涡扇发动机的诞生
1960年，罗尔斯· 罗伊斯公司的“康威”(Conway) 涡扇发动机开始被波音 707 大型远程喷气客机采 用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。 60年代洛克西德“三星”客机和波音 747“珍宝” 客机采用了罗· 罗公司的RB211-22B大型涡扇发动 机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷 气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
(C j C o )
令
Fs
A
C0 Cj
* 2 1 (1 A2) B ( B)(1 A2) m* i p (1 B) A A T f
Fs ' Fs
(1 A)
功分配系数的选择
A、B为定值时，使推力比值最大的最佳功 分配系数 opt为：
混合排气涡扇发动机是其外涵的空气与内涵燃气 （涡轮后）相掺合，有利于增加推力（如果混合 器内掺混过程完善的话）、降低油耗（排气效率 提高），一般用于小涵道比涡扇发动机中； 涵道比较大的涡扇发动机，采用混合排气方案不 能明显地增加发动机推力（混合器内总压损失 大），却增加了发动机的重量，一般采用分开排 气方案。 实践证明，当外涵空气总压与内涵燃气涡轮后总 压相等时，掺混过程造成的总压损失最小。
功分配系数
内涵燃气发生器的可用功一部分传给外涵风扇， 余下的部分用来增加内涵燃气的动能。传给外涵 的可用功与全部可用功之比称为涡扇发动机的功 分配系数。
w w
涡扇发动机的性能参数
传给外涵每公斤空气的功 （考虑损失） wb
wb
m
* * qma , w mT f
qma ,
从70年代起，军用歼击机的发动机上采用了小涵 道比的涡扇发动机。
涡扇发动机的原理
发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。 提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就 可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含 的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下， 提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流 速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的 加大热效率，即加大涡轮前温度，会导致推进效 率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热 效率和推进效率这一对矛盾。
* * C j C j m T f
功分配系数的选择
美国的JT3D发动机（用于B707上），在设 * 计状态下， m* ，而 C j C j 0.66 。 T f 0.75 实际上，功分配系数的选择往往是使外涵 风扇出口总压与内涵涡轮后总压相接近。
涵道比的选择
涡扇发动机的性能参数
不加力涡扇发动机单位推力为
Fs
F qma ,
F s , B F s ,
分开排气涡扇发动机 功分配系数和涵道比的选择
燃气发生器的可用功W一定时 如何选取功分配系数χ和涵道比 B，使涡扇发动机推力最大。
功分配系数的选择
燃气发生器的可用功w中，用于增 加内涵气流动能的部分为(1-χ)w。 p , 表示内涵尾喷管的效率，内涵尾 喷管出口燃气喷射速度为：
功分配系数的选择
分开排气涡扇发动机与相同燃气发生器的涡 喷发动机单位推力的比值为：
Fs Fs ' Fs
* * 2 2 2 2 2 ( ) B ( B )( ) C2 C C C C j j j 0 0 m T f C o i p (1 B ) C o
* 2 2 i p, 2( B) w m* C j 2 wb p, C o T f p , C o i p ,
功分配系数的选择
分开排气涡扇发动机的单位推力为：
F s F s , B F s , (C j C o ) B(C j C o ) C j B C j (1 B ) C o
opt
* * 2 ( m T f ) * m * T f 2
A i p
2
(1 A )
B
2 * ( m * T f)
功分配系数的选择
地面静止条件下， Co 0, A 0 假设 p p p * * 当功分配系数为最佳时， C j C jmT f 如果不存在机械损失和流动损失， C j C j 功分配系数的选择往往比最佳值小些，即
* 2 2 2(1 ) w p , C o B 2( B ) w m * i p , (1 B ) C o C o T f p ,
具有相同燃气发生器的涡喷发动机的可用 2 ) (2 p) 功为： w (C2j C0 ' C j Co 单位推力为： F s 假定 p p p
计算题
已知尾喷管出口气流速度为飞行速度 的两倍，而加入发动机的总热量中的 25%用来变成气流动能的增量，求发 动机的总效率。
思考题
试说明改善涡轮喷气发动机推进效率 时，为什么不采用降低涡轮前温度以 减小排气速度的方法？为什么涡扇发 动机有较高的推进效率又同时有较高 的热效率？
涡扇发动机的诞生
二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机， 飞行速度要求达到高亚音速，耗油量要小，因此 发动机效率要很高。如果要让涡喷发动机提高推 力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比， 这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产 生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动 机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求， 使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现 了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。

* * w mT f
B

* * w mT f
B
：带动风扇的涡轮和风扇的机械效率；
：带动风扇的涡轮效率 ：风扇的效率
* T
；
*f
。
涡扇发动机的性能参数
单位推力
分开排气涡扇发动机内、外涵气流不在尾喷管内 掺混，在各自的尾喷管内完全膨胀后分别以速度 C j 和 C j 喷出，其内、外涵的单位推力分别为：
涡扇发动机的优缺点
优点
涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。
缺点
涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的 气流正确地分配给外涵道和内涵道，是极大的技 术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发 动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动 机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格 低廉的航空器使用。
涡扇发动机的原理
涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温 度，又不增加排气速度。 涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室 分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效 率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构 和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递 到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样， 热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得 到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程 变得更远。
涡扇发动机的诞生
上世纪50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空 航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要 的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公 司 (GE) 继续深入发展。 GE 在 1957 年成功推出了 CJ805-23型涡扇发动机。但最早的实用化的涡扇 发动机则是普拉特· 惠特尼(Pratt & Whitney)公司 的 JT3D 涡扇发动机。实际上普 · 惠公司启动涡扇 研制项目要比 GE 晚，他们是在探听到 GE 在研制 CJ805 的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了实 用的JT3D。
涡扇发动机的诞生
实际上早在上世纪 30 年代起，带有外 涵道的喷气发动机已经出现了一些粗 糙的早期设计。 40 和 50 年代，早期涡 扇发动机开始了试验。但由于对风扇 叶片设计制造的要求非常高。因此直 到 60 年代，人们才得以制造出符合涡 扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开 了涡扇发动机实用化的阶段。
燃气轮机原理
第二章 燃气轮机循环理论
2-7 涡扇发动机热力循环
涡轮风扇发动机(Turbofan)简称 涡扇发动机，又称双路式涡轮 喷气发动机，是目前广泛使用 的航空发动机之一。
涡喷与涡扇发动机对比示意图
涡喷发动机
涡扇发动机
涡扇发动机结构特点
涡扇发动机有内、外两个涵道，在 内涵燃气发生器后面增加动力涡轮， 将燃气发生器的一部分或大部分可 用功通过动力涡轮传递给外涵道中 的压气机（或称风扇）。外涵风扇 处于进气道内，可以在跨音速或超 音速飞行时工作。
2 2 ( 1 ) w p , C o C j
功分配系数的选择
燃气发生器的可用功w中，通过涡轮和外涵 风扇传递给外涵空气的部分为χw。外涵尾 喷管中每公斤空气所得到的功，除内涵传 给外涵的功 wb 外，还有迎面气流动能示进气道的效率，则外 尾喷管的效率， 涵尾喷管出口空气喷射速度为：
涵道比的选择
战斗歼击机飞行速度较高，速度比A较 大，可选择较低的涵道比；
运输机和旅客机飞行速度较低，速度 比A较小，可选择较大的涵道比。 涵道比的选择还要考虑其他因素，如 增大涵道比会增加发动机重量，增大 发动机短舱的气动阻力等，所以要从 飞机获得最远航程的角度全面考虑。
排气方式与涵道比的关系
F s , C j C o
涡扇发动机的总推力：
F s , C j C o
F F F qma , F s, qma , F s,
涡扇发动机的性能参数
涡扇发动机单位推力的两种表示法： (1)发动机的总推力和内涵空气流量之比 (2)发动机的总推力和内外涵总空气流量之比 对不加力涡扇发动机，(1)比较合理，相当 于把外涵作为发动机的推进器，与涵道比 为零的涡喷发动机相比较，可以看出采用 涡扇发动机方案以后，单位推力和推力的 增大程度。
涡扇发动机的性能参数