分类号                                                                          编 号  ________      U D C                                                                            密 级_________        中国民航飞行学院 毕业设计（论文） 题    目            试分析航空涡轮风扇发动机的性能特点 作者姓名                  张      爽______________                                          指导教师姓名及职称              周    长    春_  讲师__            系 及 专 业 名  称  飞 行 技 术 与航空工程学院    飞行技术                                            提交日期    2004 -5- 27                  答辩日期    2004-6-3____                答辩委员会主任                    评阅人 ______________                      2004年06月03 日 试分析航空涡轮风扇发动机的性能特点 学生：张  爽        指导老师：周长春 【摘    要】 航空涡轮风扇发动机作为民用航空业中商用航空器的主要发动机，其在性能上具有推力大、效率高、污染小等优越性，使其得到了迅速的发展和广泛的应用。本文简单阐述了涡轮风扇发动机的发展概况，并简要说明了涡扇发动机的基本组成及各部分的作用。简要描述了涡扇发动机的

  ，通过质量附加原理对涡扇发动机与涡喷发动机进行了比较，分析了涡轮发动机的性能特点，比较了分路排气与混合排气涡扇发动机性能特点。通过涡轮风扇发动机的性能指标与实际涡轮风扇发动机相结合并比较，分析了涡扇发动机的性能对飞机与发动机的操纵带来的不同特点。 关键词 ：涡扇发动机；性能；使用特点；质量附加原理 Analyze    Turbofan  Engine’s  Performance Abstract:  Being  the  primary  engine  which  is  used  in  civil  aviation  transprtation,  the  turbofan  engine  has  larger  thrust, more  efficience, less  waste  and  other  advantages. It  bas  been  used  and  developed  rapidly. This  article  provide  the  development  of  the  turbofan  engine.  Advising  the  construction  of  the  turbofan  engine  precisely,  the  function  of  each  section,  and  the  working  progress  of  the  turbofan  engine.  By  Quantiy-Addition,  comparation  of  the  turbofan  engine  and  the  turbojet  engine.  Analyze  the  turbofan  engine’s  performance,  comparation  the  individual  exhaust  and  the  mixed  exhaust.  By  the  turbofan  engine,  analyze  the  turbofan  engine  and  the  difference  of  the  control  for  flight. Keywords:  Turbofan  engine ；      Performance  ；Characteristics  of  operation; Quantiy-Addition  principle； 引言 涡轮风扇发动机自六十年代初期问世以来，由于其耗油率低，噪音小的优越性，使喷气民航机变得更经济和舒适，大大促进了民航运输业的发展。在干线飞机上,由于采用了高涵道比等先进的技术，涡扇发动机的推力和经济性与涡轮喷气发动机有了很大的提高，使涡轮风扇发动机目前成为民用干线运输机的唯一动力装置。在支线客机上，由于针对支线客机的涡轮风扇发动机与以前大量运用于支线客机的涡桨发动机相比较，在经济性上已经接近，而涡扇发动机具有速度和可靠性等方面，开始在支线、涡扇发动机的发展概况 1903年12月17日莱特兄弟驾驶“飞行者”1号，成功实现载人动力飞行时，发动机功率只有12马力。随着飞机大范围的应用在军事、运输领域，航空工业尤其是民用航空业得到迅速发展，人们对飞机的性能也提出了更高的要求，如战飞机较高的机动性，民用飞机较好的经济性及可靠性等。飞机飞行性能的提高，在很大程度上取决于动力装置的发展，航空活塞发动机因其固有的缺陷越来越满足不了飞机的性能要求，人们需要重量更轻，推力更大，速度性能更好，能满足多种飞机性能要求的动力装置。实践证明，燃气涡轮发动机能满足这些性能要求。航空上一切重大的成就，在某一些程度上无一不与发动机性能的改善或新型发动机的研制成功有关，特别是自1939年8月27日装有涡轮喷气发动机的飞机在德国首次成功飞行以来，航空燃气涡轮发动机有了快速的提升.飞机的飞行速度、高度和航程也得以大幅度提升。 涡轮喷气发动机在军机上有一个共同的缺点，即耗油率高；在民机上还有另一 大缺点，即噪声太大。而歼击机为了具有高机动性，要求发动机的推重比更高，涡轮喷气发动机则难以满足。在这种背景下，涡轮风扇发动机引起航空工程师的关注。 涡轮风扇发动机吸收了涡轮喷气和涡轮螺旋桨发动机的优点，尤其在亚音速飞行时，这种发动机兼备了涡轮喷气发动机推进功率大和涡轮螺旋桨发动机经济性好两方面优点.因此，涡扇发动机被广泛地用作高亚音速（M=0.8-0.9左右）轰炸机，运输机，强击机等飞机的动力装置，尤其在当今民用航空运输机上得到了最为广泛的应用。 2、涡轮风扇发动机的基本组成及工作 [1] 基本组成 图1 涡轮风扇发动机的基本组成 典型的涡扇发动机组成如图1， 其空气通路分为内外两路，由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、喷管六大部分所组成。 进气道用来引导足够数量的空气顺利进入发动机，在飞行中还能够最终靠冲压作用提高压力。 风扇用来使由进气道进入发动机的空气受到压力后加速，一部分由内涵进入压气机，另一部分由外涵向后喷出产生部分推力。 压气机用来提高气体的压力，它通过非常快速地旋转的叶轮，对进入压气机的气体做功，达到增压的目的。 燃烧室用来组织燃油与空气的混合燃烧，使燃油释放出热能，不断给气体加热，以提高气体温度。 涡轮用来带动压气机和风扇转动，涡轮在燃烧室出口高温度高压力燃气作用下而旋转，并将燃气热能转换为涡轮机械功。由于涡轮各级转子转轴与压气机和风扇同轴连接，涡轮旋转时，即带动压气机、风扇转动。 喷管用来使高温、高压燃体膨胀，将部分热能转换成气体动能、并与外涵受热加速后的气体混合，最后高速喷出。 3、涡扇发动机的基本工作 燃气涡轮发动机工作时，空气首先由进气道进入压气机，经过压气机压缩后，气体压力得到极大提高，随即进入燃烧室，和喷嘴喷出的燃料混合,并进行连续不断的燃烧，使燃油释放出热能，气体温度大幅度的提升。燃烧后形成的燃气流入涡轮并进行膨胀，涡轮便在高温、高压燃气推动下旋转起来，从而带动压气机工作，燃气经涡轮最后进入喷管，在喷管中继续膨胀，并将部分热能转换成动能，从喷口高速向外喷出。通过气体对发动机的反作用，而产生推力。 涡扇发动机是基于质量附加原理而提出的。从结构上看，风扇是一个部件，由一级或多级涡轮带动。从循环的观点看，在风扇后，气流被分为两股，一股进入内涵道，即为核心发动机的质量流量，一股进入外涵道，即为附加的推进质量流量。 因而，我们也可以把风扇看作是由两部分所组成，即风扇的外涵部分和风扇的内涵部分。风扇的外涵部分压缩流过外涵的气流；风扇的内涵部分压缩流过内涵的气流，流入内涵的空气同涡喷发动机一样，流入内涵的空气同涡喷发动机一样，也要经过压缩，燃烧和膨胀过程，从喷口高速喷出，产生内涵推力。但是，由于涡轮发动机的涡轮不仅需要带动压气机，还有带动外涵的风扇，所以同涡轮喷气发动机相比，燃气在涡扇发动机的涡轮中将膨胀得更多一些，以便将更多的燃气热能转换成涡，从而带动压气机和风扇；涡扇发动机的喷气速度较涡轮发动机小。流入外涵的空气，经风扇叶片加压，气体压力，温度上升，在外涵管中膨胀加速，最后喷出发动机（一般比内涵喷气速度小），由此产生外涵推力。 所以，涡轮发动机是通过将部份燃气热能转换成涡并传递给风扇，提高内外涵空气动能，使更多的空气参与产生推力。 经理论推导和试验

  明：当涵道比一定时，传递给外涵风扇的能量多少，对发动机性能有直接影响，对分路排气的涡扇发动机，若传递的能量过少，则内涵喷气速度过高，内涵气体动能损失增大，发动机总的推进效率将减小；若传递的能量过多，则外涵气体速度过高，外涵气体动能损失增大，发动机总的推进效率将减小，只有当传递的能量使内、外涵喷气速度相等时，发动机总的推进效率最高，对混合排气的涡扇发动机，发传递给外涵风扇的能量，使内、外涵的气体在混合气压相等时，发动机的总压损失最小，发动机推进效率最高。 需要非常说明的是，对高涵道涡扇发动机而言，由于外涵空气流量很大和涡轮前温度限制，要使内、外涵喷气速度相等或使内、外涵气体总压相等较难实现，所以当涡轮前温度T3*提高，可将使更多的燃气热能转换成涡并传递给风扇，一方面使发动机有效效率增加；另一方面由于风扇加功量增加，使外涵喷气速度（气体总压）接近于内涵喷气速度（气体总压），使发动机高涵道涡扇发动机的推力和经济性越好。 4、质量附加原理 [1] 质量附加原理是指：在一定的飞行速度下，当工质获得的可用能量(即可转变成气动能的能量)一定时，如果工质的质量越大，即参加产生推力的质量越多，则发动机的经济性越好，推力越大。 为了更好地说明质量附加原理，下面我们在“同参数”条件下，比较涡喷和涡扇发动机的推力和经济性。 见图2所示的两种发动机： 图2    “同参数“的涡扇发动机与涡喷发动机 A．为双转子涡喷发动机； B．为双转子混合排气涡扇发动机。 “同参数“条件是指：在一定的飞行速度下，两台发动机具有相同的压气机增压比、涡轮前温度、发动机供油量，即两台发动机气体获得的可用能量一样。(为便于理解，可认为此涡扇发动机是在该涡喷发动机基础上演变而来的)。 涡扇发动机的总空气流量：m扇＝m内+m外 涡喷发动机的空气流量：m喷 在“同参数”条件下，可认为涡扇发动机的内涵空气流量与涡喷发动机的空气流量相同，即： m内＝m喷 m扇＝m喷(1+Y)……………………………………………………（1-1） 涡喷发动机总的气体动能增量为：△Ek喷=m喷(1/2C25喷－1/2V2飞)  涡扇发动机总的气体动能增量为：△Ek扇=m扇(1/2C25扇－1/2V2飞)  式中：C5扇－为涡扇发动机里面、外涵混合后总的喷气速度。 在“同参数”条件下，有： △Ek喷=△Ek扇 经整理有：(1＋Y)·(1/2C25喷－1/2V2飞)=(1/2C25扇－1/2V2飞)          （1-2） 所以，涡扇发动机的喷气速度C5扇小于涡喷发动机喷气速度C5扇，并且随着涵道比的增加，涡扇发动机喷气速度将进一步减小。 下面来比较两台发动机的推进效率和推力： R·V飞              V飞 根据发动机推进效率的定义，有：η推＝————＝———— △EK            C5＋V飞 R喷·V飞          V飞 涡喷发动机的推进效率为，η推喷＝————＝————                  （1-3） △EK喷            C5喷＋V飞 R喷·V飞          V飞 混合排合涡扇发动机的推进效率为：η推扇＝————＝————    （1-4） △EK喷          C5喷＋V飞 η推扇        C5扇＋V飞 ————＝————    η推喷        C5喷＋V飞    η推扇  因由（1-2）可得：C5扇＜C5喷，可推出，———＞1，即η推扇＞η推喷。 η推喷    所以，涡扇发动机的推进效率高于涡喷发动机。由于在“同参数”条件下，可认为发动机有效效率相同，因而涡扇发动机总效率比涡喷高，发动机经济性比涡喷好。 因：△EK喷=△EK扇 R扇        η推扇 由（1-3）、（1-4）可得：    ——＝——— R喷      η推喷              R扇 因η推扇＞η推喷可得：——＞1，即：R扇＞R喷。 R喷 所以，涡扇发动机的推力大于涡喷发动机推力。 当发动机在地面工作，V飞＝0时，由（1-2）式有： （1-5） ⑤ 将（1-1）、（1-5）式带入发动机推力公式，有： 由此可见，在“同参数”条件下，涡扇发动机的经济性和推力都比涡喷发动机优 由此可见，在“同参数”条件下，涡扇发动机的经济性和推力都比涡喷发动机优越；并且随着涵道比的增加，涡扇发动机喷气速度进一步减小，气体离速损失减小，发动机推进效率升高，发动机经济性更好，推力更大。但随着涵道比的增加，涡扇发动机的迎风面积将增加，发动机的外部阻力将增加，进而影响发动机的速度性能。 需要说明的是，质量附加原理是在一定的飞行速度下比较“同参数”涡喷和涡扇发动机的推力和经济性。事实上，当飞行M＞1，发动机进气道将产生激波，激波阻力将使发动机有效推力减小。所以，不同涵道比的涡扇发动机作超音速飞行时，随着涵道比的增加，发动机推力和经济性将变差。因而涡扇发动机主要是改善了亚音速飞行时发动机的推力和经济性。高涵道涡扇发动机不适宜作超音速飞行，只有涡喷和低涵道涡扇适宜作超音速飞行。 涡喷 由涡喷改型的涡扇 涵道比 推力增加 JT3C-7 JT3D-1-MC7 1.38 +53.39% J79 CJ-805-23 1.50 +57.18% J85 CF-700 1.90 +69.20%         表1 涡喷与涡扇发动机的推力比较 5、 工作特点 [1] 5.1.参与产生推力的空气流多                                                        涡轮风扇发动机，由于内、外涵空气速度增加，都可以产生推力。所以，参与产生推力的空气量较多。随着涵道比的增加，参与产生推力的空气流量更多。 5.2.发动机有效效率高  涡扇发动机，尤其是混合排气的涡扇，发动机的有效效率较高，主要是因为：第一，由于涡扇发动机一般为双（三）转子发动机，压气机防喘性能较好，所以压气机增压比设计较高；第二，涡扇发动机由于压气机中间级防喘放气工作时，内涵高压空气可到发动机外涵，继续产生推力，可部分补偿推力损失；第三外涵空气可吸收内涵部件散热热量，提高了外涵空气温度，有助于提高外涵推力，减小了推力损失。 5.3.发动机推进效率较高 涡扇发动机的部分燃气热能通过高效率的涡轮传递给风扇，由于风扇的工作效率高，有助于提高发动机推进功率；同时，也使内涵喷气速度降低，发动机离速损失减小，也有助于提高发动机推进效率。 所以，涡扇发动机的总效率高，发动机经济性好。 对高涵道涡扇发动机而言，当飞行M数在0.8-0.9时，发动机推进效率最高，所以高涵道涡扇发动机适宜做高亚音速飞机动力装置；对加力的低涵道涡扇发动机而言，不仅可显著提升亚音速飞行时发动机的推进功率，改善亚音速飞行时经济性，而且在超音速段（M=2左右）涡扇发动机的性能与涡喷发动机相当。所以，超音速战斗机`轰炸机上也广泛采用带加力的低涵道涡扇发动机。 5.4.起飞，复飞推力大 涡扇发动机，尤其是高涵道涡扇，涡轮前温度设计较高，可有效提升发动机推力；同时由于发动机主要是通过提高外涵空气流量来提高发动机推力的，当低速飞行时，气体动能增量因飞行速度的减小而增加所以发动机起飞推理较大。这正满足了大型民航机起飞、复飞时对发动机高推力的要求，可有效缩短起飞滑跑距离及提高飞机中断/继续起飞性能，改善了飞机飞行性能及安全性。 5.5.喷气噪音低 涡扇发动机尤其是混合排气的高涵道涡扇，由于发动机里面、外涵的喷气速度大幅度的降低，而发动机喷气噪音强度与喷气速度的八次平方成正比。所以发动机喷气噪声较低，发动机总的噪音水平也较低，减小对环境的噪音污染。 涡扇发动机，在具有上述优点同时也有一些缺点，主要有：结构较为复杂；随着涵道比的增加、发动机的迎面阻力也相应增大等，总之，涡扇发动机无论在民航机还是在军用机上得到普遍应用，是目前燃气涡轮发动机中最具发展的潜在能力的类型之一。 6、轮喷气和涡轮风扇发动机的性能指标  [3]  [4] 6.1.推力和单位推力 推力是涡轮喷气和涡轮风扇发动机的一个重要性能指标。在飞机的空气动力特性相同的条件下，发动机推力越大，飞机就具有更加好的性能。 但是发动机推力的大小不能代表发动机循环性能的好坏，因为循环性能相同的情况下可以加大发动机的尺寸以增大空气质量流量从而使推力增加。因此，评定发动机性能的优劣需要看单位推力的大小。发电机推力与进入发动机的空气质量流量之比称为发动机发推力单位，以Fs表示，即 Fs=F/Wa,    N*s/kg    (5-1) 在给定的发动机推力条件下，单位推力越大，空气流量可以越小，发动机的外廓尺寸与发动机质量可相应减少。 对于涡轮风扇发动机，单位推力为 F9=C9-C0    （5-2） 将循环有效功Le=    带入上式有 Fs=     （5-3） 上式表明，单位推力和循环功一样是反映发动机性能好坏的重要性能参数。目前，涡轮喷气发动机地面台架最大状态的单位推力约为60~70daN*s/kg,加力状态的单位推力可达11070daN*s/kg以上。 6.2.单位燃料消耗率（耗油率）sfc 发动机在单位时间内消耗的燃料质量称为燃料消耗率，用Wf(kg/s)表示。 每小时每产生1单位推力所消耗的燃料质量称为单位燃料消耗率，简称耗油率，以sfc表示： sfc=3600Wf/F =3600f/Fs    (5-4) 式中f气比，f=Wf/Wa。 耗油率是决定飞机的航程和续航时间的重要参数，是评定发动机经济性的重要指标。目前涡轮喷气发动机在地面台架条件最大状态的耗油率约为0.8~1.0 kg/(daN*h)，加力状态的耗油率为1.6~2.0 kg/(daN*h)，大涵道比涡轮风扇发动机的耗油率已降到0.4 kg/(daN*h)左右。 6.3.发动机推质比 发动机推力与发动机质量之比称为发动机推质比Fm,有 Fm=F/M    （5-5） 式中M为发动机质量。 战斗机要求高机动性（飞机能够迅速地加速和转弯能力等），需要有尽可能高的发动机推质比。如果发动机的重量增加1kg则亚声速飞机整体质量增加4~5kg,超声速飞机将增加6~10kg，在推力不变时将直接影响飞机的最大平飞速度、升限、有效载荷和机动性等。推质比对战斗机是很重要的。 在相同空气流量条件下，低涵道比的涡轮风扇发动机一般比涡轮喷气发动机的质量可低20%左右。因为涡轮风扇发动机的高压压气机、燃烧室和涡轮通过的气流量少，所以其尺寸和质量都相应的轻。但是涡轮风扇发动机的喷气速度低，单位推力小，如果推力相同，则涡轮风扇发动机的空气流量大于涡轮喷气发动机，即使如此，涡轮风扇发动机的推质比仍然比较大。 6.4.发动机的效率 效率是从能量转换的角度评定发动机性能的指标。有三种效率评定飞行中能量转换的有效程度：有效效率、推进效率和总效率。 有效效率定义为发动机热力循环的有效功Le与消耗的燃料所具有的热能q0的比值，以ηe表示： ηe=Le/q0=Le/fHf         （5-6） 式中Le─发动机热力循环有效功； q0─每秒每千克空气流量消耗的燃料所具有的热能q0= fHf    ； f ─油气比； Hf─燃料低热值，航空煤油Hf=42900kJ/kg。 有效效率考虑的损失包括：发动机排气带走的热能约占q0的55%~75%；燃料不完全燃烧损失的热能约占1%~3%；通过壁面向外散失的热量约占1%~2%。发动机的有效效率约为25%~40%。 如果不考虑燃料不完全燃烧损失，则有效效率即为实际循环的热效率。推进效率ηp是推进功与循环有效功之比。 总效率是发动机推动飞机前进所完成的推进功与消耗燃料的热能之比，以η0表示：                      η0=推进功/消耗燃料的热能 =FsC0/q0=ηeηp    (5-7) 上式表明，总效率等于有效效率与推进效率的乘积，考虑了从燃料的热能转换为推进整一个完整的过程的能量损失。 利用式（5-4）                  sfc=3600f/Fs=3600q0/FsHf 将η0= FsC0/q0带入上式可得耗油率与总效率的关系： sfc=3600C0/Hfη0=3600a0Ma0/Hfη0        (5-8) 式中a0─飞行高度条件下的声速； Ma0─飞行马赫数。 （5-8）式中表明，在一定的飞行马赫数下，耗油率sfc与总效率η0成反比。这在某种程度上预示着，只有在相同的飞行条件下才能用耗油率来比较两个发动机的经济性。 6.5. 单位迎面推力 发动机推力与发动机迎风面积之比称为单位迎面推力，用Fa表示： Fa=F/Am , N/m        （5-9） 式中Am─发动机迎风面积。 在一 定条件下，发动机的迎风面积越小表示单位迎面推力越大，有利于设计阻力小的飞机。目前涡轮风扇发动机的单位迎面推力大致为50~100kN/m2。 7、涡轮风扇发动机的涵道比 图3发动机的涵道比 当空气流经涡轮风扇发动机的前端风扇后，分为两个部分：一部分气流进入燃气发生器，叫做内涵道；另一部分从燃气发生器的外围通过，称为外涵道。涡扇发动机的涵道比是外涵空气流量与内涵空气流量的比值，是涡扇发动机主要的性能参数。 目前，高涵道比涡扇发动机是民航机的主要动力装置，以其排气可分为分路排气和混合排气两种（见图4） 图4  涡轮风扇发动机（分路排气） 下面我们以“同参数”下分路排气与混合排气涡扇发动机性能作一比较见表： 比较参数 分路排气 混合排气 最佳性能指数 C5外=C5内（不易实现） P*4Ⅱ=P*4（较易实现） 能量传递方式 机 械 机械+气动 循环效率 低 高 推 力 低 高 外涵增压比πk*Ⅱ 高 低 噪音指标 高 低 防喘性能 差 好 重量、尺寸 轻、 小 重、大       表2  分路排气与混合排气涡扇发动机性能比较  由上面表格能看出，分路排气的各项性能指标虽然都比混合排气的要差，但它以重量轻，尺寸小的优点在民航机动力装置中广泛采用，特别是短涵道的分路排气涡扇发动机，在高亚音速飞机中占主导地位。 实验表明，当涵道比一定时，传递给外涵风扇的能量多少，对发动机性能有直接影响，对分路排气的涡扇发动机，若传递的能量过少，则内涵喷气速度过高，内涵气体功能损失增大，发动机总的推进效率将减小；若传递的能量过多，则外涵喷气速度过高，外涵气体动能损失增大，发动机总的推进效率也将减小；只有当传递的能量使内、外涵喷气速度相等时，发动机总的推进效率最高。对混合式排气的涡扇发动机，只有当传递给外涵风扇的能量，使内、外涵的气体在混合时总压相等时，发动机的总压损失最小，发动机推进效率最高。 在亚音速条件下，当涵道比升高时，若内涵空气流量不变，则外涵空气流量增加，风扇传递给外涵空气总的能量增加；对于混合排气的涡扇发动机，根据质量附加原理，发动机总的喷气速度将进一步降低，推进效率升高，发动机的推力和经济性变好；对于分路排气的涡扇发动机，外涵喷气速度增加，内涵喷气速度降低，发动机总的推进效率增加 ，发动机的推力和经济性变好。同时，随着涵道比的增加，发动机外阻将增加，发动机速度性能将变差。所以，涡扇发动机，尤其是高涵道比的涡扇，随着压气机增压比和涡轮前温度的不断提高，涵道比应相应增加，可改善亚音速飞行时发动机的推力和经济性。 8、以CFM56-7系列发动机为例说明涡轮风扇发动机的性能对飞机和发动机的操纵带来的不同特点： [11] [22] 新一代波音737选择了CFM56-7系列发动机作为动力。这种新型的发动机采用了代表最先进技术的宽弦风扇和全权限数字式发动机控制系统（FADEC）。与传统型737上配置的CFM56-3系列发动机相比，其推力增加了11%，不但大大低于现行的3级

  ，而且还低于即将出台的4级标准。并且它还具有油耗低和维护费用低的特点。 CFM56-7系列发动机是CFMI公司1993年11月开始发展的一个型别，是在CFM56-3型基础上采用直径为1.55m的24个叶片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与CFM56-3相比噪声和污染都显著降低，维护成本降低约15%，而发动机可靠性不变。 CFM56-7系列发动机的性能参数见表 CFM56-7B18 -7B20 -7B22 -7B24 -7B26 -7B27 TAKEOFF CONDITIONS (sea level) Max. takeoff (lb) 19,500 20,600 22,700 24,200 26,300 27,300 Airflow (lb/sec) 677 696 728 751 779 782 Bypass ratio 5.5 5.5 5.3 5.3 5.1 5.1 IN-FLIGHT PERFORMANCE (installed)(35000 ft-Mach=0.80-ISA) Max. climb thrust (lb) 5,962 5,962 5,962 5,962 5,962 5,962 Overall pressure ratio at max. climb 32.8 32.8 32.8 32.8 32.8 32.8 - Max. cruise thrust (lb) 5,420 5,450 5,450 5,480 5,480 5,480 ENGINE CHARACTERISTICS Length (in) 98.7 98.7 98.7 98.7 98.7 98.7 Fan diameter (in) 61.0 61.0 61.0 61.0 61.0 61.0 Basic dry weight (lb) 5,216 5,216 5,216 5,216 5,216 5,216 APPLICATIONS Boeing NG series 737-600 -700 -700 -800737-900 -800737-900 -900BBJ               表---3CFM56-7系列发动机的性能参数 8.1.推力大 由表--3能够准确的看出 CFM56-7系列发动机的起飞推力为19500～27300磅，爬升推力为5962磅，这么大的推力使飞机在起飞时获得更大的推力从而使速度提高的的更快，缩短了起飞滑跑距离；在复飞时，就可以获得足够的推力来加快速度的提高，使复飞的安全裕度增大。导致了飞机的起飞、复飞、加速性和单发性能更加优越，还可以广泛采用减功率起飞，这都是它的推力大的具体表现。这正满足了大型民航机民航机起飞、复飞时对发动机高推力的要求，可有效缩短起飞滑跑距离及提高中断/继续起飞性能，改善了飞机飞行性能和安全性。 由推力公式：R=Ma(C5-V飞)可以看出，影响推力的主要参数有：空气流量和速度的增量。在气流流过发动机时速度增量不变的情况下，空气流量越大，推力就越大；空气流量越小，推力就越小。这是因为在气体速度增量一定时，空气流量增加，单位时间内有更多的气体获得了相同的速度增量。即有更多的空气获得了加速度，发动机必然给予气体以更大的作用力，气体也必然给予发动机以更大的反作用力，因而发动机产生推力增加；相反，气体流量减小，作用力较小，反作用力也较小，因而发动机产生的推力减小。这是目前民航机最常用的高涵道涡轮风扇发动机提高推力的主要途径之一。 在气体流过发动机的空气流量不变的情况下。气体速度增量越大，推力越大，气体速度增量越小，推力就越小，这是因为当空气流量一 定时，气体速度增量增大，说明气体了流经发动机获得了更大的加速度，发动机必定给予气体以更大的作用力，气体也必然给予发动机以更大的反作用力，因而发动机产生推力增加；相反，气体速度增量减小，说明发动机给予 气体的作用力减小，气体的反作用力也较小，因而发动机产生的推力减小。 由表---3可以看出，CFM56-7系列发动机的涵道比为5.1～5.5，属于高涵道比涡扇发动机（Y=4--10）。另外，从表中还可以看出CFM56-7系列发动机的空气流量大，677～782磅/秒。在气体速度增量一定时，涵道比越高，空气流量越大，单位时间内就有更多的空气获得了加速度，气体给予发动机的发作用力也越大，  随涵道比增大，涡轮风扇发动机的推力连续上升，而CFM56-7系列发动机同时具有了高涵道比和大空气流量这两大特性，所以能提供强大的推力，适合作高亚音速大、中型民航机、运输机的动力装置。 在发动机推力相同的情况下，较轻的发动机重量能使发动机拥有更大的推质比，而CFM56-7系列发动机的基本重量都是5216磅，与其产生的强大推力相比，这么轻的发动机质量，使其拥有非常大的推质比。 CFM56-7系列发动机巡航推力也达到了5420～5480磅，强大的推力使波音新一代737巡航速度更快，达到了0.785马赫(848公里/小时)，而波音早期737的速度为0.745马赫，最大飞行速度可达0.82马赫（885公里/小时）。最大巡航高度可达41000英尺（12400米），而波音737-300/-400/-500的最大巡航高度为37000英尺，空中客车A320为39000英尺。 8.2.效率高 8.2.1有效效率 有效效率高是流过发动机1kg气体的动能增量与加给这部分气体的燃料理论放热量之比。在实际飞行中燃料的理论放热量，不可能全部转换成气体动能，会有一些损失，但由于燃气的排气温度很高，损失的热能只是一部分能量损失。CFM56-7涡轮风扇发动机提高了发动机的增压比，提高燃气的膨胀能力，这样就就会使更多的热能转换成气体的动能增量，提高热能的利用率。目前它的有效效率一般为25%---40%。 8.2.2推进效率 推进效率是发动机对飞机的推进功与流过发动机的气体动能增量之比。它描述了发动机由气体动能增量转变成飞机推进功过程中的能量损失大小。它取决于飞机飞行速度与喷气速度的比值。CFM56-7发动机作为动力装置的新一代波音737飞机的飞行巡航速度为0.785M，这样大的速度就会很大提高发动机的推进效率。目前的推进效率一般为50%----75%。 8.2.3总效率 总效率等于有效效率和推进效率的乘积。而有效效率和推进效率高，因此它的总效率就高。总效率描述了发动机由热能转变成推进功过程中总的能量损失大小，评定了燃气涡轮发动机作为产生推力的动力装置的经济性。CFM56-7发动机的总效率一般在30%左右。 8.2.4循环热效率高 涡轮风扇发动机可以采用高增压比、高涡轮前燃气温度。即使在很大的超音速范围内，发动机总增压比大于20—30。也能保证发动机有足够的稳定裕度，因为高压压气机可以连续不断地向外涵道放气以保持其工作稳定，同时，也不致影响经济性，这是涡轮喷气发动机做不到的。随着涵道比与总增压比的增长，最有利的涡轮前燃气温度也相应增大。这样就可以利用外涵道空气降低冷却涡轮气体的温度，提高涡轮冷却效果，同时也可以引用外涵道空气冷却加力燃烧室。以上两个优点，使得高涵道比的涡轮风扇发动机，比涡轮喷气发动机总效率提高40—50%，燃料消耗率降低40—50%. CFM56-7系列发动机的总增压比达到了32.8，从而保证了CFM56-7系列发动机有较高的循环热效率和足够的稳定裕度。 8.3. 经济性良好 CFM56-7系列发动机还具有良好的经济性，经济性好主要表现为低的燃油消耗率，高的效率。提高涵道比是降低耗油率最合理的措施，在亚音速条件下，当涵道比升高时，若内涵空气流量不变，则外涵空气流量增加，风扇传递给外涵空气总的能量增加；对于混合排气的涡扇发动机，根据质量附加原理，发动机总的喷气速度将逐步降低，推进效率升高，发动机的推力和经济性变好；对于分路排气的涡扇发动机，外涵喷气速度增加，内涵喷气速度降低，发动机总的推进效率增加 ，发动机的推力和经济性变好，所以有高涵道比的CFM56-7系列发动机具有良好的经济性。 CFM56-7系列发动机良好的经济性和低的燃油消耗率使得波音新一代737的航程约为3300海里(5926公里)，比波音早期737的航程远900海里。装有CFM56-7系列发动机的波音新一代737在其同类型飞机中，成为首架被美国联邦航空航天局批准的拥有180分钟双发延程飞机。这样波音737飞机就可飞横贯美国大陆的航线，并在全球范围增加了波音737的航线）可靠性高 可靠性是指在各种气象条件和飞行条件下，发动机稳定、安全工作的性质。常用空中停车率和进厂维护率表示。为了追求飞行的安全和经济性能，这就必须使发动机具有很高的可靠性，降低空中停车率和进厂维护率。CFM56-7系列发动机通过了美国联邦航空航天局的ETOPS双发飞机延程飞行，在单发停车保证飞行时间180min，空中停车率低于0.02这些数据就可以看出，这种发动机的使用可靠率很大，这就进一步提高了飞行的安全性。 高的排气温度裕度（EGTM）表明发动机有良好的性能保持能力，意味着发动机有更长的不拆卸工作时间和低的大修成本。CFM56-7发动机采用三维理论设计了所有叶片，并采用了FADEC优化高、低压涡轮间隙主动控制，使部件效率进一步提高。部件效率的提高，可以降低发动机的工作温度。CFM56-7发动机还通过改变叶片内部的冷却流路，改进了涡轮叶片的冷却效果，减低了峰值。上述措施使涡轮叶片能够承受更高的涡轮前温度，提高排气裕度。CFM56-7发动机的排气温度裕度在热天条件起飞状态下最大可达94°（CFM56-7B18），最低仍有43°（CFM56-7B27）；标准大气条件下排气温度裕度最大可达130°（CFM56-7B18），最低仍有67°（CFM56-7B27）。 （2）通用性和维护性好 CFM56-7系列发动机保留了原发动机的基本结构，仍然由单级风扇、3级低压压气机、9级高压压气机、1级高压涡轮和4级低压涡轮组成。单元体同样为风扇、核心机、低压涡轮和附件传动4个，其中核心单元体可与CFM56-5B发动机互换。维修单元体还是原来的17个。保留了通用性，也就保留了CFM56发动机原有的结构和维护简单的特点。 新一代波音737的四种机型间具有98%的机械零部件通用性和100%的发动机通用性，从而为航空公司用户带来了满意的运营成本。 8.5.使用中的注意事项[1] 对高涵道涡扇发动机而言，风扇是发动机产生推力的首要部件，风扇的工作性能将直接影响到发动机的推力输出。飞行中，风扇叶片容易受到外来物的击伤而损坏，机组应特别注意监控风扇的工作状态，使用中应注意： 8.5.1.注意监控风扇转子的转速N1防止超转 飞行中，当发动机油门一定时，风扇转子转速N1应稳定在某一定值，若发动机风扇叶片损坏，风扇转子N1将产生波动（下降、摆动或悬挂），此时应适当收小油门，使转速稳定。 发动机超转（尤其N1超转）将会严重损坏发动机，直接危及飞行安全，虽然目前高涵道涡扇发动机有较为完善的超转保护，但是在飞行使用中，也应特别注意防止超转。有的发动机一旦N1出现超转，发动机将应急自动断油停车，确保飞行安全。 例如，1988年5月30日，国内某航空公司一架图154M飞机从广州白云机场起飞10分钟后，位于机的2#发动机发生严重断轴故障，四级低压涡轮全部甩出机身（该型发动机无低压转子超转停车保护），将飞机尾部（除顶端外）约300度环形区蒙皮击穿，形成严重的低压涡轮非包容破裂事件。由于甩出的碎片未对机身、操纵等系统造成损伤，同时机组处置正确，及时返航落地，未酿成灾难。（1987年5月7日，波兰航空公司的伊尔—62飞机发生类似的事故，由于碎片击中机体，造成183人死亡的重大事故）。 8.5.2.注意监控发动机风扇转子的振动指示 风扇转子振动指示仪用来指示转子水平振动强度的。飞行中，在一定的飞行条件与发动机状态下，发动机振动指示值应变化不大，若出现发动机振动指示值突变，则可能是发动机风扇转子发生故障的征兆。当发动机风扇叶片损坏，此时风扇转子的平衡遭到破坏，转子振动加剧，振动指示值将变大。 空中飞行中，若出现上述情形，机组应按飞机《飞行手册》中“应急检查单”相应程序进行处理。一般原则是：首先适当收小油门，观察发动机N1和振动指示是否恢复正常，并通过发动机其它参数和信号指示（如：N2、EPR、T、P等），进一步确认是否发动机故障，若发动机工作正常，则可继续使用；否则，应实施发动机停车程序，并就近选择机场着陆。 例如，1996年8月11日，国内某航空公司一架B737—300飞机，执行武汉——贵阳航班任务。17：00从武汉天河机场起飞时，机组发现一群鸟与飞机相撞，左发振动值增大，经塔台同意，17：18返航落地，经地面检查发现遭雷击，8片风扇叶片受损。 8.5.3.正确使用发动机反推装置 使用发动机反推装置时，一般情况下，当飞机减速到一定值时，应及时退出反推状态；同时，高涵道涡扇发动机禁止用发动机反推来倒飞机，防止地面砂石损伤风扇叶片。 8.5.4.飞行前应注意检查风扇叶片 飞行前检查时，机组应注意检查风扇叶片有无裂纹及损伤，确保发动机进气道与发动机前方清洁，无异物，防止外来物被吸入发动机；发动机起动前注意仔细观察发动机前方，必须确认危险区域无人员、车辆等。        结束语 航空发动机作为飞机的心脏部分，其重要性可见一般。航空涡轮风扇发动机有推力大、效率高、燃油消耗率低、嗓音低、污染小等优点，并且其维护性好、寿命长，可靠性高，在多种机型间通用性强，使得其持续不断的发展，成为民用航空业中的采用最广泛的发动机。随着民航事业的迅猛发展，对发动机的推力，经济性，可靠性提出了更高的要求，这也是未来民航发动机的一个重要的发展趋向。 致谢： 本论文在写作过程中，得到了周长春老师的悉心指导和大力帮助，在此表示衷心的感谢。 参考文献 [1]    赵廷渝  · 《航空燃气涡轮动力装置》  ·  飞行学院.                          1998年 [2]    郭官美  ·《航空燃气涡轮发动机》        ·      飞行学院                          1998年  [3]  廉小纯  · 《航空燃气轮机原理─上》      ·      国防工业出版社            2001年 [4]  廉小纯  · 《航空燃气轮机原理─下》        ·        国防工业出版社              2001年 [5]  罗.罗公司 （英）              ·            《喷气发动机》                                1996年

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