涡轮结构设计PPT课件

推力18000-22000 kg 耗油率比小涡扇低1/3 授课人 贾斯法
高涵道比涡扇发动机特点
起飞推力大 耗油率低 噪声低
授课人 贾斯法
第一代宽体客机
B747
1970年
L1011 (1972) DC-10 (1971)
71
高涵道比涡扇发动机
已在现代民机上广泛采用 A300、A310、A320、A330、A340, B737、B747、B757、B767、B777, A3XX B747-500X、 B717、A318、湾流Ⅴ
授课人
贾斯法
51
F-22用发动机－F119-PW-100
总压比 35 涵道比 ~0.2 涡轮前燃气温度 ~1850~1950 K 3+6___1+1 反向转动的双转子 推力 157.5 kN 推重比 10.0
授课人 贾斯法
52
F119 与 F100 比较
级数 17---11 少 6 级 零件数少 40% 中间推力大 47% 可使战斗机超声速巡航 巡航耗油率低 11% 可靠性、维修性好
授课人
贾斯法
40
加力式涡轮风扇发动机扇发动机 F-4“鬼怪”式战斗机 用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后 飞机性能的改进 最大M数 由 2.2→2.4 最大航程 ↑54% 加速到M=2的时间 ↓1/3 爬升到12000m的时间 ↓20%
授课人 贾斯法
41
加力式涡轮风扇发动机
60年代后期采用高循环参数 总压比≈25、T3≈1600K 发展高性能核心机 研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一 级8的发动机 F100-PW-100→F-15 (1974)
2006年3月
航空发动机结构设计

结构类型： 轴流式 离心式 混合式
24
轴流式压气机的特点: 增压比高、效率高、单位空气流量大。
➢在相同迎风面积下，轴流式比离心式吸入的空气多 得多，产生的推力更大。 ➢通过增加级数就能增加增压比。 ➢高增压比有利于采用轴流式压气机，因为它改善了 效率，并进而改善了给定推力下的耗油率。 ➢在大、中推力发动机上，普遍采用轴流式压气机。
19
核心发动机（燃气发生器）：
发生燃气的部件，即压气机、燃烧室和涡 轮称为燃气发生器。由于它处于发动机的核心 部位，故又称为核心发动机。
• 对单转子发动机来讲，就是指压气机、主燃烧 室的带动压气机的涡轮；
• 对双转子发动机来讲，就是指高压压气机、主 燃烧室和高压涡轮。
以核心机为基础，增添不同类型的部件 就可以发展成不同类型的发动机。
涡轮），尾喷管 特点：发动机的推力是内外涵道气流反作用力的总和。 涵道比（流量比）：外、内涵道空气流量之比。
2021/7/5
15
4、WZ发动机
主要部件：进气道、压气机、燃烧室、动力涡 轮、自由涡轮、尾喷管
特点：通常带有自由涡轮，而其他形式的涡轮 喷气发动机一般没有自由涡轮。2021/7/5源自165 桨扇发动机
2021/7/5
6
航空发动机研究工作的特点
•技术难度大
一台发动机内有十几个部件和系统及数万个零件
研制一种新的发动机需要1万小时的整机试验和10万小
时的部件和系统试验。
•周期长
先进发动机的研制周期为9-15年，F119从1986年开始
到2005年投入使用，前后达19年。
•费用高
F119的研制费用超过20亿美元；发动机的研究和发展
转子结构设计的基本问题就是针对这些缺点而进行的。

涡轮钻具的改进
目前FBS型涡轮钻具的尺寸
钻具尺寸
2-7/8″ 3-3/8″ 4-3/4″ 5″ 6-5/8″ 7-1/4″ 9-1/2″
井眼尺寸
3.25-4.0 ″ 3.75-5.375 ″ 5.625-6.75 ″ 6.0-6.75 ″ 7.625-9.875 ″ 8.375-9.875 ″ 12.0-17.5 ″
涡轮钻具的改进
涡轮钻具叶片的压力分布图
标准压力 扭 矩 涡 轮 压 降
钻井范围
钻头转速
涡轮钻具的改进
涡轮钻具轴承座圈图
• • •
PDC止推轴承具有较高的耐研磨能力，可以在超高温（目前最高温度233 ℃）下进行作 业，并能够承受较大的轴向载荷 PDC材质具有较小的摩擦系数，不受钻井中存在的天然的或者泥浆里的化学物质的影响 轴承的承载能力和低摩擦系数从而使其高效、结构紧凑，因此也大大缩短了钻具长度
飞机机翼的基本原理流动空气举升力比如功率是通过压差产生的机翼下面的压力较高机翼上部的压力较低液体动力流态图如流量压力旋转扭矩速度功率关系图功率空转标准速度常规的t3三级动力单元涡轮钻工具全长达70英尺213m精确长度根据不同工具尺寸外径来定涡轮叶片盘排列图转子叶片盘定子叶片盘泥浆流单级动力转子叶片盘定子叶片盘涡轮本体动力部分涡轮驱动轴涡轮弹性轴承排列图移动盘固定盘移动盘前轴承前轴承稳定器迷宫环止推轴承可调弯筒钻头母扣稳定器涡轮径向轴承排列图hnbr型橡胶下径向轴承中间径向轴承轴承部分驱动轴下部流态图95流体口涡轮钻具叶片的设计原理定子上和转子下尾流状态图等同于飞机机翼的原理利用涡流在叶片两面产生的压差来使转子发生转动压差的大小和叶片的形状和涡流进入叶片的角度相关mk1是恒压降型不管驱动轴的转速有多快叶片产生的压降不变这是三种叶片中效率最高的主要应用在直井钻井中mk2是压降变化型地面压力随着驱动轴转速的降低而减小它的工作效率比mk1稍低但是给司钻的提供了更多的钻头运转状况的反馈信息主要应用在定向井钻井中mk3和mk2同属于压降变化型但是比mk2结构性能加强了从而可以用在高压大排量的环境中涡轮钻具叶片的压力分布图钻头转速钻井范围标准压力涡轮钻具轴承座圈图pdc止推轴承具有较高的耐研磨能力可以在超高温目前最高温度233下进行作业并能够承受较大的轴向载荷轴承的承载能力和低摩擦系数从而使其高效结构紧凑因此也大大缩短了钻具长度轴承受力和承受载荷图推力110000lbs50t80000lbs36t钻压30000lbs14t泵排量750gpm3410lm用标准的912t3mk1涡轮钻具止推轴承止推轴承止推轴承止推轴承止推轴承止推轴承水平力水平力钻压反作用力涡轮叶片上液压的垂向力涡轮平衡毂图驱动轴平衡毂衬套大约3的液体流到环空tsb型或从中空的驱动轴向下通过轴内腔流进轴承段流到钻头tsh型流进涡轮钻具的主泥浆流涡轮平衡毂tsb型图tsb型是指由单级动力单元组成的涡轮钻具旁通阀是直接通到环空的平衡毂的受推力面叶片等的受推力面合成的受推力面推力推力推力的影响效果

功能：将喷嘴供应的燃油和压气机供应的空气混合燃烧释 放热量，供给涡轮所需的均匀加热的平稳高温高压燃气流。
（4）涡轮
功能：高温高压燃气膨胀，将热能转换成涡轮的机械能， 同时驱动压气机和附件提供功率。在涡轮螺旋桨和涡轮轴 发动机它还为螺旋桨和旋翼提供轴功率。
（5）尾喷管
功用：使从涡轮流出的燃气膨胀，加速，以一定的速度和 要求的方向排入大气，得到需要的推力。也可通过反推力 装置改变喷气方向，产生反推力，缩短飞机的滑跑距离。
（1）进气道
功能：在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入发动机，在飞行中还可通过冲压作用提高气体压 力。
（2）压气机
功能：通过旋转的叶片对气体进行压缩, 提高空气的压力, 为燃气膨胀作功创造条件，同时为飞机和发动机提供高压 气源。
图3-33 离心式压气机组成
（3）燃烧室
反推
着陆时，使用反推可 缩短着陆滑跑距离， 减轻刹车的负荷。 中断起飞等紧急情况 时也要使用反推。
反推
2.涡轮发动机工作原理（涡轮喷气发动机 ）
风扇把空气从外面吸到里面来 喷油燃烧，空气变热，能量增加
热气流过风车，推动风车转动，风车 转动推动风扇的转动
热气流过风车后以高速喷出发动机
推力的产生
燃油 燃烧 内能
机械能
推力
进气
压缩
燃烧 、膨胀
排气
3.4.2 涡轮螺旋桨发动机
全部动力： 螺旋桨拉力为主，约90%， 喷气产生推力只占10%左右。
螺旋桨
减速器
螺旋桨飞机的特点
1. 螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖 部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的 效率急剧下降；
1. 效率高，适合高亚音速（M=0.8-0.9）飞行 2. 喷气噪音低，风扇噪音大 3. 推力由内涵和外涵共同产生，风扇是产生正推力的

• 飞行条件、燃气发生器转速变化归 结为 n
2024年7月27日T * 1
共同工作线的求法
• 共同工作线的具体求法需要试凑
• 步骤：
–根据压气机设计点的参数和共同工作方程计算Cd
q(1 )
* k
1
* k
k*
1
C
•在等换算转速线上任取一点a •将a点的参数代入共同工作方程式，得C’
•比较Cd和C’，若两者差值小于允许误差，
2024年7月27日
2.4 非线性方程组
E1
f1
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E2
f
2
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E3
f3
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E4
f
4
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
2024年7月27日
这个方程组是多元非线性方程组，而且无法用 显式表达，只能按照发动机流程热力计算步骤 进行计算才能得到偏差量E和试取值V之间的关 系。
T*=常数
燃气发生器共同工作方程
• 将各共同工作方程式联立，获得
共同工作方程
q(1 )
* k
1
* k
k*
1
C
将压气机特性图上所有使方程式
得到满足的点连成线获得燃气发 生器的共同工作线
2024年7月27日
燃气发生器共同工作线
• 一台几何不变的发动 机，当自由涡轮处于 临界工作状态时：

式中是转子叶片角速度，叶片旋转速度U r。 叶轮机械
欧拉方程 单位质量气体的功率为 Wx U2C 2 U1C1
涡轮工作的基本原理 单位质量气体的功率为 Wx U2C 2 U1C1
叶轮机械 欧拉方程
从上式可以看出，决定涡轮做功的主要参数是 • 圆周速度U大小。 • 动叶出口的切向分速Cθ2和进口预旋Cθ1的大小。 通常情况下： 1. 进口预旋Cθ1可以为零(轴向进气的压气机Cθ1=0)。 2. 对于涡轮，为了提高效率，一般总希望出口绝对速度C2沿轴向
燃气轮机具有不同的结构形式，对于风扇发动机，为低压涡轮 驱动风扇的结构。对于涡轮轴发动机和螺旋桨发动机，还有发 电燃气轮机，都是燃气发生器带有动力涡轮的结构。
涡轮种类
•带叶冠涡轮叶片和不带叶冠涡轮叶片 带有叶冠形式的涡轮叶片可以减小叶尖泄漏损失。 叶片带有叶冠后重量明显增加，因此会明显增加叶片根部应 力。 绝大多数第一级涡轮是不带叶冠的。
蒸汽透平的高压级通常是超声速的，这样可以使蒸汽在较少 数目的涡轮级内有效膨胀。
涡轮种类
•冲动式涡轮级和反动式涡轮级
根据涡轮级内气流在动静叶片中的膨胀比例，也即反动度的 大小，可以把涡轮级分成冲动式涡轮级(反动度为0)和反动式 涡轮级(反动度大于0)。
在后面将给出反动度的定义及具有不同反动度涡轮级的速度 三角形。
方向。
从焓熵图上可以看出涡轮内部的膨胀功可以用涡轮级的进出口
滞止焓之差表示
Wx h01 h03
思考题：
1 为什么涡轮要轴向排气？
垂直于流通面积上的速度为有效流通速度。因此轴向排气时 的速度为最小。
思考题：
2 根据速度三角形比较C2、C3三个绝对速度大小，W2、W3三 个相对速度的大小？
W3 C3

第二章 涡轮增压器与中冷器
2.1 离心式压气机
压气机分轴流式与离心式 离心式亚及其结构紧凑、质量轻，在较宽的
流量范围内能保持较好的效率，且对于小尺 寸压气机，效率优于轴流式。 涡轮增压器一般都采用离心式压气机。
2.1.1 离心式压气机的结构
进气道 1 叶轮 2 压气机蜗壳 3 扩压器 4
分类：
无叶扩压器 叶片扩压器
无叶扩压器
无叶扩压器是一环形通道。 气流在该通道中近似沿对数螺旋线的轨迹运
动，气流流动轨迹在任意直径处与切向的夹 角基本不变。 缺点：气流流动路线长，损失大，效率低， 出口流通面积小，扩压能力低。 优点：流量范围宽，结构简单，制造方便。 应用：经常处于变工况运行的小型涡轮增压 器。
2.2.1.2 按燃气在涡轮中焓降的分配分类
冲击式涡轮：燃气的能量（压力、温度）在喷嘴中 全部转化为动能，完全依靠燃气动能在工作叶片通 道中转弯产生的离心力对叶轮的冲击力矩推动涡轮 叶片做功。在叶轮中，燃气不再膨胀，气体压力不 变，因此在叶轮中焓降为零。
反力式涡轮：燃气的能量一部分在喷嘴中膨胀转化 为动能，利用冲击力矩做功；另一部分在工作叶轮 通道中继续膨胀，转化为动能的同时一空气流与叶 片相对速度增加所产生的反作用力推动涡轮做功。 这种涡轮气流速度低，叶片弯曲程度小，流动损失 小，效率高。高增压比的涡轮增压器都采用。
叶片扩压器
在环形通道中加上若干导向叶片，使气流沿 叶片通道流动。
气流流动路线短，流动损失小，效率高。 叶片形成的通道使气流的流通面积迅速增大，
扩压能力强，尺寸小。 缺点：当流量偏离设计工况，叶片入口气流
将撞击叶片，使效率急剧下降。
叶片扩压器
2.1.1.4 压气机蜗壳

方案（d） 压气机不能轴向进气，其余与方案（c）类似。
(4) 悬臂支承：轴承位于压气机一侧 。
优点：
a. 轴承工作温度低； b. 两个叶轮可做成一体，背对背，结构紧凑，质量和
尺寸小； c. 涡轮盘可得到较好的冷却； d. 漏气损失小 。
缺点：
a. 涡轮的热量容易传至压气机，使压气机效率降低； b. 转子的悬臂力矩大，稳定性不好； c. 压气机进口空气流场受到不利影响； d. 清洗两个工作轮较难 。
柴油机涡轮增压技术
第一章 概 论
1.1 名词解释 1.1.1 反映增压程度方面
1.增压压力
2.增压比
3.增压度
1.1.2反映涡轮进口气流压力稳定程度和能量利用程度方面
1.定压增压 2.脉冲增压
1.1.3反映增压器级数多少方面
1.单级涡轮增压 2.二级涡轮增压
1.1.4反映驱动压机能量形式方面
1) 在某一流量下，压比和效率有最大值; 2) 流量减小到某一值时，发生喘振; 3) 流量增大到某一数值时，出现阻塞。
压气机的喘振
➢定义：当流量减少到某一数值时，压气机中的气流 发生强烈的低频脉动，引起叶片振动，产生 很大噪声，称之为喘振。
➢喘振成因分析： 1) 导风轮入口处：
a) 流量等于设计流量 －不喘振 b) 流量大于设计流量－不喘振 c) 流量小于设计流量－喘振
2) 叶片扩压器入口处 a) 流量等于设计流量 －不喘振 b) 流量大于设计流量－不喘振 c) 流量小于设计流量－喘振
1.2.2 涡轮
1.涡轮的分类
➢按气体在涡轮中流动的方向分类：
（1）轴流式：燃气沿近似与叶轮轴平行的方向流过涡轮。 特点：体积大，流量范围宽，在大流量范围内效率较高； 应用：大型涡轮增压器。

增压的1.8输出功率(92)大了18. P −k −P−0 P −k
P −0 增压度:指发动机在增压后增长e的功率及增压
Pe −0
前的功率之比.
增压优点
减少缸数或气缸直径,减少整机外形尺寸和单 位功率的重量； 提高热效率,降低发动机油耗； 减少了排气污染及噪声； 降对低 补了 偿单 高位原功率的损造失价十；分有利.
每一种涡轮增压器都有确定的工作范围，在小流量范围，压 气机受喘振限制；在大流量范围，压气机因效率下降受到限制； 在高速、高负荷区，增压器受到超速或超温的限制。因此，涡轮 增压器有一个确定的工作范围。
在允许的工作范围内，根 据及发动机联合运行的位置， 可以判断增压器及柴油机的配 合是否良好。
如果联合运行线及压气机特性曲线配合不够理想，需要进行 局部调整，常用的办法是改变涡轮喷嘴环出口截面积，或改变压 气机通道截面积，可使联合运行线从压气机低效率区向高效率区 移动（向喘振线靠近）。
进气蜗壳的作用是引导柴油机的排气均匀地进和涡轮。根据 增压要求，可以有一个或多个进气口。
排气管中排出的气体具有
压力、温度、并以速度
经进气蜗壳流入喷嘴环。在 喷嘴环上均匀安装了具有一 定角度的叶片，使燃气经过 叶片间的通道后更具有方向 性，使气流更加均匀有序地 流入涡轮机工作轮。同时， 叶片间的通道面积渐缩，使 部分压力势能变为气体的动 能。
91－0－单抽向吸阀喷射泵
11－单向阀 12－真空储能罐
13－二次进气阀 14－曲轴箱排气装置
15－单向阀 16－增压空气冷却器
17－节气门控制单元 18－涡轮增压器换气阀 19－进气管
20－增压压力调节装置压 力传感器
21－增压压力限制电磁阀 22－机械式换气阀

2.3.3 涡轮增压系统
2021/3/2
2010年9月
1
三、增压控制系统
功能：根据发动机进气压力的大小，控制增压装置 的工作，以达到控制进气压力，提高发动机动力性 和经济性的目的。
分类：根据增压装置使用的动力源不同，增压装置 分废气涡轮增压和动力增压两种。目前多采用废气 涡轮增压。
2021/3/2
2021/3/2
12
工作过程
当VSV开启，执行器内的受压空气经VSV逸出到压缩 轮侧的进气管内，此时执行器内的受压气体压力Pa＜ Pb，执行器内的膜片受压变形减小，废气阀开度也相 应减小，废气绕过涡轮的旁通量减少，增压压力上升。
2021/3/2
13
当VSV关闭时，受压缩轮增压的气体直接作用在执
行器的膜片上，膜片受压变形增大，废气阀开度也相
维修费用高，如更换涡轮增压器：奥迪A6 1.8T为
20000元、宝来1.8T 为16500元、帕萨特1.8T为
13000元。
2021/3/2
15
涡轮增压电控系统的检修
检查进气室和真空管路有无漏气； 真空开关阀电路有无短路或短路，真空开
关阀的电阻是否符合标准； 视情维修或更换损坏的元件。
2021/3/2
2
典型废气涡轮增压控制系统
2021/3/2
3
废气涡轮增压系统功能
•利用发动机排出的高温高压废气的热能和动能， 驱使涡轮增压器中的动力涡轮带动同轴的增压
涡轮一起转动，从而加大循环进气量，提高发 动机的输出功率，提高动力性和经济性。
•增压后进气温度提高，混合气可以适当变稀， 从而可以使CO和HC的排放量有所降低。 •国产一汽奥迪A6 1.8T、一汽宝来1.8T 和上海帕 萨特1.8T等乘用车都采用了带废气涡轮增压器 的增压进气系统。

F100-PW-229
129.4 kN
推重比=8.0
F110-GE-129
129.1 kN
推重比=8.0
AL-31F(АЛ-31Ф) 122.6 kN
推重比=8.0
授课人 贾斯法
4
第4代战斗机的特点
❖高的敏捷性 ❖好的隐身性 ❖短距起飞着陆能力 ❖超声速巡航能力
授课人 贾斯法
5
四代机对发动机的要求
授课人 贾斯法
2
4.涡轮喷气发动机—压气机
❖ 作用: ❖提高进入燃烧室的空气压力
❖ 重要参数: ❖增压比(P出口/P进口)
❖ 影响发动机性能好坏的一个主要参数
授课人 贾斯法
3
4.涡轮喷气发动机—燃烧室
❖ 作用、特点、构造
授课人 贾斯法
4
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖作用： ❖燃气膨胀作功驱动压气机
授课人 贾斯法
8
联合攻击机 JSF
❖一机三型 ❖ 一条生产线完成三型飞机生产
一机三型 ❖ CTOL型 常规起降 23 t 空军用 ❖ STOVL短距起飞垂直降落型 23 t
海军陆战队、英海军用 ❖ CV即舰载型 海军用 较前二者重
授课人 贾斯法
9
联合攻击机 JSF
❖ ~2010年服役 ❖ 将与F-22成为美国主力战斗机 ❖ 投资约160亿美元 ❖ 计划生产3000架 ❖ 供英海军60架、英空军200架
0
高涵道比涡扇发动机
❖ 2001年11月19月 ❖ GE-90推力达到
535 kN
授课人 贾斯法
1
2006年3月 航空发动机发展特点
航空发动机结构设计
❖对产品的设计要求 ❖适用性、可靠性、维修性 ❖经济性、耐久性