涡扇发动机原理涡扇发动机是喷气发动机的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变种从结构上看涡扇发动机仅仅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慢慢的升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通过大推力来减少飞机的起飞着陆距离比如装备了的当已方机机的跑道遭到部分破坏时可以开全加
涡扇发动机原理 涡扇发动机是喷气发动机的一个分支， 从血缘关系上来说涡扇发动机应该算得上 是涡喷发动机的变种。 从结构上看， 涡扇发动机仅仅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慢慢的升高的机动性能， 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，战斗机还可通过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 АЛ-7 Ф-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 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 机身结构作的慢慢的变大， 起飞重量也就慢慢的变大， 对发动机的推力要求也慢慢变得 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慢慢的升高的推力要求而诞 生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法是提高发动机的空气流量。 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能够达到 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 1956 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 线速度超过了音速， 这样的一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、 处理问题。 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 的后风扇其实就是一个双节的叶片， 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”其实就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。 美国的政府其实就是在 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，
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