涡扇15还未上天,美国下一代发动机即将试车。一:F119发动机与涡扇15工作模式单一,耗油率高。涡扇发动机其实就是在涡喷发动机这个核心的内涵道外面,再套上一层用风扇往里面压气的外涵道。因此F119采用了低压缩比、低涵道比、高涡轮前温度等设计,说是涡扇发动机,其实更接近涡喷发动机。在2012年的珠海航展上,中航发动机副总裁张健向外界透露,中国已经在研究国产变循环发动机,有着相应的计划来研究未来先进发动机。
变循环喷气发动机改变的是他的热力循环燃气涡轮发动机,只要改变了变循环的发动机循环参数如空气流量和含到底增压比等,就能让发动机适应各种飞机的飞行状态,比如在爬升和加速时,飞机需要一个强大的推力,这个行为如果有变循环喷气发动机完成的话,飞机就会有一个更加良好的运行状态,所以他就要满足高速飞行的要求,又要满足低速待机长行时间或者远程持久飞行的要求,同时还得节省资源。
为什么苏式发动机加力时多是蓝色火焰,而欧美发动机多是橘红色火焰?一般来说 蓝色温度比红色高 不过由于喷口金属材质不同 火焰颜色也会不同(焰色反应),蓝色火焰代表温度最高,你也可以理解为推力大,至于歼-20的尾喷蓝色火焰是因为发动机开加力了。涡扇发动机比涡喷发动机在内涵道外多了一个外函道,借助增大直径的低压段压气机叶片产生向后的压缩空气推力。也就是说,该发动机可以产生十倍于自身重量的推力。
具体数字我没有在书上看到,大家可以这样理解一下,涡桨发动机和涡扇发动机产生推力的原理不同,涡扇是喷气产生的推力,涡桨是产生的拉力,书上说:涡喷发动机(和涡扇一样)通过迅速加速相对小的空气质量产生推力,涡桨发动机对相对大的空气质量施加较小的加速度产生拉力。这里需要明确一下,分析VSV的时候,发动机转速一定,因为转速变化会影响流量,导致分析的复杂,转速一定则绝对速度轴向分量一定(气流流量)。
喷气发动机有几个类型?常见的有冲压发动机、脉冲发动机、涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机。1.冲压发动机,是一种利用高速气流在速度改变下产生的压力改变,达到气体压缩的目的原理,构造简单、重量轻、推力大、成本低、适合高空高速飞行的空气喷气发动机。3.涡轮喷气发动机,是一种采用了涡轮驱动的压气机,并在低速时亦产生大推力的喷气发动机。与涡扇发动机相比,涡喷发动机燃油经济性要差一些,但高空高速性能优于涡扇发动机。
关于涡扇发动机,你一定不知道的事实,绝大多数推力来自这个部件。很多人都知道现代喷气机分四个种类,即涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。在如此巨大的推力里,风扇贡献的推力占总推力的75%,而产生能量的核心推力却远小于前者。
推力15吨,涡轮前温度1800℃,日本XF9-1发动机走在了中国前面?要知道美国的F-119和F-135发动机涡轮前也只有1700摄氏度(约合1970K)左右,而涡轮前温度是对发动机涡轮叶片的最大考验,根据相关文献的结论,涡扇发动机的涡轮前温度每提升100摄氏度,那么该发动机的最大推力就可以提升15-20%。
强行提高叶片工作温度,“太行”发动机怎能不“短命”?举个例子:涡扇15发动机参数中,只有不加力推力是11吨,加力推力为17.6吨,涡轮前温度=1477-1577℃,据不可靠消息得知涡扇15设计寿命2000小时;没有明确的寿命参数。太行涡扇发动机叶片合金成分是通过化验由俄罗斯买来的AL31F发动机叶片而来,因而它承受高温的能力不会高于AL31F,由于技术问题,造出来的涡扇10发动机推力不达标,所以只能强行提高叶片的工作温度。
在明白涡扇发动机产生推力的主要原理之后,就可以知道想要提升发动机的推力方法,比如可以通过提高风扇进气量、增大风扇压比、提升涡轮口进口温度(涡轮前温度)等,而这之中最有效的办法就是提升涡扇发动机的涡轮前温度,此举能有效提升发动机的单位推力和推重比。
枭龙战斗机可以换上F404发动机吗?枭龙目前使用的RD-93发动机,军用推力5.1吨,最大推力8.3吨。其推力要比美国的F404发动机军用推力4.9吨,最大推力7.26吨大。所以以我们现在技术水平,在涡扇-13基础上改进出款三代半涡扇航空发动机问题不大,RD-93毕竟体积要比F414大一大截,哪怕技术差点用数量去补,推力达到F414水平问题不大,FC-31骨头鹰二号机使用的涡扇-13E增推型就已经达到10吨级别。
涡扇:可以理解为在涡喷的基础上加装外涵道风扇(咱们常坐的客机的发动机正面的那个风扇就是了)而成,推力来自燃烧室喷出的高压燃气加外面的风扇,低速经济性好,推力极大,但结构复杂且由于喷气速度低,高空高速性能略逊于涡喷。大部分现代军用运输机、几乎全部民航机采用的涡扇都是大涵道比发动机,扇出的气体所占比重较大,一般涵道比能有6-9,现在据说已经有涵道比超过10的涡扇发动机啦。
航空发动机主要有三种类型:活塞式航空发动机,燃气涡轮发动机,冲压发动机。航空发动机的发展经历了活塞式发动机,喷气时代的活塞式发动机,燃气涡轮发动机,涡喷/涡扇发动机,涡桨/涡轴发动机的时代,本文主要用动态图向大家展示航空发动机的工作原理。桨扇发动机既可看作带先进高速螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机,又可看作除去外涵道的超高涵道比涡轮风扇发动机,结合了涡轮螺旋桨发动机耗油率低和涡轮风扇发动机飞行速度高的优点。
“太行”发动机是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机,采用大推力涵比及全自动数字化控制系统,推力达到12000KGF~14000KGF,现在已经批量安装到歼-11B和歼-10B。变循环引擎工作原理其实比较简单:一般引擎都是专门为远程巡航或高速飞行设计,客机引擎和高速军用运输机引擎使用高涵道流量比,高涵道流量比由于可以在引擎周围流过更多的空气,气流很少通过中心,可以提高热效率,获得更低的油耗。
F22“猛禽”的心脏--普·惠F-119涡扇发动机F22“猛禽”的心脏--普·惠F-119涡扇发动机。为此,用于第四代战斗机的发动机,要求推重比(每1公斤发动机重量能产生多少公斤推力)达到10.0左右(第三代战斗机的推重比为8.0左右);一般来说,发动机高压压气机中的温度与压力正是钛易着火的条件,因此在80年代后,新设计的发动机中,高压压气机机匣很少采用钛合金。矢量喷管有两种形式:二维矢量喷管与三维矢量喷管。
发动机课堂|你知道涡扇发动机是怎么工作的吗?涡轮风扇发动机,又称为“内外涵发动机”,这是因为空气在风扇中增压后,由风扇出口流出时分为两股向后流:1一股流入核心机和带动风扇的低压涡轮,最后由尾喷管流出,这股气流称为内涵气流2另一股则由围绕核心机机匣与外涵机匣间的环形通道中流过,称为外涵气流。内、外涵两股气流产生的推力之和,即为涡轮风扇发动机的推力,它大于纯涡轮喷气发动机的推力。
苏联的三转子涡扇发动机。实际上世界上还有另外一个国家也掌握了三转子涡扇发动机这项顶尖技术,而且研制成功并投入生产了诸多型号的三转子涡扇发动机,这个国家就是原来的苏联。NK-321加力涡扇发动机的风扇传动方案、HK-62开式桨扇、HK-63涵道桨扇和HK-110开式桨扇验证机及其AB-90型桨叶的经验。D—18T三转子涡扇发动机。与英国比较,苏联的三转子涡扇发动机有自己的特色,所研制的三转子涡扇发动机,某些型号仍然在生产和使用。
品读“太行发动机”细节太行发动机,也叫涡扇10系列发动机,是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机,它结束了国产先进涡扇发动机的空白,其意义不言自明。太行涡轮风扇发动机尾喷口特写,尽管外部简洁,但内部比AL-31更为复杂。涡扇10/10A是一种采用三级风扇,七级整流,一级高压,二级低压共十三级,即所谓的3+7+1+2结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。
“太行”全称“太行发动机”,取名之意为我国第一台大推力涡轮发动机,一般“太行发动机”指的是“涡扇10系列发动机(WS10)”,是国产第三代军用发动机。由上可知,WS15并非太行发动机,而是属于峨眉涡轮发动机,它的涡轮进口温度比较高,每一个装配结构都采用了更先进的设计方法,将标志着我国在自主研发发动机道路上前进了历史性一步。
芬兰公司于上世纪90年代研制出的RTA-96C舰船发动机,是排式二冲程柴油涡轮增压发动机,由6~14个汽缸构成一个发动机组列,每个汽缸在设计上必须绝对恒等,每个汽缸直径长960mm,活塞行程达2.5米,工作容积达到了创纪录的1 820L。分别由8、9、10、11、12、14个汽缸列成一个发动机组,制造出相应数目汽缸型巨型发动机,向客户提供,一台这样的柴油发动机就能保障一艘6~8千吨位的集装箱运输船以46km/小时的速度航行。
涡扇发动机是指由喷管喷射出的燃气与风扇排出的空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机,涡扇发动机的结构简单来说就是在涡喷发动机前面放置风扇,加了一个外壳,后面再增加1-2级低压低速涡轮,这些涡轮带动消耗掉一部分从涡喷发动机中产生的高温高压燃气来带动前面的风扇,达到降低燃气排出速度的目的。(俄罗斯安-70所使用的是桨扇发动机,其既可被看做是涡桨发动机也可被看做是涡扇发动机)涡轮轴发动机。
在此基础上,正与沈阳发动机研究所合作开展两种连续旋转爆震涡轮发动机系统方案研究,据资料披露,第一种涡扇发动机方案主要由进气道、压气机、隔离段、旋转爆震燃烧室、混合室、涡轮、尾喷管等部件组成,与常规燃气涡轮发动机的区别在于用旋转爆震燃烧室替代传统等压爆燃燃烧室,同时为避免爆震燃烧室出口温度分布不均匀的问题,在爆震室前设置隔离段,使涡扇发动机获得了良好的起爆特性和爆震特性。
浅谈涡扇喷气发动机的基本构造和工作原理。由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成,环形燃烧室的燃烧室是一个整体,因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀,而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却,即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。
这就使得我们发动机的推力相较于以前有一个很大的提升!如果我们把这种涂层运用到了涡扇15发动机的身上,并结合当今的五代单晶高温合金一起使用,我们新一代的发动机性能必然比以前提升很大!据介绍,我们的研发团队研发的新型隔热涂层,其最高的承受温度就达到了1800度以上,相比较氧化锆涂层而言,其隔热性能更加的明显,抗热性能也提升不少,使用寿命也比以前提升了很多!值得一提的是,这种涂层的全球仅仅中国一家可以研发。
喷气式发动机科技树。涡扇发动机对比涡喷发动机最显著的特点就是嵌套的两层涵道结构,内涵道跟涡喷发动机结构类似,外涵道看上去则只是一层空空的过道。涡桨发动机则是涡轮发动机的另一个极端。既然主要的动力由螺旋桨提供,那实际上涡桨发动机的驱动原理和传统的活塞发动机其实是一样的,不同的只是驱动转轴的动力来源不同而已。甚至我觉得都不应该称之为涡轮螺旋桨发动机,叫“涡轮驱动的螺旋桨发动机”更准确些。
DD-32单晶叶片不仅可以用在推比8发动机的改进改型上,在推比10的中等推力涡扇,大推力涡扇也有良好的应用前景,目前已完成了热冲击试验、振动疲劳试验、转子超温超转试验等零部件试验和整机长期试车等试验考核,2017年,装有DD-32单晶高压涡轮叶片的涡扇13加大推力改进型上已完成了300小时长期试车考核,单晶涡轮叶片工作正常,分解检查叶片无裂纹、烧蚀、变形等故障,状况良好,为其上天试飞打下了良好基础。
在高原机场运行的发动机,毫无疑问,会受到高海拔的空气密度小,温度低,压力低等其他外界大气条件的限制,要达到与平原机场相同的推力,就需要燃烧更多的燃油,发动机就会遭受更高的排气温度(ITT),这样就更易造成发动机的超温,加快发动机的性能衰退,缩短发动机的在翼寿命。减推力起飞可以直接减少发动机油耗,降低发动机ITT温度,拉大发动机超限的裕度,延缓发动机性能衰退,延长发动机在翼时间。
航空发动机被称为研发制造难度最大的现代工业造物,这么难造吗?为了提高航空发动机性能,RR搞的三转子发动机,pw搞的是齿轮传动,目的都是解藕中压涡轮或低压涡轮与风扇或中压压气机的转速(传统设计,他们是在一根轴上)。因为三转子相对于2转子压气机的压缩过程更平滑,更加不容易喘震、也就是说可以提高压气比,从而提高涡轮钱燃气总压,提高推力,换句话说,如果难度不大,转子越多可能从某一角度说,发动机将会越好。
刀口:颠覆性质的 有关太行涵道比的说法很多,就算《兵工科技》说的是真的,这个涵道比也不算大,说的F110-GE-129的涵道比是0.76,比太行还大,但是推力差不多,这又怎么说呢?再说大小这么一点点有时候是可以不计的,作为小涵道比涡扇发动机关键是涡轮前温度决定推力的大小,而涡轮前温度高低和核心机的叶片(高压压气机的叶片燃烧室 高低压涡轮的叶片)的耐高温的程度有直接的关系。通俗的说,军用推力越大,发动机越好。