双转子涡扇发动机结构设计

EJ200EJ200加力涡轮风扇发动机外形牌号EJ200用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作厂商欧洲喷气涡轮公司生产现状研制中装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。

参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。

1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。

1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。

1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。

1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。

1991年10月EJ200原型机首次运转。

计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。

预计1996年可能交付生产型EJ200。

在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。

例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大0.5MMH**/EFH。

采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。

在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。

为EJ200打下技术基础。

除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA 战斗机。

浅谈双转子涡轮喷气发动机装配车设计作者：朱雄辉来源：《中国新技术新产品》2017年第11期摘要：航空涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机，其特点是在气流完全依赖产生的推力，是一种实用的喷气式战斗机。

在发动机进行维修作业时需要分解检查，由于发动机属于薄壁合金零部件，在分解过程中需要按照一定的步骤进行。

由此需要借助翻转装配车架，以便完成整个发动机的分解和装配作业。

掌握发动机翻转装配车架的设计知识，对于我们正确使用和维护发动机翻转装配车架，充分发挥其性能，正确分解和装配发动机零部件，存在很大的联系，是十分必要的。

关键词：双转子涡轮；喷气发动机；装配车设计中图分类号：TD264 文献标识码：A在航空发动机被称为“工业之花”是国家科技、工业和国防实力的重要标志。

世界上自主研发的高性能航空发动机国家只有美国、英国、俄国等少数几个国家，技术门槛高。

某型航空发动机从最初到现在成为中国显著的发展产业，从最初的模仿到自主设计和制造高性能航空发动机，经历了一个漫长的发展道路。

1.航空涡轮喷气简介航空涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机，完全依赖燃气流产生推力，通常用作电力高速飞机。

离心轴流式涡轮喷气发动机相比，具有横截面小，具有高压缩比的优势，现如今是轴向涡轮喷气发动机，是一种实用的喷气式战斗机。

航空涡轮喷气式发动机飞行一定时间后需要进行必要的修理工作。

在发动机进行维修作业时需要分解检查，由于发动机属于薄壁合金零部件，在分解过程中需要按照一定的步骤进行。

由此需要借助翻转装配车架，以便完成整个发动机的分解和装配作业。

在高空飞行时失效会随时危机飞行员和整个飞机的安全。

对涡轮喷气式发动机装配车架的设计工作是对整个发动机维修工作的支持，具有重大意义。

因此选择进行涡轮喷气式发动机装配车架的设计也是对发动机维修工作准备前的学习。

掌握发动机翻转装配车架的设计知识，对于我们正确使用和维护发动机翻转装配车架，充分发挥其性能，正确分解和装配发动机零部件，存在很大的联系，是十分必要的。

中国涡扇系列涡扇 6 （ WS-6 ）：资料来源：西北工业大学涡扇 6 （ WS-6 ）：概述：涡扇 6 于 1964 年 10 月开始进行初步设计， 1979 年 11 月，发动机实现了高转速长时间稳定运转。

1981 年进行了加力燃烧室试验，发动机加力推力达到了 123.5 千牛，达到了加力状态的设计性能。

1980 年又拟定了对涡扇 6 发动机的改型方案，即涡扇 6G 。

改进工作主要是在保持原发动机外形尺寸不变的情况下，将发动机的最大推力增加到 138.2 千牛，最大推力提高到 83.3 千牛，推重比提高到 7.0 ，性能比涡扇 6 有了很大的提高，并且在可靠性、维护性及耗油率方面保持不变。

随着强－６、Ｊ－９的落马，ＷＳ－６再次无疾而终，令人潸然泪下。

历史：1964 年，我国开始了新一代歼击机和强击机的研制工作，即歼-9 和强-6 的研制计划。

为了满足这两种飞机的性能要求，需要一种新型发动机作为其动力装置。

沈阳航空发动机设计研究所提出了双轴涡喷、单轴涡喷和涡扇三类共 22 个设计方案进行对比，认为只有涡扇型可以满足这两种飞机的性能要求，遂将其命名为涡扇 6 型发动机。

这也是我国第一次设计大推力发动机，其设计为双轴内外涵混合加力式涡扇发动机，设计最大推力 70.6 千牛，加力推力 121.5 千牛，推重比为 6 ，在当时来说是一种性能十分先进的大推力发动机。

1965 年，空军提出新型高空高速歼击机计划。

当时有两个方案。

一个实在歼 7 基础上的双发放大型，另一种是全新单发方案。

为配合后一方案，涡扇 6 的研制提上日程。

.1966 年完成了全部图纸设计。

1966 年初开始由沈阳航空发动机厂进行样机试制，涡扇 6 的初步调试在 1968 年就已开始，整个调试工作包括运转试车、性能调试、持久试车、高空台及飞行台试验、国家定型试验等 5 部分。

在五年多的运转调试期间，先后解决了压气机部件性能差和高压压气机喘振裕度小的问题、起动及中转速喘振等故障。

哈尔滨工业大学工学硕士学位论文rotor bearing system is calculated and the influence of the change of the bearing stiffness on the critical speed of the rotor is studied.The critical speed calculation is compared with the normal operating speed of the engine. The results show that the critical speed of the engine is far from the engine's normal working speed and has sufficient margin.Calculation of the vibration mode of the dual rotor bearing system.Unbalance response analysis of AЛ-31Фengine successfully high,low pressure rotor.In the different positions of the high and low pressure rotor applied successively unbalance mass,were obtained under different conditions of high pressure and low pressure rotor vibration type,analysis unbalance mass is applied in different position each axis to withstand the impact of the degree of.Simulation verifies the dynamic characteristics of the dual rotor bearing system.Established dual rotor bearing system finite element model and high and low pressure rotor unit model,the dynamics characteristics of the dual rotor-bearing system through the finite element software is used to simulate and will comparison between simulation results and calculation results.The results show that simulation results show good agreement with calculated values.Keywords:dynamic characteristics,transfer matrix method,dual rotor,disc thickness,simulationIII哈尔滨工业大学工学硕士学位论文目录摘要 (I)Abstract (II)第1章绪论 (1)1.1课题的来源及研究的背景和意义 (1)1.1.1课题的来源 (1)1.1.2研究的背景和意义 (1)1.2转子-轴承系统动力学特性分析的主要内容及常用方法 (2)1.3国内外研究现状 (3)1.3.1单转子系统研究现状 (3)1.3.2双转子-轴承系统研究现状 (4)1.4本文主要研究内容 (7)第2章传递矩阵法的改进 (9)2.1传统传递矩阵法 (9)2.2改进传递矩阵法 (11)2.3改进方法验证 (13)2.3.1算例 (13)2.3.2算例计算模型 (14)2.3.3临界转速计算及仿真验证算例 (15)2.3.4各阶振型计算及仿真验证算例 (17)2.4本章小结 (19)第3章AЛ-31Ф发动机双转子-轴承系统简化模型 (20)3.1AЛ-31Ф发动机计算简化模型 (20)3.1.1低压转子计算简化模型 (20)3.1.2高压转子计算简化模型 (21)3.1.3双转子-轴承系统计算简化模型 (22)3.2AЛ-31Ф发动机结构简化模型及结构尺寸参数 (23)3.2.1低压转子结构简化模型 (24)IV哈尔滨工业大学工学硕士学位论文3.2.2低压转子结构尺寸参数 (25)3.2.3高压转子结构简化模型 (26)3.2.4高压转子结构尺寸参数 (27)3.2.5双转子-轴承系统结构简化模型及结构尺寸参数 (28)3.3本章小结 (29)第4章AЛ-31Ф发动机临界转速及各阶振型 (30)4.1AЛ-31Ф发动机临界转速计算 (30)4.1.1低压正协调进动 (33)4.1.2高压正协调进动 (35)4.1.3临界转速计算结果 (37)4.2AЛ-31Ф发动机临界转速仿真验证 (37)4.2.1低压正协调进动 (38)4.2.2高压正协调进动 (39)4.3AЛ-31Ф发动机各阶振型计算 (40)4.3.1低压正协调进动 (41)4.3.2高压正协调进动 (42)4.4AЛ-31Ф发动机各阶振型仿真验证 (43)4.5AЛ-31Ф发动机临界转速影响因素及灵敏度分析 (45)4.5.1低压正协调进动 (45)4.5.2高压正协调进动 (46)4.6本章小结 (47)第5章AЛ-31Ф发动机不平衡响应 (49)5.1不平衡响应传递矩阵法的改进 (49)5.1.1传统不平衡响应传递矩阵法 (49)5.1.2改进不平衡响应传递矩阵法 (51)5.1.3改进方法验证 (53)5.2AЛ-31Ф发动机不平衡响应计算 (55)5.2.1低压转子不平衡响应计算 (57)5.2.2低压转子不平衡响应仿真验证 (58)5.2.3高压转子不平衡响应计算 (60)5.2.4高压转子不平衡响应仿真验证 (61)5.3本章小结 (63)V哈尔滨工业大学工学硕士学位论文结论 (64)参考文献 (65)哈尔滨工业大学学位论文原创性声明和使用权限 (70)致谢 (71)VI哈尔滨工业大学工学硕士学位论文第1章绪论1.1课题的来源及研究的背景和意义1.1.1课题的来源本课题来源于北京航空精密机械研究所项目：超高速转子系统在高温环境下动态性能分析及实验研究。

大涵道比发动机转子连接结构研究发布时间：2023-03-23T02:46:13.669Z 来源：《中国科技信息》2023年第1期作者：刘光远[导读] 大涵道比发动机对全寿命期内的性能保持以及使用安全性提出了极高的要求。

在设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用。

刘光远中国航发沈阳发动机研究所沈河区万莲路1号，辽宁沈阳，110015摘要：大涵道比发动机对全寿命期内的性能保持以及使用安全性提出了极高的要求。

在设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用。

本文对目前广泛采用的转子连接结构进行介绍，并选取7型国外大涵道比发动机对其联轴器结构进行了分析。

目前，欧美大涵道比发动机高压转子联轴器和低压转子联轴器均采用了刚性联轴器结构。

关键词：大涵道比发动机；转子连接结构；联轴器引言涡扇发动机整个使用寿命期内，由于叶尖磨损、封严磨损、积垢沉淀及变形等因素，发动机整机性能会随着使用时间的延长而逐渐衰退，导致发动机推力下降、耗油率升高。

发动机性能衰退是自然规律，但较快的性能衰退影响发动机正常使用，甚至影响发动机使用经济性，因此，性能衰退是当前亟需突破和解决的关键性问题。

在总体结构设计过程中，转子支承方案、联轴器的选择对有效控制转子变形，保持叶尖与机匣的间隙具有重要作用，进而影响了发动机性能衰减速度。

本文从国外大涵道比发动机转子连接结构设计角度对联轴器的结构形式进行了统计和分析，明确联轴器设计在国外航空发动机设计的演变过程，为国内发动机设计提供参考。

联轴器结构形式航空发动机不同的转子支承方案对联轴器功能要求不同，目前采用的联轴器主要分为刚性联轴器和柔性联轴器。

当联轴器需传递扭矩和轴向力，需将涡轮轴与压气机轴刚性联为一体，一般采用刚性联轴器。

大涵道比涡扇发动机高压转子通常采用双支点的支承方案，此时需要刚性联轴器将高压压气机转子和涡轮转子连接在一起。

图1典型双转子大涵道比涡扇发动机流道图风扇增压级压气机燃烧室高压涡轮低压涡轮压气机过渡段涡轮过渡段如图2所示，首先识别可以设置承力框架的位置：图2可设置承力框架的位置①风扇前端，可支承低压转子前端；②压气机过渡段，可支承高压转子前端和低压转子前端；③燃烧室机匣，可支承高压转子后端；④涡轮过渡段，可支承高压转子后端和低压转子后端，但是部分机型涡轮过渡段极短，甚至没有涡轮过渡段，此部分机型则不能在涡轮过渡段处设置承力框架；⑤低压涡轮后端，可支承低压转子后端，亦可通过中介轴承的方式间接支承高压转子后端。

[1]3.2承力框架布局设计原则承力框架布局设计主要遵循以下原则：①尽量减少承图5高压转子1-2-1支承方案图3高压转子1-0-1支承方案图4高压转子1-1-0支承方案图6高压转子1-2-0支承方案与单滚珠相比，珠棒并用方案的主要缺点是增加了零组件数量、增大了重量，优点主要包括：通过合适的轴承座刚度分配，可使滚棒轴承承受几乎全部径向力，而滚珠轴承基本只承受轴向力，的工作状态均比较理想，增加了轴承的寿命和可靠性；滚棒轴承的径向游隙一般要小于滚珠轴承，经过长时间的磨损之后，因此增加了滚棒轴承后，好的限制高压转子的涡动（涡动即由于转子不平衡等引起高压转子实际轴线绕理论轴线旋转的运动）由于滚棒轴承直径较小，可更加靠近压气机转子，大部分机型低压转子采用0-2-1或0-3-0支承方案。

如图8和图9所示，0-3-0支承方案比0-2-1支承方案少1个承力框架，减重效果非常明显，但是低压涡轮轴需要绕过低压转子后支点，长度更长，进一步增加了低压涡轮轴的加工难度。

一般而言，如果0-3-0支承方案技术风险可控，考虑到减重收益较大，应优先选择0-3-0支承方案。

图7珠棒并用结构示意图图8低压转子0-2-1支承方案图9低压转子0-3-0支承方案图10低压转子0-3-1支承方案图11低压转子0-1-1支承方案前珠后棒方案的主要优点包括：1）风扇轴一般设计为前粗后细的结构，而滚珠轴承直径一般比滚棒轴承大，因此前珠后棒方案能够利用风2）如果风扇轴因异常情况断裂，滚珠轴承可确保风扇/增压级转子不致向前飞出，造成更大的破坏，低压涡轮转子脱离滚珠轴承限制，可向后移动，使轴向碰磨结构（通常设置在低压涡轮处）起作用，从而防止低压涡轮无负载飞转（无负载飞转可能导致低压涡轮盘破裂，击穿机匣和图12前珠后棒方案图13前棒后珠方案。

涡扇发动机工作特点，以及双转子、三转子涡扇发动机双转子涡轮风扇发动机有两个只有气动联系、且具有同心轴转子的涡轮风扇发动机。

其工作原理和结构特点与双转子涡轮喷气发动机基本相同。

在双转子涡轮风扇发动机中，由于风扇后的压气机进口空气压强为风扇出口的压强，比大气压强高许多，因此称该压气机为高压压气机。

在燃烧室后、驱动高压压气机的涡轮则称为高压涡轮，由高压压气机转子与高压涡轮转子组成高压转子；位于高压涡轮后、驱动风扇的涡轮称为低压涡轮，由风扇转子与低压涡轮转子组成低压转子。

目前世界上绝大部份涡轮风扇发动机都采用这种结构形式。

法国的M53是目前世界上唯一还在服役的单转子涡轮风扇发动机。

三转子涡轮风扇发动机有三个只有气动联系、且具有同心轴转子的涡轮喷气发动机。

其工作原理和结构特点与双转子涡轮风扇发动机基本相同。

只是将高压压气机又分为中压、高压两个转子，分别由中压、高压两个涡轮转子带动。

图5-4为三转子涡轮风扇发动机转子的示意图，可以看出，在发动机中部，连接高压压气机和高压涡轮的轴直径很大，以便中、低压涡轮轴能从中穿过，最后形成三个转子的轴一个套一个，结构比较复杂，但采用三转子结构的涡轮风扇发动机性能却较好、零件数目少、重量也轻些。

目前世界上只有少数几种涡轮风扇发动机采用这种结构形式。

英国罗·罗公司在三转子发动机研制方面有特长。

第一种实用的三转子发动机是RB-211民用高涵道比涡轮风扇发动机，在此基础上他们又发展了遄达系列发动机；此外，还有英、德、意三国联合研制的RB-199军用加力涡轮风扇发动机；前苏联的D-18T、D-36、D-436民用高涵道比涡轮风扇发动机，以及美国联信公司的ATF-3齿轮传动的涡轮风扇发动机。

它们的总增压比高，都在20以上。

涡轮风扇发动机的工作特点在涡轮风扇发动机中，由高压涡轮出来的燃气先在低压涡轮中膨胀作功，然后再到尾喷管中膨胀加速，由于在低压涡轮中已将高压涡轮出来的燃气能量用掉很多。

图1 涡扇发动机剖视图1、前言涡扇发动机是现代先进战斗机的心脏，它是高科技的结晶，是工业和材料科学高度发达的产物，多少国家因为它而被挡在航空大国之外。

也许有人会想，这样一个高科技的结晶，我们普通人想必很难理解它是如何工作的吧？其实并不是这样，它的工作原理还是很容易理解的。

作为军迷，对它有所了解就能自己判断一些消息的真伪，识破一些显而易见的谎言。

本文就对涡扇发动机进行简要科普，只要学过初高中物理的同学都看得懂，想得通。

上图是涡扇发动机的剖视图，将其更进一步简化，就得到下面的平面示意图（虽然图2是大涵道比的发动机，但基本结构一样，用于解说无妨）。

以下解说请对照这两张图来阅读。

图2 涡扇发动机纵向刨面投影图2、基本结构和工作原理涡扇发动机的主体结构可以看做由一粗一细的两根管子套在一起形成的。

较细的那根管子从前到后依次包裹着低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、中/低压涡轮，最后连接到尾喷管（战机发动机在尾喷管前还常有加力燃烧室）。

由于各级压气机叶轮的直径逐渐缩小，较细的这根管子不是直桶形，而是类似于细腰花瓶一样的形状（图1）。

这根较细的管子所包裹的内部空间就叫做内涵道。

而套在内涵道外部的较粗的管子从前到后依次包裹着风扇（民航客机发动机上可见的旋转叶轮）和部分或整个内涵道。

涡扇发动机是这样工作的：旋转的风扇从发动机前方吸入空气，其中一部分空气进入内涵道，另一部分进入外涵道。

进入内涵道的空气再经过一系列串联的叶轮，即压气机（为简化起见，压气机的结构和原理以后叙述，这里姑且把压气机看成一系列直径较小的风扇），每经过一级压气机空气就被压缩，密度增大、温度上升。

经过低压和高压压气机压缩的空气继续向前来到燃烧室，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧。

燃烧的高温使空气膨胀冲击燃烧室后方的涡轮。

涡轮就像风车一样，所不同的是风车是靠流动的空气驱动，而涡轮是靠燃烧室排放的高温高压燃气驱动。

燃气驱动涡轮做功，由于涡轮跟风扇、低压和高压压气机连在同一根轴上，因此涡轮带动前方的风扇、高压和低压压气机转动，继续为燃烧室提供空气。

浅谈涡扇喷气发动机的基本构造和工作原理涡扇喷气发动机主要由压气机、燃烧室、涡轮、喷管几大部分构成。

涡扇发动机上的压气机一般是轴流式压气机，它是涡扇发动机上的核心部件之一。

轴流式压气机由多级风扇构成，每一级都能产生增压作用，各级风扇产生的增压比的乘积就是整个压气机的总增压比值。

和离心式压气机相比，轴流式压气机有体积小、流量大、单位效率高的优点。

涡扇发动机使用双转子结构，目的就是提高压气机的效率。

因为压气机效率的高低直接影响发动机的功率大小。

一般来讲风扇级数多，产生的总增压比就越高。

但是这样一来，就会增大发动机的体积和重量，大大降低发动机的推重比。

为了提高压气机的总增压比值，人们只能想方设法去提高风扇的单级增压比。

随着压气机的增压比越来越高，压气机可能会出现振喘，压气机出口温度会大大升高。

这样防振喘和防热的问题又凸显出来。

就要求我们去研制耐高温的材料，和解决压气机的振喘问题。

现在一般使用新型的耐高温钛合金，一是重量轻，二是强度大，耐高温性能好。

解决振喘问题就困难许多。

振喘是发动机的一种不正常的工作状态，它是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。

飞机进行加速、减速时，当飞机发动机进入异物时，都极有可能引起发动机振喘。

人们利用调整风扇叶片间距，改进叶片的弯曲弧度，提高叶片的光洁度，采用整流叶片等方法来降低发动机的振喘，但直到现在人们还没有彻底解决这一问题。

为防止振喘的出现，现在也有在发动机的压气机上安装放气阀门的方法。

涡扇发动机通过燃烧室产生高压燃气，涡扇发动机一般使用环状燃烧室。

环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。

由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。

均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。