民用客机航空发动机设计方案一、本型航空发动机的应用领域本型发动机主要用于民用客机。

民用客机是体型较大、载客量较多的集体飞行运输工具，用于来往国内及国际商业航班。

本客机巡航高度约为9,000米。

飞机发动机有着不同的工作状态，当发动机每公里消耗燃料最少情况下的飞行速度，称为巡航速度。

本客机巡航速度为亚声速，取0.8马赫。

要求飞行稳定，不会产生较大颠簸，保障乘客能够舒适且安全地到达目的地。

客机的总质量较大，因而相应发动机的体积，质量和推力都要远远大过战斗机发动机，使用寿命上也要求长很多，并且要求发动机具有良好的安全性和经济性等指标。

客机是用于商业用途的，因而要求其发动机具有很好的性价比。

涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过声速不太多时。

因此，发动机选用大涵道比涡轮风扇发动机。

飞行器简图为：发动机这样布局是因为，发动机质量较大，对飞机结构强度有较高的要求，因而对称安置在两个机翼距机身较近的位置以提高整个飞机的安全性，保证飞机两侧重量相同，避免飞机发生左右倾斜或重心不稳的问题。

二、航空发动机的性能设计指标发动机指标由客机的要求决定，发动机要求为:推力：87000N单位推力：450N•s/kg重量：2100推重比：4.2耗油率：0.10kg/(h•N)涡轮前温度：1200℃总压比：22整机效率：30%三、航空发动机的结构形式选取发动机结构简图如下：3.1 进气口的结构形式发动机进气口为环形，固定唇口。

进气口为空气喷气发动机所需空气的进口和通道，亚声速进气口前缘较为钝圆，以避免低速起飞时进口处气流分离。

内部通道多为扩散形。

在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。

超声速进气道通过多个较弱的斜激波实现超声速气流的减速。

超声速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。

此外，还有可调式进气口，在超声速条件下，不可调进气道只在设计状态下能与发动机协调工作，这时进气道处于最佳临界状态。

在非设计状态下，譬如改变飞行速度，进气道与发动机的工作可能不协调。

当发动机需要空气量超过进气道通过能力时，进气道处于低效率的超临界状态。

当发动机需要空气量低于进气道通过能力时，进气道将处于亚临界溢流状态。

过分的亚临界状态使阻力增加，并引起进气道喘振。

为了使进气道在非设计状态下也能与发动机协调工作（即进气道与发动机匹配），提高效能，广泛应用可调式进气口。

本型飞行器飞行速度为亚声速，不需要用超声速进气口和可调式进气口，亚声速进气口足以满座要求。

3.2 风扇的结构形式单级轴流式。

风扇排气涵道的收敛度大，以减少气流流过静叶的气动力损失。

涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点尤其在高函道比的涡扇发动机上。

多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。

随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上大都采用单级风扇。

在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机是为了减少重量。

它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的结构。

受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比，采用多级风扇。

本文中采用的是高涵道比发动机，于是采用单级风扇。

3.3 低压压气机和高压压气机结构形式低压压气机：多级轴流式。

高压压气机：多级轴流式。

喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。

离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。

在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。

与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。

在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点。

但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。

比如在中国台湾的IDF上用的双转子结构的TFE1042-70涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。

多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。

美国的“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式。

压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件，压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。

本型飞行器为民用客机，要求发动机有较高的性价比且重量要尽可能轻，对增压比的要求并不是很高，采用轴流式压气机足以满足要求。

3.4 燃烧室结构形式短环形，直流式，不用加力燃烧室。

燃气涡轮发动机的燃烧室按气流在燃烧室中流动的方向分为三种：①直流式：气流在燃烧室中沿轴向流动。

多数发动机采用这种燃烧室。

②折流式：气流由压气机流出后，折成两路流入火焰筒。

一般与甩油盘配合使用。

③回流式：压气机出口的空气由燃烧室的后端流入火焰筒头部。

燃烧的燃气则向前形成回流。

后两种形式气流流动损失大，但能缩短发动机的长度，一般用于采用离心式压气机的发动机中。

环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。

可是即使是如此各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。

但在各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。

火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。

与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。

故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。

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。

均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。

因而，环形燃烧室更适合本型飞行器。

加力燃烧室为在燃气涡轮发动机中，向涡轮或风扇后的气流中喷油并燃烧，使气流温度大幅度增加，并从喷管高速排出以获得额外推力的装置。

加力燃烧室的虽然能显著提升发动机的推力，而不会给发动机增加很多重量或复杂性。

但是加力燃烧室的效率不高，耗油量非常巨大，大部份飞机所携燃料只会足够后燃器使用数分钟。

因此后燃器一般只会在需要最高推力时使用很短的时间，例如在航空母舰上起飞，突破音障作超声速飞行、或是战斗机在缠斗中等情况下使用。

由于燃料效率太低，所以很少有民用飞机采用后燃器。

采用后燃器的民用飞机只有协和号及Tu-144超音速客机。

本型飞行器目标为民用，正常飞行速度为亚声速，不宜采用加力燃烧室。

3.5 高压涡轮和低压涡轮结构形式高压涡轮：多级轴流式。

低压涡轮：多级轴流式。

涡轮分为轴向式和径向式两种。

在航空燃气轮机上，一般使用轴向式涡轮，在小功率的燃气轮机上，有时使用径向式涡轮。

本型飞行器为客机，要求发动机效率要高，故选用轴向式压气机。

3.6 尾喷管结构形式固定收敛喷管。

尾喷管是喷气式飞机的涡喷发动机的组成部分之一，主要作用是将喷气式飞机燃油燃烧后的产物如二氧化碳、二氧化硫、一氧化碳、氮氧化物、未完全燃烧的小分子烃类物质喷射出去，起到排废气的作用，同时也利用喷射时空气产生的反作用力来推动飞机，不过在涡轮螺旋桨发动机中，尾喷管提供的推力只是飞机动力的一部分，飞机主要的动力是由涡轮螺旋桨发动机的驱动螺旋桨来提供的。

根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以将喷管分为亚声速喷管和超声速喷管。

矢量尾喷管是矢量涡喷发动机的一部分，如今各国都在争相研制矢量涡喷发动机，因为矢量涡喷发动机可随时改变飞机动力的方向，这使得装备矢量涡喷发动机的飞机可以比没有装备矢量涡喷发动机的飞机更加灵活。

本型飞行器不要求随时改变飞机动力的方向，飞行速度为亚声速，故采用固定收敛喷管。

3.7 控制系统全权数字式电子控制系统，该系统具有多种功能，可控制“热控”转子、涡轮冷却空气、发动机慢车及瞬态工作时燃油流量、高压压气机进口导流叶片等，并可与飞机其他系统组成综合控制和监控系统。

可对推力进行精确调节。

四、航空发动机的性能估算4.1 推力计算考虑燃气在喷管内完全膨胀时，09p p =，油气比f 大约为0.015~0.020，公式)()1(09909p p A c q c f q F ma ma -+-+=简化为：)(09c c q F ma -=已知s kg q ma /180=，s m c /2400=，s m c /7109=，得N F 84600=4.2 总压比计算c i f ππππ⋅⋅=本文中，1.2=f π，4.1=i π， 5.7=e π，得05.22=π4.3 发动机热效率计算4.3.1 航空燃气轮机热效率计算加入1kg 气体的燃料所具有的化学能量以0q 表示，即u H f q ⋅=0，其中u H 为燃料热值。

通过发动机的每千克空气的可用功用ω表示，其值等于通过发动机1kg 气体的动能的增量，即22029c c -=ω。

发动机的热效率：0202902q c c q t -==ωη已知s m c /2400=，s m c /7109=，020.0=f ，kg kJ H u /17600=，得%4.63=t η4.3.2 理想燃气循环热效率计算k k i i t q q q /)1(121,111--=-==πωη已知2.25=π，4.1=k ，得%20.60,=i t η4.4 耗油率计算s mfF fF q sfc 36003600==其中，油气比020.0=f ，单位推力kg s N q F F ma s /470⋅==，得)/(153.0N h kg sfc ⋅=与设计指标比较可得，发动机的性能参数基本满足要求。

五、设计总结及展望提出设计的发动机要应用于民用客机后，我比较了涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机并最终决定使用涡轮风扇发动机。

涡轮喷气发动机这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。