关于涡扇发动机几个问题

涡扇发动机的风扇的问题~

解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招。实际上，当风扇的直径进一步加大时，空心结构的风扇扇叶也会超重。比如在波音777上使用的GE-90涡扇发动机，其风扇的直径高达3.142米。即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心。于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶。碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻，而强度却是极大。可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像。为了进一步的增大GE-90的安全系数，通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮，在其后缘上又用“凯夫拉”进行缝合加固。如此以来GE-90的风扇可谓万无一失。
可是，风扇问题的解决并没有完全化解风扇与压气机之间的矛盾，虽然有三转子的涡扇发动机，但仅罗罗公司一家，太复杂。双转子的涡扇发动机的风扇与压气机之间存在的问题如何解决，似乎还没有明确的定论，似乎还是互相将就对方。因此，这留给我们无限的创意空间，需要我们后人无尽的智慧来完善。
其实，在布衣眼里，军用小涵道比的涡扇发动机就是涡喷发动机再加个风扇，而民（军）用大涵道比的涡扇发动机就是个涡轴发动机再加个风扇，都是与风扇有关，所以这个风扇是非常重要的。如果把涡扇发动机的风扇换成我设计的多环分级式推力风扇，就可以解决双转子涡扇发动机中的风扇与低压压气机组之间的矛盾了。
如下图所示，把涡扇发动机的风扇换成我设计多环分级式推力风扇，共有两级，第一级圆心扇做为涡扇发动机内涵道风扇，第二级环形扇做为涡扇发动机外涵道风扇，用一根驱动轴把两级风扇的外缘给联通起来，这样内外涵道风扇的外缘线速度都一样了。第一级的圆心扇做为涡扇发动机内涵道风扇，它与涡扇发动机的低压压气机串联一起同步旋转，就像低压压气机叶片一样。即使低压压气机叶片尖达到音速，在驱动轴的同步联动下外涵道环形风扇外缘的线速度也与内涵道风扇外缘一样，也只达到音速。
这样的风扇有许多好处，是传统风扇所不具备的。
首先就是内涵道风扇与外涵道风扇的外缘线速度相同，内涵道风扇与低压压气机联动，这样低压压气机的转数也能上去，内涵道核心机的进气效率也能提高，就可以减少低压压气机组的级数。
其次而外涵道涡扇也可以加大半径而不影响低压压气机的转数，这样，产生的推力也大了。风扇与低压压气机组不必再互相将就对方，因为二者再也不发生矛盾了。
第三是由于外涵道风扇与传统风扇安装方式（拉叶片）相反，属于推扇叶片的安装形式，是扇叶片外缘最宽处固定在环形轴承上，结构更坚固，抗离心力能力加强，可靠性更好，抗撞击能力加强，不怕鸟的撞击。
第四是由于是从原理上的改进，是从结构上进步，所以不用昂贵的特殊的材料，发动机更经济实用。
当然，此设计可能并非完美，比如风扇外缘齿合同步驱动的可行性，有网友就提到此驱动轴转数可能高达每分钟几万转或更高，但我想这是可以解决的，比方说我所知道的电机转数就可以达到8万转每分。遇到我问题可能很多，关键是原理是否可行，其它都是可以克服的。

风扇提供动力！涡扇发动机有个重要指标叫做函道比，是指经过发动机风扇的气流在外内函道流量的比值，经过内涵道的气流被压气机的压缩和加温，传输到燃烧室，与燃料混合燃烧，产生高能燃气，经过涡轮加速后向后喷出，原理同涡喷发动机，流经外函道的气流不经过燃烧，可以直接向后喷出产生推力，也可以与从涡轮排出的高温燃气混合后经尾喷口向后喷出，产生推力。风扇在飞机低速飞行时产生的推力大，而涡喷发动机在高速下产生的推力大，一般民用飞机飞行速度都低于音速，其涡扇发动机函道比达几十，就是说风扇后不经过燃烧的气流流量达到燃气流量的几十倍，流量非常大，因此，他们的绝大多数推力都是风扇提供的，而军用发动机的函道比只有零点几（最先进的F22战斗机使用的F119发动机函道比只有0.2），绝大多数推力都是内函道的燃气提供的，之所以要有风扇，就是因为在低速飞行时（低于音速），涡喷很不经济，所以涡扇发动机成为当代飞机动力的主流。

1、涡扇发动机风扇兼具螺旋桨和压气机功能，大涵道比的风扇作螺旋桨产生的推力最多可以占总推力的多大比例？

　　先说压气机的问题。风扇确实具有压气机的作用，但只是初步压缩，主要还是要靠压气机来完成。风扇的单级增压比在1.3-1.6，甚至更高，低涵道比发动机的多级风扇总压比可以到3左右，那是因为风扇和低压压气机合并的结果，而高函道比涡扇发动机现在基本都采用单级风扇，增压比能达到1.5以上。

　　涡扇发动机主要的推力来源肯定是燃烧产生的高速气流，大涵道比涡扇发动机内涵道喷出高温高速气体，外涵道喷出低温低速气体（虽然是低速，但仍然比进气速度快），两者在发动机后自然混合，形成推力。其实看到风扇的密集叶片就知道其作用和螺旋桨还是有一定区别的，虽然能提供动力，但所占比例应该很小。

　　图上是一个典型的双转子大涵道比涡轮风扇发动机，蓝绿色为一个转子，黄色为另一个转子，中间橙红色的是燃烧室。燃烧后的高速气体带动了两个转子，通过轴使风扇、低压压气机、高压压气机转动。如果大部分推力是由风扇产生的，那就说明燃烧室后的叶片大大降低了气体的速度，从而将推力转化为转速，传递给风扇，再带动气体形成推力，完全是多此一举，能量传递的次数越多则效率越低，直接由喷气产生推力显然效率更高。所以燃烧室后的叶片只要吸收一小部分推力，形成压气机需要的转速就可以了。大涵道比涡扇发动机的动力有一部分是来自于内涵道高温高度气体使外涵道低温低速气体膨胀产生的，这部分很重要，占比应该仅次于内涵道直接产生的推力。

2、为什么说涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题？

　　内外涵道的大小就是进气流量的大小，而流量大小并不等同于涵道面积的大小。这个地方的复杂之处在于需要大量的试验，虽然大多数涡扇发动机是轴流式，但是气体的流动往往不是规则的，进入发动机的气体还是有离心或者向心的法向速度（上图中，风扇出气体的偏向就是有法向速度），所以进气量并不完全等于涵道的面积，需要大量的试验和计算得出最佳的涵道面积比，得出最佳的进气口形状，得出风扇叶片的形状，这需要大量的试验数据支撑。

　　这里再说明一下涡扇发动机的增推原理。动量等于mv，而动能等于1/2mv^2，同样的动能，如果v减小一半，则m需增大到4m，就能获得两倍的动量，即消耗同样的能量，获得更大的推力，外涵道的出现就是为了增大m，而带动风扇和低压压气机的涡轮就是为了降低v。

　　综合“增推原理”和第一问中“大涵道比涡扇发动机的动力有一部分是来自于内涵道高温高度气体使外涵道低温低速气体膨胀产生的”，可以知道外涵道进气量的大小是非常重要的，可见涵道大小的重要性，只有最合适的大小才能发挥出发动机的最佳性能。

3、为什么大涵道比涡扇 需要更多级的压气机和更好的压比？

　　更大的增压比显然就是因为上面所说的“内涵道高温高度气体使外涵道低温低速气体膨胀”，内涵道的温度和推力越高，就能使外涵道喷出的气体膨胀的越厉害，从而产生更大的推力，这个性能特点在小涵道比涡扇发动机上是不具备的，过高的增压比只会降低小涵道比涡扇发动机的效率，这也是现在大小涵道比涡扇发动机设计分流的原因。

北京中海盛

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澹肩盖三： 一般来说,现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的.因为对于涡轮风扇发动机来说,若飞行速度一定,要提高飞机的推进效率,也就是要降低排气速度和飞行速度的差值,需要加大涵道比;而同时随着发动机材料和结构工...

治多县17725238370： 涡扇发动机的风扇的问题 - ？
澹肩盖三： 大神可当不起,我也就是百度一下,然后搬过来给你,我对涡扇发动机也是一知半解,知道的不多··· 1、涡扇发动机的风扇叶片之所以那么密集是为了更好的压缩空气吗? 这个问题就真心不知道,不过我记得有看到过一个图,讲的就是发动...

治多县17725238370： 涡扇发动机和涡喷发动机的各自优势在哪 - ？
澹肩盖三： 涡轮喷气式发动机 : 涡轮螺旋桨式发动机 涡轮风扇式发动机 : 涡扇式发动机 ,实际上就是涡喷与涡螺两种发动机的结合 ,属于 “优势互补” . 涡喷式发动机具有功率大 的优点 ,耗油大的缺点 . 涡扇式发动机具有耗油低的优点 ,航速低的缺点 . 把螺旋桨的直径缩小 ,缩进进气道里面 ,增加一个 “外涵道” ,就兼有两种发动机的优点 ,大大降低了排气温度 ,提高了效率 . 这里面有许许多多的热工学的概念 ,还有许许多多专业基础知识 ,几句话数不清 ,请看有关方面的专业书籍 .

治多县17725238370： 航空发动机中涡喷,涡扇和涡桨发动机各有什么优缺点 - ？
澹肩盖三： 涡扇发动机优点 : 推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低,飞机航程远. 缺点 : 风扇直径大,迎风面积大,因而阻力大,发动机结构复杂,设计难度大. 涡轮风扇发动机运行原理: 涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机(Turbofan)是飞机发动机的一种,由涡轮喷气发动机(Turbojet)发展而成. 与涡轮喷气比较,主要特点是首级压缩机的面积大很多,同时被用作为空气螺旋桨(扇),将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推.发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道,仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道. 涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用,因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源.

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治多县17725238370： 关于涡扇飞机发动机的问题... - ？
澹肩盖三： 你应该知道风扇是由涡轮带动的吧.那么就是,涡轮通过燃气可用能量的重新分配,把内涵一部分能量传到外涵用以增大发动机的总空气流量(发动机的推力是与空气流量成比例的),但是与此同时排气速度降低了.在一定的飞行速度范围内增大了推力,同时降低油耗.这就是涡扇的基本原理:质量附加原理通过这个原理可以看出,发动机的涵道比越大所产生的推力越大,但飞行速度越低.所以现在民航飞机和运输机用高涵道比涡扇,而战斗机用低涵道比涡扇,3马赫左右的导弹用涡喷.

治多县17725238370： 涡喷发动机与涡扇发动机区别 - ？
澹肩盖三： 涡扇发动机是利用涡轮带动发动机前面的风扇转动,从而产生推力.气流分叉成两股.一股是不经过燃烧室的,直接流向发动机尾部,这部分气流是风扇产生的.另一部分则是由燃烧室的空气瞬间膨胀加压产生的,这部分的气流和涡喷发动机的...

治多县17725238370： 关于涡扇发动机 - ？
澹肩盖三： 涡扇发动机能用在航模上,但是目前没有,就是因为涡扇发动机比起涡轮发动机复杂得多,涡轮发动机中,用在航模上的也大多是离心式涡轮发动机,轴流式发动机也非常少见,就是因为离心式更简单,零件更少.航模发动机要求体积上,重量轻,过于复杂的发动机一般都太重,目前最小的涡扇发动机是用在巡航导弹上的,一般直径大于20CM,做得太小,推重比就比较小了

治多县17725238370： 涡喷和涡扇发动机的区别在哪里? - ？
澹肩盖三： 从原理上说,涡喷的喷气工质是燃烧室发生的高温高压燃气经过涡轮作功之后的排气,由燃烧室的燃气排气产生推力.涡扇的喷气工质除了跟涡喷一样的燃气之外,还有一部分由涡轮输出的轴功率带动风扇压缩的空气排气产生的推力,相对于涡喷,涡扇多了这一个部分的推力.从结构上来说,涡扇比我喷发动机,多了一组或者多组风扇,由于涡扇喷气工质包含两个部分,因此,将这两个部分定义为,内涵道和外涵道,内涵道就是燃烧室出来的高温高压燃气的部分,外涵道就是风扇压缩的空气,涡扇由于输出的轴功率带动风扇产生推力,因此,它的推力规模就能增加很多,也克服了燃烧室和涡轮难以加大的缺陷,同时,采用风扇压缩空气,效率和空气处理量要远远大于涡喷的,所以,效率和推力规范都要优于涡喷.