大涵道比涡扇发动机风扇_压气机气动设计技术分(2)

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航　空　学　报

表1　欧盟和美国中长期发展目标[1]

Table1　EuroandUSAmid2andlong2termrequirementsforaeroengines[1]

基准

2007—2010年

2020年目标

(欧洲航空技术研究顾问局)

第29卷

美国(先进技术

发动机计划目标)

燃油消耗/CO2

噪声(相对于国际民航组织第3阶段标准)/dB

燃油消耗率(发动机)

发动机推重比

氮氧化物释放量(相对于国际民航组织96标准)

基准减少(14～18)

基准

316～415

减少(7%～10%)FB减少(30～33)

8%～12%

减少50%(包括机身)

减少40减少(15%～20%)

µ4减少80%

减少25%　减少50%减少45——

减少75——

µ4减少40%

减少30%减少70%减少80%

　　燃气涡轮发动机按Brayton循环工作,在压

缩、膨胀等过程均无损失的理想条件下,热效率随压缩比单调增加,而与涡轮前温度无关;对于有损失的实际循环,效率最高的压缩比随涡轮前温度升高而增加。所以从提高发动机热效率的目的出发,希望尽可能提高涡轮前温度和压缩比。目前大涵道比涡扇发动机的循环压比已经提高到40左右,涡轮前温度已提高到1400～1500℃的水平,高到50左右,风扇发动机的发展即着眼于降低喷气速度以提高

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2,6～8,下一10左右,未来发动机的12以上。正是由于航空发动机函道比的不断提高,如图2所示,使得航空发动机巡航耗油率不断降低,与早期民航发动机相比,耗油率下降了50%,到2020年左右,高涵道比涡扇发动机的耗油率将进一步降低15%～20%。

图1　航空涡轮发动机效率不断提高[2]

Fig11　Engineefficiencyadvancement[2]