减少 40 %
减少 50 %(包括机身 )
减少 40
减少 (15 %～20 %)
减少 80 %
减少 25 % 减少 50 %减少 45减少 75————减少 70 %减少 80 %
平 ,下一代高涵道比涡扇发动机的循环压比将提
涵道比将达到
12以上。正是由于航空发动机函高到 50左右 ,温度将再提高
100℃左右。推进效
道比的不断提高 ,如图 2所示 ,使得航空发动机巡率所反映的损失是离速损失 ,即尾喷口喷出的高航耗油率不断降低 ,与早期民航发动机相比 ,耗油速气流所带走的动能。由涡轮喷气发动机向涡轮率下降了 50 %,到 2020年左右 ,高涵道比涡扇发风扇发动机的发展即着眼于降低喷气速度以提高动机的耗油率将进一步降低 15 %～20 %。
推进效率。而涵道比越大 ,则离速损失越低 ,推进效率越高。图 1展示了半个多世纪以来航空涡轮发动机总效率的提高依赖于推进效率和循环效率不断提高的情况 ,这也将是 21世纪航空发动机效率提高的规律。表 2列出了典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数。可见 ,
6～8,下一
图 1 航空涡轮发动机效率不断提高 [2] Fig11 Engine efficiency advancement[2]
表 2 典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数 Table 2 Turbo fan engine advancement and their cycle parameters
取证时间 1977 —1992年 1993 —2007年 2008年以后
典型发动机 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
风扇压比 11 7 115～116 11 3～11 4
总增压比 25～30 38～45 50～60
涡轮前温度/ 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
图 2 航空涡轮发动机耗油率不断降低[4] Fig1 2 Specificfuel consumption advancement [4]
随着人们生活水平的不断提高 ,对于航空飞行的舒适性和环保性提出了越来越高的要求。如图 3所示 ,随着新的适航条例的实施 ,对于飞行噪声的控制越来越严格。如图 4所示 ,飞行噪声由发动机噪声和飞机噪声两部分构成 ,而发动机产生的噪声则远大于飞机。发动机噪声主要来源于风扇、喷流、燃烧和涡轮 ,其中风扇噪声和喷流噪声较大 ,因此美国和欧盟在过去 20年投入大量人力、物力和财力加强对发动机各种降噪技术的研究 ,为了达到更低的噪声水平 ,甚至不惜牺牲一些气动性能。为了满足未来发展的需要 ,美国和欧盟近期都制定了专门的噪声研究大型国家级规划 ,例如美国在 1994 —2001年实施的先进亚声速技术计划 (AST)部署了降噪技术计划 ,从 2001年又开始实施的安静飞机技术研究计划 (QAT ) ,初期投资 1亿美元 ,该计划自 2004年起加大了投资力度 ;而欧盟从 2001年开始实施为期 5年的相应计划 —
SIL ENCER ,是欧洲有史以来关于噪声研究的最大计划 ,投资高达 111亿欧元。从 GE90发动机目前采用的主要降噪技术可以看出 ,为了降低噪声 ,当代大涵道比涡扇发动机不但大量采用声衬 ,而且在发动机的气动设计上采取了大量措施[4]。因此 ,过去 20年大涵道比涡扇发动机降噪技术已经成为发动机气动设计技术的一个重要组成部分 ,特别是风扇和排气系统的设计 ,噪声水平已经成为发动机气动设计的一个重要指标。
图 4 飞行噪声的主要来源 [6] Fig14 Noise sources on conventional aircraft[6]
为了满足降噪要求 ,剑桥大学 Whittle实验室和麻省理工学院 GTL实验室也联合开展了静音飞机研究计划 ,其噪声水平比欧盟和美国 2020年指标还低 5 dB,在机场外听不见飞机声音。他们的研究具有一系列重要创新 ,包括组织和学术 ,如图 5所示的静音飞机的主要特点如下 :
(1)由学校、公司、用户组成知识综合集成共同体 ,可用公司的资源 ,如 Boeing , RR的程序和
图 5 静音飞机设计方案 [6] Fig1 5 Silent aircraft [6]
静音飞机研究的启示 :
(1)
静音飞机研究取得了超出预想的成功 ,超低的噪音和耗油率是革命性的。
(2)
成功的基本经验是采用了全新的研究模式 :①产学研紧密结合 ;②知识综合系统集成。
(3)
组织形式是知识综合集成共同体 ( KIC)。
(4)
所用的每一项技术几乎都不是新的 ,有的甚至可以追溯到喷气时代的黎明期。
图 6给出了 GE公司风扇 /压气机气动设计技术的演变 ,从图中可以看出 ,自 20世纪 80年代以来 ,航空发动机风扇 /压气机的气动设计技术先以准三维为主 ;20世纪 90年代以来则逐渐建立起了以三维 CFD技术为核心的现代设计体系 ,使其逐渐摆脱了耗资多、周期长、风险大、主要依靠完备实验数据库的“传统设计方法”。下面将以大涵道比涡扇发动机为背景 ,重点分析过去 20年其风扇 /压气机气动设计技术的发展现状 ,及其进一步的发展趋势 ,总结其技术难点 ,旨在说明中国将来发展高性能大涵道比涡扇发动机在风扇和压气机方面将面临的一些挑战 ,以及亟待突破的一些关键技术 ,从而为中国明确大涵道比涡扇发动机的技术发展途径提供参考。
图 6 GE公司风扇 /压气机气动设计技术的演变 [4 ,8] Fig1 6 GEfan/compressor aero design systemevolution[4,8]
1 风扇气动设计技术与发展趋势
11 1 风扇气动设计技术现状
过去 20年 ,风扇宽弦空心钛合金叶片以及复合材料叶片制造技术的突破 ,使得风扇的机械性能大幅度提高 ,为涡扇发动机的涵道比不断增加提供了可能 ,从而有效提高了发动机的推进效率 ,而且突肩的取消 ,也使得风扇的效率明显提高。图 7给出了 RR风扇效率的演变过程 ,从图中可以看出 ,20世纪 90年代以来 ,随着风扇 /压气机的三维气动设计技术的提高 ,通过采用三维气动造型 ,实现了风扇内部流场的定制设计 ,使得风扇的效率进一步提高。
大涵道比风扇叶片之所以能够实现先进掠型设计的关键在于突破了宽弦空心叶片或复合材料叶片的制造技术。如图 8所示 ,与传统造型相比 ,当前大涵道比风扇基本都采用复合掠型的设计 ,叶片中上部后掠 ,实现通道激波的后掠 ,从而降低激波损失 ;叶片尖部前掠 ,从而有效提高风扇的失速裕度 ;此外 ,宽弦设计本身还会进一步促使激波在空间的倾斜 ;再加上叶型的定制设计 ,从而使得激波损失 ,以及相应的附面层损失和二次流损失明显降低 ,风扇设计点的效率比常规造型的风扇有明显改善。图 9给出了 GE公司 GE902115B掠型风扇与常规造型风扇性能的对比。除上述设计点风扇效率明显 提高之外 ,先进掠型风扇另外一个明显的优势是其堵塞流量也有所增加 ,从而使得发动机的起飞推力相应增大。
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