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变循环发动机重量预估方法研究_张韬_王占学_刘增文_张晓博

变循环发动机重量预估方法研究

张韬，王占学，刘增文，张晓博

（西北工业大学动力与能源学院，

陕西西安710072）来稿日期：

2014-01-10作者简介：张韬，（1988-），男，江西人，硕士生，主要研究方向：推进系统气动热力学；

王占学，（1969-），男，陕西西安人，博士后，博士生导师，主要研究方向：推进系统气动热力学

1引言

重量是航空发动机最重要的性能指标之一，

同时在飞机研制发展的方案论证阶段，发动机重量预估是关键和不可少的工作[1]。20世纪七十年代末，美国刘易斯研究中心在其总体性能程序的基础上建立了涡喷发动机的重量预估方法[2-3]，文献[4]也形成了常规的涡扇发动机独特的重量预估方法，但是对于新型的变循环发动机的重量预估，这个方面的工作还不够。变循环发动机可以在同一台发动机上通过改变某些部件的几何形状、尺寸或位置，从而改变发动机的热力循环参数，使发动机在各种工作状态下都具有良好的性能，变循环发动机是未来航空发动机发展的一个重要趋势[5-6]。介绍了一种变循环发动机重量预估方法，根据变循环发动机部件法的思想，利用基于统计的变循环发动机各部件气动—结构经验关系模型，如增压比与相应轴转速关系模型、轮盘载荷与轮盘几何分布关系模型、承力系统中机匣几何结构与总重量关系模型，结合变循环发动机结构设计关键尺寸，建立了变循环发动机重量尺寸预估方法。

2变循环发动机重量预估方法

变循环发动机有多种形式，其中受到高度重视的是带有核

心机驱动风扇级（core driven fan stage ，简称CDFS ）的双外涵变循

环发动机（double bypass engine ，简称DBE ）

[5-6]

，DBE 与传统的发动机在结构上的主要差异就是增加了CDFS ，风扇分成前两部分，如图1所示。

内涵道

外涵道前段风扇

核心机驱动风扇级

高压压气机高压涡轮低压涡轮

图1CDFS 示意图

Fig.1CDFS Schematic

发动机重量的预估方法主要有两种：

（1）利用统计数据拟合的经验公式计算法；（2）根据初始构形设计结果计算重量。第一种分析方法，基于现有的发动机设计数据，通过回归分析，拟合某些重要设计参数与重量之间的函数关系。这种方法速度快，算法简

摘

要：重量是航空发动机设计必须控制的一个重要指标，重量预估在航空发动机结构方案设计阶段不可或缺。根据

发动机部件法的思想，建立了基于统计的各部件气动—结构经验关系模型，结合变循环发动机结构设计关键几何参数和部件气动热力参数，发展了变循环发动机重量预估方法，采用C++语言开发了变循环发动机重量预估程序，计算了双外涵变循环发动机重量和尺寸。结果表明此方法能够预估双外涵变循环发动机重量，重量尺寸误差满足飞机和发动机工程需求。

关键词：变循环；双外涵；涡扇发动机；部件法；重量预估中图分类号：TH16

文献标识码：A

文章编号：1001-3997（2014）08-0015-04

Method Research of Variable Cycle Engine Weight Estimate

ZHANG Tao ，

WANG Zhan-xue ，LIU Zeng-wen ，ZHANG Xiao-bo （School of Power and Energy ，

Northwestern Polytechnical University ，Shannxi Xi ’an 710072，China ）Abstract ：Weight is an important control indicator of aircraft engine design ，and weight estimate is unavoidable in the initial design phase of aeroengine.According to the idea of engine element -method ，statistic -based aerodynamic and structure empirical relationship of every assembly models were https://www.wendangku.net/doc/5811879924.html,bined with the key geometric parameters and aerothermodynamics parameters of assembly of variable cycle engine structure design ，variable cycle engine weight estimate method was developed.Based on C++program language variable cycle engine weight forecast program was developed and the weight and size of a double bypass variable cycle engine was calculated.Results show that the method could estimate the double bypass variable cycle engine weight and error could satisfy the plane and engine engineering demands.Key Words ：Variable Cycle ；Double Bypass ；Turbofan Engine ；Element-Method ；Weight Estimate

Machinery Design ＆Manufacture

机械设计与制造

第8期

2014年8月

单，但其受现有数据多样性的影响，不能应对应用先进的材料和结构方案的变化，往往需要人为进行修正。预估DBE的重量，应用的是第二种方法，基于工程应用，结合变循环发动机性能数值模拟程序所得各重要截面参数[8-9]，根据结构要求和设计方案，计算每个重要零部件的几何尺寸，依据部件所采用材料，累加每个构件，最终得到DBE的预估重量。采用与变循环发动机总体性能程序相结的方法，解决由增加CDFS带来的其与风扇和高压压气机的流量平衡、与高压压气机的转速平衡等问题。

3变循环发动机重量预估模型

3.1风扇、核心机驱动风扇级、高压压气机模型

风扇、核心机驱动风扇级、高压压气机都是压缩部件，其重量计算模型均由叶片、轮盘、连接件和机匣4个主要模型构成，分别计算每一个模型的尺寸和重量，累加即得各压缩部件尺寸和重量。

压缩部件主要特征参数：轮缘/叶尖半径R t、轮毂/叶根半径R h、叶高h b、弦长C b、叶片展弦比A R、叶片的稠度C/S、压缩部件级轮毂比H T、叶尖速度U tip。

由发动机总体性能参数可得的压气部件进口流量W、马赫数Ma、总温T、总压P和比热比γ，由流量公式得第一级的流通面积A i，即：

i =W

×T

姨/P×1+γ-12Ma2

22γ+12（γ-1）（1）

由轮毂比可得轮缘半径R t1与轮毂半径R h1，即：

t1=

π（1-（HT）2）

姨（2）

h1=R

×HT（3）

后面级的几何尺寸依赖压缩部件结构设计方案，分为等轮缘、等中经和等轮毂三种设计。

3.1.1叶片模型

假设压缩部件静子叶片重量与转子叶片重量相等，因此只需设计转子叶片的模型。叶片重量m b为：

b =V

×ρ

×N

（4）

式中：V b—叶片体积，也是叶片重量模型的关键，V b=k×h3

/AR2，k—体积因子，由叶片锥度、厚度弦长比和是否使用枞树型

榫槽确定；ρb—叶片材料密度；N b—压气机级转子叶片的数

量，N b=2πR

×（C/S）×AR

。

3.1.2轮盘模型

压缩部件轮盘占发动机重量的比例较大，应尽可能精确的计算这一部分重量，轮盘重量主要取决于盘的直径、作用在轮缘上的叶片负荷、材料类型、转速、轮盘形状（轮盘厚度分布）、满足寿命要求的设计应力水平等因素。

轮盘的重量m d为：

d =ρ

×V

（5）

式中：ρd—材料密度，与所在级的叶片材料相同；轮盘体积V d为：

d =（k

×SF+k

×SF2+k

×SF2）×4R2

式中：SF—轮盘换算应力，系数k1、k2、k3、k4受到轮盘材料、应力

σbp和轮毂半径的影响，叶根拉应力σbp是叶尖速度U tip、叶

片锥度T R和材料密度ρd的函数。

3.1.3连接件重量

连接件重量模型主要包括：衬套、螺母和螺栓，材料都使用

钢，连接件的重量m hw为：

=0.75×2πR

×t×L

stg

×ρ（6）

式中：t—衬套厚度；L stg—压气机级的长度，。

3.1.4机匣重量

机匣重量模型是特征厚度为t c的圆筒，材料与相应级轮盘

的材料相同，则每一级机匣重量m c为：

=2πR

×L

stg

×t

×ρ（7）

CDFS是变循环发动机与常规涡扇发动机结构上的最主要

区别，CDFS类似于涡扇发动机的增压级，但由高压涡轮驱动以充

分发挥高压涡轮的做功能力。因此，在计算CDFS转速时与前面

介绍的压缩部件有所不同，为了得到气动平衡和转速平衡，采用

迭代法计算CDFS叶尖速度U tip和高压轴转速，即：由CDFS的等

功设计和第一级允许增压比算出CDFS级数，再由根据CDFS第

一级压比与轴转速特性图插值计算得轴转速，依据几何关系计算

出叶尖速度U tip。

3.2高低压涡轮模型

高低压涡轮重量模型与上面述及的压缩部件重量模型类

似，在确定内外径尺寸、涡轮级数、叶尖速度等方面仍有所差异。

高低压涡轮叶片重量m b为：

=k×h3

/AR2×ρ×N

×ξ（8）

式中：k—体积因子，根据叶片安装位置（位于转子上还是静子

上），取值有所差异，ξ—引气系数，当涡轮有冷却引气时，ξ

取值小于1。

3.3涵道模型

涵道重量模型简化为等厚薄壁圆筒，如图2所示。

ΔP

图2涵道示意图

Fig.2Duct Schematic

主要特征参数：外径R o、内径R i、长度L、涵道厚度t d。

涵道重量m d为：

=2π×（R

）×l×t

×ρ（9）

式中：涵道厚度t d根据内外的压差ΔP确定。

3.4燃烧室模型

燃烧室可分为燃烧室内外机匣，套筒、火焰筒头部装置、火

焰筒和燃油喷嘴几个部分，燃烧室模型为等厚圆筒，方法与涵道

模型相似。燃烧室通道面积由总体性能参数给出的换算空气流

第8期

张韬等：变循环发动机重量预估方法研究

量、燃烧室进口速度和燃烧室特征中径确定，燃烧室长度由燃烧室特征驻留时间和气流速度确定，再由许用应力求出最小厚度。

3.5喷管模型

喷管重量模型根据所采用的喷管类型，分为收敛型和收扩型。给定喷管长度直径比，模型重量按机匣模型预估。其厚度按喷管类型根据经验选取，收敛型喷管壁厚取2.5mm ，收扩型喷管厚度取值增大2.75倍。

3.6轴模型

轴重量模型与涵道重量模型类似，

示意图，如图3所示。所不同是涵道确定厚度时主要考虑涵道内内压的剪切载荷的作用，而轴模型是主要考虑轴系所受的扭矩作用。

轴间间隙

Ro Ri

图3轴系示意图

Fig.3Shaft Schematic

轴模型的主要特征参数：特征长度l 、特征厚度t s 、内径D i 、外径D o 。

特征厚度：t s =

16M e

πD o （1-D i /D o ）

式中：M e —轴系所承受的扭矩的总和，考虑许用应力后，可求得外

径D o 。

轴模型重量m s 为：m s =l ×ρ×π×D

o 4×D 2

i D 2

（10）

3.7外部附件模型

发动机外部附件主要包括油路系统、控制系统、承力系统等部分，根据工程经验取值为发动机除去轴系外重量的10%。

3.8材料模型

发动机各部件所使用材料不尽相同，较为复杂。在未特殊指定时，发动机材料模型做如下处理：材料类型由部件进口总温确定，根据材料许用温度：当温度超过644K 时，材料使用钢，否则使用钛合金。

4实例应用

确定变循环发动机重量预估方法，建立数学模型后，在C++Builder6.0环境中，开发了变循环发动机重量预估程序，预估了双外涵变循环发动机重量和尺寸。根据设计要求，结合GE21双外涵变循环发动机相关数据[10]，

输入部分主要参数（如表2、表3所示）。运行程序，得到计算结果。部分主要结果，如表4、表5所示。

表１变循环发动机主要性能参数Ｔａｂ．１ＭａｉｎＰｅｒｆｏｒｍａｎｃｅＰａｒａｍｅｔｅｒｓ

ｏｆＶａｒｉａｂｌｅＣｙｃｌｅＥｎｇｉｎｅ

主要参数具体数值扇压比风 3.17风扇效率0.86前涵道比0.55CDFS 压比 1.18CDFS 效率0.785后涵道比0.087高压压气机压比 4.44高压压气机效率0.85高压涡轮功率（kW ）74938.2高压涡轮效率0.91低压涡轮功率（kW ）56097.6低压涡轮效率

0.92

表２变循环发动机主要结构参数

Ｔａｂ．２ＭａｉｎＳｔｒｕｃｔｕｒｅＰａｒａｍｅｔｅｒｓｏｆＶａｒｉａｂｌｅＣｙｃｌｅＥｎｇｉｎｅ

主要参数

具体数值风扇轮毂比HT 0.438风扇进出口叶片展弦比AR

2.4、2.1风扇叶片稠度C /S 1.5CDFS 轮毂比HT 0.65CDFS 进叶片展弦比AR 2CDFS 叶片稠度C/S 1.66压气机轮毂比HT 0.7压气机进出口叶片展弦比AR

1.8、1.5压气机叶片稠度C /S 1.2高压涡轮进出叶片展弦比A R 1.5、1.5高压涡轮叶片稠度C /S 1.5低压涡轮进出叶片展弦比AR 2、3低压涡轮叶片稠度C /S

1.58高压轴半径比

0.85

表３变循环发动机旋转部件主要尺寸和重量

Ｔａｂ．３ＭａｉｎＤｉｍｅｎｓｉｏｎｓａｎｄＷｅｉｇｈｔｏｆＶａｒｉａｂｌｅ

ＣｙｃｌｅＥｎｇｉｎｅＲｏｔａｔｉｎｇＣｏｍｐｏｎｅｎｔ

主要参数具体数值风扇最大直径（cm ）169风扇轴向长度（cm ）93.8风扇总重量（kg ）1164CDFS 最大直径（cm ）107CDFS 轴向长度（cm ）32.9CDFS 总重量（kg ）184压气机最大直径（cm ）150压气机轴向长度（cm ）87.5压气机总重量（kg ）2768高压涡轮最大直径（cm ）95高压涡轮轴向长度（cm ）19.8高压涡轮总重量（kg ）187低压涡轮最大直径（cm ）92低压涡轮轴向长度（cm ）40.8低压涡轮总重量（kg ）

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机械设计与制造

No.8Ａｕｇ．２０１４

（3）盾构倾角达到一定角度时，摩擦阻力等于下滑力，下滑力对掘进不产生影响，只是计算推进阻力时应加以考虑。

（4）当下滑力大于摩擦阻力，盾构可以少提供大小为下滑力与摩擦阻力差值的推进力，但需要多提供一部分扭矩，该扭矩由下滑力与摩擦力的合力作用于刀盘正面而产生。

（5）对新街台格庙煤矿斜井工程进行实例分析，说明盾构自重产生的下滑力对掘进参数的影响，验证了工程中6°下坡掘进的合理性，可为斜井双模盾构掘进参数配置提供参考。

参考文献

［1］雷升祥.斜井TBM 法施工技术［M ］.北京:中国铁道出版社，2012：16-21.

（Lei Sheng-xiang.Construction Technology of Inclined TBM ［M ］.Beijing:China Railway Press ，2012：16-21.）

［2］龙斌.新街台格庙矿区长距离大坡度斜井TBM 设备选型探讨［J ］.铁道

建筑技术，2012（10）：25-27.

（Long Bin.Equipment selection and designation of TBM in long distance and large slope incline shaft of Xinjie Taigemiao mine ［J ］.Railway Construction Technology ，2012（10）：25-27.）［3］施虎，龚国芳，杨华勇.盾构掘进机推进力计算模型［J ］.浙江大学学

报：工学版，2011（1）：126-131.（Shi Hu ，Gong Guo-fang ，Yang Hua-yong.Determination of thrust force for shield tunneling machine ［J ］.Journal of Zhejiang University ：Enginee-

ring Science ，2011（1）：126-131.）［4］陈仁朋，刘源，汤旅军.复杂地层土压平衡盾构推力和刀盘扭矩计算研

究［J ］.地下空间与工程学报，2012（1）：26-32.（Chen Ren -pen g ，Liu Yuan ，Tang lv -jun.Research on calculation of thrust and cutter head torque on shield in complex strata ［J ］.Underground Space and Engineering ，2012（1）：26-32.）

［5］管会生.土压平衡盾构机关键参数与力学行为的计算模型研究［D ］.西

南交通大学，2007.

（Guan Hui-sheng.The study of the theoretical models of key parameters and mechanical behavior of EPB shield ［D ］.Southwest Jiaotong University ，2007.）［6］刘建虎，吴志军，冯平法.复合地层中盾构机外载荷模型研究［J ］.机械

设计与制造，2011（5）：1-3.（Liu Jian-hu ，Wu Zhi-jun ，Feng Ping-fa.Research on external load model of shield machine in complex strata ［J ］.Machinery Design ＆Manufacture ，2011（5）：1-3.）［7］管会生，高波.复合式土压平衡盾构刀具切削扭矩的研究［J ］.现代隧

道技术，2008（2）：73-78.（Guan Hui -sheng ，Gao https://www.wendangku.net/doc/5811879924.html,posite EPB shield research tool cutting torque ［J ］.Modern Tunneling Technology ，2008（2）：73-78.）［8］陈馈，洪开荣，吴学松．盾构施工技术［M ］．北京:人民交通出版社，

2009．

（Chen Kui ，Hong Kai-rong ，Wu Xue-song.Shield Construction Technology ［M ］.Beijing ：People ’s Communications Press ，2009.）

表４ＣＤＦＳ主要尺寸和重量

Ｔａｂ．４ＭａｉｎＤｉｍｅｎｓｉｏｎｓａｎｄＷｅｉｇｈｔｏｆＣＤＦＳ

主要参数具体数值

级数1叶片数量59轮毂直径（cm ）69.62轮缘直径（cm ）107.11转子叶片重量（kg ）24.8静子叶片重量（kg ）24.8轮盘重量（kg ）70.1连接件重量（kg ）0机匣重量（kg ）14.8CDFS 总重量（kg ）

184

5结论

根据发动机部件法的思想、结合变循环发动机结构设计关键几何参数和部件气动热力参数所建立的基于统计的各部件气动—结构经验关系模型的变循环发动机重量预估方法，能够准确预估变循环发动机重量和尺寸，重量尺寸误差满足工程需求，具有一定的实用性。

参考文献

［1］吴大观.关于新版综合高性能涡轮发动机技术计划—兼谈航空发动机

研制中“基础技术”和“验证机”的重要作用［J ］.航空发动机，2003，29（2）：1-4.

（Wu Da-guan.Recent progress of IHPTET ：the role of pervasive technology and demonstrator in aircraft engine development ［J ］.Aeroengine ，2003，29（2）：1-4.）

［2］Hale P.L.A method to estimate weight and dimensions of small aircraft propulsion gas turbine engines ［J ］.AIAA-82-23037，1982.

［3］R.J.Pere ，E.Onat ，G.W.Klees ，E.Tjonneland.A method to estimate weight

and dimensions of aircraft gas turbine engines-final report.Vol 1，NASA CR 135170.

［4］潘代锋，伏宇.一种预估涡轮/涡扇发动机重量的方法［J ］.燃气涡轮实

验与研究，2010，23（3）：49-51.

（Pan Dai -feng ，Fu Yu.A method pre -estimation for turbofan engine weight ［J ］.Gas Turbine Experiment and Research ，2010，23（3）：49-51.）［5］Fishbach L H ，Stitt L E ，Stone J R.NASA research in supersonic

propulsion -a decade of proress ［R ］.AIAA-82-1048.

［6］Rallabhandi S K ，Mavris D N.Simultaneous airframe and propulsion cycle

optimization for supersonic aircraft design ［R ］.AIAA-2008-143.［7］张鑫，刘宝杰.核心机驱动风扇级的气动设计特点分析［J ］.航空动力学

报，2010，25（2）：434-442.

（Zhang Xin ，Liu Bao-jie.Analysis of aerodynamic design characteristics of core driven fan stage ［J ］.Journal of Aerospace Power ，2010，25（2）：434-442.）

［8］刘增文，王占学，黄红超.变循环发动机性能数值模拟［J ］.航空动力学

报，2010，25（6）：1310-1315.

（Liu Zeng-wen ，Wang Zhan-xue ，Huang Hong-chao.Numerical simulation on performance of variable cycle engines ［J ］.Journal of Aerospace Power ，2010，25（6）：1310-1315.）

［9］范珍涔，王占学，黄红超.面对对象的变循环发动机数值模拟软件的开

发［J ］.机械设计与制造，2010（11）：56-58.

（Fan Zhen -cen ，Wang Zhan -xue ，Huang Hong -chao.Object -oriented numerical simulation of the variable cycle engine ［J ］.Machinery Design &Manufacture ，2010（11）：56-58.）

［10］T.J.Sullivan ，D.E.Parker.Design study and performance analysis of a high-speed multistage variable geometry fan for a variable cycle engine ［R ］.NASA CR 159545.

机械设计与制造

No.8

Ａｕｇ．２０１４

（上接第14页

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发动机部件计算公式

附录1 发动机部件计算公式 1 基础知识 1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。 2)气动函数()q λ、()πλ、τλ（）、()f λ计算公式见附录3。 2 变循环发动机各部件的计算公式 2.1 进气道 2.1.1 已知：发动机飞行高度H 、飞行马赫数Ma 。 2.1.2 计算过程 1）计算标准大气条件下环境压力0p （静压），环境温度0T （静温）。当高度H km ≤11时： 5.2553 00 1.01325144.308288.15 6.5H p T H ???=?-? ?????=-?? ( 2.1) 其中，高度H 的单位为km ，温度的单位为K ，压力的单位为bar 。 2）进气道进口的总温总压： 2020 T T Ma p p Ma γγγγ*-*?-??=+ ????? ? -???=+ ????? 10 112112 （2.2） γ:气体绝热指数，纯空气=1.4γ，燃气=1.33γ。 3）计算进气道总压恢复系数： i 1.35 i 1 1.0 1 1.00.075(1) H H H M M M σσ≤=??>=--?：： (2.3) 4）计算进气道出口总温总压: i T T p p σ**** ?=?=??1010 (2.4) 2.2 压气机双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS 和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算法。

2.2.1 已知压气机进口总温T in *、总压P in *、压气机的压比函数值zz 、物理转速n 、压气机导叶角度α。 2.2.2 计算过程 1）计算压气机换算转速： cor n = (2.5) 其中，风扇：*,=288.15in d T ，CDFS ：*,=428.56862609in d T ,高压压气机:* , 473.603961in d T =。*in T 为压气机进口总温。 2）计算压气机增压比、效率和换算流量压气机的增压比c pr 、效率c η和换算流量c W 分别是其换算转速和压比函数值及导叶角α的函数。 (,,)(,,) (,,) c cor c cor c cor pr prc n zz n zz W W n zz αηηαα=?? =??=? （2.6）压气机增压比、效率和换算流量的求法如下：（1）附录4分别给出了风扇、CDFS,高压压气机的特性数据。利用线性插值法计算出压气机的换算转速为cor n 、压比函数值为zz 时的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 。（2）将（1）求的特性图上的增压比,c map pr 、效率,c map η和换算流量,c map W 代入（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量： ,,2 ,(1)(1)1100(1) 100(1) 100pr c pr c map w c W c map c c map k pr C pr k W C W k C ηηααηηα? =-++?? ? =+?? ?=+?? (2.7) pr w k k k η、、分别是增压比、效率和换算流量的修正系数。风扇、CDFS 、高压压气机 pr w k k k η、、这三个值均分别取1，1，0.01； CDFS 导叶角变化围：-535α≤≤，风扇和高压压气机的导叶角变化围：-515α≤≤ ；风扇： 2.3894 =0.4950 1.0684pr W C C C η =?? ??=?，CDFS:

变循环发动机性能数值模拟

第25卷第6期2010年6月航空动力学报 Journal of Aerospace Pow er Vol.25No.6 J un.2010 文章编号:100028055(2010)0621310206 变循环发动机性能数值模拟刘增文1,王占学1,黄红超1,2,蔡元虎1 (1.西北工业大学动力与能源学院,西安710072; 2.中国航空工业集团公司中国燃气涡轮研究院,成都610500) 摘要:在常规双轴涡扇发动机性能模拟程序的基础上,添加了模式选择阀门、前可调面积涵道引射器、后可调面积涵道引射器、核心涵道等部件模块,并加入了低压涡轮导向器面积、高压压气机转子叶片角度、风扇转子叶片角度、核心驱动风扇级转子叶片角度等调节变量,编写了双外涵变循环发动机性能数值模拟程序,模拟了一种带核心风扇级的双外涵变循环发动机的高度、速度和节流特性.计算表明:与单外涵模式相比,双外涵模式的单位推力和耗油率低,受飞行条件影响的主要为前涵道比.随着低压转子转速的降低,双外涵模式的总涵道比呈增大的趋势,发动机的耗油率大幅降低.此外,变循环发动机在几何调节参数不变的情况下,对工作条件较敏感,必须特别注意各调节参数与发动机工作条件的匹配.关　键　词:变循环发动机;双外涵;核心风扇级;数值模拟;性能特性中图分类号:V231 文献标识码:A 收稿日期:2009205211;修订日期:2009212214 作者简介:刘增文(1983-),男,山东泰安人,博士生,主要从事航空发动机总体设计方面研究. Numerical simulation on performance of variable cycle engines L IU Zeng 2wen 1,WAN G Zhan 2xue 1,HUAN G Hong 2chao 1,2,CA I Yuan 2hu 1 (11School of Power and Energy , Nort hwestern Polytechnical University ,Xi πan 710072,China ; 21China Gas Turbine Establishment , Aviation Industry Corporation of China ,Chengdu 610500,China ) Abstract :Based on a general gas t urbine performance simulation software ,a double by 2pass VCE (variable cycle engine )performance simulation software was developed wit h intro 2duction of selector valve ,forward VABI (variable area bypass injector )and rear VABI and core bypass duct modules.The cycle operating parameters of VCE were given ,such as low pressure t urbine nozzle area ,co mpressor inlet guide vane angle ,fan inlet guide vane angle and core 2driven fan stage inlet guide vane angle.A double bypass VCE characteristics were calculated and analyzed wit h altit ude velocity and t hrottling in t his https://www.wendangku.net/doc/5811879924.html,pared wit h single bypass mode ,t he specific t hrust and specific f uel consumption (SFC )of double bypass mode were low.The total bypass ratio increased and t he SFC decreased wit h t he decline of rotate speed.Under a complicated condition ,it is necessary to match t he engine wit h appro 2priate variable parameters. K ey w ords :variable cycle engines ;double bypass ;core 2driven fan stage ; numerical simulation ;performance 近年来,战斗机正朝多用途、宽包线方向发展,对于超声速、格斗和机动飞行,需要高单位推力的涡喷循环,对于亚声速巡航、待机和空中巡逻,需要低耗油率的涡扇循环.这一发展趋势,促

变循环发动机重量预估方法研究_张韬_王占学_刘增文_张晓博

变循环发动机重量预估方法研究张韬，王占学，刘增文，张晓博（西北工业大学动力与能源学院，陕西西安710072）来稿日期： 2014-01-10作者简介：张韬，（1988-），男，江西人，硕士生，主要研究方向：推进系统气动热力学；王占学，（1969-），男，陕西西安人，博士后，博士生导师，主要研究方向：推进系统气动热力学 1引言重量是航空发动机最重要的性能指标之一，同时在飞机研制发展的方案论证阶段，发动机重量预估是关键和不可少的工作[1]。20世纪七十年代末，美国刘易斯研究中心在其总体性能程序的基础上建立了涡喷发动机的重量预估方法[2-3]，文献[4]也形成了常规的涡扇发动机独特的重量预估方法，但是对于新型的变循环发动机的重量预估，这个方面的工作还不够。变循环发动机可以在同一台发动机上通过改变某些部件的几何形状、尺寸或位置，从而改变发动机的热力循环参数，使发动机在各种工作状态下都具有良好的性能，变循环发动机是未来航空发动机发展的一个重要趋势[5-6]。介绍了一种变循环发动机重量预估方法，根据变循环发动机部件法的思想，利用基于统计的变循环发动机各部件气动—结构经验关系模型，如增压比与相应轴转速关系模型、轮盘载荷与轮盘几何分布关系模型、承力系统中机匣几何结构与总重量关系模型，结合变循环发动机结构设计关键尺寸，建立了变循环发动机重量尺寸预估方法。 2变循环发动机重量预估方法变循环发动机有多种形式，其中受到高度重视的是带有核心机驱动风扇级（core driven fan stage ，简称CDFS ）的双外涵变循环发动机（double bypass engine ，简称DBE ） [5-6] ，DBE 与传统的发动机在结构上的主要差异就是增加了CDFS ，风扇分成前两部分，如图1所示。内涵道外涵道前段风扇核心机驱动风扇级高压压气机高压涡轮低压涡轮图1CDFS 示意图 Fig.1CDFS Schematic 发动机重量的预估方法主要有两种：（1）利用统计数据拟合的经验公式计算法；（2）根据初始构形设计结果计算重量。第一种分析方法，基于现有的发动机设计数据，通过回归分析，拟合某些重要设计参数与重量之间的函数关系。这种方法速度快，算法简摘要：重量是航空发动机设计必须控制的一个重要指标，重量预估在航空发动机结构方案设计阶段不可或缺。根据发动机部件法的思想，建立了基于统计的各部件气动—结构经验关系模型，结合变循环发动机结构设计关键几何参数和部件气动热力参数，发展了变循环发动机重量预估方法，采用C++语言开发了变循环发动机重量预估程序，计算了双外涵变循环发动机重量和尺寸。结果表明此方法能够预估双外涵变循环发动机重量，重量尺寸误差满足飞机和发动机工程需求。关键词：变循环；双外涵；涡扇发动机；部件法；重量预估中图分类号：TH16 文献标识码：A 文章编号：1001-3997（2014）08-0015-04 Method Research of Variable Cycle Engine Weight Estimate ZHANG Tao ， WANG Zhan-xue ，LIU Zeng-wen ，ZHANG Xiao-bo （School of Power and Energy ， Northwestern Polytechnical University ，Shannxi Xi ’an 710072，China ）Abstract ：Weight is an important control indicator of aircraft engine design ，and weight estimate is unavoidable in the initial design phase of aeroengine.According to the idea of engine element -method ，statistic -based aerodynamic and structure empirical relationship of every assembly models were https://www.wendangku.net/doc/5811879924.html,bined with the key geometric parameters and aerothermodynamics parameters of assembly of variable cycle engine structure design ，variable cycle engine weight estimate method was developed.Based on C++program language variable cycle engine weight forecast program was developed and the weight and size of a double bypass variable cycle engine was calculated.Results show that the method could estimate the double bypass variable cycle engine weight and error could satisfy the plane and engine engineering demands.Key Words ：Variable Cycle ；Double Bypass ；Turbofan Engine ；Element-Method ；Weight Estimate Machinery Design ＆Manufacture 机械设计与制造第8期 2014年8月 15

三涵道变循环发动机的发展前景

十一的悠闲这么快就走了，紧张的学习生活又要到来了，小瓜在此又要开始推送发动机知识了。航空发动机是飞机的心脏，一个优秀的航空发动机是飞机可以拥有优秀性能的前提，这次要向大家介绍一个比现役最强发动机还要强大的发动机，他就是第六代战斗机迫切需要的，三涵道变循环发动机。美军早在2006年就开始了第六代发动机的论证工作。根据美国空军研究实验室的研制计划，第六代发动机共分两个阶段进行技术研发。第一阶段开发“自适应通用发动机技术”（ADVENT）项目。由罗尔斯·罗伊斯公司和通用电气公司承担，共耗资5.24亿美元，目的是演示第六代战斗机的动力装置技术，该技术的主要用途是为下一代亚声速轰炸机提供动力。这个项目分两步进行：第一步，在2007~2008年，进行为期一年的概念探索研究，初步设计出发动机并进行关键部件试验；第二步，从2009年9月开始，进行为期3年的研制。要在风扇、压气机和涡轮等核心部件上取得重大突破。如今，第一阶段的项目任务已基本完成，通用电气公司已经完成自适应风扇技术的演示实验工作，并进行了首台核心机的测试，发动机的核心机已实现变流量工作，并进行了技术验证，2013年还将进行整机试车。第二阶段是“自适应发动机技术开发”(AETD）项目。由通用电气公司和普惠公司承担，重点是为超声速战斗机提供动力。该项目从2013年开始，为期4年，计划2015年前进行环形燃烧室和高压压气机装置试验，2016年进行自适应风扇和核心机验证机试验，并完成地面演示验证，2017年进行整机地面试验。美军认为，这两个项目对于保持美国在发动机技术领域的优势地位十分重要，其意义如同由涡轮喷气发动机到涡轮风扇发动机的进步，对于全面提升飞机的性能具有里程碑意义。据美国《航宇日报》报道，美国通用电气和普惠公司获得了价值超过6.8亿美元的演示验证变循环战斗机发动机合同。美国空军希望这两家公司继续完善“自适应发动机技术开发”项目，通过大幅度提高发动机的燃烧效率、大幅度增加发动机推力和飞机航程，生产出第六代作战飞机所需的发动机。正当人们惊叹第四代、第五代飞机及其发动机的卓越性能时，美国第六代发动机即将面世。第六代发动机对于全面提升飞机性能具有里程碑意义。长期以来，美国坚信先进武器装备是战争胜负的“决定性”因素，因而十分注重先进军事技术的研发。近年来, 由于俄罗斯等国大力开发第五代战机和先进防空系统，美军预测，到本世纪20年代中期，美国将会失去对俄罗斯的空战优势。出于这种考虑，美国军方下定决心：停止第五代战机F-22的生产，把资金用于第六代战机的研制。目的是使自己始终处于航空技术的最前沿，保持对潜在敌人

变循环与自适应循环发动机技术发展

54 航空制造技术·2014 年第 1/2 期 NEW VIEWPOINT MBD。北京航空航天大学能源与动力工程学院?李?斌中航工业沈阳发动机设计研究所?赵成伟变循环与自适应循环发动机技术发展 Consider on Variable Cycle Engine and Adaptive Cycle Engine Technology De-velopment 动机（Adaptive Cycle Engine, 简称 ACE）。其独特之处在于它是在典型的类似YF120发动机的双外涵变循环发动机布局基础上又增加了一个外涵道而构成，即在双外涵变循环发动机风扇上采用一个“Flade”（风扇叶尖风扇）级延伸出第3外涵道，见图1。Flade 是接在风扇外围的一排短的转子叶片，有单独可调静子。因为采用Flade 和多个外涵道，自适应循环发动机能够实现更大幅度的变循环能力，是变循环发动机技术发展重要的前沿方向。变循环发动机技术进化分析变循环发动机（Variable Cycle Engine，简称VCE）的研究由来已久。从20世纪60年代开始，国外各大航空发动机公司均在不断地进行VCE 的概念和方案设计以及相关技术的本文所论及的变循环发动机是指实际使用中能通过（但不限于）控制调整发动机相关部件的几何形状、尺寸或者位置等手段，改变流路结构和相应热力循环参数（流量、压比、涵道比等）、获得预期性能的航空燃气涡轮发动机。广义上看，能够通过再燃、电功转换等途径实现工作循环过程中能量的可控“迁移”的发动机，也可以归为变循环发动机的范畴。与常规循环发动机相比，变循环发动机在配装飞行包线宽广、任务剖面复杂多样的飞机时，可以有针对性地采用不同的工作模式，最大限度地兼顾超声速飞行的高推力性能和亚声速巡航低耗油率的矛盾性要求，适应多用途飞机的各种任务需求。并且与进气道的流量匹配性能好，减小飞机在低速飞行时因发动机深度节流而产生的溢流阻力，从而降低推进系统的安装损失，提高飞行器性能。现役发动机中，变循环技术的应用还不广泛，早期的黑鸟侦察机用的J58发动机（具有连续放气模式）和美第五代F-35B 用带升力风扇的F135发动机可认为具有一定的变循环技术特征。变循环发动机家族中构型最为新颖的最新一代是自适应循环发李?斌自然科学研究员，工学硕士，从事航空发动机规划论证和总体设计研究工作。

变循环发动机简介

F120是美国空军F-22先进战术战斗机的候选发动机，GE公司编号为GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。它是美国空军和海军在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE 和ManTech等一系列计划的产物。F120是一种能满足先进战术战斗机的高单位推力和部分功率状态低耗油率相互矛盾要求的双涵VCE，其基本结构是一台对转涡轮的双转子涡扇发动机。低压涡轮驱动两级风扇，高压涡轮驱动5级压气机（含CDFS）。两个涡轮对转，都是单级设计，无级间导向器。控制系统为三余度多变量FADEC。它能够以单涵和双涵模式工作。在亚声速巡航的低功率状态，发动机以双涵（涡扇）模式工作。被动作动旁路系统由第二级风扇和CDFS涵道之间的压差打开，使更多的空气进入外涵道，同时使风扇具有大的喘振裕度。此时，后VABI也打开，更多的外涵空气引射进入主排气流，使推力增大。在超声速巡航的高功率状态，发动机以单涵（涡喷）模式工作。在此模式下，后VABI关小到使涡轮框架、加力燃烧室内衬和尾喷管内衬前后保持正的风扇冷却气流压差。当后VABI关小时，外涵中的压力增加，直到超过第二级风扇排气压力为止。在反压作用下，旁路系统模式选择活门关闭，迫使空气进入核心机。有少量空气从CDFS后引出，供加力燃烧室和喷管冷却以及飞机引气用。发动机顺利进入涡喷模式。F120的最终结构经过三个阶段的发展。第一阶段用XF120进行地面试验，验证了基本循环的灵活性、性能特性、涡轮温度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量喷管的工作。第二阶段用YF120进行飞行试验。第三阶段的F120吸取了XF120和YF120计划的所有经验教训。YF120的流量比XF120的大，以满足不断增加的机体需求和喷管冷却要求。重量和复杂性被减到最小，而保障性始终作为一个关键设计目标。在F-22的原型机试验计划中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飞行。它达到了重量、寿命、适用性和性能目标。它还达到或超过严格的最大不加力超声速巡航推力目标。F120自然是从XF120地面试验和YF120飞行试验成功的基础上发展起来的。在F120上，用一个被动旁路系统代替了可调模式选择活门。对叶轮机作了改进，以改善匹配特性和效率。控制系统简化到了常规涡扇发动机的水平。因此，F120在比目前战斗机发动机更低的复杂性的条件下具有固有的灵活性和优良的保障性。它为飞机提供了优良的速度、加速性、机动性和航程能力。总的来说，F120与GE公司成功的F110系列相比，结构简单得多，零件数少40%。虽然F120在第四代战斗机的竞争中败给常规的F119,但仍作为替换发动机继续研制。VCE也仍是IHPTET 计划的一项重要技术目标。

汽车发动机原理试题库及答案

一、发动机的性能二、选择题 1、通常认为，汽油机的理论循环为（ A ） A、定容加热循环 B、等压加热循环 C、混合加热循环 D、多变加热循环 6、实际发动机的膨胀过程是一个多变过程。在膨胀过程中，工质（ B ） A、不吸热不放热 B、先吸热后放热 C、先放热后吸热 D、又吸热又放热 2、发动机的整机性能用有效指标表示，因为有效指标以（ D ） A、燃料放出的热量为基础 B、气体膨胀的功为基础 C、活塞输出的功率为基础 D、曲轴输出的功率为基础 5、通常认为，高速柴油机的理论循环为（ C ） A、定容加热循环 B、定压加热循环 C、混合加热循环 D、多变加热循环 6、实际发动机的压缩过程是一个多变过程。在压缩过程中，工质（ B ） A、不吸热不放热 B、先吸热后放热 C、先放热后吸热 D、又吸热又放热 2、发动机工作循环的完善程度用指示指标表示，因为指示指标以（ C ） A、燃料具有的热量为基础 B、燃料放出的热量为基础 C、气体对活塞的做功为基础 D、曲轴输出的功率为基础 2、表示循环热效率的参数有（ C ）。 A、有效热效率 B、混合热效率 C、指示热效率 D、实际热效率 3、发动机理论循环的假定中，假设燃烧是（ B ）。 A、定容过程 B、加热过程 C、定压过程 D、绝热过程 4、实际发动机的压缩过程是一个（ D ）。 A、绝热过程 B、吸热过程

C、放热过程 D、多变过程 5、通常认为，高速柴油机的理论循环为（ C ）加热循环。 A、定容 B、定压 C、混合 D、多变 6、实际发动机的膨胀过程是一个（ D ）。 A、绝热过程 B、吸热过程 C、放热过程 D、多变过程 7、通常认为，低速柴油机的理论循环为（ B ）加热循环。 A、定容 B、定压 C、混合 D、多变 8、汽油机实际循环与下列（B ）理论循环相似。 A、混合加热循环 B、定容加热循环 C、定压加热循环 D、卡诺循环 9、汽油机常用的压缩比在（ B ）范围内。 A、4 ～7 B、7 ～11 C、11 ～15 D、15 ～22 10、车用柴油机实际循环与下列（ A ）理论循环相似。 A、混合加热循环 B、定容加热循环 C、定压加热循环 D、卡诺循环 11、非增压发动机在一个工作循环中，缸内压力最低出现在（D ）。 A、膨胀结束 B、排气终了 C、压缩初期 D、进气中期 12、自然吸气柴油机的压缩比范围为（D ）。 A、8 ～16 B、10 ～18 C、12 ～20 D、14 ～22 3、发动机理论循环的假设燃烧是加热过程，其原因是（ B ）。 A、温度不变 B、工质不变 C、压力不变 D、容积不变 6、实际发动机的膨胀过程是一个多变过程，原因是在膨胀过程中，工质（ C ）。

汽车发动机原理复习题

1、汽油机实际循环与下列（）理论循环相似。 A、混合加热循环 B、定容加热循环 C、定压加热循环 D、卡诺循环 2、汽油机常用的压缩比在（）范围内。 A、4 ～7 B、7 ～11 C、11 ～15 D、15 ～22 3、车用柴油机实际循环与下列（）理论循环相似。 A、混合加热循环 B、定容加热循环 C、定压加热循环 D、卡诺循环 4、非增压发动机在一个工作循环中，缸内压力最低出现在（） A、膨胀结束 B、排气终了 C、压缩初期 D、进气中期 5、发动机实际换气过程完善程度的评价参数有（） A、机械效率 B、热效率 C、进气马赫数 D、充气效率 6、四冲程发动机换气过程中存在气门叠开现象的原因是（） A、进气门早开和排气门早开 B、进气门晚关和排气门早开 C、进气门早开和排气门晚关 D、进气门晚关和排气门晚关 7、汽油机的火焰速度是（） A、燃烧速度 B、火焰锋面移动速度 C、扩散速度 D、气流运动速度 8、提高压缩比使汽油机的爆震倾向加大，为此，可采取（）的措施。 A、减小喷油提前角 B、减小点火提前角 C、加大喷油提前角 D、加大点火提前角 9、评价速燃期的重要指标中有（） A、温度升高率 B、最大压力出现时刻 C、最高温度 D、压力升高时刻 10、下列措施中，不能够消除汽油机爆震的是（） A、增大点火提前角 B、推迟点火提前角 C、加强冷却 D、选用高牌号的汽油 11、下面列出的（）属于柴油机燃烧特点。 A、缺氧 B、空气过量 C、扩散燃烧 D、混合气预先形成 12、柴油机混合气形成过程中，存在燃料燃烧、燃料（）、燃料与空气之间的扩散同步进行现象。 A、燃烧 B、凝结 C、蒸发 D、混合 13、球形油膜燃烧室属于柴油机（）燃烧室。 A、涡流式 B、预燃室 C、间接喷射式 D、直接喷射式 14、下列四种燃烧室对喷射系统要求最高的是（） A、开式燃烧室 B、半开式燃烧室 C、涡流室燃烧室 D、预燃室燃烧室 15、在发动机试验装置中，（）是发动机试验台架的基本设备。 A、发动机 B、试验台 C、测功机 D、测量系统 17、万有特性图中，最内层的区域是（） A、功率最高区域 B、油耗最小区域 C、转矩最大区域 D、转速最小区域 18、发动机的有效燃油消耗率和下面哪个参数成反比（） A、机械效率 B、指示热效率 C、两个都是 D、两个都不是 19、三元催化转换器要求的空燃比范围是（）理论空燃比。 A、小于 B、小于并接近 C、大于 D、大于并接近

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景

涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景王占学１，刘增文１，２，王鸣２，李斌２（１．西北工业大学动力与能源学院，西安７１００７２；２．中航工业沈阳发动机设计研究所，沈阳１１００１５）摘要：涡轮基组合循环发动机将是未来高超声速飞行器的主要动力装置，针对空间运载、高速运输、远程快速打击等任务需求，总结了国内外关于涡轮基组合循环发动机的研究现状，分析了开展涡轮基组合循环发动机技术研究必须解决涵盖了耐温、性能、匹配性、飞发一体化等诸多方面的关键技术，并阐述了涡轮基组合循环发动机潜在的技术优势和可能的应用方向。结合未来军民用领域对高速飞行器的需求，分析了中国开展涡轮基组合循环发动机技术研究的必要性。关键词：涡轮基组合循环发动机；高超声速推进技术；亚／超燃冲压发动机 Future Development and Application Prospect of Turbine Based Combined Cycle Engine WANG Zhan-xue 1,LIU Zeng-wen 1,2,WANG Ming 2,LI Bin 2 （1.College of Power and Energy,Northwestern Polytechnical University,Xi'an 710072, China;2.AVIC Shenyang Engine Design and Research Institution,Shenyang 110015,China ） Abstract:Turbine Based Combined Cycle （TBCC ）engine is the main power plant of future hypersonic vehicle.Aiming at the necessity for spatial loadings,high-speed transportation,and long-range fast attack,the present development status of TBCC engine was analyzed in the world.Some key technologies including the temperature resistance,performance,compatibility,and aircraft and engine integration were studied in the process of developing TBCC engine.The potential technical advantages and possible application direction of TBCC engine were discussed in https://www.wendangku.net/doc/5811879924.html,bined with the requirement of future military and civil hypersonic vehicles,the necessity for making further research of TBCC engine technology was analyzed in China. Key words:Turbine Based Combined Cycle （TBCC ）Engine;hypersonic propulsion technology;ramjet/scramjet engine 航空发动机Ａｅｒｏｅｎｇｉｎｅ图１吸气式发动机性能随马赫数的变化王占学（１９６９），男，博士，教授，研究方向为航空发动机气动热力学及新概念喷气推进技术。收稿日期：２０１３－０４－２２第３９卷第３期２０１３年６月Ｖｏｌ．３９Ｎｏ．３Ｊｕｎ．２０１３０引言空间载荷的快速低成本投送、对超远距离目标的快速打击以及全球范围的高速运输等诸如此类的应用目标，使得世界各航空航天技术发达国家对远程、高速飞行器的需求日益膨胀。２１世纪以来，各国在２０世纪高超声速技术研究的基础上，开展了数目繁多的高超声速飞行器发展计划，在这些研究中，吸气式高超声速推进技术始终是核心技术，并已成为高超声速飞行技术能否取得突破性进展的关键。本文重点针对ＴＢＣＣ发动机的研究现状、关键技术特征、应用前景和中国开展ＴＢＣＣ发动机研究的可行性和必要性进行分析。１国内外ＴＢＣＣ发动机技术发展现状从当前的推进技术水平来看，尚未有１种吸气式发动机能够满足高超声速飞行器的宽广工作范围（亚声速、跨声速、超声速和高超声速），如图１所示。因此，为实现高超声速飞行，必须结合各类型发动机有效工作范围的特点，采用以涡轮、火箭、冲压等发动机为基础的不同形式组合循环发动机。考虑到组合循环发动机的结构复杂性和技术成熟性，目前比较常用的

汽车发动机的工作原理和各部件作用

汽车发动机的工作原理和各部件作用汽车, 原理, 发动机发动机，又称为引擎，是一种能够把一种形式的能转化为另一种更有用的能的机器，通常是把化学能转化为机械能。（把电能转化为机器能的称谓电动机）有时它既适用于动力发生装置,也可指包括动力装置的整个机器.比如汽油发动机,航空发动机. 基本理论汽油发动机将汽油的能量转化为动能来驱动汽车，最简单的办法是通过在发动机内部燃烧汽油来获得动能。因此，汽车发动机是内燃机----燃烧在发动机内部发生。有两点需注意： 1．内燃机也有其他种类，比如柴油机，燃气轮机，各有各的优点和缺点。 2．同样也有外燃机。在早期的火车和轮船上用的蒸汽机就是典型的外燃机。燃料（煤、木头、油）在发动机外部燃烧产生蒸气，然后蒸气进入发动机内部来产生动力。内燃机的效率比外燃机高不少，也比相同动力的外燃机小很多。所以，现代汽车不用蒸汽机。相比之下，内燃机比外燃机的效率高，比燃气轮机的价格便宜，比电动汽车容易添加燃料。这些优点使得大部分现代汽车都使用往复式的内燃机。结构机体是构成发动机的骨架，是发动机各机构和各系统的安装基础，其内、外安装着发动机的所有主要零件和附件，承受各种载荷。因此，机体必须要有足够的强度和刚度。机体组主要由气缸体、曲轴箱、气缸盖和气缸垫等零件组成。一. 气缸体水冷发动机的气缸体和上曲轴箱常铸成一体，称为气缸体——曲轴箱，也可称为气缸体。气缸体一般用灰铸铁铸成，气缸体上部的圆柱形空腔称为气缸，下半部为支承曲轴的曲轴箱，其内腔为曲轴运动的空间。在气缸体内部铸有许多加强筋，冷却水套和润滑油道等。气缸体应具有足够的强度和刚度，根据气缸体与油底壳安装平面的位置不同，通常把气缸体分为以下三种形式。

内燃机的工作循环

内燃机的工作循环生物与农业工程学院孙舒畅45090120 一，内燃机的理论循环通常根据内燃机所使用的燃料、混合气形成方式、缸内燃烧过程(加热方式)等特点，把火花点火发动机的实际循环简化为等容加热循环，把压燃式柴油机的实际循环简化为混合加热循环或等压加热循环，这些循环称为内燃机的理论循环。根据不同的假设和研究目的，可以形成不同的理论循环，如图1，a、b和c所示为四冲程内燃机的理想气体理论循环的p-V示功图。为建立这些内燃机的理论循环，需对内燃机的实际循环中大量存在的湍流耗散、温度压力和成分的不均匀性以及摩擦、传热、燃烧、节流和工质泄漏等一系列不可逆损失作必要的简化和假设，归纳起来有： 1)忽略发动机进排气过程，将实际的开口循环简化为闭口循环。 2)将燃烧过程简化为等容、等压或混合加热过程，将排气过程简化为等容放热过程。 3)把压缩和膨胀过程简化成理想的绝热等熵可逆过程，忽略工质与外界的热量交换及其泄漏等的影响。 4)以空气为工质，并视为理想气体，在整个循环牛工质物理及化学性质保持不变，比热容为常数。图1 四冲程内燃机典型的理论循环 a)等容加热循环b)等压加热循环c)混合加热循环通过对理论循环的热力学研究，可以达到以下目的： 1)用简单的公式来阐明内燃机工作过程中各基本热力参数间的关系，明确提高以理论循环热效率为代表的经济性和以循环平均压力为代表的动力性的基本途径。 2)确定循环热效率的理论极限，以判断实际内燃机工作过程的经济性和循环进行的完善程度以及改进潜力。 3)有利于比较内燃机各种热力循环的经济性和动力性。

各种理论循环的热效率和循环平均压力可以依照热力学的方法进行推导[1-3]。内燃机理论循环热效率和循环平均压力的表达式及特点见表1。表1 内燃机理论循环的比较注：V P c c k = 为等熵指数，c a c V V =ε为压缩比，c z P P P =λ为压力升高比，c z V V =0ρ为初始膨胀比。分析表1中三种理论循环的热效率和平均压力表达式，不难发现： 1)三种理论循环的热效率均与压缩比有关，提高压缩比可以提高循环的热效率。高压缩比c ε可以提高工质的最高燃烧温度，扩大了循环的温度阶梯，从而使热效率t η增加，但热效率t η增加率随着压缩比c ε的提高而逐渐减小。 2)增大压力升高比，可以增加混合加热循环中等容部分的加热量，使循环的最高温度和压力增加，因而提高了燃料热量的利用率，即循环的热效率t η。 3)增大初期膨胀比，使等压部分加热量增加，将导致混合加热循环热效率t η的降低，因为这部分热量是在活塞下行的膨胀行程中加入的，做功能力较低。 4)所有提高内燃机理论循环热效率的措施，以及增加循环始点的进气压力，降低进气温度a T ，增加循环供油量(b g ，即循环加热量B Q )等措施，均有利于循环平均压力的t P 提高。理论上能够提高内燃机理论循环热效率和平均压力的措施，往往受到内燃机实际工作条件的限制：

变循环发动机部件级建模技术分析

变循环发动机部件级建模技术分析【摘要】将双外涵变循环式发动机作为主要分析对象，创建了发动机部件级的稳态与动态模型，在创建模型的过程中充分考虑了导叶角与其面积改变可能对发动机涡轮等部位造成的影响，该模型可以完成变循环发动机的所有工作模式。通过模型仿真得知，双涵模式下变循环发动机的实际油耗相对较低，适合飞行装置亚声速运行；单涵模式下变循环发动机的推力相对较高，适合飞行装置超声速运行。【关键词】变循环发动机；部件级建模；部件特点；技术应用如今的军事航空，以往较为简单的几何固定式航空发动机已无法适应军事飞行装置对于强大的单位推力与低巡航油耗的要求。近几年，成功将涡轮及涡轮发动机融为一体的全新集成式发动机，逐渐被业内人员所关注，即为变循环发动机。我国对于变循环发动机的引用与科研起步较晚，现阶主要工作还集中于稳态建模和结构设计环节，在此发动机模式转换动态模拟方面的研究还不够深入。本文依托于部件级建模技术，创建包括模式选择活门、气流参掺混数学模型，完成变循环发动机模式转换的动态模拟过程，为变循环发动机的合理应用提供理论基础。 1 变循环发动机基本原理变循环发动机实际上就是通过更改其内部某种部件的规格、位置等达到转换热力循环模式的效果，其结构如图1所示。变循环调节过程可以改变发动机的各项基本参数，比如涵道比、压缩气体流量以及增压比等，能够确保发动机在复杂的状态下都可保持最佳性能。从涡扇发动机的角度讲，变循环的重点为涵道比变化，比如飞机在持续加速、攀爬或超声速飞行过程中，有效减小发动机的涵道比，使发动机处于涡喷模式，可以大幅提高发动机的单位推力；在起飞、下落或者亚声速飞行过程中，有效增大发动机的涵道比，使发动机处于涡扇模式，可以降低噪音并减少油耗。图1 变循环发动机结构示意图如上所述，变循环发动机具有两种运行模式，即为单涵模式、双涵模式。 1.1 单涵模式当飞机需进行加速、攀爬或进入超声速飞行时，变循环发动机转换成单涵模式运行，自动关断模式选择活门，缩减后V ABI，控制空气流量，仅留一小部门气体用于喷管冷却，风扇出口侧的所有气流进入核心机，以便生成较大的单位推力，满足飞机高速巡航所需。 1.2 双涵模式

先进变循环发动机技术研究报告

先进变循环发动机技术研究黄春峰《航空制造技术》现代航空发动机技术走过了百年的辉煌历程，已经发展得非常成熟。今天，传统的航空动力技术将面临严峻的挑战，世界航空动力技术呈现出强劲的加速发展态势，将引发第三次动力“革命”。为适应未来新一代先进战机的更高、更强、更狠、更霸的发展需要和对成本、速度、环境和燃料高效利用等方面的高要求，一些主要航空国家持续实施先进航空发动机研究和发展战略计划，加速研发以变循环及组合发动机为特征的第五代航空发动机[1]。专家一致认为，新一代战斗机的竞争将不再是机械性能和飞行员的素质的较量，而是人工智能的比拼。第五代战机的性能将包括高于5马赫的速度、多光谱隐形能力以及传感器融合能力等，同时还将具备无人驾驶的飞行能力，并且有可能采用核动力航空发动机。第五代战机的动力为超声速、超智能、超隐形、超低成本全新概念的发动机[2-3]。变循环发动机军事需求与发展背景传统航空涡轮发动机的热力循环特性是固定不变的，一种发动机只能在一种模式下工作，并且仅在有限的飞行范围内具有最好的性能。先进的变循环发动机

机能以多种模式<包括涡轮模式、涡轮风扇模式和冲压模式等）工作，因而在亚声速、跨声速、超声速和高超声速飞行状态下都具有良好的性能。在涡喷/ 涡扇发动机领域，VCE研究的重点是改变涵道比，如发动机在爬升、加速和超声速飞行时涵道比减小，接近涡喷发动机的性能，以增大推力；在起飞和亚声速飞行时，加大涵道比，以涡扇发动机状态工作，降低耗油率和噪声[4]。在未来陆、海、空、天、电多维力量和多维战场的信息化战争中，配装先进动力系统的航空武器装备是一个重要环节，是夺取制空权和决定战争胜负的决定性因素之一。VCE概念的提出可以追溯到20世纪60年代，随着涡轮风扇发动机的问世，它优越的亚音速性能，高的推进效率，使得发动机设计师不断地追求更大涵道比的发动机。在超音速飞行状态，由于大涵道比的涡扇发动机耗油率明显高于等推力级的小涵道比涡扇发动机，因此限制了超音速飞机发动机涵道比的进一步增加。为了使航空发动机在亚音速和超音速状态下都具有较好的性能，国外航空发动机科学家提出了变几何和VCE 思想[4-5]。 VCE的优点就是在宽广的飞行包线内，都能保持很好的效率和较低的耗油率，可以看作将亚音速性能很好的大涵道比涡扇与超音速性能很好的小涵道比涡扇、涡喷取各自优点，结合成一台发动机。实践证明，VCE 技术以其内在的性能优势，能够满足强大的军事需求，并显示出巨大的应用发展潜力<见图1），已经受到了各航空强国的重视，是目前航空动力主流的研究方向。

变循环发动机重量预估方法研究_张韬_王占学_刘增文_张晓博

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三涵道变循环发动机的发展前景

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