減少 40 %
減少 50 %(包括機身 )
減少 40
減少 (15 %～20 %)
減少 80 %
減少 25 % 減少 50 %減少 45減少 75————減少 70 %減少 80 %
平 ,下一代高涵道比渦扇發動機的循環壓比將提
涵道比將達到
12以上。正是由于航空發動機函高到 50左右 ,溫度將再提高
100℃左右。推進效
道比的不斷提高 ,如圖 2所示 ,使得航空發動機巡率所反映的損失是離速損失 ,即尾噴口噴出的高航耗油率不斷降低 ,與早期民航發動機相比 ,耗油速氣流所帶走的動能。由渦輪噴氣發動機向渦輪率下降了 50 %,到 2020年左右 ,高涵道比渦扇發風扇發動機的發展即著眼于降低噴氣速度以提高動機的耗油率將進一步降低 15 %～20 %。
推進效率。而涵道比越大 ,則離速損失越低 ,推進效率越高。圖 1展示了半個多世紀以來航空渦輪發動機總效率的提高依賴于推進效率和循環效率不斷提高的情況 ,這也將是 21世紀航空發動機效率提高的規律。表 2列出了典型大涵道比渦扇發動機的發展歷程和循環參數�？梢� ,
6～8,下一
圖 1 航空渦輪發動機效率不斷提高 [2] Fig11 Engine efficiency advancement[2]
表 2 典型大涵道比渦扇發動機的發展歷程和循環參數 Table 2 Turbo fan engine advancement and their cycle parameters
取證時間 1977 —1992年 1993 —2007年 2008年以后
典型發動機 RB211 ,PW4000 ,CFM56 ,V2500 , PW2037 ,J T9D ,CF6280C2/ E1 Trent800 ,PW4084 , GE90 , Trent900 , Gp7200 GENx , Trent1000 ,PW8000
涵道比 4～6 6～9 10～15
風扇壓比 11 7 115～116 11 3～11 4
總增壓比 25～30 38～45 50～60
渦輪前溫度/ K 1 500～1 570 1 570～1 850 > 1 900
巡航耗油率/ (kg ·daN -1 ·h -1 ) 01 58～01 70 01 565～01600 01 50～01 55
圖 2 航空渦輪發動機耗油率不斷降低[4] Fig1 2 Specificfuel consumption advancement [4]
隨著人們生活水平的不斷提高 ,對于航空飛行的舒適性和環保性提出了越來越高的要求。如圖 3所示 ,隨著新的適航條例的實施 ,對于飛行噪聲的控制越來越嚴格。如圖 4所示 ,飛行噪聲由發動機噪聲和飛機噪聲兩部分構成 ,而發動機產生的噪聲則遠大于飛機。發動機噪聲主要來源于風扇、噴流、燃燒和渦輪 ,其中風扇噪聲和噴流噪聲較大 ,因此美國和歐盟在過去 20年投入大量人力、物力和財力加強對發動機各種降噪技術的研究 ,為了達到更低的噪聲水平 ,甚至不惜犧牲一些氣動性能。為了滿足未來發展的需要 ,美國和歐盟近期都制定了專門的噪聲研究大型國家級規劃 ,例如美國在 1994 —2001年實施的先進亞聲速技術計劃 (AST)部署了降噪技術計劃 ,從 2001年又開始實施的安靜飛機技術研究計劃 (QAT ) ,初期投資 1億美元 ,該計劃自 2004年起加大了投資力度 ;而歐盟從 2001年開始實施為期 5年的相應計劃 —
SIL ENCER ,是歐洲有史以來關于噪聲研究的最大計劃 ,投資高達 111億歐元。從 GE90發動機目前采用的主要降噪技術可以看出 ,為了降低噪聲 ,當代大涵道比渦扇發動機不但大量采用聲襯 ,而且在發動機的氣動設計上采取了大量措施[4]。因此 ,過去 20年大涵道比渦扇發動機降噪技術已經成為發動機氣動設計技術的一個重要組成部分 ,特別是風扇和排氣系統的設計 ,噪聲水平已經成為發動機氣動設計的一個重要指標。
圖 4 飛行噪聲的主要來源 [6] Fig14 Noise sources on conventional aircraft[6]
為了滿足降噪要求 ,劍橋大學 Whittle實驗室和麻省理工學院 GTL實驗室也聯合開展了靜音飛機研究計劃 ,其噪聲水平比歐盟和美國 2020年指標還低 5 dB,在機場外聽不見飛機聲音。他們的研究具有一系列重要創新 ,包括組織和學術 ,如圖 5所示的靜音飛機的主要特點如下 :
(1)由學校、公司、用戶組成知識綜合集成共同體 ,可用公司的資源 ,如 Boeing , RR的程序和
圖 5 靜音飛機設計方案 [6] Fig1 5 Silent aircraft [6]
靜音飛機研究的啟示 :
(1)
靜音飛機研究取得了超出預想的成功 ,超低的噪音和耗油率是革命性的。
(2)
成功的基本經驗是采用了全新的研究模式 :①產學研緊密結合 ;②知識綜合系統集成。
(3)
組織形式是知識綜合集成共同體 ( KIC)。
(4)
所用的每一項技術幾乎都不是新的 ,有的甚至可以追溯到噴氣時代的黎明期。
圖 6給出了 GE公司風扇 /壓氣機氣動設計技術的演變 ,從圖中可以看出 ,自 20世紀 80年代以來 ,航空發動機風扇 /壓氣機的氣動設計技術先以準三維為主 ;20世紀 90年代以來則逐漸建立起了以三維 CFD技術為核心的現代設計體系 ,使其逐漸擺脫了耗資多、周期長、風險大、主要依靠完備實驗數據庫的“傳統設計方法”。下面將以大涵道比渦扇發動機為背景 ,重點分析過去 20年其風扇 /壓氣機氣動設計技術的發展現狀 ,及其進一步的發展趨勢 ,總結其技術難點 ,旨在說明中國將來發展高性能大涵道比渦扇發動機在風扇和壓氣機方面將面臨的一些挑戰 ,以及亟待突破的一些關鍵技術 ,從而為中國明確大涵道比渦扇發動機的技術發展途徑提供參考。
圖 6 GE公司風扇 /壓氣機氣動設計技術的演變 [4 ,8] Fig1 6 GEfan/compressor aero design systemevolution[4,8]
1 風扇氣動設計技術與發展趨勢
11 1 風扇氣動設計技術現狀
過去 20年 ,風扇寬弦空心鈦合金葉片以及復合材料葉片制造技術的突破 ,使得風扇的機械性能大幅度提高 ,為渦扇發動機的涵道比不斷增加提供了可能 ,從而有效提高了發動機的推進效率 ,而且突肩的取消 ,也使得風扇的效率明顯提高。圖 7給出了 RR風扇效率的演變過程 ,從圖中可以看出 ,20世紀 90年代以來 ,隨著風扇 /壓氣機的三維氣動設計技術的提高 ,通過采用三維氣動造型 ,實現了風扇內部流場的定制設計 ,使得風扇的效率進一步提高。
大涵道比風扇葉片之所以能夠實現先進掠型設計的關鍵在于突破了寬弦空心葉片或復合材料葉片的制造技術。如圖 8所示 ,與傳統造型相比 ,當前大涵道比風扇基本都采用復合掠型的設計 ,葉片中上部后掠 ,實現通道激波的后掠 ,從而降低激波損失 ;葉片尖部前掠 ,從而有效提高風扇的失速裕度 ;此外 ,寬弦設計本身還會進一步促使激波在空間的傾斜 ;再加上葉型的定制設計 ,從而使得激波損失 ,以及相應的附面層損失和二次流損失明顯降低 ,風扇設計點的效率比常規造型的風扇有明顯改善。圖 9給出了 GE公司 GE902115B掠型風扇與常規造型風扇性能的對比。除上述設計點風扇效率明顯 提高之外 ,先進掠型風扇另外一個明顯的優勢是其堵塞流量也有所增加 ,從而使得發動機的起飛推力相應增大。
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