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[专题] 大型民用航空发动机专题: 进入试车阶段

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speed 发表于 2009-8-24 15:24 | 显示全部楼层 |阅读模式

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ICAO 最新民机排放目标对我国低污染燃烧室发展的影响

2009-08-24 14:58:46 作者:许全宏 来源:《国际航空》 浏览次数:



国际民航组织(ICAO)在2007年组织各方资深专家召开了一场对未来商用发动机污染排放目标的研讨会,确定了未来10年和20年的商用发动机降低NOx排放的目标值。而我国大飞机发动机自主研制出来的时间预计也是这一时间,这次研讨会所提出的新目标对我国大飞机发动机的低污染燃烧室发展带来了深远影响。

我国大型飞机工程研制工作已经开始,项目成功的关键之一是动力问题。大飞机的发动机要立足国内,自主研发,这关系到国家的国防安全和经济安全。然而长期以来,我国航空发动机燃烧室的研制集中在军用方面,在大涵道比涡扇发动机方面经验不足。商用飞机发动机燃烧室污染排放低、油耗低、寿命长、可靠性高的要求,对我们燃烧室的研制提出了挑战。
在2007年2月5日,ICAO下属的航空环境保护委员会(CAEP)组织美国、欧洲的工业界、大学、政府和相关协会的行业资深专家召开称为CAEP7-WP11的会议,研讨未来商用发动机污染排放的目标。该会议确定了未来10年和20年的商用发动机NOx排放目标,它比2008年ICAO推荐的污染排放标准CAEP/6中NOx的排放标准要严格得多。而我国大飞机发动机自主研制出来的时间预计在未来10到20年间,WP11会议提出的新目标对我国大飞机发动机的低污染燃烧室发展带来了深远的影响。

ICAO CAEP最新民机排放目标
现有发动机污染排放水平
国际民航组织附件16第II卷《航空发动机的排出物》对两类民用航空燃气轮机做出规定,一类是用于亚声速飞行器的涡轮喷气和涡轮风扇发动机,另一类是用于超声速飞行器的涡轮喷气和涡轮风扇发动机。该标准不仅规定了两类航空燃气轮机的污染排放指标,同时对污染排放的测试方法、测试仪器和系统有严格的规定,测试过程和数据计算方法也都做出了规定。航空燃气轮机要取证,必须按照上述规定执行。
ICAO标准规定的气态污染物共有3种,分别是一氧化碳(CO)、未燃碳氢(UHC)和氮氧化物NOx(包括NO和NO2)。为了使排放标准具有普遍适用性,ICAO规定排放物计算根据着陆起飞循环(LTO)来定义,由燃气分析采样得到每个运行模式下的气态污染物换算到海平面起飞时航空燃气轮机额定推力情况下的每千牛污染排放数,单位是克/千牛。ICAO规定的一个LTO循环中的运行模式以及每个运行模式下的推力和运行时间如上图所示。
需要强调的是,CAEP所提供的只是推荐标准,而不是各国适航条例,例如,目前美国和中国等大多数国家都采用CAEP/2标准作为适航取证标准。但是各发动机厂商都追求更低的污染排放,这是出于环境保护的发展需求和争取更多潜在客户的考虑。
CAEP在2004年的第六次会议上,进一步加强了对NOx排放的限制,一般在行业内称CAEP/6标准。
在CAEP发布的污染排放系列标准中,只有NOx的排放规定日益严格,而CO、UHC以及冒烟的排放规定维持不变。原因是控制NOx排放是所有排放物中最困难的。从大涵道比涡扇发动机发展角度来讲,低污染燃烧室的关键难点是控制NOx排放。对于总增压比在30~40之间的发动机来说,CAEP/6排放标准比CAEP/2的严格了18%~26%。右图列出了CAEP给出的系列标准的对比以及总增压比在30~40之间的干线客机发动机NOx污染排放水平与CAEP标准的比较。GE公司压比在30左右的CFM系列发动机NOx污染排放最低的比CAEP/6低20%左右,而普惠公司和罗罗公司的部分压比在40左右的发动机NOx污染排放比CAEP/6低10%左右。
最新民机排放目标
CAEP/7-WP11研讨会所提出的NOx排放目标,与目前最新的CAEP推荐标准CAEP/6相比分别降低45%和60%,这对民机燃烧室低污染燃烧技术提出了极大的技术挑战。
在WP11的公开讨论和交流中,各公司的技术代表对各自的低污染燃烧技术进行了详细的介绍。它们包括GE公司的TAPS2和TAPS3、罗罗公司的“精益”燃烧(Lean Burn)、普惠公司的TALON-X以及斯奈克玛公司的“清洁”燃烧室(Clean Combustor)。
GE公司采用贫油直接混合燃烧(LDM)燃烧技术为其GEnx发动机研制的双环预旋(TAPS)低污染燃烧室已经进入整机验证阶段,即将取证,在台架全环试验验证中,NOx污染排放比CAEP/6排放标准降低了32%。为了满足未来的中长期排放标准,GE已着手开展TAPS2和TAPS3的技术研发,新技术的核心特点是在主级的油气掺混上采取更加强化掺混均匀的措施,以实现更加均匀的油气分布,从而在现有水平基础上实现更低的NOx排放,以满足WP11会议提出的排放要求。
普惠公司继续采用“富油-快速掺混-贫油”(RQL)低污染燃烧技术,提出的降低NOx污染排放的低污染燃烧室称为TALON X,依然采用普惠公司发展的空气雾化喷嘴,燃烧室为单环腔。其在V2500发动机扇型试验段上的试验结果比CAEP/6标准降低了32%。普惠公司在此基础上继续进行进一步降低NOx排放的研究,争取在2025年达到比CAEP/6排放标准降低60%的目标。
罗罗公司采用LDM技术发展的低污染燃烧室,是单环腔分级燃烧室,其NOx污染排放比CAEP/6标准降低了50%,将用于新一代发动机遄达1000。
以上公司并没承诺所提出的先进低污染燃烧室技术一定达到预期的低NOx目标,但有实现目标的可能性,通过多方案进行研发和技术筛选,以确保目标的实现。

我国大飞机低污染燃烧室考虑
NOx排放目标的确定
CAEP所颁布的从最初的CAEP/1一直到2004年最近的CAEP/6标准,对NOx排放的要求越来越严,而现阶段各国家的适航取证主要是按CAEP/2的指标执行。如果按压比30的发动机来统计,CAEP/6相对于CAEP/2对NOx的限制指标下降了26%,也就是说,现行适航取证标准和CAEP 最新推荐指标之间的裕度为26%。那么CAEP的中长期目标是相对于CAEP/6分别下降45%和60%,这是WP11会议通过多方专家经过严格的论证,在现有技术以及在燃烧基础科学的基础上得出的排放指标。在未来的10到20年期间,CAEP一定还会相继推出系列建议标准供各国家或地区适航取证选用,从目前所能给出的预测指标上看,结合我国未来大涵道比民机低污染燃烧室的研发时间表,NOx排放中长期目标与CAEP/6相比要降低45%~60%。
研发思路
具体来讲,低污染燃烧室的研发必须满足两条基本原则,一是要遵循低污染燃烧的基本原理,二是要满足燃烧室的基本性能要求。在燃烧室燃烧组织方案的设计上,我们可以通过贫油预混预蒸发燃烧室(LPP)、RQL、燃油或空气分级等技术来满足CAEP的指标要求,同时也要满足燃烧室的基本性能要求,不能因为追求低排放而牺牲燃烧室的基本性能,如稳定性、寿命、效率、出口温度分布等性能指标。实际上要对各种性能要求做一个适当的平衡和折衷。从世界上现有主要发动机公司可以看出,GE、普惠、罗罗以及斯奈克玛的低污染燃烧室方案各有特点,在满足低NOx排放的同时,都能够克服各自方案的不足,以达到与现行CAEP标准相比有一定裕度的排放水平。
我国发展大飞机的一个重要目的是进入具有广阔市场前景的民航领域,借此拉动整个国民经济的增长。而在民航领域,低污染燃烧室是当然的选择,否则,会遭到市场的无情拒绝。
因此,大飞机发动机燃烧室的设计开发,必须考虑先进的低污染燃烧室以减少对环境的影响,为我国研发大飞机进入国际市场打下良好基础。
 楼主| speed 发表于 2009-8-26 23:00 | 显示全部楼层
中航商发启动总部英才招募计划 新闻发布会今日在上海召开

2009-08-26 11:32:13 作者: 来源:中国航空新闻网


今日中航商发新闻发布会现场.



大飞机“中国心”呼唤职场精英

          8月26日,备受国际航空界关注的我国大型客机发动机项目责任主体——中航商用飞机发动机有限责任公司(简称“中航商发”)在成立7个多月后正式启动总部英才招募计划,公司网站(www.acae.com.cn)当天同步开通。

          此次人才招募计划旨在充实中航商发的经营管理、项目管理、科技研发三大人才队伍,是落实公司战略和人才计划的第一步。本次招聘涵盖公司规划发展、人力资源、财务审计、基础建设、适航与质量管理、综合管理等六大类37个岗位,包括总监、部门管理者、高级专员等各个层级,计划招聘人数50人。

          中航商发总经理张建在新闻发布会上表示,中航商发坚持“产业发展,动力先行;企业发展,事业先行;事业发展,人才先行”,以国际化的职业经理人、技术领军人才为核心,以高素质的后备人才为支撑,建立一支训练有素、士气高昂的工作团队,建设海外高层次人才创新创业基地和中航发动机产业高层次人才培养基地,打造具有国际影响力的人才品牌。

         中航商发分党组书记王之林称,公司提出了“不求所有、但求所用,不求所有、但求所在,不求所有、但求常来”的人才理念,坚持具有市场竞争力的差异化薪酬策略,将提供良好的事业平台、完善的培训体系,吸引一批愿意投身中国航空事业,具有创新精神和国际化视野,具有较高学历,善于团队协作,具备中英文双语工作能力的人才加盟。

         目前,中航商发已聘请了国内著名的人力资源咨询公司,并组成了强大的专家顾问团队,计划用两个月左右的时间,通过报名、评估、聘用三个阶段完成此次招聘活动。8月26日至9月10日为报名阶段,应聘者可登陆中航商发公司网站和中华英才网、智联招聘网、前程无忧网等著名招聘网站在线投递简历,同时中航商发招聘办公室还公布了咨询专线电话021-58510385,58517588,接受应聘者的咨询。

         2009年1月18日,肩负着“振兴民族航空发动机产业,为世界贡献持久动力”光荣使命的中航商发,在中共中央政治局委员、上海市委书记俞正声,上海市市长韩正,工业和信息化部副部长苗圩等领导的共同见证下正式挂牌成立。公司由中国首家跻身《财富》世界500强的航空制造企业——中国航空工业集团公司控股,上海电气(集团)总公司和上海国盛(集团)有限公司共同投资组建,注册资本60亿元。公司主要负责中国商用飞机发动机及其相关产品的设计、研制、试验、适航取证、销售、维修、服务、技术开发和技术咨询等业务。当前,公司主要目标是围绕国产大飞机项目进行商用飞机发动机的研发,立足于研制满足国产大飞机需求的下一代发动机,未来将面向全球市场提供商用航空发动机相关的产品和服务,立志成为世界级的商用航空发动机供应商。

        作为中航工业旗下的重要业务单元,中航商发自成立以来,时刻以给中国自己的大飞机装上“中国心”为己任,不断探索体制创新、机制创新、管理创新和商业模式创新,遵循“业务导向、扁平化、精简高效”的原则,逐步建立由总部和设计研发中心、适航中心、装配试车中心、客户服务中心、大修中心五个主体单位组成的双层架构, 以“聚焦战略,项目协同,流程管理,基于数据”的指导思想建立与国际接轨的管理模式。
据了解,中航商发还将陆续开展高校人才招聘、研发中心社会招聘和全球招聘等多项人才引进活动。

          来自上海市市委组织部、上海市经济和信息化委员会、上海市闵行区政府和中航工业集团的相关领导出席了新闻发布会。
 楼主| speed 发表于 2009-8-26 23:21 | 显示全部楼层
GE公司涡扇发动机新型燃烧室的研制进展


来源:国际航空2007-7期


   为了满足下一代军用飞机用小涵道比涡扇发动机更高推重比、更低耗油率和更高机动性的要求和未来商用飞机用大涵道比涡扇发动机更经济、更环保、更健康且更安全的要求,20世纪90年代以来,GE公司探索并研制了一些新颖的燃烧室方案。  

   在1999年,在美国国防部(DOD)、能源部(DOE)和NASA技术联合体确定的关键技术领域内,GE公司制定了燃烧室研制的技术路径,开始并行研制双环预混(TAPS)燃烧室(AST/UEET计划下)、驻涡(TVC)燃烧室(IHPTET计划下),远期还准备开发陶瓷基复合材料燃烧室(VAATE、TECH56)。


双环预混燃烧室
  GE公司双环腔径向分级燃烧室(DAC)于1995?1998年被成功地应用在CFM56-5B、CFM56-5B/P和CFM56-7B发动机上,其NOX排放值较ICAO 规定的CAEP/2标准降低50%。20世纪90年代中期,为了进一步降低NOX排放量且不影响其他设计要求,GE公司在其基础上发展了双环腔预混燃烧室。该燃烧室既可以用作低排放燃烧室,也可以用作高温升燃烧室。

  双环腔预混燃烧室的特点是采用值班级和主燃级的涡流器产生2股共轴的环形旋转射流,每股旋转射流都由为满足特定设计目标而专门设计的多涡流器产生。值班级采用1个由2个同转的涡流器围绕的高流量的压力雾化装置,帮助产生适于点火和低功率工作的雾化质量,也产生满足点火、起动、贫油燃烧稳定性和燃烧效率等设计要求所需的流场特性。除了将NOX降低到足够低以满足ICAO CAEP/2要求的50%和30%的指标外,主要受值班级设计特性影响的流场的混合度需要与这些要求很好的匹配。

  主混合器和值班级在GE公司已经发展了20多年。值班涡流开始主要由燃油喷嘴几何形状控制,后与通过一定高度台阶适当分开的主涡流相互作用,产生满足燃烧室关键设计要求所需的热环境。除了冷却燃烧室头部和火焰筒所需的冷却空气外,其余燃烧室的空气都流过值班涡流器和旋流涡流器。值班级和主燃级的分级在燃油喷嘴内完成。通过“可控压力燃油喷嘴”控制逻辑,按预先确定的分离流分配,值班级燃油供应量从低功率下的100%到最大功率下的5%?10%。

2种双环预混燃烧室
  GE公司开发并试验了2种双环预混燃烧室:在TECH56技术计划下研制的CFM56发动机(CFM56-7B)尺寸的单环腔燃烧室—TECH56/CFM SAC TAPS;在NASA先进亚声速运输机(AST)计划下研制的GE90发动机(GE90-94B)尺寸的双环腔燃烧室—DAC TAPS。TECH56/CFM SAC TAPS燃烧系统由扇段组成,每个扇段又包括5个燃烧室整流罩。

  为使燃烧室温度分布因子达到最优,对每个整流罩和相关的火焰管进行了精心设计;为了大大降低污染,燃油喷嘴采用宏观分层技术;为研究火焰筒温度和保证燃烧室各区之间燃烧平稳过渡,优化了燃油喷射。

  1999年以来,这2种燃烧室都进行了广泛的试验件试验,TECH56/CFM SAC TAPS还进行了包括控制系统的发动机试验。到2001年,SAC TAPS燃烧系统在CFM56发动机上进行了230小时的性能和可操纵性试验,包括地面起动、最大速度加减速、贫油熄火裕度、吞水与吞冰试验。在环形试验件上进行了大量的试验,验证了高空起动能力。到2002年,在736小时的发动机耐久性试验后,CFM56发动机保持很好的状态。2003年,TECH56/CFM SAC TAPS燃烧系统在CFM56-7B发动机上已经成功地完成了发动机验证,包括排放、性能、可操纵性和耐久性。


试验结果表明:

2种燃烧室都满足了预期的指标,如压降、燃烧效率、头部/火焰筒壁温值与梯度、燃烧室出口温度品质(包括温度剖面和分布因子)、贫油熄火、点火、关键设计点的火焰传输等。

2种燃烧室出口温度品质、排气发烟、火焰筒壁温值和梯度都优于富油头部SAC/DAC和贫油头部DAC。

2种燃烧室着陆/起飞NOX排放值较目前生产型富油头部燃烧室的都降低了50%左右,HC排放值没有增加,CO排放值满足高压比发动机的排放标准。

由于TECH56/CFM SAC TAPS燃烧系统的排放结果是由ICAO推荐的程序从研制型发动机上测取的,这些数据可以直接与CFM56-7B发动机富油SAC燃烧室和贫油DAC燃烧室的数据进行对比。

在CFM56-7B发动机上,SAC TAPS的NOX排放值较富油头部SAC的和贫油头部DAC的分别降低46%和22%;SAC TAPS的HC排放值与富油头部SAC的基本一致,但在起飞的较低压比状态略高;SAC TAPS的CO排放值较贫油头部DAC的低,但明显高于富油头部SAC。

通过换算,GE90-94B DAC TAPS的NOX排放值较目前生产型发动机富油头部DAC的低54%,HC 和CO的排放值与目前生产型发动机的相当。

TECH56/CFM SAC TAPS燃烧系统的发动机试验也确定了一些还需要改进的方面。在燃烧室头部、燃油喷嘴头部和点火器后部的一些区域发现了“良性”裂纹,在中等功率下由于燃油分级,燃烧效率低于99.5%。

  GE公司目前已经将第1代双环预混燃烧室应用到波音787飞机的GEnx发动机中,计划2007年通过验证。预计,该燃烧室能够建立理想的预混环境,取得较高的效率、较低且均匀的火焰温度,进而不仅能够降低NOX的排放,也能够明显延长下游部件的寿命,该燃烧室的空气完全由头部和混合器进入燃烧室,无需在火焰筒上开稀释孔,避免应力破坏,延长火焰筒寿命。

  目前,GE公司在LEAP56计划中开发更低排放的第2代TAPS燃烧室,以使NOX排放值较TAPS1的降低50%,耐久性由TAPS1的4000个循环增加到20000个循环。GE公司还在与NASA合作以TAPS燃烧室为基础开发更低排放的燃烧室,以达到2025年NOX排放量较ICAO CAEP/2的极限值降低80%的目标。后者计划采用的技术措施包括,采用先进的燃油喷嘴技术改善油气混合,降低NOX的排放量;采用先进的冷却技术与高温材料,扩大工作范围;采用主动控制技术,维持发动机稳定工作等。


驻涡燃烧室

  燃气涡轮发动机常规涡流稳定燃烧室已经取得了很大进展,并已经成功地应用到生产型发动机中。为了进一步降低排放和提高性能,20世纪90年代中期,美国空军研究与实验室(AFRL)与GE公司联合提出了一种燃气涡轮发动机新型燃烧室方案——驻涡燃烧室(TVC)。该燃烧室最初是作为高性能低排放燃烧室提出的,由于其具有缩短燃烧室长度的巨大潜力(有效减轻发动机重量),因而针对高性能军用发动机应用进行了大量研究。

  与利用涡流、陡壁体和后台阶等形成低速回流区实现火焰稳定的常规火焰稳定方案不同,驻涡燃烧室是一种利用燃烧室内驻涡腔实现火焰稳定的创新燃烧组织方案。它通过在燃烧室壁内的腔体中捕捉涡流来稳定火焰,不受主气流的影响,因而回流区可以设计得比常规燃烧室的小且可操作性能优越。小的回流区可以缩短驻留时间,可能使值班级对NOX排放的影响较小。如果值班级与主燃级平行放置,燃烧室的长度还可以缩短,重量可以大大减轻,热沉区可以缩小,NOX排放可以降低。因而,它具有在宽广的工作范围内稳定性强、地面点火/空中点火能力强、燃烧效率高、结构长度短且简单等特点。

  驻涡燃烧室方案是于20世纪90年代初期由美国空军在空军科学研究办公室(AFOSR)计划下提出的。1993年,GE公司与美国空军研究实验室(AFRL)设计的轴对称结构只有一个外腔、没有采用扩压器或支板,没有取得稳定的火焰。之后改进发展了驻涡腔大小可以改变的第一代驻涡燃烧室和单管轴对称的第二代驻涡燃烧室。经过气态燃料试验验证表明:第二代驻涡燃烧室具有较好的贫油熄火特性、宽广的动态工作范围,较好的燃烧稳定性。

  在优越的性能得到验证之后,GE公司与空军研究实验室联合开发了环形燃烧室结构的第三代驻涡燃烧室。第三代驻涡燃烧室是一种分级燃烧室。在所有低功率(包括起动和重新点火)状态下,其只是驻涡腔工作(燃油不喷入主气流),可获得较低的CO和HC排放,同时获得良好的点火性能和大的贫油熄火裕度;在较高功率(约30%功率) 状态下,其所需的附加燃油分级从驻涡腔引入到主燃气流中,驻涡腔在低于化学当量比状态下工作,而主燃气流在更低的化学当量比下工作,以获得低NOX排放量。

第三代驻涡燃烧室

  第三代驻涡燃烧室包括2个值班级和1个主燃烧级。值班级由插入燃烧室火焰筒内的驻涡腔组成。燃油和空气以适当的方式进入2个驻涡腔内,并在此形成涡流结构。驻涡腔的设计关键是使涡流结构驻留在驻涡腔中,使喷入的燃油与空气在驻涡腔内充分混合并燃烧,形成稳定的燃烧区。燃烧室头部是由一组横向排列的分流板和径向排列的支板组成的火焰稳定结构。主燃油和空气喷入由火焰稳定器的分流板和支板形成的流道中。每个驻涡腔的值班火焰区的高温燃气从驻涡腔中流出。由于受堵塞形成的尾流中的低压影响,这些高温燃气流向下游从径向支板的后面流过,然后沿横向扩散从分流板的后面流过。头部火焰稳定器后部存在的高温燃气和火焰为主燃区的燃油与空气的混合物提供连续的、紧密耦合的点火源。驻涡腔气流与主燃气流之间强烈的相互作用大大增强了燃烧室中的内掺混,从而在燃烧室出口产生长度很短的火焰和均匀的燃气温度分布。

  GE公司与空军研究实验室共研究了4种第三代驻涡燃烧室结构,即双通道扩压器双驻涡腔(2P-2V)结构、3通道扩压器双驻涡腔(3P-2V)结构、3通道扩压器单驻涡腔(3P-1V)结构、双通道扩压器单驻涡腔(2P-1V)结构。其中,重点研究了2P-2V结构和3P-2V结构。这2种结构的主要差别是头部设计:2P-2V结构的火焰稳定器结构由1个横向分流板和9个垂直支板组成,形成由单个分流板分开的2组头部进气流通道;3P-2V结构的火焰稳定器由2个横向分流板和9个垂直支板组成,形成由2个较薄的分流板分开的3组头部进气流通道。本页上示出了2P-2V和3P-2V结构试验装置的照片和一些关键特征。

GE公司与空军研究实验室开展的TVC试验

  1996年,GE公司与空军研究实验室开始原型TVC试验装置的设计工作。试验装置的物理尺寸是按典型的飞机燃气涡轮发动机燃烧室的比例选定的。驻涡腔的空气喷射孔采用能够产生双对转涡流的结构,分别设置在驻涡腔的前壁和后壁上。主燃级空气射流从头部通道进来,穿过驻涡腔的开口端,帮助产生驻涡腔中2个涡流结构中的一个。燃油同少量的空气从驻涡腔前壁喷入驻涡腔内涡流结构的最深处。

  试验装置用HS-188材料制造,以获得满足恶劣试验状态的耐久性要求。试验装置采用气膜冷却、冲击冷却和发汗冷却构成的复合冷却。其中,驻涡腔的底壁和后火焰筒采用后部冲击加发汗冷却,头部和驻涡腔前壁只采用冲击冷却,驻涡腔的后壁采用气膜冷却。驻涡腔和火焰筒的连接部位采用点焊结构,以为弯角提供机械刚度,并为驻涡腔后壁提供气膜冷却和为后火焰筒提供起动冷却气膜。驻涡腔后壁增加了第二条气膜缝,以提供与来自弯角点焊的冷却气膜流动方向相反的冷却气膜。对暴露在高温燃气下的所有表面涂覆隔热涂层,以提供附加的保护。

  燃烧室总空气流量的50%左右进入头部通道,各15%的空气进入驻涡腔的主孔和涡流激励孔,剩余的20%空气用于冷却头部、驻涡腔和火焰筒。这样,大约80%的空气直接用于燃烧,如果将冷却驻涡腔的气流视为间接燃烧空气的话,则大约90%的空气参与了燃烧。为了在高温升工作条件下达到低NOX排放和/或高燃烧效率,需要这一量级的燃烧空气。在常规的工作循环下,TVC的高参考速度的设计特点,大大降低了NOX的排放量,但增大了在高温升条件下达到高效率的风险。

  燃油通过固定在头部的简单的气动燃油喷杆喷入燃烧室。每个燃油喷杆有2个单独的燃油流路为内、外驻涡腔以及每个主流道供油。每个燃油喷杆有1个压力雾化喷嘴对应着每个腔,再加上2个压力雾化喷嘴对应头部的每个流道。腔的喷雾沿来流方向喷入腔内。主流道的喷雾从燃油喷杆的对面沿横向喷入气流。燃油喷杆由帕克公司(Parker Hannifin)采用宏观分层(macrolaminate)专利技术制造。

  根据上述设计,GE公司加工了30.5厘米宽的矩形试验装置。该试验装置可以在进口压力高达20.5个大气压、进口温度高达900开并且达到化学当量比排气状态下工作。GE公司于1998年中期开始在空军研究实验室20号厂房设备使用JP-8X燃油对其进行模拟试验。在目前和先进的军用及民用航空燃气涡轮发动机循环的工作状态下,模拟了燃烧室性能和适用性的各个方面,包括地面起动点火、贫油熄火、高空点火、排放、燃烧效率、出口燃气温度分布以及结构件金属温度。这2种试验装置累计运行300小时。其中,在压力超过13.6个大气压、温度高于645开下,运行60小时以上;在压力超过15.3个大气压、温度高于785开下,运行20小时;在高温升状态下,运行超过8小时。对验证性能进行的评定表明,原型TVC试验装置超过了全部初始期望值。

  由于试验已经取得成功,美国空军、海军、能源部、NASA等都在探索将TVC技术移植到可能的军用小涵道比涡扇发动机、商用大涵道比涡扇发动机、工业和舰船用燃气轮机中。美国空军在IHPTET计划的验证机上进行TVC燃烧室的验证试验,美国海军首先优化飞机用和舰船用发动机的TVC设计,然后在全尺寸环形试验台上进行试验验证,再在2006财年在F414尺寸的发动机上进行验证试验,美国能源部正在研究将TVC作为富油燃烧-猝熄-贫油燃烧方案用于烧富含氮的燃料的燃气轮机和高速燃烧领域;空军和NASA格林研究中心联合研究组合循环涡轮冲压发动机用的独特TVC方案。

  另外,GE公司在TECH56计划下也开发了陶瓷基复合材料(CMC)燃烧室。它能够提供较大的温升,且具有较长的寿命,且需要的冷却空气较少。
HKHT 发表于 2009-8-27 00:00 | 显示全部楼层
新华网上海8月26日电 (记者 高路) 中国大型客机发动机项目主体中航商用飞机发动机有限责任公司总经理张建26日说,中国自主研制的第一款大飞机发动机计划于2016年完成研制并开始适航取证,“争取让国产发动机能和国产大飞机一起飞上蓝天”。

  首次公开的这一“时间表”,是张建在26日举行的中航商用飞机发动机有限责任公司“人才招募计划”启动仪式上作出披露的。

  今年1月,中国大型客机发动机项目公司在上海揭牌,继通用电气、罗尔斯罗伊斯和普惠三大飞机发动机生产商之后,中国企业开始冲刺摘取大型客机发动机这颗“工业皇冠上的明珠”。

  8月14日,这家公司将相关研制和发展规划正式上报,并接受专家组的评审。

  公司常务副总经理王之林说,中国国产大飞机装上“中国心”并飞上蓝天,可能要分两步实施:一是首批国产大飞机需要购买国外成熟发动机;二是在后续某些机型上,根据用户不同需求可适时换上中国自主研制的发动机。届时,中国将掌握大飞机发动机的自主研制和生产能力。

  根据规划,大飞机发动机有望在2016年推出首款,尔后将启动系列化发展。

  王之林透露,面向支线飞机的发动机型号也正同时进行研制,第一台具有自主知识产权的3200公斤推力级大涵道比涡轮风扇发动机有望在今年年底完成样机,这款发动机可用于新舟系列涡桨支线客机和公务机。

  从进展来看,经过半年时间,这个项目公司完成了组建管理层队伍、搭建体制架构等“顶层设计”,开始转为关注“人才”这一实现上述目标所必须依托的力量。

  负责人力资源工作的公司副总经理张玉金说,对新诞生的发动机项目来说,人才短缺是最大瓶颈。26日启动“人才招募计划”之后,公司重心将是吸纳项目管理、科技研发、一线生产等全方位人才,历时可能达数年,在这一过程中,适时同步推进具体研制任务。

  根据计划,人才引进将分批陆续开展,采取具有市场竞争力的差异化薪酬激励方式加快吸纳人才,至明年年初将完成包括高校人才、全球高端人才在内的三批人才招聘。

  26日率先推出的37个岗位,涉及经营管理、项目管理、科技研发等三类人才队伍,包含总监、部门管理者、高级专员等层级,计划招聘50人。

  王之林说,作为重要组成部分的研发类人才,中国大飞机发动机项目估算需要800至1000人,占全部人才队伍约三分之一。公司将通过招聘高校新进人才、社会成熟人才、国际上引进高端人才等三个途径,加速填补缺口,且“没有国界限制”。

  在一线生产人员方面,公司将通过国内专业院校选拔、培养一批蓝领工人,计划在2至3年充实到位。

  在航空业界看来,研制飞机发动机可对产业链建设和经济拉动产生显著效应。日本一项研究表明,如果将民用船舶业对产业拉动以1元钱计算,那么汽车为80元,而大型客机为800元,航空发动机为1400元。在当前经济形势下,这一项目带动起的产业链,有可能为中国提供强大的经济推动力,并推动原本较为薄弱的电子工业、数控机床、锻件制造、复合材料等行业实现产业提升。

  中航商用飞机发动机有限责任公司的注册资本为60亿元,控股股东中国航空工业集团公司占40%股份,上海电气(集团)总公司和上海国盛(集团)有限公司各占15%股份。公司业务范围包括民用飞机发动机及相关产品的设计、研制、生产、销售、维修、服务、技术开发和技术咨询等。

  这家公司余下的30%股份,目前已“虚位以待”逾7个月。王之林说,这部分股权正处于遴选阶段,对民营、海外等资本性质将不作任何限制
HKHT 发表于 2009-8-27 09:03 | 显示全部楼层
国产大飞机2016年有望跳动“中国心”,中航商发30%股权等待战略投资者

  陈姗姗

  由中国自主研发的商用发动机预计在2016年适航取证。这意味着,届时中国大飞机有望拥有一颗“中国心”。

  目前,负责研发生产国产商用飞机发动机的中航商用飞机发动机有限责任公司(下称“中航商发”),已经与其他两家国际著名发动机制造商一起,成为大飞机的发动机供应商候选人。另两家候选人是美国通用电气公司和法国斯奈克玛公司的合资公司CFMI,以及美国的普惠公司。

  在昨天中航商发启动总部英才招募计划的发布会上,中航商发总经理张建透露了上述信息。业内人士认为,由于发动机技术是最难研发的技术之一,实现飞机发动机的国产化,打破国际上GE、罗罗和普惠三家的技术垄断,其重要性并不亚于国产大飞机项目。

  预计2016年适航

  中航商发是今年1月18日正式挂牌成立的,公司由中国航空工业集团公司控股,上海电气(9.64,0.37,3.99%)(集团)总公司和上海国盛(集团)有限公司共同投资组建,注册资本60亿元,主要任务就是负责中国商用飞机发动机及其相关产品的设计、研制、试验、适航取证、销售、维修、服务、技术开发和技术咨询。

  昨天,张建向CBN记者透露,在公司成立以来的7个多月中,中航商发主要工作就是拟定了国产商用发动机的发展规划。规划主要包括管理模式、发动机技术、产品发展以及国际合作等内容。“预计本月通过专家评审后就会上报国家有关部门批复,我相信会很快有批复结果。”

  张建称,根据规划中初定的时间表,预计第一批国产商用飞机的发动机在2016年取证,取得适航权,“主要是希望能与国产大飞机一起飞上蓝天。”

  中航商发分党组书记王之林则对记者透露,中航商发开始会先按照满足我国正在研制的150座干线飞机的要求进行发动机的研制,未来还会进行系列化发展,满足各种系列飞机的发动机要求。

  航空发动机技术是航空工业的核心技术,也是最难研发的技术之一。张建介绍,目前全球具有商用发动机技术优势的只有英国和美国,我国在商用发动机关键技术上还与国外有不少差距,也需要招聘各种人才来共同研发国产商用飞机的发动机项目。

  昨天,中航商发就启动了第一阶段的总部英才招募计划。据王之林介绍,此次人才招募旨在充实中航商发的经营管理、项目管理、科技研发三大人才队伍。接下来,公司还将招聘大量技术人才和国际化人才。“预计需要800~1000个研发技术人才,占公司总部人员的三分之一。”

  除了招聘各类人才,中航商发的研发中心和装备试验基地也在紧锣密鼓的规划之中。张建透露,研发中心将选址上海闵行紫竹地区,装备试验基地则在上海临港重装备产业区,预计今年底会奠基,正式开始建设。

  全球引资合作

  对于中国大飞机发动机的三家供应商候选人,张建表示:“据我了解,今年年底前就会敲定最终的供应商,中航商发会是其中的一家,但不一定是唯一的一家。”据介绍,我国的大飞机项目首批会生产5架飞机进行试飞,其中一架就会装配中航商发的发动机进行试飞。

  显然,中航商发从诞生开始,就要面临国外成熟发动机制造商的竞争。对此,张建认为,我国的发动机项目也应该有自己的发展路径和细分市场,“比如我们拥有研发和制造成本低的优势,除了配合国产大飞机项目,还可以重点开发低成本航空市场和一些非洲国家,他们并不需要太豪华的飞机和配套设施。”

  与此同时,GE、罗罗、普惠等国外成熟发动机制造商,也可能成为中航商发的合作伙伴。中航商发目前已经确定的三家股东,其中中航工业占股40%,上海电气(集团)总公司和上海国盛(集团)有限公司分别占股15%,而剩余30%股权,目前正在面向国内外引进战略投资者。

  张建透露,目前已经有国内外多家企业提出了申请,既有国内投行、民营企业甚至私募基金,也有包括国际主要发动机生产企业在内的西方公司。目前对战略投资者的选择仍在研究,还没有确定。而除了引进战略投资者,中航商发也会广泛与国外的相关公司进行技术等合作,比如组建项目合作团队或项目合资公司,聘请国外专业化公司对项目进行服务等。
潜艇4809 发表于 2009-8-27 11:17 | 显示全部楼层
据报道:国产的3200吨大涵道比涡轮风扇发动机将于年底试车,谁有相关的消息?

发一张航展的图:

潜艇4809 发表于 2009-8-27 11:24 | 显示全部楼层
民用飞机发动机技术的要求
  民用飞机发动机技术要求非常高,因为军用飞机的发动机寿命只有几千个小时,而民用飞机发动机则要求在高速运转的状况下维持几万个飞行小时,所以中国要制造自己的民用飞机发动机可能需要10多年的努力。不过,一旦研制成功,无论是国家的战略意义还是市场的商业前景都是巨大的。
  我国大涵道比涡扇发动机的需求、现状和差距进行了初步分析,简要介绍了我国军民用大涵道比涡扇发动机的总体方案,提出了发展我国军民用大涵道比涡扇发动机的主要关键技术,包括:总体、部件、系统、整机、仿真等17项设计关键技术,大型风扇叶片、中介机匣、大展弦比低压涡轮叶片等17项材料工艺关键技术,以及吞咽试验、包容试验、环境试验等8项试验关键技术,并分别从军民用大涵道比涡扇发动机、国际合作、材料工艺试验条件建设等方面,简要论述了关键技术解决途径与措施建议,即:以定型的太行发动机核心机为基础,利用大涵道比涡扇发动机整机验证平台,匹配低压部件和系统,充分利用成熟技术,开展军用大涵道比涡扇发动机型号研制;以下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为目标,突破主要关键技术,完成部件、系统、核心机和验证机的研制,在此基础上,完成民用大涵道比涡扇发动机原型机的研制和适航取证,并逐步形成民机动力产业;积极开展国际合作,尤其是对俄合作;加强材料工艺等基础条件建设。
   我国大涵道比涡扇发动机关键技术分析
  根据大型军用运输机及特种大型飞机的使用要求,在已设计定型的太行发动机核心机的基础上,利用航空推进技术验证计划构建的大涵道比涡扇发动机验证平台,对高压压气机叶片进行全三维改进设计,改善核心机性能;同时改进设计风扇/增压级,匹配设计低压涡轮,采用全权限数字电子控制系统,发展12000kgf推力级的涡扇发动机。该发动机主要技术指标与正在服役的CFM56发动机相当,与现役俄制D-30KP发动机相比明显提高,在同等条件下,将使大型军用运输机航程增加10%以上,具有一定的先进性,可满足我国大型军用运输机对动力装置的需求。
  民用大涵道比涡扇发动机总体方案
  突破关键技术,提高自主研发能力。以14吨推力级的下一代先进民用大涵道比涡扇发动机为背景,通过预先研究和国际合作,完成部件、系统、核心机和验证机的设计、加工和试验,突破民用大涵道比涡扇发动机关键技术,基本具备自主研发能力。在验证机的基础上,根据市场和飞机需求,研制出具有自主知识产权和市场竞争力的大涵道比民用涡扇发动机,满足我国干线客机发展对动力的需求,进入市场,逐步形成产业。
  主要技术指标:起飞推力14000kgf;巡航耗油率:不大于0.56kg/(kgf.h)(H=11km、M=0.8);噪声、有害物排放水平满足当时的适航标准;寿命、可靠性、可维护性等综合性能水平优于现役CFM56发动机,与其后继机的水平相当。
  大涵道比涡扇发动机关键技术
  主要设计关键技术
  对于军民用大涵道比涡扇发动机而言,除环保、寿命和经济性等指标外,其他的主要设计技术是相同的,包括总体、部件、系统、整机、仿真等,因此将其关键技术合并研究,主要有:
  (1)大涵道比发动机总体方案设计技术(含飞发一体化和经济性分析);
  (2)民用发动机适航技术;
  (3)大涵道比风扇/增压级设计技术;
  (4)高效高级压比压气机设计技术;
  (5)低排放、长寿命燃烧室设计技术;
  (6)高性能长寿命高、低压涡轮设计技术;
  (7)发动机短舱及反推力装置设计技术;
  (8)核心机设计技术;
  (9)验证机设计技术;
  (10)整机/部件综合数值仿真技术;
  (11)大涵道比涡扇发动机数控系统设计技术;
  (12)低噪声设计技术;
  (13)长寿命、高可靠性和可维护性设计技术;
  (14)轴承和传动润滑系统设计技术;
  (15)故障诊断和监控技术;
  (16)涡轮主动间隙控制技术;
  (17)辅助动力装置(APU)设计技术。
   材料、工艺技术
   军用大涵道比涡扇发动机主要采用现有成熟材料和工艺,但在部分关键零部件(如大型风扇叶片、机匣等)的制造上仍有其特殊要求,需要进行攻关。民用大涵道比涡扇发动机由于技术指标要求更高,满足适航取证的要求也更多,需要采用更多的新材料和新工艺,才能达到设计要求。军民用大涵道比涡扇发动机研制中需要攻关的主要材料工艺项目包括:
  (1)大型宽弦风扇空心叶片(钛合金或复合材料)制造技术;
  (2)大型钛合金中介机匣铸造、焊接和制造技术;
  (3)钛合金整体叶盘/叶环制造及修复技术;
  (4)复合材料包容环制造技术;
  (5)风扇盘圆弧型榫槽加工技术;
  (6)三维弯扭多联组合涡轮导向叶片精铸技术;
  (7)定向凝固带冠大展弦比低压涡轮叶片精铸技术;
  (8)风扇转子和发动机本机平衡技术;
  (9)风扇机匣涂层本机加工技术;
  (10)耐600℃高温钛合金材料工程化与制造工艺;
  (11)镍基高温合金整体叶盘低成本制造技术;
  (12)低成本燃烧室机匣整体铸造技术;
  (13)火焰筒浮动壁材料与制造技术;
  (14)高压涡轮动叶及导叶用涂层及其涂覆工艺;
  (15)耐1100℃单晶涡轮叶片低成本材料、铸造以及打孔工艺;
  (16)耐1100℃涡轮导叶低成本材料、铸造以及打孔工艺;
  (17)粉末轮盘制粉、锻造工艺以及缺陷检测。
   试验、测试技术
   大涵道比涡扇发动机与军用小涵道比涡扇发动机相比,除了因为尺寸、流量、推力的增加,而需要对现有试验设备和技术进行完善改进外,由于大涵道比涡扇发动机、尤其是民用大涵道比涡扇发动机,为了满足适航条例的要求,需要进行大量的特殊的适航试验,如吞咽试验、包容试验、环境试验等。因此,在加紧建设相关的缺门试验设备的同时,还需大涵道比涡扇发动机所需的特殊试验技术进行研究,并发展相应的试验方法和规范。主要包括:
  (1)整机试验与调试技术;
  (2)发动机反推力试车技术;
  (3)发动机投鸟试验技术;
  (4)发动机吞水、吞冰、吞砂试验技术;
  (5)发动机侧风、逆风试验技术;
  (6)发动机噪声场测量技术;
  (7)风扇叶片包容试验技术;
  (8)部件和整机寿命和可靠性试验技术。
   关键技术解决途径与措施建议
  民用大涵道比涡扇发动机
  尽快组织实施先进民用大涵道比涡扇发动机关键技术研究计划,利用10年左右时间,结合国际合作,通过部件/系统/核心机/验证机研制,突破和掌握关键技术,夯实技术基础,提高自主创新能力。然后,在验证机的基础上进一步研发出具有自主知识产权和当代水平的、取得适航证进入市场的民用大涵道比涡扇发动机。
  关键技术攻关和验证机研制
  (1)发动机总体方案设计和部件设计、加工和试验。完成发动机总体方案设计和性能分析计算、整机/部件气动热力性能数值仿真分析、发动机方案草图设计和选材方案、各部件和系统的设计技术指标和参数要求;完成总体/部件/系统试验件设计和试验、部件强度寿命设计分析、选材和关键加工工艺设计、部件/系统综合数值仿真分析、辅助动力装置设计和试验等。
  (2)核心机和验证机的工程设计、加工和试验验证。完成核心机和验证机的工程设计和加工、核心机的地面模拟试验、验证机地面台架性能调整试验、300小时地面台架持久试验、高空台巡航状态性能模拟试验(H=11km,M=0.8)以及部分适航性标准试验(如噪声、低污染排放等)。
  4.2.2 原型机研制和适航取证
  在第一阶段验证机高空台性能达标的基础上,针对我国干线客机发动机的具体要求,完成原型机的研制,取得型号合格证、生产许可证和适航证。
  4.3 积极开展国际合作
  我国航空动力行业与世界先进水平相比,差距仍然较大,尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面,基础十分薄弱,缺乏技术储备,大量关键技术尚未突破和掌握,没有工程经验,材料、工艺差距更大,试验设备不配套,缺乏高水平的人才,短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难。为此,必须强化基础、自主创新,又要改革开放、借助外力,积极开展国际合作。
  同时,也应看到,国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流。为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场,即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路,表示了与我开展合作的意向。尽管仍然存在着多种矛盾和风险,但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件。
  多年的实践证明,与俄罗斯开展技术合作,能够学到大部分关键设计技术,这是与西方国家合作所做不到的,而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿,所以在开展关键技术研究和验证机研制中,重点要抓紧对俄合作的工作。同时,也通过各种方式加强与西方的已有合作,并不断探索新的合作途径,通过与西方的商业合作加快型号产品的开发,尽快进入国际市场。
  4.4 加强材料、工艺、试验等基础条件建设
[编辑本段]我国大涵道比涡扇发动机的需求与现状
  需求分析
  研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪作出的具有重大战略意义的决策。在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中,国家已经把大型飞机列为重大专项工程,而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机,包括军民用两型大型飞机发动机,这是必须实现的国家战略目标。
  发动机是飞机的心脏,大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键,发动机技术不突破,就无法掌握大型飞机研制的主动权。而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱(国外民用发动机产值已达总产值的80%),不发展民用大涵道比涡扇发动机,就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。
  据有关部门预测,我国未来20年,仅150座级干线客机就需要800架左右,加上其他用途的大型飞机,共需军民用大涵道比涡扇发动机约2750台,总价值达412亿美元,折合人民币3300亿元左右。大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大,经济、军事、社会效益显著,对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。
  发展现状与差距
  经过多年发展,我国在航空动力技术领域取得了一些成绩,在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力,研制生产了数十个型号、6万多台各类航空发动机,装备了几十种军民用飞机,为空军装备建设和民用航空事业的发展作出了自己的贡献。在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面,对风扇/增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究,并在航空推进技术验证计划支持下,建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台。但与国际先进水平相比差距仍然较大,技术基础相对薄弱,大量关键技术尚未突破和掌握,部分试验设备还存在缺门,工程设计和使用经验缺乏,自行独立研发还有较大困难。
  有关材料、工艺是大涵道比涡扇发动机的关键技术之一,必须尽早安排计划,攻关研究,加以突破。大涵道比涡扇发动机的研制需要特殊的加工和试验手段,必须在现有基础上, 根据军民结合的原则,尽快进行补充和完善。如:野外试车台、环境试车台、2号高空舱、快速反应科研试制力量等
潜艇4809 发表于 2009-8-27 11:27 | 显示全部楼层

大涵道比涡扇发动机特有关键技术

--------作者:中国航空工业发展研究中心航空技术所 方昌德
--------中国航空信息网
--------责编:洪山

大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小,被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞 机如加油机、预警机、反潜机等。世界上第一种大涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A,涵道比为8,起飞推力近 20000daN,用于C-5A军用远程战略运输机。大推力的大涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生,1970年1月,涵道比为5.2的普o 惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投入使用。从此,大涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用,成为民用发动机市场的主 角,其技术也迅速发展。一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用大涵道比涡扇发动机改型。

发动机性能是影响民用运输机经济性最主要因素。过去半个世纪中,喷气民航机的每座-公里的耗油量下降了近70%,其中三份之二是发动机降低耗油率的贡 献。涡轮风扇发动机由于不断提高涡轮前燃气温度、总增压比、涵道比,改进风扇和短舱性能,降低噪声和污染,改善可靠性,在20世纪60年代开始取代早期油 耗较高的涡轮喷气发动机逐步而成为世界民用运输机的最主要动力形式,运输机发动机的主要性能指标--巡航耗油率已降低一半,发动机最大推力已超过 50000 daN。在安全性、可靠性使用寿命和环保特性方面也取得巨大进步。发动机空中停车率从每1000飞行小时1次下降到0.002~0.005次左右,相当于 一台发动机飞行60~150年才发生1次空中停车。航班准点率达到99.95%~99.98%,相当于每10000个航班只有2~5次因发动机原因而延误 15分钟以上或撤消。发动机在飞机上不拆换的工作时间达到平均达10000~15000小时,最长的超过40000小时。发动机的噪声强度和和污染物排放 分别降低75%和80%。

大涵道比涡扇发动机特有技术的范围可从下表说明。航空燃气涡轮发动机有共用的基础技术,军用和民用发动机又各有关键技术和特有技术,政府的不同部门对发动机研究和发展的投资各有重点,但工业部门的经费则覆盖军用和民用的所有技术。

美国航空燃气涡轮发动机技术谱和各部门经费投向

←────────军方经费──────────→








←─────NASA和能源部经费───────→
←────────────────工业部门自有经费───────────────→
军用特有技术
军用关键技术
共用技术
民用关键技术
民用特有技术
低探测性
·材料
·喷管
·进气道
·热力循环
短寿命发动机
推力矢量
掠形气动技术
高温涡轮
高转速金属基化合物转子
变循环
稳定性处理
对转技术
CFD设计
先进燃烧
气动/冷却技术
先进控制
轻重量结构/制造
先进轴承
先进材料




高压比增压级和高压压气机
低污染燃烧
高效多级低压涡轮
先进齿轮箱
低阻力短舱


大尺寸风扇和桨扇
间冷、回热技术
噪声控制
多种燃料
污染控制



下面介绍大涵道比涡扇发动机特有关键技术。

1 大尺寸风扇

大尺寸风扇是大涵道比涡扇发动机的特有技术。随着发动机涵道比的增加,风扇向着大直径、低压比方向发展,其设计要求是效率高、噪声低、重量轻、抗外物 损伤能力强。在三维黏性CFD设计方法的基础上发展起来的掠形叶片可以降低叶片进口气流相对马赫数,减少激波损失,提高风扇效率和流量。掠形叶片使风扇叶 片效率提高3%~5%,空气流量增加3%~10%。由于前掠叶片的失速裕度比后掠叶片的大,因此前掠叶片更受人们的重视。

在材料、结构和工艺方面有无凸台宽弦空心钛合金叶片和树脂基复合材料叶片。前者用超塑性成型/扩散连接(SPF/DB)工艺制成,后者由增韧环氧树脂 /石墨纤维预浸带缠绕,然后用模压成型。此外,Kevlar复合材料缠绕的多层包容环和叶片圆弧形榫根等也值得引起重视。

2 高压比多级高压压气机

高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断提高的趋势,目前超过40,今后将进一步提高到50以上。军用发动 机的高压压气机压比一般为6~8,还没有超过10的,但是民用发动机的一般为12~20,GE90的10级(在后来的GE90-115B中减为9级)高压 压气机的压比更达到23,平均级压比为1.37,都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压 比,平均级压比近1.5。研究中的平均级压比为1.4~2.1。

所涉及的技术包括全三维黏性CFD分析技术、先进叶(型掠形叶片、串列叶片、弯曲叶片和倾斜叶片)、吸附式叶片和主动稳定性控制。

其他有关高压压气机的关键技术有叶尖间隙控制、机匣处理、整体叶盘和整体叶环等。

3 低污染燃烧室

当前对环境排放的忧虑集中在空港周围的社区,而且,如果污染问题得不到解决,就会影响到空运的未来发展。欧盟和美国的环境保护局对ICAO施加压力,要求制定进一步降低飞机排放NOx 条例。

飞机的排放标准陆续有1986年、1996年、2004年和2008年生效的ICAO的CAEP1、2、4和6,相对前一个标准后者分别降低20%、16.5%和12%。

目前,大多数的民用飞机满足现行1996年ICAO的LTO NOx 标准还有余,而关于巡航NOX排放对臭氧层破坏和全球大气变暖的忧虑却在增加。

所涉及的关键技术技术有径向和轴向分级燃烧、贫油直接喷射(LDI)、富油/快速掺混/贫油(RQL)燃烧燃烧和能减少冷却空气的新的高温陶瓷基复合材料。减低排放的主动燃烧控制技术也在研究中。

通用电气公司正在研制的GEnx采用双环腔与旋流(TAPS)燃烧室后,其NOx、烟、UHC、CO的排放只有CAEP标准的45%、10%、5%和 30%;普o惠公司在PW4098和PW8000发动机中采用泰龙-II(TALON)燃烧室后,UHC、CO、NOx和烟的排放分别为目前标准限制值的 3%、24%、65%和94%。在罗o罗公司在ANTLE计划下研究的一种贫油单级同心分级燃烧室,通过减少油气滞留时间、加强混合、优化化学恰当比和瓦 片冷却结构实现这个目标。2005年第一季度在发动机上进行验证,其NOx排放比1996年的CAEP4标准低50%以上。

4 高效多级低压涡轮

在大涵道比涡扇发动机中,低压涡轮的效率对耗油率有重要影响,其重量和成本分别占全台发动机的25%和15%左右。因此高效多级低压涡轮的设计对发动机性能、重量和成本十分重要。

在低压涡轮设计中已普遍三维黏性CFD设计技术。因为低压涡轮通道有较大的扩张度,采用正交设计后,叶片的尖部和根部弯曲,形成所谓的弯曲叶片。主动叶尖间隙控制已经得到普遍的应用,通过对机匣喷射冷却空气可以在不同的工作状态下都保持最佳的间隙。

德国MTU公司在低压涡轮方面有丰富的设计经验,该公司正在研究三维气动设计方法、先进封严系统、高效冷却系统、低成本轻重量材料、低损失空腔设计和 主动/被动附面层控制技术。最近,在先进涡扇综合(ATFI)验证机上验证了膨胀比为4.5的两级涡轮,一种高升力叶栅可使叶片数减少20%而不降低效 率,用钛铝金属间化合物取代传统镍基合金可使叶片减重40%。在GP7200发动机研制中,5级低压涡轮达到92.4%的等熵效率。

近来各国正在研究低压涡轮叶片分离控制。美国空军研究实验室推进所涡轮发动机部在低压涡轮上进行涡流发生器射流(VGJ)的试验和仿真研究。试验结果 发现:采用VGJ可以大大减小低雷诺数下的吸力面附面层分离。用0.4%的气流测得的尾涡损失降低达65%,叶片的压力分布还有所改善。

5 降噪技术

从60年代中期到90年代中期,给定推力的噪声水平已经减少20dB。对于听者,主观上的噪声强度减轻了四分之三。目前执行的ICAO第三章噪声标准 比1971年执行的第一和第二章低20dB,到2001年将对2006年1月1日起取证的飞机采取更严格的第四章噪声标准,又将比第三章低10dB。事实 上,目前生产中的飞机都满足这个标准。据估计,将在2014~2015年投入使用的第五代飞机噪声将比第三章标准低35~40dB。欧洲和美国都制定了在 10年和20年内将噪声在分别降低10dB和20dB的研究计划。

对于早期安装涡喷发动机的客机,其主要噪声源是发动机尾喷管排气,而在安装涡扇发动机的飞机上,风扇的噪声成为最主要的,其次才是核心排气(起飞)或飞机机体(着陆)。

目前采用或在研究中的降噪措施主要有:
  (1)尽量提高涵道比,降低发动机平均排气速度,但受到风扇和发动机尺寸的限制。
(2)在对气动性能不造成大的损失的条件下,降低风扇叶尖切线速度;采用掠形叶片和倾斜叶片;锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理;合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例;加大转子和静子的轴向距离;减小叶尖间隙;低损失空腔设计。
(3)采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇,并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希望能降低噪声5分贝。
(4)在减少喷气噪声方面,正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管,具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。
(5)采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口,使噪声向上传布。
(6)采用加长外涵道,广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫,包括频率自适应衬垫,甚至噪声主动控制技术。

6 高效、长寿命大功率减速器

在齿轮传动涡扇发动机中,高效、长寿命大功率减速器是不可或缺的重要部件。减速器的作用是保证两个不同转速的部件相互匹配和高效传递功率,因此它的技术要求很高。

普惠公司由于坚信齿轮传动涡扇发动机的潜在效益,多年来在高效大功率减速器的发展方面已经投入几亿美元。该公司的STAR-1减速器的传动功率达 24000kW已经完成了1000h的部件试验和1000h的发动机试验,机械效率超过99%,热负荷仅为预期值的一半,寿命指标为30000h。正在研 究的一种功率近30000kW的减速器也已经做了100h的发动机试验。

在减速器的发展中,除了要设计轻重量的齿轮外,还必须采用新的滑油和冷却技术。普o惠公司采用了一种自动定心(self-centering)技术,几乎消除了齿轮副之间的偏心和应力。

在为未来窄体客机的齿轮传动涡扇发动机的研制中,普o惠公司以意大利的Avio公司作为合作伙伴,负责减速器的研制和制造。该公司在航空发动机的机械传动方面拥有丰富的经验。这种齿轮传动涡扇发动机将在2007年进行地面验证,2008年飞行验证。

7 间冷回热循环发动机技术

间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进入燃烧室的气流温度和回收排气中的热,因而有利于提高发动机热效率和减少NOx排放。与常规涡扇发动机相比,间冷回热循环发动机可降低NOx排放80%,减少燃料消耗和CO2排放18%。

这是一项比较远期的技术。在欧洲的环境友好发动机技术验证(CLEAN)计划中,正在验证一种带齿轮传动风扇的间冷回热循环发动机技术。在这种三转子 方案中,涵道比可以达到15左右,风扇叶尖速度也有相应的降低。风扇通过齿轮箱由高速的低压压涡轮驱动。超大涵道比发动机对高总压比的要求由高压和低压压 气机之间的中间冷却器和采用双级燃烧室的回热核心机来满足。间冷器用外涵空气作为冷源。在CLEAN计划中的关键技术包括齿轮传动风扇系统、高压压气机主 动喘振控制系统、间冷器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡轮、涡轮中央框架和轻重量高效回热器。

CLEAN计划的验证机已经在2004年交付,安装在德国斯图加特的高空模拟试车台上,并在两个半月内试验了80h。结果表明,间冷回热发动机概念的目标已经基本实现,装备这种发动机的飞机可以节省燃油达17%,减轻飞机重量6%。

除了上述特有关键技术外,大涵道比涡扇发动机的研制还需要重视以下技术:
(1)反推力装置设计技术;
(2)环境和吞咽试验技术;
(3)发动机状态监视、故障诊断和预测维修技术;
(4)长寿命、高可靠性设计技术;
(5)多(全)电发动机技术;
(6)低污染、可再生替代燃料;
(7)低阻力短舱设计,如层流短舱设计;
(8)推进系统/飞机一体化技术,如半埋的分布式推进系统和翼身融合体机体的一体化设计。
暗夜流星 发表于 2009-8-27 11:30 | 显示全部楼层
是 3200 千克力

据报道:国产的3200吨大涵道比涡轮风扇发动机将于年底试车,谁有相关的消息?

发一张航展的图:


潜艇4809 发表于 2009-8-27 11:17
 楼主| speed 发表于 2009-8-27 14:03 | 显示全部楼层
飞机制造业对机床等设备的需求


2008年2月,国务院原则上批准大型飞机科技重大专项正式立项。温家宝总理说:自主研制大飞机是中共中央、国务院做出的重大战略决策,这意味着中国人要用自己的双手和智慧制造出在世界上有竞争力的大飞机。什么叫有竞争力?就是要实现批量生产,并且达到安全、经济、舒适这三项重要目标,在国内、国际市场上有竞争力。制造大飞机不容易,要突破许多关键技术,特别是发动机、材料和电子设备。

    5月11日,中国商用飞机有限责任公司在上海正式成立,标志着中国大型客机研制项目正式启动。中国商用飞机公司主要从事民用飞机的设计、研制、生产、制造和承接飞机零部件的加工生产等业务。

    我国通过研制支线客机,在人才、技术、材料、制造、项目管理等方面积累了一定的经验,为下一步研制大飞机奠定了坚实的基础。目前我国一些飞机制造企业在为波音、空客等公司生产关键零部件,在一定程度上具备了制造大飞机的生产能力。

    研制大飞机重点要加强飞机研发、关键部件制造及总装、市场营销等方面的能力,要突破飞机发动机、机载设备、材料等关键核心技术。典型零件和难加工材料的加工也是其中的一个关键环节。

    机床工业如何为航空工业服务,首先要了解飞机等航空零部件的结构和工艺特点。

    一、飞机零件的结构特点

    典型的飞机零件的结构特点是薄壁结构,形状复杂,外形变斜角变化大,外形多为双曲面,要求成形精确。为了减轻飞机重量,增加飞机的机动性和增加有效载荷和航程,进行轻量化设计,广泛采用新型轻质材料。为了提高零件强度和工作可靠性,主要采用整体毛坯件和整体薄壁结构。现在大量采用铝合金、钛合金、耐高温合金、高强度钢、复合材料等。结构复杂的薄壁件、蜂窝件不仅形状复杂,而且孔、空穴、沟槽、加强筋等多,工艺刚性较差。

    二、飞机制造中需要用机床加工的典型零件

    飞机制造中需要用机床加工的典型零件,主要有飞机机身结构件和发动机的关键零件两部分:

    1.机身结构件典型零件

    飞机机身结构件的典型零件有梁、筋、肋板、框、壁板、接头、滑轨等类零件。以扁平件、细长件、多腔件和超薄壁隔框结构件为主。毛坯为板材、锻件和铝合金挤压型材。材料利用率仅为5%-10%左右,原材料去除量大。目前,国内飞机零件,90%以上为铝合金件,少量为不锈钢和钛合金钢,且整体结构件越来越多,应用复合材料是今后的发展方向。

    机身结构件典型零件的结构特点

    (1)件的轮廓尺寸越来越大。如有的梁类零件的长度已达到13m。

    (2)零件的变斜角角度变化大,超薄壁等。最薄处尺寸只有0.76mm左右,所以,加工工艺刚性差。

    (3)零件的结构越来越复杂,很多零件采用整体结构。

    (4)零件的尺寸精度和表面质量要求越来越高,如有些零件加工后出现的毛刺等缺陷,不允许用人工去除。

    加工飞机机身典型零件所需主要设备

    (1)三坐标加工中心,如大型龙门立式加工中心;

    (2)五轴联动加工中心,如大型龙门立式加工中心,应配备A/B摆角铣头或A/C摆角铣头;

    (3)从发展考虑,需要大型龙门式双主轴五坐标加工中心,工作台尺寸5m×20m,用于加工梁类零件;

    (4)加工铝合金件需要大功率高速加工中心,功率≥40kW,主轴转速20000r/min以上,带两坐标摆角铣头;

    (5)由于整体铝合金件切削加工去除量大,为便于排屑,最好需要工作台可以翻转90°的卧式加工中心,目前,国内尚无这种卧式加工中心;

    (6)飞机机身结构件品种多,形状各异,且工艺刚性差,需用大量卡具。为降低成本,缩短生产准备周期,需要各种柔性卡具;

    (7)钣金成形件主要涉及蒙皮、型材、导管等曲面成形,要求成形精准。为保证制造精度,需要大规格蒙皮拉伸机;蒙皮滚弯成形机;还有三轴滚校平机、型材拉弯机、导管成形机等。飞机部件装配还需自动钻铆设备;

    (8)为减轻飞机重量,复合材料的应用越来越多,制作复合材料构件需要铺带机等等(铺带机在国内还是空白)。

    2.飞机发动机的关键件与加工要求

    飞机发动机的关键件有机匣、各类叶片和整体叶盘。

    机匣加工

    航空发动机机匣有三类,一类是对开环形结构,一类是整体环形结构,还有一种是异形壳体。机匣材料是一种难加工的耐高温的高强度钛合金材料。机匣又是薄壁、弱刚性结构,型面复杂,精度要求高,加工难度大。机匣是大型零件,一台推力为15000公斤航空发动机机匣直径为φ800mm。大飞机的大型风扇机匣外形尺寸φ1823.5mmx546mm,最薄处壁厚3mm。所以,机匣加工需要中、大型多功能、高精度数控机床。如加工直径为φ2000mm的数控立车和精密数控立车;工作台尺寸为2400mm×5000mm的龙门式五轴联动加工中心,需具备双工位、在线测量和仿真功能,刀库容量60把刀左右,数控系统具有高级编程功能,工作台3000mm×5000mm的龙门式数控镗铣床。

    叶片加工

    航空发动机的叶片材料为耐高温的钛合金材料,需用五轴联动加工中心,五轴高速龙门铣等加工叶片形面。叶根榫头的加工需用拉床和缓进给强力磨床,并希望缓进给强力磨床具有换砂轮功能和滚轮修砂轮装置,还需要有在线测量、程序调整和自动补偿功能。

    叶片形面用电解加工可大大提高加工效率,还需用数控六轴砂带抛光设备抛光。希望有叶片形面检测设备。

    大型宽弦空心风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构,直径φ1600mm以上,风扇叶尖速度高达457m/s,选用重量更轻的钛合金或树脂基材料,制造这类叶片需要五坐标叶片铣床;自动抛光机;组合封焊和扩散连接及超塑成形设备等。

    叶片有很多冷却用的小孔,用电脉冲打孔,比用激光打孔好(激光打孔有硬化层),但现在,电加工打孔机床没有打孔深浅的显示,操作困难。希望能解决这个问题,能显示打孔的深浅。而耐1100°C高温的镍基单晶涡轮叶片具有很好的高温强度和综合性能,叶片上有许多直径为φ0.3~φ0.4mm的冷却气膜孔,制作这类叶片,需要定向/单晶熔铸炉、陶瓷型芯焙烧炉、制芯机、磨削中心、数控缓进给磨床以及叶片制孔的电液束流设备和小孔加工单元等装置。

    整体叶盘加工

    整体叶盘是薄壁盘类零件,叶盘圆周上有装叶片的榫槽。直槽可用拉削加工和磨削加工。圆弧形榫槽可用铣削和成形磨加工,但圆弧形榫槽的检测困难。叶环和叶盘的加工需要数控卧车、精密数控立车。要求加工机床的刚性好,定位精度高,定位精度约为2~3μm。整体叶盘的叶片部分,可用五轴高速加工中心加工,还可以用电火花成形加工。重型燃机叶盘直径可达2000~3000mm,需要用砂轮线速度100m/s以上的高速磨床加工。

    加工发动机关键零件所需的主要设备有:

    带A/B摆角铣头或A/C摆角铣头的五轴联动加工中心;

    五坐标叶片铣床;

    整体叶盘高效加工中心;

    工作台3000mm×5000mm数控龙门镗铣床;

    精密数控立式车削中心;

    数控立式车床;

    精密数控车床;

    车铣复合加工中心;

    榫齿倒圆专用加工中心;

    激光熔覆加工机床;

    电火花铣削加工机床;

    数控卧式车床;

    数控立式磨床;

    数控缓进给磨床;

    端面弧齿磨床;

    高速转子叶尖磨床;

    700t电动螺旋压力机;

    板类件无模多点成形压力机;

    定向/单晶熔铸炉;

    用于叶片制孔的电液束流设备、小孔加工单元以及真空热处理炉等等。

    上述设备要求机床具有足够的刚性,操作简单,人机界面清楚,具备样条插补(NURBS)功能,过程均匀控制,以减少对拐角处加工精度的影响,还具有在线测量和仿真功能。

    三、发展大飞机必须立足国内,开发并应用国产设备

    目前,飞机制造企业所使用的机床大部分是进口的,国产机床很少,而且大部分用于粗加工,主要原因是:现在国产机床的精度保持性、质量稳定性、服务及时性等方面与航空用户的要求还有差距,有些机床国内还是空白。

    为了改变这种状况,国外机床制造企业在与航空制造企业合作方面有一些好的做法值得借鉴。如国外一些机床制造企业设立了对应航空应用的开发部门,该部门的职责是收集航空制造企业的需求,向产品设计部门转达这些需求,研究开发用于航空零件加工的工艺和程序。机床制造企业还设置航空客户销售经理,专门负责航空制造市场的销售,加强与航空制造企业的联系,反馈航空制造市场的需求信息。国内机床制造企业也可借鉴国外的这种先进做法,首先要了解航空制造企业的需求和飞机零件的制造工艺,据此制定机床设计方案,研究相适应的工艺路线,提供能够满足航空企业要求的机床。大部分航空制造企业都表示,如果国产机床能够满足要求,还是愿意使用国产机床的,因为国产机床的成本低。另外,购买国外的高档数控机床,国外设定了很多限制,甚至不卖给我们。

    所以,发展大飞机必须立足国内,开发上述急需的加工设备,才能不受制于人。我国机床工业企业应勇挑重担,为国分忧。航空发动机制造企业和飞机制造企业也要为振兴我国装备制造业出力,积极应用国产设备,帮助改进国产设备,尽早形成产学研用的互动创新机制。
lixianghua 发表于 2009-8-27 14:06 | 显示全部楼层
我新型涡扇发动机年底完成样机 可配新舟飞机(1)
2009-08-27 11:39:41 高路 新华网 【大 中 小】 发表评论


一航动力所新建的航空发动机试车台,据报道“大飞机”将自主研发发动机 投资超300亿。

    新华社上海8月26日电(记者高路)我国大型客机发动机项目主体中航商用飞机发动机有限责任公司总经理张建26日说,我国自主研制的第一款大飞机发动机计划于2016年完成研制并开始适航取证。

    张建是在26日举行的中航商用飞机发动机有限责任公司“人才招募计划”启动仪式上作此表示的。这也是大飞机“中国心”研制项目首次公开“时间表”。

    今年1月,我国大型客机发动机项目公司在上海揭牌。8月14日,公司将相关研制和发展规划正式上报,并接受专家组的评审。根据规划,大飞机发动机有望在2016年推出首款,尔后将启动系列化发展。

    中航商用飞机发动机有限责任公司常务副总经理王之林说,国产大飞机装上“中国心”并飞上蓝天,可能分为两步实施:一是首批国产大飞机需要购买国外成熟发动机;二是在后续某些机型上,根据用户不同需求可适时换上自主研制的发动机。届时,我国将掌握大飞机发动机的自主研制和生产能力。

    王之林透露,面向支线飞机的发动机型号也正同时进行研制,第一台具有自主知识产权的3200公斤推力级大涵道比涡轮风扇发动机有望在今年年底完成样机,这款发动机可用于新舟系列涡桨支线客机和公务机。
    国产WS500小型涡扇发动机。该发动机长1.2米,最大直径0.35米,为首台国内自主设计的小推力级涡扇发动机,它的研制将填补我国航空发动机核心机系列中小推力领域的空白,可作为无人机或小型飞机动力,也可根据需要修改设计用作热-电联供的小型地面燃机。根据先期市场调查,该量级发动机具有巨大的发展潜力和良好的市场前景。

    涡扇500发动机项目于2003年6月18日正式启动,2004年10月完成总装,历时仅16个月。为了按期完成该发动机研制,中国一航组织了十分雄厚的科技力量。红湖机械厂、 红林机械有限公司、红原航空锻铸工业公司、永红航空机械公司、西安航空发动机 公司、黎阳机械厂、安大航空锻造公司、贵州安吉航空精铸公司、红阳机械公司、 标准件制造公司、六一四所、中国燃气涡轮研究院、西北工业大学等单位参与了该 发动机的研制工作。
 楼主| speed 发表于 2009-8-27 14:20 | 显示全部楼层
国产大飞机2016年有望跳动“中国心”,中航商发30%股权等待战略投资者

  陈姗姗

  由中国自主研发的商用发动机预计在2016年适航取证。这意味着,届时中国大飞机有望拥有一颗“中国心”。

  据介绍,我国的大飞机项目首批会生产5架飞机进行试飞,其中一架就会装配中航商发的发动机进行试飞。
HKHT 发表于 2009-8-27 09:03


给C919用的大涵道比涡扇发动机将在给大运用的WS118发动机基础上发展。
 楼主| speed 发表于 2009-8-27 15:19 | 显示全部楼层
本帖最后由 speed 于 2009-8-27 23:49 编辑
飞机制造业对机床等设备的需求


2008年2月,国务院原则上批准大型飞机科技重大专项正式立项。温家宝总理说:自主研制大飞机是中共中央、国务院做出的重大战略决策,这意味着中国人要用自己的双手和智慧制造出在 ...

大飞机的大型风扇机匣外形尺寸φ1823.5mmx546mm,最薄处壁厚3mm。


  大型宽弦空心风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构,直径φ1600mm以上,风扇叶尖速度高达457m/s,选用重量更轻的钛合金或树脂基材料,

而耐1100°C高温的镍基单晶涡轮叶片具有很好的高温强度和综合性能,叶片上有许多直径为φ0.3~φ0.4mm的冷却气膜孔,


speed 发表于 2009-8-27 14:03




在太行发动机基础上研制的WS118将在今年完成组装开始原型机地面试车,风扇直径超过1800mm,风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构,材料主要为钛合金,风扇机匣为钛合金结构,四级增压级和前三级高压压气机采用钛合金整体叶盘,高压涡轮叶片采用第二代单晶高温合金,除了采用气膜冷却之外还将采用热障涂层。

WS118发动机结构为,一级风扇,四级增压级,九级高压压气机,单级高压涡轮,四级低压涡轮,采用FADEC控制系统,燃烧室为单环腔,涵道比在6到7之间,总压比约为32以上,巡航耗油率为0.6kg/dN/h,推力约为120KN。
 楼主| speed 发表于 2009-8-27 15:32 | 显示全部楼层
与WS118类似的两种发动机,一种是V2500系列,一种是CFM56系列。
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CFM56发动机
进气口环形、无进口导流叶片,流道外壁设置消声衬板,无防冰装置。风扇单级轴流式。CFM56-2风扇叶尖带冠。CFM56-3和CFM56-5带叶中阻尼凸台。CFM56-2有46片叶片,CFM56-3有38片,CFM56-5有36片,盘与叶片材料为Ti/TA6V钛合金,盘后与增压级鼓筒相联,风扇轴由2个轴承支承。风扇机匣由17-4PH不锈钢制的3个圆环和12根支柱焊成,风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成,风扇流道设置有复合材料的消声衬板。低压压气机3级轴流式(CFM56-5C为4级)。3级转子为整体钛合金锻件制成,出口处沿圆周均布12个可调放气活门,可于低功率状态将部分空气放放风扇通道。最大允许低压转子转速CFM56-2/-2A/-2B/-3-B1/-3B-2为5280r/min,CFM56-3C-1为5490r/min,CFM56-5A为5100r/min,CFM56-5B为5200r/min,CFM56-5C3/-5C2为4800r/min,-5C4为4960r/min,CFM56-7系列为5380r/min。高压压气机9级轴流式。进口导流叶片和前3级静子叶片可调,静子机匣为对开式,6~9级机匣为双层结构,外层机匣上设有5级空气引出口,内层机匣为低膨胀合金制成并在5级引出空气包围中,起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子鼓筒1~2级为钛合金锻件惯性摩擦焊成,3级盘为钛合金锻件制成,4~9级为Rene95惯性摩擦焊成。转子叶片1~3级为钛合金制,4~9级为IN718制成,第1级转子叶片叶尖切线速度为400m/s,展弦比为1.49。1~3级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中,4~9级固定于环形燕尾槽中。所有转子叶片可单独更换,各级均设孔探仪检查口。燃烧室短环形。火焰筒由Hastelloy X锻环机械加工成,内外壁均有分段气膜冷却。火焰筒头部有20个高压空气雾化喷嘴,燃烧室机匣材料为IN718。CFM56-5B2采用降低污染的双环腔设计。高压涡轮单级轴流式。导向器叶片和转子叶片均用压气机出口空气冷却,高压涡轮与高压压气机组成的高压转子由前后二个轴承支承,在所有系列中,其最大工作转速允许到15183r/min,由高压压气机第5级和第9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。低压涡轮 4级轴流式(CFM56-5A为4.5级,CFM56-5C为5级),涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控制,涡轮后机匣为12个支板结构,中心支承低压转子后支点,低压涡轮轴上4号中介轴承支承高压转子。尾喷管固定面积收敛喷管。风扇流道内设置反推力装置。
控制系统 采用带补充模拟电子输入的伍德沃德机械液压式燃油控制器,CFM56-5采用全权数字式电子控制器。起动系统空气起动机装在传动齿轮机匣上(CFM56-5在附件齿轮机匣上)。

研制情况 结构和系统 技术数据
技术数据
起飞推力(daN)
  CFM56-2   10670(30℃)
     -2A   10670(35℃)
     -2-B1  9798(32.2℃)
     -3C-1  8239~10460(30℃)
     -3B-2  9798(30℃)
     -3-B1  8239~8900(30℃)
     -5-A1  11134(30℃)
     -5A3  11802(30℃)
     -5B1  13360(30℃)
     -5B2  13806(30℃)
     -5B4  12025(45℃)
     -5C2  13895(30℃)
     -5C3  14474(30℃)
     -5C4  15142(30℃)
     -7B18  8684
     -7B20  9174
     -7B22  10109
     -7B24  10778
     -7B26  11713
巡航推力(H=10668m, M=0.8, daN)
  CFM56-2-C1  2217
     -2A-2  2565
     -2-B1  2213
     -3-B1  2070
     -3B-2  2244
     -3C-1  2391
     -5-A1  2227
     -5A3  2227
     -5B1  2600
     -5B2  2600
     -5B4  2227
     -5C2/-5C3 3079
     -5C4  3225
巡航耗油率[kg/(daN·h)]
  CFM56-2-C1/2-C2  0.683
     -2-B1     0.668
     -2A-2     0.677
     -3-B1     0.678
     -3B-2     0.666
     -3C-1     0.666
     -5A1     0.607
     -5C2     0.577
推重比
  CFM56-2      5.10
     -2A      4.90
     -3B1     4.70
     -3B2     5.10
     -3C      5.50
     -5/-5A2    5.00
     -5A3     5.30
     -5C2     5.50
空气流量(kg/s)
  CFM56-2-C1     357.7
     -3-B1     297.4
     -5-A1     386.5
     -5B1     428.1
     -5C2     511.6
     -7B18     307.35
     -7B26     353.7
涵道比
  CFM56-2(各型)   6.00
     -3-B1/-3C-1  5.00
     -3B-2     4.90
     -5-A1/-5A3  6.00
     -5B4     5.70
     -5C2     6.60
     -7B18/-7B20  5.50
     -7B22/-7B24  5.30
     -7B26     5.10
总增压比
  CFM56-2-C1     24.7
     -2-C2     26.5
     -3-B1     22.6
     -3B-2     23.9
     -5      26.5
     -5C      31.5
     -5C2     37.4
涡轮进口温度(℃)
  CFM56-2      1347
     -2A2     1347
     -2B1     1296
     -3B1     1266
     -3B2     1318
     -3C      1373
     -5A1     1263
     -5B      1324
     -5C2     1362
风扇直径(mm)
  CFM56-2      1735
     -3      1524
     -5      1735
     -5C2     1836
长度(风扇前安装边至涡轮后机匣出口,mm)
  CFM56-2      2430
     -3      2362
     -5-A1/-5A3  2423
     -5B1/-5B2/-5B4 2600
质量(kg)
  CFM56-2-C1/-2-C2   2104
     -3-B1      1941
     -3B2      1951
     -5-A1/-5A3   2267
     -5C2      2561

----------------------------------------------


V2500发动机
进 气 口 环形,无进口导流叶片,无防冰装置。
风  扇 单级轴流式。空心、宽弦、无阻尼凸台的风扇叶片是从RB211-524E4和RJ500风扇发展而来,压比为1.7。叶片材料为钛合金,长55.8mm。风扇内机匣是钛合金精铸件,外机匣由钛合金锻件加工成。风扇出口导流叶片为复合材料制成。
低  压压 气 机 4级轴流式(V2500-A1为3级)。真空电子束焊接的鼓筒以螺栓固定于风扇之后。设有放气环。
高压压气机 10级轴流式。前5排静子叶片可调,压比为16。压气机机匣为钢机匣。后面级为双层机匣。
燃 烧 室 短环形,采用浮壁结构,耐高温且便于维修。沿圆周分布有20个气动雾化喷嘴。
高压涡轮 2级轴流式,采用三维设计叶型、气冷单晶涡轮叶片和超塑性等温锻造的粉末冶金盘。盘材料为MERL76,第1级导向器用MAR-M509精铸,第2级导向器用MAR-M247精铸。涡轮外环采用可调主动间隙控制。
低压涡轮 5级轴流式,采用三维设计叶型和叶尖间隙主动控制。
附  件 所有附件置于风扇机匣下方,第三代全权数字式电子控制器由汉密尔顿标准公司提供;齿轮式燃油泵由森德斯特兰德/梯津塞伊奇(STS)公司提供;燃油调节器由卢卡斯公司提供。
起飞推力(daN)
  V2500-A1     11130
     -D5     9770
     -D5     11130
     -D5     12470
     -A5     11130
     -A5     13360
巡航耗油率[H=10670m, M=0.8, kg/(daN·h)]
  V2500-A1     0.592
     -D5     0.585
     -D5     0.585
     -D5     0.585
     -A5     0.585
     -A5     0.585
推重比
  V2500-A1     4.93
     -D5     4.18
     -D5     4.76
     -A5     5.84
空气流量(kg/s)
  V2500-A1     355.5
     -D5     335.0
     -D5     355.9
     -D5     374.5
     -A5     384.9
涵道比
  V2500-A1     5.40
     -D5     5.00
     -D5     4.80
     -D5     4.70
     -A5     4.80
     -A5     4.60
总增压比
  V2500-A1     29.4
     -D5     24.9
     -D5     27.7
     -D5     30.4
     -A5     27.7
     -A5     31.4
涡轮进口温度(℃)   1427
风扇直径(mm)     1613
长度(mm)       3200
发动机质量(kg)
  V2500-A1     2303
     -D5     2384
     -D5     2384
     -D5     2384
     -A5     2333
动力装置质量(kg)
  V2500-A1     3356
     -D5     3560
     -D5     3560
     -D5     3560
     -A5     3356
     -A5     3356
langge945 发表于 2009-8-27 23:19 | 显示全部楼层
大大。。发动机入股"融资",包括技术是不是融资的方式的一种??。。
还有这么做对于未来产业发展的道路。。未来国产5架原型机有1架用国产自己的。。
是不是为了自己的潜力可以发展成个大平台多功能的平台。。传说貌似传说最先考虑的是山寨P8A。。。?
我还是很看好TG的。。看来必须要努力了。。结合引进与自研的方针。。。
 楼主| speed 发表于 2009-8-27 23:36 | 显示全部楼层
大大。。发动机入股"融资",包括技术是不是融资的方式的一种??。。
还有这么做对于未来产业发展的道路。。未来国产5架原型机有1架用国产自己的。。
是不是为了自己的潜力可以发展成个大平台多功能的平台。。传说 ...
langge945 发表于 2009-8-27 23:19


合资拿不到真正的技术,就算给你也是黑匣子部件,最后还是要靠自己国产化。

大客用国产发动机本来就是预定的计划,目前来看C919还是纯粹的商业项目,没有打算发展其他用途。
 楼主| speed 发表于 2009-8-28 00:18 | 显示全部楼层
在太行发动机基础上研制的WS118将在今年完成组装开始原型机地面试车,风扇直径超过1800mm,风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构,材料主要为钛合金,风扇机匣为钛合金结构,四级增压级和前三级高压压气机 ...
speed 发表于 2009-8-27 15:19


与WS118相比,未来商用大涵道比发动机的改进主要有几个方面:

一是加大风扇直径和涵道比,风扇直径将从WS118发动机的1800mm左右加大为1900mm以上,甚至接近2000mm,发动机涵道比增加为8以上,同时取消风扇叶片上的阻尼凸台,风扇叶片采用前掠,宽弦,无阻尼凸台,空心钛合金结构设计。

二是采用先进压气机设计,有可能在增压级和高压压气机中采用大小叶片,减少压气机级数,提高单级级压比,同时增加压气机喘震裕度,把增压级由四级减为三级,高压压气机由九级减少为七级,减少零部件数量和重量。

三是燃烧室由单环腔燃烧室换成先进的双环腔旋流燃烧室,提高发动机燃烧的效率同时减少污染物的排放。

四是高压涡轮盘可能采用更先进时效温度为750摄氏度的双性能粉末合金涡轮盘,如果研制顺利的话,涡轮叶片有机会采用第三代单晶高温合金,耐热温度达到1150摄氏度。

五是在低压涡轮上采用全三维设计,提高效率,增加循环寿命。

六是尾喷管改为锯齿型,降低发动机的噪音。

七是降低巡航耗油率,由0.6kg/(kgf.h)降到0.56kg/(kgf.h)以下,与服役时的先进发动机的经济性基本相当,同时达到服役时适航标准的排放和噪音要求。
暗夜流星 发表于 2009-8-28 00:23 | 显示全部楼层
如果真能按新闻里面的节点拿出发动机,那真是值得庆贺的大好事,要放烟花庆祝的。
不过CD空版的那帮人对此好像很不以为然呢。
maya 发表于 2009-8-28 00:33 | 显示全部楼层
在太行发动机基础上研制的WS118将在今年完成组装开始原型机地面试车,风扇直径超过1800mm,风扇叶片采用宽弦、空心、带阻尼凸台结构,材料主要为钛合金,风扇机匣为钛合金结构,四级增压级和前三级高压压气机采用钛合金整体叶盘,高压涡轮叶片采用第二代单晶高温合金,除了采用气膜冷却之外还将采用热障涂层。
WS118发动机结构为,一级风扇,四级增压级,九级高压压气机,单级高压涡轮,四级低压涡轮,采用FADEC控制系统,燃烧室为单环腔,涵道比在6到7之间,总压比约为32以上,巡航耗油率为0.6kg/dN/h,推力约为120KN。speed 发表于 2009-8-27 15:19


宽弦空心叶片,居然还要带凸肩,这算什么玩意!?如此设计,宽弦空心的优点就要打折扣,而且工艺性也不好...我怀疑是文章作者的笔误吧。
klonoa1121 发表于 2009-8-28 00:35 | 显示全部楼层
空版一堆为唱衰而唱衰ID,他们不会有多余的精力理会这种消息的.
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