效率。發(fā)動機的效率包括熱效率和推進效率（引擎排氣速度與飛行速度之比）兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和高壓壓氣機的增壓比（轉速），就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的前提下，提高渦輪前溫度，意味著提高渦輪葉片以及在同一根軸上的壓氣機的轉速，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。一般渦噴發(fā)動機的排氣速度大多超過音速，而飛機大多數(shù)時候是在亞音速飛行。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導致推進效率的下降。要全面提高發(fā)動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。渦輪風扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度（通過增加低速的排氣流量，降低平均排氣速度）。渦扇發(fā)動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的后方再增加了1-2級低壓（低速）渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風扇，繼續(xù)消耗掉一部分渦噴發(fā)動機（核心機）的燃氣排氣動能，從而進一步降低燃氣排出速度。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機（術語稱“內(nèi)涵道”），另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發(fā)動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當?shù)臏u輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)低壓渦輪驅動風扇傳遞到外涵道氣流，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發(fā)動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。但是大風扇直徑增加了發(fā)動機的迎風面積，所以涵道比大于0.3以上的渦扇發(fā)動機 不適合超音速巡航飛行。雖然渦扇發(fā)動機降低了排氣速度，但并未降低推力，因為降低排氣速度的同時增加了（外涵）排氣流量。從涵道比的角度看，渦扇發(fā)動機是渦噴發(fā)動機和渦槳發(fā)動機的折中。
原理工作原理
渦輪風扇發(fā)動機由風扇、低壓壓氣機(髙涵比渦扇特有)、高壓壓氣機、燃燒室、驅動壓氣機的高壓渦輪、驅動風扇的低壓渦輪和排氣系統(tǒng)組成。其中高壓壓氣機、燃燒室和高壓渦輪三部分統(tǒng)稱為核心機，由核心機排出的燃氣中的可用能量，一部分傳給低壓渦輪用以驅動風扇，余下的部分在噴管中用于加速排出的燃氣。風扇轉子實際上是 1級或幾級葉片較長的壓氣機，空氣流過風扇后，分成兩路:一路是內(nèi)涵氣流，空氣繼續(xù)經(jīng)壓氣機壓縮，在燃燒室和燃油混合燃燒，燃氣經(jīng)渦輪和噴管膨脹，燃氣以高速從尾噴口排出，產(chǎn)生推力，流經(jīng)路程為經(jīng)低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓渦輪、低壓渦輪，燃氣從噴管排出；另一路是外涵氣流，風扇后空氣經(jīng)外涵道直接排入大氣或同內(nèi)涵燃氣一起在噴管排出。渦輪風扇發(fā)動機組合了渦輪噴氣和渦輪螺槳發(fā)動機的優(yōu)點。渦扇發(fā)動機轉換大部分的燃氣能量成驅動風扇和壓氣機的扭矩，其余的轉換成推力。渦扇發(fā)動機的總推力是核心發(fā)動機和風扇產(chǎn)生的推力之和。這種有內(nèi)外二個涵道的渦輪風扇發(fā)動機又稱為內(nèi)外涵發(fā)動機。也就是說，渦扇發(fā)動機可以是分開排氣的或混合排氣的，可以是短外涵的或長外涵(全涵道)的。 風扇可作為低壓壓氣機的第1級由低壓渦輪驅動，也可以由單獨的渦輪驅動。 渦扇發(fā)動機的推力由兩部分組成：內(nèi)涵產(chǎn)生的推力和外涵產(chǎn)生的推力。對于高涵道比渦扇發(fā)動機，風扇產(chǎn)生的推力占78%以上。流經(jīng)外涵和內(nèi)涵的空氣流量之比稱為涵道比或流量比。涵道比對渦輪風扇發(fā)動機性能影響較大，涵道比大，耗油率低，但發(fā)動機的迎風面積大；涵道比較小時，迎風面積小，但耗油率大。內(nèi)外涵兩股氣流分開排入大氣的稱為分排式渦輪風扇發(fā)動機。內(nèi)外涵兩股氣流在內(nèi)涵渦輪后的混合器中相互滲混后通過同一噴管排入大氣的，稱為混排式渦輪風扇發(fā)動機。渦輪風扇發(fā)動機也可安裝加力燃燒室，成為加力渦輪風扇發(fā)動機。在分排式渦輪風扇發(fā)動機上的加力燃燒室可以分別安裝在內(nèi)涵渦輪后或外涵通道內(nèi)，在混排式渦輪風扇發(fā)動機上則可裝在混合器后面。
涵道比
旁通比（Bypass ratio，也稱涵道比）是不經(jīng)過燃燒室的空氣質量，與通過燃燒室的空氣質量的比例。旁通比為零的渦扇引擎即是渦輪噴氣引擎。早期的渦扇引擎和現(xiàn)代戰(zhàn)斗機使用的渦扇引擎旁通比都較低。例如世界上第一款渦扇引擎，勞斯萊斯的Conway，其旁通比只有0.3�，F(xiàn)代多數(shù)民航機引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的渦輪扇引擎耗油較少，但推力卻與渦輪噴氣引擎相當，且運轉時還寧靜得多。 核心機相同時，渦輪風扇發(fā)動機的工質（工作介質）流量介于渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間。渦輪風扇發(fā)動機比渦輪噴氣發(fā)動機的工質流量大、噴射速度低、推進效率高、耗油率低、推力大。50年代發(fā)展的第一代渦輪風扇發(fā)動機，其涵道比、壓氣機增壓比和燃氣溫度都較低，耗油率比渦輪噴氣發(fā)動機僅低25%左右，大約為 0.06～ 0.07公斤/�！r（0.6～0.7公斤/公斤力·時）。60年代末、70年代初發(fā)展了高涵道比（5～8）、高增壓比（25～30）和高燃氣溫度 （1600～1750K）的第二代渦輪風扇發(fā)動機，耗油率降低到0.03～0.04公斤/�！r（0.3～0.4公斤/公斤力·時），推力則高達200～250千牛（20000～25000公斤力）。高涵道比渦輪風扇發(fā)動機的噪聲低，排氣污染小，多用作大型客機的動力裝置，這種客機在11公里高度的巡航速度可達950公里/時。但這種高涵道比的渦輪風扇發(fā)動機的排氣噴射速度低，迎風面積大，不宜用于超音速飛機上。有些殲擊機使用了小涵道比、帶加力燃燒室的渦輪風扇發(fā)動機，在亞音速飛行時不使用加力燃燒室，耗油率和排氣溫度都比渦輪噴氣發(fā)動機低，因而紅外輻射強度較弱，不易被紅外制導的導彈擊中。使用加力作2倍以上音速的飛行時，產(chǎn)生的推力可超過加力渦輪噴氣發(fā)動機，地面標準大氣條件下的推重比已達8左右。
優(yōu)缺點
渦扇發(fā)動機優(yōu)點 : 推力大、推進效率高、噪音低、燃油消耗率低，飛機航程遠。 缺點 : 風扇直徑大，迎風面積大，因而阻力大，發(fā)動機結構復雜，設計難度大。
誕生研發(fā)
在五十年代未、六十年代初，作為航空動力的渦噴發(fā)動機已經(jīng)相當?shù)某墒臁．敃r的渦噴發(fā)動機的壓氣機總增壓比已經(jīng)可以達到14左右，而渦輪前的最高溫度也已經(jīng)達到了1000℃的水平。在這樣的條件下，渦噴發(fā)動機進行部分的能量輸出已經(jīng)有了可能。而當時對發(fā)動機的推力要求又是那樣的迫切，人們很自然地想到了通過給渦噴發(fā)動機加裝風扇以提高迎風面積增大空氣流量，進而提高發(fā)動機的推力。 當時人們通過計算發(fā)現(xiàn)，以當時的渦噴發(fā)動機的技術水平，在渦噴發(fā)動機加裝了風扇變成了渦扇發(fā)動機之后，其技術性能將有很大的提高。當渦扇發(fā)動機的風扇空氣流量與核心發(fā)動機的空氣流量大至相當時（函道比1:1），發(fā)動機的地面起飛推力增大了百分之四十左右，而高空巡航時的耗油量卻下降了百分之十五，發(fā)動機的效率得到了極大的提高。 這樣一種有著渦噴發(fā)動機無法比及優(yōu)點的新型航空動力理所當然地得到了西方各強國的極大重視。各國都投入了極大的人力、物力和熱情來研究試制渦扇發(fā)動機，在渦扇發(fā)動機最初研制的道路上英國人走在了美國人之前。英國的羅爾斯·羅伊斯公司從1948年就開始就投入了相當?shù)木硌兄扑麄兊摹翱稻S”渦扇發(fā)動機。1953年“康維”進行了第一次地面試車。又經(jīng)過了六年的精雕細刻，直到1959年3月，“康維MK-508”才最終定型。這個經(jīng)過十一年孕育的難產(chǎn)兒有著當時渦噴發(fā)動機難以望其項背的綜合性能�！翱稻S”采用了雙轉子前風扇的總體結構，函道比為0.3，推重比為3.83，地面臺架最大推力為7945公斤，高空巡航推力為2905公斤，最大推力時耗油量為0.735千克/小時/千克，壓氣機總增壓比為14，風扇總增壓比為1.90，而且英國人還在“康維”上首次采用了氣冷的'渦輪葉片。當康維最終定型之后，英國人迫不及待地把它裝在了VC-10上！ 美國人在渦扇發(fā)動機研發(fā)上比英國人慢了一拍，但是其技術起點非常之高。美國人并沒有走英國人從頭研制的老路。美國的普·惠公司利用自已在渦噴發(fā)動機上的豐富技術儲備，采用了已經(jīng)非常成熟的J-57作為新渦扇發(fā)動的內(nèi)涵核心發(fā)動機。J-57是美國人從1947年就開始設計的一種渦噴發(fā)動機，1949年完成設計，1953年正式投產(chǎn)。J57在投產(chǎn)階段共生產(chǎn)了21226臺，是世界上產(chǎn)量最大的三種渦噴發(fā)動機之一，先后裝備了F-100、F-101、F-102、B-52等機種。J-57在技術上也有所突破，它是世界上第一臺采用雙轉子結構的噴氣發(fā)動機，而由單轉子到雙轉子是噴氣發(fā)動機技術上的一大進步。不光是核心發(fā)動機，就連風扇普惠公司也都是采用的已經(jīng)相當成熟的部件，已被撤消了型號的J91核動力噴氣發(fā)動機的長葉片被普惠公司拿來當作新渦扇的風扇。1960年七月，普惠公司的JT3D渦扇發(fā)動機誕生了。JT3D的最終定型時間比羅羅的康維只晚了幾個月，可是在性能上卻大大的提高。JT3D也是采用了雙軸前風扇的設計，地面臺架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小時/千克，推重比4.22，函道比1.37，壓氣機總增壓比13.55，風扇總增壓比1.74（以上數(shù)據(jù)為JT3D-3B型發(fā)動機的數(shù)據(jù)）。JT3D的用處很廣，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在軍用方面JT3D也大顯身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的軍用型TF-33。 現(xiàn)今世界三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠，都已先后推出了自已的第一代渦扇作品。而幾乎是在同一時刻，三巨頭中的另一個也推出了自已的第一代渦扇發(fā)動機。在羅·羅推出“康維”之后第八個月、普·惠推出JT-3D的前一個月，通用電氣公司也定型了自已的第一代渦扇發(fā)動機CJ805-23。CJ805-23的地面臺架最大推力為7169公斤，推重比為4.15，函道比為1.5，壓氣機增壓比為13，風扇增壓比為1.6，最大推力耗油0.558千克/小時/千克。與普·惠一樣，通用電氣公司也是在現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機的基礎之上研發(fā)自已的渦扇發(fā)動機，被用作新渦扇的內(nèi)函核心發(fā)動機的是J79。J-79于1952年開始設計，于1956年投產(chǎn)，共生產(chǎn)了16500多臺。它與J-57一樣也是有史以來產(chǎn)量最高的三種渦噴發(fā)動機之一。與J57的雙轉子結構不不同，J79是單轉子結構。在J-79上首次采用了壓氣機可調整流葉片和加力全程可調噴管，J-79也是首次可用于兩倍音速飛行的航空發(fā)動機。 通用電氣公司的CJ805-23渦扇發(fā)動機是渦扇發(fā)動機中一個絕對另類的產(chǎn)品，讓CJ805-23如此與眾不同的地方就在于它的風扇位置——它是唯一采用后風扇設計的渦扇發(fā)動機。 在五六十年代，人們在設計第一代渦扇發(fā)動機的時候遇到了很大的困難。首先是由于大直徑的風扇與相對小直徑的低壓壓氣機聯(lián)動以后，風扇葉片翼尖部分的線速度超過了音速。這個問題在當時很難解決，因為沒有可利用的公式來進行運算，人們只能用一次又一次的試驗來發(fā)現(xiàn)、解決問題；第二是由于在壓氣機之前多了風扇，使得壓氣機的工作被風扇所干擾；第三是細長的風扇葉片高速轉動所引起的振動。 而通用電氣公司的后風扇設計一下子完全避開了這三個最主要的困難。CJ805-23的后風扇實際上是一個雙節(jié)的葉片，葉片的下半部分是渦輪葉片，上半部分是風扇葉片。這樣的一個葉片就像渦軸發(fā)動的自由渦輪一樣被放在內(nèi)函核心發(fā)動機的尾部。葉片與核心發(fā)動機的轉子沒有絲毫的機械聯(lián)系，這樣人們就可以隨心所欲地來設計風扇的轉速，而且葉片的后置也不會對壓氣機產(chǎn)生不良影響。但在回避困難的同時也引發(fā)了新的問題。 首先是葉片的受熱不勻，CJ805-23的后風扇葉片的渦輪部分在工作時的最高溫度達到了560度，而風扇部分的最低溫度只有38度；其次，由于后風扇不像前風扇那樣工作在發(fā)動機的冷端，而是工作在發(fā)動機的熱端，這樣一來風扇的可靠性也隨之下降，而飛機對其動力的要求最重要的一條就是萬無一失。而且風扇后置的設計使得發(fā)動機由于形狀上的原因其飛行阻力也要大于風扇前置的發(fā)動機。 當“康維”、JT-3D、CJ805-23這些渦扇發(fā)動機紛紛定型下線的時候，人們也在不斷反思渦扇發(fā)動機的研制過程。人們發(fā)現(xiàn)，如果一臺渦扇發(fā)動機如果真的像“康維”那樣從一張白紙上開始試制，則最少要用十年左右的時間新發(fā)動機才能定型投產(chǎn)。而如果像JT-3D或CJ805-23那樣，利用已有的一臺渦噴發(fā)動機作為內(nèi)函發(fā)動機來研制渦扇發(fā)動機的話，因為發(fā)動機在技術上最難解決的部分都已得到了解決，所以無論從時間上還是金錢、人力、物力上都要節(jié)省很多。在這樣的背景之下，為了縮短新渦扇的研制時間、減少開發(fā)費用，美國政府在還未對未來的航空動力有十分明確要求的情況下，從1959年起開始執(zhí)行“先進渦輪燃氣發(fā)生器計劃”。這個計劃的目的就是要利用最新的科研成果來試制一種燃氣核心機，并進行地面試車，以暴露并解決各部分的問題。在這個燃氣核心機的基礎之上進行放大或縮小，再加裝其它的部件，如壓氣機、風扇等等，就可以組裝成不同類型的航空渦輪發(fā)動機。如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等。“先進渦輪燃氣發(fā)生器計劃”實際上是一個有相當前瞻意味的預研工程。 用今天的眼光來看，這個工程的指導方向無疑是正確的。美國政府實際上是在激勵本國的兩大動力公司向航空動力系統(tǒng)中最難的部分開刀。因為在燃氣渦輪發(fā)動機中最最嚴重的技術難點，就產(chǎn)生在這個以燃氣發(fā)生器和燃氣渦輪為主體的燃氣核心機上。在每一臺以高溫燃氣來驅動燃氣渦輪為動力的發(fā)動機上，由燃氣發(fā)生器和燃氣渦輪所組成的燃氣核心機的工作地點，將是這臺發(fā)動機的最高溫度、最大壓力的所在地，所以其承受的應力也就最大，工作條件也最為苛刻。但燃氣核心機的困難不只是壓力和溫度，高轉數(shù)所帶來的巨大的離心力、飛機在加速時的巨大沖擊，如果是戰(zhàn)斗機還要考慮到當飛機進行機動時所產(chǎn)生的過載和因過載而引起的零部件變形。在為數(shù)眾多的困難中單拿出無論哪一個，都將是一個工程上的巨大難題。但如果這些問題未能解決，那么更先進的噴氣發(fā)動機也就無從談起。 在這個計劃之下，普惠公司與通用電氣公司都很快推出了各自研發(fā)的燃氣核心機。普惠公司的核心機被稱作STF-200，而通用動力公司的燃氣核心機為GE-1。時至今日，美國人在四十年前發(fā)起的這場預研還在發(fā)揮著它的作用�，F(xiàn)如今普惠公司和通用電氣公司出品的各式航空發(fā)動機，如果都求其根源的話，它們卻都是來自于STF-200與GE-1這兩個老祖宗。
首例
第二次世界大戰(zhàn)中，德國戴姆勒-奔馳于1943年試制出了第一臺渦輪風扇發(fā)動機，4月在試驗臺上靜推力已達到840千克，預計可達到1000千克，但因存在大量缺陷并缺乏相應的專家而沒能獲得發(fā)展。二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達到高亞音速即可，耗油量要小，因此發(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，使得上述機種的航程縮短。因此一段時期內(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機的大型飛機。實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設計。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機開始了試驗。但由于對風扇葉片設計制造的要求非常高，因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機要求的風扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機實用化的階段。50年代，美國的NACA（即NASA 美國航空航天管理局的前身）對渦扇發(fā)動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉由通用電氣公司(GE）繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀錄。但最早的實用化渦扇發(fā)動機則是普拉特·惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D渦扇發(fā)動機。實際上普·惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是探聽到GE在研制CJ805的機密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”（Conway）渦扇發(fā)動機開始被波音707大型遠程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發(fā)動機。60年代洛克西德“三星”客機和波音747“珍寶”客機采用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機，標志著渦扇發(fā)動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。
效能
渦輪風扇發(fā)動機要比渦輪噴氣發(fā)動機更省油，尤其是超過音速不太多時。所以民用噴氣飛機都是采用的渦輪風扇發(fā)動機。 中國民用分開排氣渦輪風扇發(fā)動機還未研制成功，軍用混合排氣渦輪風扇發(fā)動機中已成功批量生產(chǎn)的秦嶺發(fā)動機相當于英國60年代的SPEY，用于飛豹上。相當于蘇27上的AL31的太行前一段時間報道研制成功，但不知道是否投入批量生產(chǎn)。 提高渦輪風扇發(fā)動機推力的一個辦法就是提高發(fā)動機的空氣流量。
分類分別排氣渦輪風扇發(fā)動機
內(nèi)、外涵道中的氣體分別在內(nèi)、外涵尾噴管中排出 發(fā)動機組成如下：進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、內(nèi)外涵尾噴管。 內(nèi)涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風扇和壓氣機--內(nèi)涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外 外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外 我們常見的民航客機所采用的發(fā)動機，多半是分別排氣渦輪風扇發(fā)動機，比如著名的V2500，PW4000,GE90....
混合排氣渦輪風扇發(fā)動機
內(nèi)、外涵道中的氣體混合后從尾噴管中噴出 發(fā)動機組成如下：進氣道、風扇、壓氣機、燃燒室、渦輪、外涵道、混合器、尾噴管。 內(nèi)涵氣流：壓氣機增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風扇和壓氣機--混合器 外涵氣流：外涵道--混合器 兩股氣流在混合器中摻混--尾噴管膨脹加速--排氣到體外 現(xiàn)代先進軍用殲擊機一般均采用低涵道比的混合加力渦扇發(fā)動機。
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