我问一下军用涡扇发动机?

涡扇发动机的具体原理？~

涡扇发动机一般指涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机，又称“涡扇发动机”。是指由喷管喷射出的燃气与风扇排出的空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机。

首先请放心，再简易的机场也是有起降标准的，超过起降范围谁都不会让你起降。另外你要相信战斗机的质量。通常飞机每飞行一次都会有维修团队进行检修，战斗机更是频繁。飞行的时间要比检修时间少得多，所以不必担心灰尘堆积对发动机的影响问题。
另外既然你提到了涡扇发动机我就说一下，目前我个人所见过的涡喷涡扇桨扇等等之类的发动机在图纸上我是没能看到什么防御措施。飞机发动机在设计制造的时候就没考虑除尘什么的问题。追求的就是高性能，战斗机追求速度，民航飞机追求经济。进入到发动机内的气流速度少说都是在声速左右，即便是在压气机附近也快的吓人，就算有灰尘进入瞬间就会从尾喷管排出去。
至于水。。。这在进气口附近确实是个麻烦，因为通常工作时进气口扇叶的温度都很低，结冰了就比较麻烦。所以设计考虑有控温装置，叶片也很耐。战斗机发动机的叶片制作起来相当麻烦，造价也高得吓死人（举个栗子：空客A380叶片每片造价几十万）。

　　现代典型军民用涡扇发动机的先进技术

　　Advanced Technologies of Typical Military and Commercial Turbofan Engine
　　沈阳航空发动机设计研究所 梁春华
　　摘要：本文综述了F119、YF120、F100-PW-229A、F110-GE -132、F414增推型、GE90、PW4084、"遄达"800发动机等所采用的一些先进技术，分析了这些技术的主要特点。
　　关键词：涡扇发动机 军用发动机 民用发动机
　　20世纪70～80年代，美国、英国、俄罗斯、法国等国家研制了推重比7～8的战斗机发动机。这些现役主力战斗机发动机主要有美国的F100、F110和F404发动机，英国的RB199发动机，俄罗斯的AL31F发动机，法国的M88发动机等。20多年来，这些发动机不断采用新结构和新技术进行改进和改型，已经发展了多个系列，目前推重比已达到8.7～10.0， 例如F100-PW-229A、F110-GE -132、F414增推型、AL37FU发动机。20世纪90年代，西方国家研制了推重比10级的新一代军用加力式涡扇发动机，包括美国的F119和YF120、西欧4国的EJ200、法国的M88-2和俄罗斯的AL41F发动机；还研制了新一代的先进民用涡扇发动机，主要包括GE90、PW4084、"遄达"800和CFM56-7发动机等。这些发动机的共同特点是，在确保提高发动机可靠性、耐久性和可维护性的同时，采用预先研究计划开发的新材料、新结构和先进的气动热力学设计技术，大大提高了发动机的推力，减轻了发动机乃至飞机的质量，从而提高了发动机的性能。
　　一、风扇和压气机技术
　　1.前、后掠叶片
　　前掠和后掠叶片是按叶片前缘法平面与当地来流的方向成一空间夹角设计的先进叶片。该叶片能大大降低跨声速风扇转子的叶尖进口相对马赫数的法向分量，从而降低叶片的激波损失，提高风扇的效率。另外，采用前掠叶片能降低端壁和附面层的损失，从而进一步提高效率，还能使叶片端区负荷后移，当反压升高时，叶中部分的波系首先被推出前缘，但叶尖部分激波还在槽道内，不易引起失速。
　　1991年，由美国海军、空军和普惠公司共同投资，研制出了2级后掠叶片的整体叶盘风扇，与综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划的基准风扇相比，效率提高了5%，级压比增加了30%，效率和失速裕度都比当时最先进的风扇好。
　　20世纪90年代中期，由美国空军、海军和通用电气公司共同投资，设计并试验了前掠气动研究试验件（GESFAR）风扇，结果表明：与现役战斗机发动机的风扇相比，该风扇不但质量大大减轻，气动性能和稳定性也得到了较大的提高。1996年，通用电气公司为F414增推型发动机研制了2级整体叶盘结构的前掠叶片风扇，使流量增加了10%，压比提高了10%，部件数也大大减少。目前，通用电气公司在IHPTET计划支持下验证了其低展弦比前掠风扇叶片具有气动效率高、喘振裕度大、抗进气畸变能力强的特点。
　　20世纪末，CFM国际公司在TECH56计划下研制了空心和实心两种低展弦比掠形风扇叶片，试验结果比预期的要好。还研制了转子叶片为前掠、静子叶片为弓形、前两级采用整体叶盘结构的6级高压压气机，使压比达到了15，叶片数减到了968片，失速裕度达到24%。
　　英国罗-罗公司利用一个使叶片掠形达到最优的三维气动力学分析软件，设计了直径为2.79m的掠形叶片风扇。该叶片前缘呈短弯刀形，使进入发动机的气流沿叶片展向平稳地减速，而不是突然地减速。即使叶尖在超声速条件下工作，激波也是斜激波，从而提高了叶片的效率。另外，该掠形叶片采用超塑成形/扩散焊接的低展弦比空心结构，大大减轻了质量，增强了风扇的抗鸟撞能力。与不掠风扇比，该掠形风扇能使空气流量提高10%，叶片进口马赫数降低10%，抗鸟撞能力增强10%，巡航效率也有所提高。试验证明，该掠形叶片设计是可行的。
　　2.整体叶盘
　　整体叶盘采用先进工艺将叶片和盘加工成一体，去掉常规连接的榫头和榫槽，具有大大简化结构、显著减轻风扇和压气机转子的质量、提高风扇和压气机的性能、延长转子的寿命和明显提高可靠性等特点。
　　通用电气公司已经将整体叶盘结构应用到了YF120、F110-132、F414增推型以及F136发动机的风扇和压气机上。20世纪90年代初，普惠公司将整体叶盘结构应用于F119发动机的风扇和压气机上，之后又设计并研制了带后掠叶片的整体叶盘结构的2级风扇，并在IHPTET计划验证发动机上进行了试验验证，目前已准备应用到F119和F100-PW-229A发动机上。罗-罗公司也将整体叶盘转子用于由英国、德国、意大利和西班牙联合研制的EJ200发动机的风扇和压气机和宝马•罗-罗公司研制的BR715民用大流量涡扇发动机上，并正在研制强度高、刚性大、密度小的硅碳增强钛合金复合材料的整体叶环转子，为EJ200改进型发动机的推重比在21世纪初达到15～20提供技术支持。
　　3.复合材料风扇叶片
　　复合材料风扇叶片除自身质量轻以外，还可减轻风扇包容系统、风扇盘以及整个转子系统的重量，因而，可实现大涵道比，进而达到降低发动机油耗和提高发动机效率的目的。
　　GE90发动机风扇叶片采用复合材料制造。叶身和叶根由被称为"大力神"的8551-7/IM7复合材料制成一体。叶片的压力面涂有聚氨酯防腐涂层，叶身的吸力面涂有聚氨酯涂层。将钛合金薄片胶粘在叶片前缘上，以提高叶片抗大鸟撞击的能力。叶尖与后缘用Kevlar细线缝合，以避免复合材料叶片在工作中脱层。叶片的根部为三角形的燕尾形榫头，榫头承受压力的表面涂有低摩擦系数的耐磨材料。该叶片具有重量轻、成本低、抗颤振、性能好、抗损伤能力强的特点。20世纪90年代末，通用电气公司又将复合材料空心叶片应用到增推型F414发动机的风扇上。另外，普惠公司正在开发在钛梁-环氧树脂复合材料壳体内填充泡沫的风扇叶片技术和全复合材料风扇叶片技术。
　　4.空心宽弦风扇叶片
　　空心宽弦风扇叶片是为减轻风扇振动、提高抗外物损伤能力和减轻叶片质量而研制的，目前已广泛地用于V2500、RB211、"遄达"800、F119、PW4084等军民用发动机上。空心风扇叶片并不是绝对空心的，在空腔中采用了一些加强的结构。"遄达"800发动机风扇叶片沿用了罗-罗公司在RB211发动机上采用的钛合金空心夹层结构，但芯部是桁架结构，而不是原来的蜂窝板结构，采用超塑成形/扩散焊接工艺加工，这样使重量减轻了15%。F119和PW4084发动机的风扇叶片沿用了普惠公司为E3发动机研制的钛合金空心结构，叶片中空带肋但无芯部，也采用超塑成形/扩散焊接工艺加工。
　　5.弓形静子
　　弓形静子能够产生径向力，降低吸力面拐角处气流的扩散速度，从而推迟拐角气流的分离，减少端壁损失，提高压气机静子核心流段的压升能力，使压气机在整个流量范围内压力特性更稳定，效率大大提高。目前，F119、PW4084、F414增推型、F110-GE-129EFE都采用了三元气动设计的弓形静子。
　　二、燃烧室技术
　　1.径向分级低排放燃烧室
　　径向分级燃烧室为双环腔燃烧室结构，具有排放低、火焰筒的长/高比合理、长度短、重量轻、转子动力学问题少和防积炭等特点。通用电气公司开发的径向分级双环腔燃烧室在发动机起动/慢车状态，只向外环腔供油，此时外环腔油气比高、气流速度低、燃烧时间长，不仅降低了CO/CH排放水平，还提高了起动性能和空中点火能力，扩展了熄火边界；在其他工作状态，同时向两个环腔供油，由于内环腔是按大工况、高速度优化设计的，故头部的油气比低、气流速度高、燃烧时间短，可降低NOx的排放水平，并使燃烧室出口径向温度分布更均匀。另外，通用电气公司正在研制采用宏观分层技术喷嘴的双环腔预旋涡混合器燃烧室。
　　2.轴向分级低排放燃烧室
　　轴向分级燃烧室的原理是不改变空气分配比，而是调节各区的燃料分配，从而使燃烧温度维持在一个相对恒定的水平上，并将慢车和起飞状态分开，以实现发动机低排放。当燃烧室开始工作时，首先将一部分燃料喷到燃烧室的第1燃烧区，其他的燃油先与空气混合，再喷入下游的第2燃烧区或主燃烧区，以使NOx排放量最低。第1燃烧区在发动机起动至慢车状态工作，第2燃烧区在大功率状态下工作。轴向分级燃烧室的优点是点火快速可靠、主区燃烧效率高、燃烧室出口径向温度剖面可发展到一个满意的水平，并且一旦发展到满意的水平就不再变化。
　　普惠公司研制的贫油预混轴向分级的燃烧系统有3个不同的燃烧区，每个区的几何形状都是在不同的发动机功率范围和燃料/空气比下优化的。因此，该燃烧室不可能出现贫油燃烧。其控制系统的任务是根据发动机的工作状态向这3个区精确地分配燃料，以取得准确的燃料/空气比，使NOx和CO排放量达到最少。罗-罗公司也开发了轴向分级燃烧室，并已将其应用到BR715发动机上。
　　3.浮动壁火焰筒
　　浮动壁火焰筒由许多环形段和隔热环连接而成。环形段背向火焰的一面有对流散热的凸环，并有能形成冷却隔热气膜的缝隙。隔热环由"浮动瓦片"组成，并用螺栓连接在外环段上。"浮动瓦片"采用精密铸造，可以更换。在冷却隔热环的局部喷涂热障涂层，可以降低部件表面温度。浮动壁火焰筒具有改善火焰筒壁工作条件、延长火焰筒寿命、改善燃烧室温度分布等特点。
　　20世纪90年代初，普惠公司将浮动壁火焰筒应用到V2500发动机上，后来又应用到了F119军用发动机和PW4084、PW6000等民用发动机上。近年来，在IHPTET计划下，普惠公司又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的"浮动瓦片"和冲击气膜冷却技术。SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层是一种强化技术，能避免"浮动瓦片"受腐蚀，提高其耐高温能力，延长其寿命。而冲击气膜冷却技术可使浮动壁燃烧室在高温、高油气比下工作，获得均匀的温度场分布。
　　4.多孔冷却火焰筒
　　多孔冷却火焰筒由高温合金精密铸造，未采用常规的气膜冷却环，而是采用流过火焰筒上不同角度的大量斜孔的两股气流进行冷却。两股气流流入火焰筒时对其进行高效冷却（相当于发散冷却），冷却效率高达90%，可使冷却空气用量减少40%、燃烧室出口温度场比较均匀、燃烧室的长度较短。GE90和F414发动机均采用了由GTD222合金加工的这种火焰筒。在推力相当的发动机中，GE90发动机燃烧室的长度是最短的。
　　三、涡轮技术
　　1.对转涡轮
　　对转的高、低压涡轮能够减少飞机机动飞行时作用于机匣和飞机上的陀螺力矩，而且可以取消低压涡轮导向叶片，使涡轮的零件数减少、研制和维护费用降低，还可使涡轮结构简化、尺寸缩短、重量减轻、减少冷却空气用量、降低因导向叶片引发的气动损失，进而提高涡轮的效率。
　　F119和YF120发动机的高、低压涡轮都采用对转结构，但F119没有取消高、低压涡轮间的导向叶片，而YF120取消了导向叶片。另外，CFM国际公司在TECH56计划下研制了两种对转的高、低压涡轮，高压涡轮采用了三维气动设计的导向叶片和转子叶片、刷式密封件和先进材料，低压涡轮采用高负荷气动叶片。与CFM56发动机的高压涡轮相比，新的高压涡轮的负荷提高了15%、叶片数减少了10%、冷却空气用量减少了22%、前缘激波强度降低了50%、效率提高了1%；与CFM56发动机的低压涡轮相比，新的低压涡轮的叶片数减少了19%、效率提高了近1%。
　　2.高效冷却技术
　　针对涡轮前温度的不断提高，普惠公司研制了简单冷却通道的"超冷"系统，通用电气公司开发了内部增强冷却的先进冷却技术，罗-罗公司研制了传热性能很好但工艺复杂的壁冷的温控系统。罗-罗公司现已将温控系统用于"遄达"800系列发动机的高压涡轮叶片上。
　　3.尾迹管理技术
　　尾迹管理技术是一种将叶型进行时钟排列的技术。该技术能改变尾流/尾流和尾流/叶型的相互作用，改善潜在的不稳定流场，降低叶型的不稳定气动负荷，进而达到提高叶型效率的目的。普惠公司在PW4084发动机的高压涡轮上对第1和第2级静子叶型和/或第1级和第2级工作叶片叶型进行时钟排列，使工作叶片的效率提高0.3%，静子叶片的效率提高0.4%。
　　4.先进材料和涂层
　　先进材料和涂层可以提高高压涡轮的耐高温能力。PW4084发动机高压涡轮采用由第3代单晶PW1487材料加工的叶片，并涂有热障涂层；F119发动机高压涡轮叶片也采用单晶材料加工；GE90发动机高压涡轮叶片采用ReneN5单晶材料加工，并涂有铝铂涂层；F414发动机高、低压涡轮叶片也由单晶材料加工，并涂有物理气相沉积热障涂层(PVDTBC)；EJ200发动机高压涡轮采用了由单晶材料加工的叶片。目前，普惠、通用电气和罗-罗等公司正在开发更先进的材料和涂层。
　　5.无螺栓挡板技术
　　涡轮叶片和盘之间无螺栓挡板连接技术取消了传统的将涡轮叶片固定到盘上的螺栓和螺孔，从而减少了轮盘空间的空气阻力，消除了带螺栓轮盘产生的应力集中系数，而且结构简单、安装容易。20世纪70年代后期，通用电气公司就开始开发无螺栓挡板技术，现已发展成熟。
　　四、加力燃烧室和喷管技术
　　1.加力燃烧室技术
　　加力燃烧室是军用发动机所独有的部件。通用电气公司的F120、F414和F110-GE -129EFE发动机先后采用了径向加力燃烧室。径向加力燃烧室由混合器、壁式火焰稳定器、径向隔热罩/火焰稳定器、中心体和喷油杆等构成。这一设计降低了发动机的复杂性，改善了维修性，提高了可靠性，同时由于采用了先进冷却技术而延长了部件寿命。
　　2.推力矢量喷管技术
　　推力矢量喷管是通过改变排气方向产生非轴向力的技术，被誉为航空领域革命性的技术。20世纪70年代以来，美国、俄罗斯、西班牙等国家研究了球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）、俯仰/偏航平衡梁推力矢量喷管（P/YBBN）、轴对称推力矢量喷管（AVEN）、具有俯仰功能的轴对称推力矢量喷管（AL37-FU发动机）和三环定向推力矢量喷管等多种推力矢量喷管，并于90年代进行了地面和飞行验证。目前，F119发动机（配装F22飞机）的二元俯仰推力矢量喷管和AL37-FU发动机（配装SU-37飞机）的俯仰轴对称推力矢量喷管已接近实用。EJ200和F110-132发动机也准备采用推力矢量喷管。
　　五、 电调技术
　　通用电气公司目前在电调方面研制了高可靠性附件，提高了电子系统的能力。与第2代的全功能数字式发动机控制系统（FADEC）相比，第3代FADEC的输出能力提高了10倍，存储能力增加了16倍，计划用于GE90-115B和GP7000系列发动机上。通用电气公司还开发了由单马达驱动多倍阀的液压多倍器，可以取代作动器和复杂的系统，使整个系统的重量减轻14%，部件数减少44%，可靠性提高30%以上，现已在GP7000核心机上得到验证。
　　六、 刷式密封技术
　　刷式密封由内、外夹板和1组紧密刷丝构成。紧密刷丝夹在内、外夹板之间，顺着转动方向倾斜45°～55°，被固定在转动端面上，以减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角可使刷丝弯曲而不致使之折损。刷丝贴着轴颈的表面涂层运转，防止或减少轴的磨损。即使轴瞬时发生很大的偏移，刷式密封也可以收到良好的密封效果。因而，与常规密封相比，刷式密封能更大幅度地减少泄漏量。
　　七、结束语
　　目前，美国、英国和俄罗斯等国家已经开发了大量的先进技术，研制出了推重比10级的军民用涡扇发动机，并在积极地实施IHPTET计划、通用的经济可承受的涡轮发动机技术(VAATE)计划、先进军用核心机(ACME)计划、TECH56计划、超高效发动机技术(UEET)计划等发动机预先研究计划，为在21世纪初研制出推重比15～20甚至20～30的军用航空发动机和超高效的民用发动机做好了充分的技术准备。

你问那个型号的发动机，性能差的比较远啊。比方说F22用的F119和我军用的.....

---

勐海县19121934401： 军用混排涡扇发动机 - ？
薛尹养胃： 涡扇发动机有两大类,一种是内外双涵道排气分离式的,一种是混排的,所谓混排指流经外涵道的空气和流经内涵道的燃气在喷口涡轮前汇合再从喷口喷出,这类发动机主要用于小涵道(一般1.2左右)比带加力的军用发动机,特点是高速性能好,体积小,能实现超音速飞行,但寿命短,噪音大,油耗高,低速性能较差.而内外涵道排气分离的发动机一般内外涵道比较大(有的高达6以上),排气温度低,推力较大,燃油经济性好,噪音低,低速性能优良,但体积较大,不能加装加力燃烧室,一般用于大型飞机和民用飞机!

勐海县19121934401： WS - 10A型涡扇发动机是那个公司生产的? - ？
薛尹养胃： 产品 涡扇10A(WS10A) 牌号 涡扇10 用途 军用涡扇发动机 类型 涡轮风扇喷气发动机 国家 中国 总设计师 江和甫、程荣辉 研制单位 中国燃气涡轮研究院 厂商 贵州黎阳航空发动机公司 成都发动机公司 西安发动机公司 装机对象 J-11 J-10的DSI型验证机(J-10B) 望采纳!!

勐海县19121934401： 战斗机的涡轮发动机和涡轮风扇发动机有什么区别 - ？
薛尹养胃： 1. 涡喷发动机 进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外 发动机转起来之后,压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室,在燃烧室里空气和燃油混合燃烧,向后排出高温高速高压...

勐海县19121934401： 战斗机的涡喷发动机和涡扇发动机有什么区别?哪一种更先进? - ？
薛尹养胃： 涡扇气流通道有两个:内涵和外涵.内涵要经过风扇、压气机、燃烧室、涡轮和喷口;外涵直接通过风扇后排出.如果是带加力的发动机(如F-22等军用飞机的的发动机:F-119等)那外涵气流还要经过加里燃烧室.现在民航几乎没有使用涡喷...

勐海县19121934401： 涡扇发动机为何赢得多数军用运输机的青睐? ？
薛尹养胃： 呵呵,现在使用最多的运输机发动机类型就是涡扇发动机,其次是涡桨发动机,还有少量的活塞式发动机产品. 涡扇发动机作为军用运输机的首选动力源,主要因为它的推力相比涡桨发动机要大,因此,多数的涡扇运输机都比涡桨运输机的商用载重要多很多,像运-8和伊尔-76; 再者,涡扇运输机的整体机械震动比涡桨运输机要小,如果你乘坐过新舟-60和ERJ-145的话就有体会了,一个震得你昏昏欲睡,另一个噪声相比就小得多了,长途飞行,利于士兵保持良好的精力投入作战行动; 而且,涡扇运输机的改装潜力普遍要大于涡桨运输机,日后适合于进行高技术作战装备的现代化升级.

勐海县19121934401： 请教军用飞机现在用的都是什么发动机啊??怎么分类?? ？
薛尹养胃： 有这样几种 活塞式发动机 比如初教六上用的活塞6型发动机; 涡桨发动机 比如运八,C-130的发动机; 桨扇发动机 安70上用的那种 涡喷发动机 例如歼8II的涡喷13发动机; 涡扇发动机 例如美国的F100 型发动机; 变循环发动机 例如SR71黑鸟上用的J-58发动机,起飞时是涡喷状态,高速时变成冲压发动机. 涡轴发动机,用于直升机. 还有其他一些,如矢量发动机,应该归类于涡扇一类(涡扇加矢量喷管). 冲压发动机,目前仅用于导弹.

勐海县19121934401： 能不能介绍一下NK - 321涡扇发动机 - ？
薛尹养胃： NK-321涡扇发动机NK321型发动机NK-321是一种三转子加力式涡扇发动机 该引擎是专门为图160战略战略轰炸机研发的发动机参数:最大加力推力:245KN巡航推力:137.2KN增压比:28.4涵道比:1.4涡轮前温度:1630K长度:6000MM直径:1460MM净重:3400KG推重比:7.06(俄标) NK-321涡扇发动机,单台最大推力137.3千牛,加力推力226.5千

勐海县19121934401： 军用泰山发动机来历,主要是来历 ？
薛尹养胃： 关于“泰山”的官方报道相当模糊,但是无外乎以下几个要点: 第一、它是中航工业自行筹资内部立项的产物,没有政府的直接投入,属于商业行为; 第二、它只装备“枭龙”歼击机,实际上与我军其他战机没有配套关系. 我们知道,“枭龙”目前装配的是俄罗斯克里莫夫RD-93K型涡轮风扇发动机,这款引擎源自米格-29使用的RD-33,但是我军目前列装的战机并无与其相似的,所以“泰山”、或者叫它涡扇-13,应属于出口产物,顶多积累一些技术经验. 它应该是克里莫夫RD-93K的国产化版本,研制开始于1999年,和“枭龙”同时投入研制阶段,上个月完成首次装机地面滑跑,等待试飞中,具体信息还有待于掌握.

勐海县19121934401： 涡浆发动机,涡轮发动机,涡扇发动机它们的优点和缺点在那里 - ？
薛尹养胃： 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...

勐海县19121934401： 识别军用发动机,哪个是涡喷?哪个是涡扇?请说出理由 ？
薛尹养胃： 下面的是涡扇发动机,因为涡扇发动机的前级风扇和压气机之间多有减速机,这样两级风扇中间有一个断档,并且两级风扇是直径相差较大,所以明显的下面是涡扇发动机.