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发表于 2006-12-25 03:01:00 | 显示全部楼层 |阅读模式

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涡轮风扇喷气发动机结构示意图:

涡轮风扇喷气发动机结构示意图:
</p><font size="4">                        <font face="黑体" size="5">有关涡扇发动机的介绍</font> <br /><br /><br /><br />引子: <br />  涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝,从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看,涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前(之后)加装了风扇而 已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机这个“小弟弟”仗着自已身上的几页风扇也青出与蓝。 <br />  现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能,较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时,如果本方机场遭到了对方破坏,战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时,F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。在降落时可以用60度的迎角作低速平飞,在不用减速伞和反推力的情况下,只要500米的跑道就可以安全降落。 <br />  更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话,其飞机的空战推重比就很难达到1,如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4&#46;085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到1,苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26&#46;1%。相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右。 <br /><br />  而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大,起飞重量也就越来越大,对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前,人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题。比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤(喷水)。如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可*性,像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。 <br />  而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。 <br /><br />  一,历史 <br />  在五十年代未、六十年代初,作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右,而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平。在这样的条件下,涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切,人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。 <br /><br />  当时人们通过计算发现,以当时的涡喷发动的技术水平,在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后,其技术性能将有很大的提高。当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时(函道比1:1),发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右,而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五,发动机的效率得到了极大的提高。 <br />  这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机,在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。又经过了六年的精雕细刻,一九五九年九月“康维MK-508”才最终定型。这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。“康维”采用了双转子前风扇的总体结构,函道比为0&#46;3推重比为3&#46;83地面台架最大推力为7945公斤,高空巡航推力为2905公斤,最大推力时的耗油量为0&#46;735千克/小时/千克,压气机总增压比为14,风扇总增压比为1&#46;90,而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。当康维最终定型了之后,英国人迫不及待的把他装在了VC-10上! <br /><br />  美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍,但是其技术起点非常的高。美国人并没有走英国人从头研制的老路,美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备,采用了以经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内函核心发动机。J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机,1949年完成设计,1953年正式投产。J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一,先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。J-57在技术上也有所突破,他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机,由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。不光是核心发动机,就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件,以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。一九六零年七月,普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月,可是在性能上却是大大的提高。JT3D也是采用了双轴前风扇的设计,地面台架最大推力8165公斤,高空巡航推力2038公斤,最大推力耗油0&#46;535千克/小时/千克,推重比4&#46;22,函道比1&#46;37,压气机总增压比13&#46;55,风扇总增压比1&#46;74(以上数据为JT3D-3B型发动机的数据)。JT3D的用处很广,波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用,在军用方面JT3D也大显身手,B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。 <br />  现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠,都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。而几乎是在同一时刻,三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。在罗·罗推出“康维”之后第八个月、普·惠推出JT-3D的前一个月。通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤,推重比为4&#46;15,函道比为1&#46;5,压气机增压比为13,风扇增压比为1&#46;6,最大推力耗油0&#46;558千克/小时/千克。与普·惠一样,通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机,被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。J-79与1952年开始设计,与1956年投产,共生产了16500多台,他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。与J57的双转子结构不不同,J79是单转子结构。在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管,J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。 <br /><br />  通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品,让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。 <br />  在五六十年代,人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速,这个问题在当时很难解决,因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢。第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。 <br /><br />  而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片,叶片的下半部分是涡轮叶片,上半部分是风扇叶片。这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系,这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速,而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。但在回避困难的同时也引发了新的问题。 <br />  首先是叶片的受热不匀,CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度,而风扇部分的最低温度只有38度。其次,由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端,而是工作在发动机的热端,这样一来风扇的可*性也随之下降,而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。 <br /><br />  当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候,人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现,如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话,因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决,所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下,为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下,从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”,这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机,并进行地面试车,以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小,再加装其它的部件,如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。 <br />  用今天的眼光来看,这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上,由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大,工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度,高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击,如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。 <br /><br />  在这个计划之下,普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用,现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话,它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。 <br />  二、单转子和多转子 <br /><br />  在研制一台新的涡扇发动机的时候,最先解决的问题是他的总体结构问题。总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种,一是单转子、二是双子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单,整个发动机只有一根轴,风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单的好处也不言自明--省钱!一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。 <br />  首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上,这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。问题也就相对而出,当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时(比如猛收小油门),压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降,在高压部分的效率下降的同时,压气机低压部分的载荷就会急剧上升,当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘,而在正常的飞行当中,发动机的振喘是决对不被允许的,因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气,即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样以来发动机的效率就会大打折扣,而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上,由于风扇必须和压气机同步,受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53单转子涡扇发动机,其函道只有0&#46;3。相应的发动机的推重比也比较小,只有5&#46;8。 <br /><br />  为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘,人们想到了用双转子来解决问题,即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子,高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用在压气机内的空气温度升高,而音速是随着空气温度的升高而升高的,所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。即然转速提高了,高压转子的直径就可以作的小一些,这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”,而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位置上,以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。双转子发动机的好处不光这些,由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻,起动惯性小,所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动,这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易,启动的能量也要求较小,启动设备的重量也就相对降低。 <br />  然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上,由于风扇要和低压压气机联动,风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数,这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大,巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大,在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长,风扇的直径小下来了,函道比自然也上不去,而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大,而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数,降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去,单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比。这样压气机的重量就很难得以下降。 <br /><br />  为了解压气机和风扇转数上的矛盾。人们很自然的想到了三转子结构,所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子。这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子,各自都有各自的转速。三个转子之间没有相对固定的机械联接。如此一来,风扇和低压转子就不用相互的将就行事,而是可以各自在最为合试的转速上运转。设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比。而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制,低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻,发动机的长度又可以进一步缩小。 <br />  但和双转子发动机相比,三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子,因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍,而且支撑结构也更加的复杂,轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题,可是英国的罗·罗公司还是对他情有独钟,因为在表面的困难背后还有着巨大的好处,罗罗公司的RB-211上用的就是三转子结构。转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化。 <br /><br />  三转子RB-211与同一技术时期推力同级的双转子的JT-9D相比:JT-9D的风扇页片有46片,而RB-211只有33片;压气机、涡轮的总级数JT-9D有22级,而RB-211只有19级;压气机叶片JT-9D有1486片,RB-211只有826片;涡轮转子叶片RB211也要比JT9D少,前者是522片,而后者多达708片;但从支撑轴承上看,RB-211有八个轴承支撑点,而JT9D只有四个&#46;</font> <br />
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 楼主| 发表于 2006-12-25 03:04:00 | 显示全部楼层
<font size=\"4\">三、风扇 <br/>  涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力,风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能,这一点在高函道比的涡扇发动机上由是。涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程。在涡扇发动机之初,由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制,涡扇发动机的函道比不可能作的很大,比如在涡扇发动机的三鼻祖中,其函道比最大的CJ805-23也不过只有1.5而以,而且CJ805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇。 <br/><br/>  在前风扇设计的二款发动机中JT3D的函道比大一些达到了1.37。达到如此的函道比,其空气总流量比也比其原型J-57的空气流量大了271%。空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大。风扇的叶片也要作的很长。JT3D的一级风扇的叶片长度为418.2毫米。而J57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右。当风扇叶片变的细长之后,其弯曲、扭转应力加大,在工作中振动的问题也突现了出来。为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦,普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动。凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方。JT3D发动机的风扇部分装配完成之后,其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍。当风扇叶片运转时,凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动。加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的,但其阻尼凸台的缺点也是明显的。首先他增加了叶片的重量,其次他降底了风扇叶片的效率。而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变,气流的畸变会引发叶片产生更大的振动。而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大,在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力。这样的风扇叶片很难作的更长,没有更长的叶片也就不会有更高的函道比。而且细长的风扇叶片的机械强度也很低,在飞机起飞着陆过程中,发动机一但吸入了外来物,比如飞鸟之类,风扇的叶片会更容易被损坏,在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸。解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度。这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害,而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消。但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的。这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘。但航空发动机负不起这样的重量代价。风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展。 <br/>  更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决。 <br/><br/>  1984年10月,RB211-535E4挂在波音七五七的翼下投入了使用。它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机。让它身负如此之名的就是他的风扇。罗·罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题。新型发动机的风扇叶片叫作“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”。故名思意,新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量。新型的空心叶片分成三个部分:叶盆、叶背、和叶芯。它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成,在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的“芯”。通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体。新叶片以极轻的重量获得了极大的强度。这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题。 <br/>  新型风扇不光是重量轻、强度大,而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些。风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一,RB211-535E4发动机的风扇扇叶只有二十四片。 <br/><br/>  1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验。印度航空公司的一架A320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的V-2500涡扇发动机吸入了一只5.44千克重的印度秃鹫!巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上!可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作,飞机安全的降落了。在降落之后,人们发现V-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形,没有一片叶片发生折断。发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用。这次意外的撞击证明了“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”的巨大成功。 <br/>  解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招。实际上,当风扇的直径进一步加大时,空心结构的风扇扇叶也会超重。比如在波音777上使用的GE-90涡扇发动机,其风扇的直径高达3.142米。即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心。于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶。碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻,而强度却是极大。可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像。为了进一步的增大GE-90的安全系数,通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮,在其后缘上又用“凯夫拉”进行缝合加固。如此以来GE-90的风扇可谓万无一失。 <br/><br/>  当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候,风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡。在涡扇发动机诞生之初,由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比。比如JT3D的风扇就为两级,其平均单级增压比为1.32,通过两级串联其风扇总增压比达到了1.74。多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点,它重量大、效率低,其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。随着风扇单级增压比的一步步提高,现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下。比如在GE-90上使用的单级风扇其增压比高达1.65,如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇。 <br/>  但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构。比如在F-15A上使用的F100-PW-100涡扇发动机就是由三级构成,其总增压比达到了2.95。低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果。在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构。受战斗机的机内容积所限,采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的,但为了提高推力只能提发动机的出口压力,再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务,所以风扇只能采用比较高的增压比。 <br/><br/>  其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举,如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现。如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章,风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波,只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现。相现这一点人们将会在二十年之内作到.<br/> 四、压气机 <br/>  压气机故名思意,就是用来压缩空气的一种机械。在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类,一类是离心式压气机,一类是轴流式压气机。离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片,当压气机的圆盘运转时,空气就会被螺旋形的叶片“抓住”,在高速旋转所带来的巨大离心力之下,空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙,从而实现空气的增压。与离心式压气机不同,轴流式压气机是由多级风扇所构成的,其每一级都会产生一定的增压比,各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。 <br/><br/>  在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机,轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点,但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地,离心式压气机虽然效率比较差,而且重量大,但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。比如在我国台湾的IDF上用的双转子结构的TFE1042-70涡扇发动机上,其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。多说一句,这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多,但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。比如国产的涡轴6、 涡轴8发动机就是1级轴流式加1级离心式构成的组合压气机。而美国的“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式。 <br/>  压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件。在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要。压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在J-79上用的压气机风扇有17级之多,平均单级增压比为1.16,这样17级叶片的总增压比大约为12.5左右,而用在波音777上的GE-90的压气机的平均单级增压比以提高到了1.36,这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到23左右。而F-22的动力F-119发动机的压气机更是了的,3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右,平均单级增压比为1.43。平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的。 <br/><br/>  但随着压气机的增压比越来越高,压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来。 <br/>  在压气机中,空气在得到增压的同时,其温度也在上升。比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到25左右时,压气机的出口温度就会超过500度。而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中,在中低空飞行中由于冲压作用,其温度还会提高。而当压气机的总增压比达到30左右时,压气机的出口温度会达到600度左右。如此高的温度会钛合金以是难当重任,只能由耐高温的镍基合金取而代之,可是镍基合金与钛合金相比基重量太大。与是人们又开发了新型的耐高温钛合金。在波音747的动力之一罗·罗公司的遄达800与EF2000的动力EJ200上就使用了全钛合金压气机。其转子重量要比使用镍基合金减重30%左右。 <br/><br/>  与压气机防热的问题相比压气机振喘的问题要难办一些。振喘是发动机的一种不正常的工作状态,他是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。比如在当飞机进行加速、减速时,当飞发动机吞水、吞冰时,或当战斗机在突然以大攻飞行拉起进气道受到屏蔽进气量骤减时。都极有可能引起发动机的振喘。 <br/>  在涡扇喷气发动机之初,人们就采用了在各级压气机前和风扇前加装整流叶片的方法来减少上一级压气机因绞动空气所带给下一级压气机的不利影响,以克制振喘现像的发生。而且在J-79涡喷发动机上人们还首次实现了整流叶片的可调整。可调整的整流叶片可以让发动机在更加宽广的飞行包线内正常工作。可是随着风扇、压气机的增压比一步一步的提高光是采用整流叶片的方法以是行不通了。对于风扇人们使用了宽弦风扇解决了在更广的工作范围内稳定工作的问题,而且采用了宽弦风扇之后即使去掉风扇前的整流叶片风扇也会稳定的工作。比如在F-15上的F100-PW-100其风扇前就采用了整流叶片,而F-22的F-119就由于采用了三级宽弦风扇所以风扇前也就没有了整流叶片,这样发动机的重量得以减轻,而且由于风扇前少了一层屏蔽其效率也就自然而然的提高了。风扇的问题解决了可是压气的问题还在,而且似乎比风扇的问题材更难办。因为多级的压气机都是装在一根轴上的,在工作时它的转数也是相同的。如果各级压气机在工作的时候都有自已合理的工作转数,振喘的问题也就解决了。可是到现在为止还没有听说什么国家在集中国力来研究十几、二十几转子的涡扇发动机。 <br/><br/>  在万般的无耐之后人们能回到老路上来--放气!放气是一种最简单但也最无可耐何的防振喘的方法。在很多现代化的发动上人们都保留的放气活门以备不时之须。比如在波音747的动力JT9D上,普·惠公司就分别在十五级的高、低压气机中的第4、9、15级上保留了三个放气活门 <br/></font>
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 楼主| 发表于 2006-12-25 03:05:00 | 显示全部楼层
<font size=\"4\">五、燃烧室与涡轮 <br/>  涡扇发动机的燃烧室也就是我们上面所提到过的“燃气发生器”。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧以产生高温高压燃气来推动燃气涡轮的运转。在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种,一种叫作环管形燃烧室,一种叫作环形燃烧室。 <br/><br/>  环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成,在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等,但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠,所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害,温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了8个火焰筒的环管燃烧室的JT3D上,在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。 <br/>  与环管式燃烧室相比,环形燃烧室就没有这样的缺点。故名思意,与管环燃烧室不同,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。 <br/><br/>  与环管燃烧室相比,环形燃烧室的优点还不止是这些。 <br/>  由于燃烧室中的温度很高,所以无论环管燃烧室还是环形燃烧室都要进行一定的冷却,以保证燃烧室能更稳定的进行工作。单纯的吹风冷却早以不能适应极高的燃烧室温度。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却,即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。由于要形成气膜,所以就要从燃烧室壁上的孔隙中向燃烧室内喷入一定量的冷空气,所以燃烧室壁被作的很复杂,上面的开有成千上万用真空电子束打出的冷却气孔。现在大家只要通过简单的计算就可以得知,在有着相同的燃烧室容积的情况下,环形燃烧室的受热面积要比环管燃烧室的受热面积小的多。因此环形燃烧的冷却要比环管形燃烧室的冷却容易的多。在除了冷却比较容易之处,环形燃烧室的体积、重量、燃油油路设计等等与环管燃烧室相比也着优势。 <br/><br/>  但与环管燃烧室相比,环形燃烧室也有着一些不足,但这些不足不是性能上的而是制作工艺上。 <br/>  首先,是环形燃烧室的强度问题。在环管燃烧室上使用的是单个体积较小的火焰筒,而环形燃烧室使用的是单个体积较大的圆环形燃烧室。随着承受高温、高压的燃烧室的直径的增大,环形燃烧室的结构强度是一大难点。 <br/><br/>  其次,由于燃烧室的工作整体环境很复杂,所以现在人们还不可能完全用计算的方法来发现、解决燃烧室所面临的问题。要暴露和解决问题进行大量的实验是唯一的方法。在环管燃烧室上,由于单个火焰筒的体积和在正常工作时所需要的空气流量较少,人们可以进行单个的火焰筒实验。而环形燃烧室是一个大直径的整体,在工作时所需要的空气流量也比较大,所以进行实验有一定的难度。在五六十年代人们进行环行燃烧室的实验时,由于没有足够的条件只能进行环形燃烧室部分扇面的实验,这种实验不可能得到燃烧室的整体数据。 <br/>  但由于科技的进步,环形燃烧室的机械强度与调试问题在现如今都以经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点,在八十年代之后研发的新型涡扇发动机之上几忽使用的都是环形燃烧室。 <br/><br/>  为了更能说明两种不同的燃烧室的性能差异,现在我们就以同为普·惠公司所出品的使用环管形燃烧室的第一代涡扇发动机JT3D与使用了环形燃烧室的第二代涡扇发动机JT9D来作一个比较。两种涡扇发动同为双转子前风扇无加力设计,不过推力差异比较大,JT3D是8吨级推力的中推发动机,而JT9D-59A的推力高达24042公斤,但这样的差异并不妨碍我们对它们的燃烧室作性能上的比较。首先是两种燃烧室的几何形状,JT9D-3A的直径和长度分别为965毫米和627毫米,而JT3D-3B的直径是1020.5毫米、长度是1070毫米。很明显,JT9D的环形燃烧室要比JT-3D的环管燃烧室的体积小。JT9D-3A只有20个燃油喷嘴,而JT3D-3B的燃油喷嘴多达48个。燃烧效率JT3D-3B为0.97而JT9D-3A比他要高两个百分点。JT3D-3B八个火焰筒的总表面积为3.579平方米,而JT9D-3A的火焰筒表面积只有2.282平方米,火焰筒表面积的缩小使得火焰筒的冷却结构可以作到简单、高效,因此JT9D的火焰筒壁温度得以下降。JT3D-3B的火焰筒壁温度为700-900度左右,而JT9D-3A的火焰筒壁温度只有600到850度左右。JT9D的火焰筒壁温度没有JT3D-3B的高,可是JT9D-3A的燃烧室出口温度却高达1150度,而JT3D-3B的燃烧室出口温度却只有943度。以上所列出的几条足以能说明与环管燃烧室相比环形燃烧室有着巨大的性能优势。 <br/>  在燃烧室中产生的高温高压燃气道先要经过一道燃气导向叶片,高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流,并被赋予一定的角度以更有效率的来冲击涡轮叶片。其目地就是为了推动涡轮,各级涡轮会带动风扇和压气机作功。在涡扇发动机中,涡轮叶片和燃气导向叶片将要直接的承受高温高压燃气的冲刷。普通的金属材料跟本无法承受如此刻克的工作环境。因此燃气导向叶片和涡轮叶片还有联接涡轮叶片的涡轮盘都必需是极耐高温的合金材料。没有深厚的基础科学研究,高性能的涡轮研制也就无从谈起。现今有实力来研制高性能涡轮的国家都无不把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和制作工艺当作是最高极密。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。 <br/><br/>  众所周知,提高涡轮进口温度是提高涡扇发动机推力的有效途径,所以在军用涡扇发动机上,人们都在不遗余力的来提高涡轮的进口涡度以使发动机用更小的体积和重量来产生更大的推力。苏27的动力AL-37F涡扇发动机的涡轮进口温度以高达1427度(应该是K而不是摄氏度!),而F-22的运力F-119涡扇发动机其涡轮前进口温度更是达到了1700度(应该是K而不是摄氏度!)的水平。在很多文章上提到如果要想达到更高的涡轮口进气温度,在现今陶瓷涡轮还未达到真正实际应用水平的情况下,只能采用更高性能的耐高温合金。其实这是不切确的。提高涡轮的进口温度并非只有采用更加耐高温的材料这一种途径。早在涡扇发动机诞生之初,人们就想到了用涂层的办法来提高涡轮叶片的耐烧上涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在JT3D的涡轮叶片上普惠公司就用扩散渗透法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条的渗碳工艺有点类似。经过了扩散渗透铝、硅的JT3D一级涡轮叶片其理论工作寿命高达15900小时。 <br/>  当涡轮工作温度进一步升高之后,固体渗透也开始不能满足越来越高的耐烧蚀要求。首先是固体渗透法所产生的涂层不能保证其涂层的均匀,其次是用固体渗透法得出的涂层容易脱落,其三经过固体渗透之后得出的成品由于涂层不匀会产生一定的不规则变形(一般来说经过渗透法加工的零件其外形尺寸都有细小的放大)。 <br/><br/>  针对固体渗透法的这些不足,人们又开发了气体渗透法。所谓气体渗透就是用金属蒸气来对叶片进行“蒸煮”在“蒸煮”的过程中各种合金成分会渗透到叶片的表层当中去和叶片表层紧密结合并改变叶片表层的金属结晶结构。和固体渗透法相比,气体渗透法所得到的涂层质量有了很大提高,其被渗透层可以作的极均匀。但气体渗透法的工艺过程要相对复杂很多,实现起来也比较的不容易。但在对涡轮叶片的耐热蚀要求越来越高的情况下,人们还是选择了比较复杂的气体渗透法,现如今的涡轮风扇中的涡轮叶片大都经过气体渗透来加强其表面的耐烧蚀。 <br/>  除了涂层之外,人们还要用较冷的空气来对涡轮叶片进行一定的冷却,空心气冷叶片也就随之诞生了。最早的涡扇发动机--英国罗·罗公司的维康就使用了空心气冷叶片。与燃烧室相比因为涡轮是转动部件,因此涡轮的气冷也就要比燃烧室的空气冷却要复杂的多的多。除了在燃烧室中使用的气薄冷却之外在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。 <br/><br/>  对流冷却就是在空心叶片中不停有冷却气在叶片中流动以带走叶片上的热量。冲击冷却其实是一种被加强了的对流冷却,即是一股或多股高速冷却气强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般都是用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上,由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘上的的孔、隙中流出在燃气的带动下在叶片的表面形成冷却气薄。但开在叶片前缘上使冷却气流出的孔、隙会让叶片更加难以制造,而且开在叶片前缘上的孔隙还会使应力极中,对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气薄冷却要比对流冷却的效果好上很多,所以人们还是要不惜代价的在叶片上采用气薄冷却。 <br/>  从某种意义上来说,在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学理合理的冷却方法可能要比开发更先进的耐高温合金更重要一些。因为空心冷却要比开发新合金投资更少,见效更快。现在涡轮进口温度的提升其一半左右的功劳要归功于冷却技术的提高。现如今在各式涡扇发动机的涡轮前进口温度中要有200度到350度的温度被叶片冷却技术所消化,所以说涡轮工作温度的提高叶片冷却技术功不可没。 <br/><br/>  其实在很多军事爱好者的眼中,涡轮的问题似乎只是一个耐高温材料的问题。其实涡轮问题由于其工作环境的特殊性它的难点不只是在高温上。比如,由于涡轮叶片和涡轮机匣在高温工作时由于热涨冷缩会产生一定的变形,由这些变形所引起的涡轮叶片与机匣径向间隙过大的问题,径向间隙的变大会引起燃气泄露而级大的降底涡轮效率。还有薄薄的涡轮机匣在高温工作时产生的扭曲变形;低压涡轮所要求的大功率与低转数的矛盾;提高单级涡轮载荷后涡轮叶片的根部强度等等。除了这些设计上的难题之外,更大的难题则在于涡轮部件的加工工艺。比如进行涡轮盘粉末合金铸造时的杂质控制、涡轮盘进行机器加工时的轴向进给力的控制、对涡轮盘加工的高精度要求、涡轮叶片合金精密铸造时的偏析、涡轮叶片在表面渗透加工中的变形等等,这里面的每一个问题解决不好都不可能生产出高质量、高热效率的涡轮部件。 <br/>  六、喷管与加力 <br/><br/>  尾喷管是涡扇发动机的最末端,流经风扇、压气机、燃烧室、涡轮的空气只有通过喷管排出了发动机之外才能产生真正的推力以推动飞机飞行。 <br/>  涡扇发动机的排气有二部分,一部分是外函排气,一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种,一种是内外函的分开排气,一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣,所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说,在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气,在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式,而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。 <br/><br/>  对于涡扇发动机来说,函道比越高的发动机其用油也就更省推力也更大。其原因就是内函核心发动机把比较多的能量传递给了外函风扇。在混合排气的涡扇发动机中,内函较热的排气会给外函较冷的排气加温,进一步的用气动--热力过程把能量传递给外函排气。所以从理论上来说,内外函的混合排气会提高推进效率使燃油消耗进一步降低,而且在实际上由于混合排气可以降底内函较高排气速度,所以在当飞机起降时还可以降低发动机的排气噪音。可是在实际操作的过程中,高函道的涡扇发动机几乎没有使用混合排气的例子,一般都采用可以节省重量的短外函排气。 <br/>  进行内外函的混合排气到目前为止只有两种方法一种是使用排气混合器,一种是使用长外函道进行内外函排气的混合。在使用排气混合器时,发动机会增加一部分排气混合器的重量,而且由于排气要经过排气混合器所以发动机的排气会产生一部分总压损失,这两点不足完全可以抵消掉混合排气所带来的好处。而长外函排气除了要付出重量的代价之外其排气的混合也不是十分的均匀。所以除了在战斗机上因结构要求而采用外则很少有采用。 <br/><br/>  在战斗机上除了有长外函进行内外函空气混合之外一般都还装有加力装置来提高发动机的最大可用推力。 <br/>  所谓加力就是在内函排气和外函排气中再喷入一定数量的燃油进行燃烧,以燃油的损失来换取短时间的大推力。到目前为此只有在军用飞机和极少数要求超音速飞行的民用飞机上使用了加力。由于各种飞机的使命不同对加力燃料的要求也是不同的。比如对于纯粹的截击战斗机如米格25来说,在进行战斗起飞时,其起飞、爬升、奔向战区、空战等等都要求发动机用最大的推力来驱动飞机。其战斗起飞时使用加力的时间差不多达到了整个飞行时间的百分之五十。而对于F-15之类的空优战斗机来说在作战起飞时只有在起飞和进行空中格斗时使用加力,因此其加力的使用使时长只占其飞行时间的10%不到。而在执行纯粹的对地攻击任务时其飞机要求时用加力的时间连百分之一都不到,所以在强击机上干脆就不安装加力装置以减少发动机的重量和长度。 <br/><br/>  加力燃烧是提高发动机推重比的一个重要手段。现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的。如果不按照加力推力来计算F-100-PW-100的推重比只有4.79连5都没有达到!为了提高发动机的最大推力,人们现在一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力。 <br/>  但当加力燃烧在大幅度的提高发动机的推力的时候,所负出的代价就是燃油的高消耗。还是以F-100-PW-100为例其在全加力时的推力要比无加力时的最大推力高66%可是加力的燃油消耗却是无加力时的281%。这样高的燃油消耗在起飞和进行空中格斗时还可以少少的使用一下,如要进行长时间的超音速飞行的话飞机的作战半径将大大缩短。 <br/><br/>  针对涡扇发动机高速性能的不足,人们又提出了变循环方案和外函加力方案。所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与F-119竞争F-22动力的YF-120发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以0-0.25之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小,使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂,要增加一部分重量,而且费用高、维护不便,于是YF-120败与F-119手下。 <br/>  由于混合加力要求内外函排气都参与加力燃烧,这样所需要的燃油也较多,于是人们又想到了内外函分开排气,只使用外函排气参加加力燃料的方案。但外函排气的温度比较低,所以组织燃烧相对的困难。目前只有少数使用,通常是要求长时间开加力的发动机才会采用这种结构。。</font><br/>
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发表于 2006-12-25 03:40:00 | 显示全部楼层
<p>好文章,这个看起来比发动机设计手册舒服,很能普及大众,谢谢搂主</p>
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 楼主| 发表于 2006-12-25 11:20:00 | 显示全部楼层
<p>呵呵,不敢当.</p><p>看了<strong><font face=\"Verdana\" color=\"#1062de\">pklli</font></strong>兄弟发的好多帖子,真的很精彩!有文笔,有才华。俺很是佩服啊!以后还得多多向你学习啊!</p>[em04]
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发表于 2006-12-25 12:48:00 | 显示全部楼层
<div class=\"quote\"><b>以下是引用<i>dingo</i>在2006-12-25 11:20:00的发言:</b><br/><p>呵呵,不敢当.</p><p>看了<strong><font face=\"Verdana\" color=\"#1062de\">pklli</font></strong>兄弟发的好多帖子,真的很精彩!有文笔,有才华。俺很是佩服啊!以后还得多多向你学习啊!</p>[em04]</div><p></p><p>不敢当啊,大家相互促进吧!</p>
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发表于 2006-12-27 16:28:00 | 显示全部楼层
<p>好帖子不能沉了,顶一个先!</p>
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发表于 2006-12-30 00:39:00 | 显示全部楼层
精彩的涡扇简介!楼主能配点图片就更好
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发表于 2006-12-30 02:00:00 | 显示全部楼层
<div class=\"quote\"><b>以下是引用<i>飞扬的云</i>在2006-12-30 0:39:00的发言:</b><br/>精彩的涡扇简介!楼主能配点图片就更好</div><p></p><p>斑竹你就给代劳了吧</p><p>众兄弟不甚感激!</p>
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发表于 2006-12-30 10:25:00 | 显示全部楼层
<p><img height=\"272\" alt=\"\" src=\"http://www.cmol.cn/images/2004/09/129/1.gif\" width=\"406\" border=\"0\"/></p><p>上图为涡扇原理图</p><p><strong>加力式涡扇发动机</strong>
                <img height=\"168\" alt=\"\" src=\"http://www.cmol.cn/images/2004/09/129/2.gif\" width=\"511\" border=\"0\"/></p><p><strong>不加力式涡扇发动机</strong>
                <img height=\"213\" alt=\"\" src=\"http://www.cmol.cn/images/2004/09/129/3.gif\" width=\"333\" border=\"0\"/></p><p></p>
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发表于 2006-12-30 10:34:00 | 显示全部楼层
<p><span lang=\"EN-US\"><shapetype id=\"_x0000_t75\" stroked=\"f\" filled=\"f\" path=\"m@4@5l@4@11@9@11@9@5xe\" opreferrelative=\"t\" ospt=\"75\" coordsize=\"21600,21600\"><stroke joinstyle=\"miter\"></stroke><formulas><f eqn=\"if lineDrawn pixelLineWidth 0\"></f><f eqn=\"sum @0 1 0\"></f><f eqn=\"sum 0 0 @1\"></f><f eqn=\"prod @2 1 2\"></f><f eqn=\"prod @3 21600 pixelWidth\"></f><f eqn=\"prod @3 21600 pixelHeight\"></f><f eqn=\"sum @0 0 1\"></f><f eqn=\"prod @6 1 2\"></f><f eqn=\"prod @7 21600 pixelWidth\"></f><f eqn=\"sum @8 21600 0\"></f><f eqn=\"prod @7 21600 pixelHeight\"></f><f eqn=\"sum @10 21600 0\"></f></formulas><path oconnecttype=\"rect\" gradientshapeok=\"t\" oextrusionok=\"f\"></path><lock aspectratio=\"t\" vext=\"edit\"></lock></shapetype><p></p></span></p><p><span lang=\"EN-US\" style=\"FONT-SIZE: 9pt; FONT-FAMILY: Arial; mso-fareast-font-family: 宋体; mso-font-kerning: 5.0pt; mso-fareast-language: ZH-CN; mso-ansi-language: EN-US; mso-bidi-language: AR-SA;\"><shapetype id=\"_x0000_t75\" stroked=\"f\" filled=\"f\" path=\"m@4@5l@4@11@9@11@9@5xe\" opreferrelative=\"t\" ospt=\"75\" coordsize=\"21600,21600\"><img src=\"http://www.afwing.com/intro/a12/a12_b03.jpg\" alt=\"\"/></shapetype></span></p><p>上图为通用电气公司改进的不带加力燃烧室的<span lang=\"EN-US\"> F404</span>,即<span lang=\"EN-US\"> F412 </span>型涡扇发动机,每台最大推力为<span lang=\"EN-US\"> 71 </span>千牛<font face=\"Arial\" size=\"2\">。</font><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\"><img src=\"http://images2.sina.com/cnnews/bbs/text/20/2006/0607/U7P1T20D2788F204DT20060607225150.jpg\" alt=\"\"/></span></p><p><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">“</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">秦岭</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">”MK220</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">渦扇發動機在保持</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">WS-9</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">發動機外廓尺寸和附件布局基本不變的情況下,在繼承國內成熟技術的基礎上,通過運\用大量成熟的先進技術和多項預研成果,從增加發動機渦輪前溫度和減輕結構重量兩個方面對</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">WS-9(</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">斯貝</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">MK202)</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">原型機進行現代化改進,大幅度提高了發動機的技術性能,達到了</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">M53P2</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">發動機的技術水平。</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">“</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">秦岭</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">”MK220</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">發動機從</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">1994</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">年開始進行原型機研制到</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">2005</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">年通過設計定型審查,曆經</span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">12</span><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\">個春秋。 </span></p><p><span lang=\"ZH-TW\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\"></span><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\"><p><img src=\"http://news.tom.com/dimg/6/e/668ddb60d7a1b8b5ea15a1dec01edd3514f2.jpg\" border=\"0\" alt=\"\"/></p></span></p><p><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\"><p>上图据说是太行</p></span></p><p><span lang=\"EN-US\" style=\"mso-fareast-language: ZH-TW;\"><p><img height=\"362\" alt=\"\" hspace=\"0\" src=\"http://www.plaaf.net/Articleanalyse/UploadFiles/200431492939412.jpg\" width=\"542\" border=\"0\" dypop=\"J-10的涡扇10发动机\" style=\"FILTER: ; WIDTH: 542px; HEIGHT: 362px;\"/><br/>J-10的涡扇10发动机</p></span></p>
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发表于 2006-12-30 16:50:00 | 显示全部楼层
根据中国航空报的报道,我国在矢量发动机研制方面已经取得很大的突破,关键的试验设备都建设起来了,预计不久的将来我们的太行发动机将会用上适量喷管
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 楼主| 发表于 2006-12-30 19:41:00 | 显示全部楼层
<div class=\"quote\"><b>以下是引用<i>飞扬的云</i>在2006-12-30 0:39:00的发言:</b><br/>精彩的涡扇简介!楼主能配点图片就更好</div><p>说来惭愧啊!小弟寝室的网络卡的要命,有时连论坛的页面都打不开。。。。。。 [em04]</p><p>多谢<strong><font size=\"4\">wizardnuaa</font></strong> 版主补充的精彩图片,以后有机会我也会继续收集相关的资料,与大家分享。<br/></p>
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 楼主| 发表于 2007-1-3 21:15:00 | 显示全部楼层
<p align=\"center\"><br/><img height=\"137\" src=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/images/kno234_01_pic.gif\" width=\"350\" border=\"0\" alt=\"\"/>
        </p><p align=\"left\">  自从<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/person/per402.html\">惠特尔</a>发明了第一台<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno233.html\">涡轮喷气发动机</a>以后,涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机,成为战斗机的首选动力装置,并开始在其他飞机中开始得到应用。<br/><br/>  但是,随着喷气技术的发展,涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出,那就是在低速下耗油量大,效率较低,使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重,但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。<br/><br/>  要提高喷气发动机的效率,首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个部分,即<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno241.html\">热效率</a>和<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno243.html\">推进效率</a>。为提高热效率,一般来讲需要提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比,但在飞机的飞行速度不变的情况下,提高涡轮前温度将会使喷气发动机的排气速度增加,导致在空气中损失的动能增加,这样又降低了推进效率。由于热效率和推进效率对发动机循环参数矛盾的要求,致使涡轮喷气发动机的总效率难以得到较大的提升。<br/></p><p align=\"center\"><img height=\"213\" src=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/images/kno234_02_pic.gif\" width=\"333\" border=\"0\" alt=\"\"/>
        </p><p align=\"left\"><br/>  那么,如何才能同时提高喷气发动机的热效率和推进效率,也就是怎样才能既提高涡轮前温度又至少不增加排气速度呢?答案就是采用涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno233.html\">涡轮</a>,并由这些涡轮带动一排或几排风扇,风扇后的气流分为两部分,一部分进入<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno233.html\">压气机</a>(内涵道),另一部分则不经过燃烧,直接排到空气中(外涵道)。由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇,因此降低了排气速度,提高了推进效率,而且,如果为提高热效率而提高涡轮前温度后,可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径,使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道,就不会增加排气速度。这样,对于涡轮风扇发动机来讲,热效率和推进效率不再矛盾,只要结构和材料允许,提高涡轮前温度总是有利的。<br/><br/>  目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类,即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/plane/pla600.html\">高亚音速运输机</a>,后者主要用于<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/plane/pla100.html\">歼击机</a>,由于用途不同,这两类发动机的结构参数也大不相同。 </p><p align=\"center\"><img height=\"189\" src=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/images/kno234_03_pic.gif\" width=\"511\" border=\"0\" alt=\"\"/>
        </p><p align=\"left\">  不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高,而且风扇直径较大,<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno244.html\">涵道比</a>可达8以上,这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机,而可用飞行速度又比活塞式发动机高,在现代大型干线客机、军用运输机等最大速度为M0.9左右的飞机中得到广泛的应用。根据热机的原理,当发动机的功率一定时,参加推进的工质越多,所获得的推力就越大,不加力式涡轮风扇发动机由于风扇直径大,空气流量就大,因而推力也较大。同时由于排气速度较低,这种发动机的噪音也较小。<br/><br/>  加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的,这时它相当于一台不加力式涡轮风扇发动机,但为了追求高的推重比和减小阻力,这种发动机的涵道比一般在1.0以下。在高速飞行时,发动机的加力打开,外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧,使推力可大幅度增加,甚至超过了加力式<a href=\"http://www.kepu.com.cn/gb/beyond/aviation/knowledge/kno233.html\">涡轮喷气发动机</a>,而且随着速度的增加,这种发动机的加力比还会上升,并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低,开加力时推重比大的特点,目前已在新一代歼击机上得到广泛应用。</p>
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发表于 2007-1-11 14:19:00 | 显示全部楼层
看者很过瘾,楼上的说的对有图片就好了.
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发表于 2007-2-2 13:26:00 | 显示全部楼层
<p>最好配些图,不过也挺好的.</p>
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发表于 2007-2-10 13:42:00 | 显示全部楼层
[em01][em01][em01]
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发表于 2007-2-20 23:42:00 | 显示全部楼层
不容易。我看都看了半天,楼主收集起来的难度可想而知了。
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发表于 2007-2-24 00:20:00 | 显示全部楼层
谢谢精彩的涡扇简介!
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发表于 2007-2-25 22:57:00 | 显示全部楼层
<p>ding............</p>
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发表于 2007-3-12 17:30:00 | 显示全部楼层
<p>好贴,多谢楼主</p>
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 楼主| 发表于 2007-3-15 19:06:00 | 显示全部楼层
<p>谢谢大家对俺的鼓励!</p><p>说实话,俺在发动机领域只能算的上是学徒级的了,只是偶尔发现了一些好的资料,发来与大家共同学习.俺知道在这里有许多高手甚至是专家,俺希望大家都能把自己收藏的好东东拿出来!</p><p>正所谓:\"大家好,才是真的好!\"嘛!</p>[em01][em01]
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发表于 2007-3-16 11:19:00 | 显示全部楼层
俺很是佩服,下载学习.
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发表于 2007-3-19 09:34:00 | 显示全部楼层
很能普及大众,谢谢搂主!能配点图片就更好.
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发表于 2007-4-10 22:29:00 | 显示全部楼层
<p>小弟初来乍到,有幸拜读了搂主的文章,真的是很佩服,不过据我所知俄罗斯的苏27飞机的动力装置好像是什么31Ф,不知是否正确。</p>[em04]
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发表于 2007-4-13 17:46:00 | 显示全部楼层
<p>怎么没人回?</p>
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 楼主| 发表于 2007-4-13 19:33:00 | 显示全部楼层
<p><strong><font size=\"4\">我来回吧,你说的是对的.苏-27使用的是АЛ 31Ф发动机</font></strong></p><p><strong><font size=\"4\">在这里顺便介绍一下这个经典的搭配吧:</font></strong></p><p><strong><font size=\"4\">苏—27简介:</font></strong></p><p>苏—27 (C.O.CV/DbFcS—27)当1989年6月,一架苏—27型喷气战斗机在巴黎国际航展上当着数万人的面作出令人吃惊的“普加切夫眼镜蛇”高度机动飞行特技动作时,人们不能不对这种飞机的优异性能刮目相看。新闻媒介传出中国将分批购置这种超级战斗机以增强防空能力后,苏—27再次引起包括国人在内的各国有关人士的注目。 <br/>苏—27由以前分管研制攻击机和截击战斗机而著称的前苏联苏霍依设计集团研制与生产。苏—27的问世,不仅结束了米格机在前苏联战斗机领域独领风骚的局面,而且使该系列飞机成为居世界前列的尖端兵器。 <br/>与米格—29一样,苏—27展现了完美的气动力设计水平,它采用高推重比、低翼载的设计原则,重视武器的下射能力,可以携带当今最好的导弹武器。与米格—29比,苏—27更大,飞得也更远,最大速度达M2.35,与预警飞机配合后能有效地对低空目标进行远距离拦截或超视距空战,并兼具对地攻击能力。 <br/>苏—27有一个更加高矗的大型水泡形座舱盖及向下倾斜的机头雷达罩,在长长的尾锥体两侧是并列的2台AE—31]涡扇发动机,二片垂尾笔直地装在发动机外侧,腹下左右独立的斜戽形进气口稍稍互为倾斜,后掠40度的梯形中单翼拥有10多个挂架,可携带10枚AA—9、AA—10、AA—8及AA—11型空对空导弹或各种炸弹及火箭发射巢。电子设备方面装备有边跟踪边扫描的相干脉冲多普勒雷达(搜索距离达240千米!跟踪距离185千米)和红外搜索/跟踪器及激光测距仪。飞行员头带头盔目标识别仪,作战自动化程度很高,如此先进复杂的航空电子技术改变了昔日西方的看法,令他们“深感意外”。苏—27的固定武器和其他第三代飞机一样,只是1门30毫米机炮,备弹149发。 <br/>苏—27采用静不稳定气动布局和4余度电传操纵系统。 <br/>苏—27的开发始于70年代,原型机试飞于1977年5月,生产型试飞于1981年4月,1985年形成战斗力,迄今已有数百架服役,北约为它取的绰号为“侧卫”。 <br/>苏—27的改型有: <br/>苏—27A 基本原型机,与大批生产型比较,翼尖呈弧形,前机轮向后收入机身,垂尾装在发动机正上方。 <br/>苏—27B 生产型,翼尖改为导弹发射轨,垂尾向外侧移位,前轮向前收起。 <br/>其双座教练战斗改型是苏—27C(苏—27UB),垂尾加高,保留空战能力。 <br/>苏—27K 舰载战斗机改型,在机头下加装一对小小的后掠型鸭翼(前翼),呈全动作动。主翼外侧部分可向上折叠,前轮改双轮,长长的尾锥被截短,便于从斜甲板上跃升起飞。 <br/>同时加装了着舰钩与空中加油管。但因俄罗斯航空母舰前途未卜,故苏—27K的命运也难测(它的正式定型型号是苏—33)。苏—35是1992年露面的苏—27的多用途改进型,因装有类似于苏—27那样的鸭翼,使其成为世界上第一种进入生产实用状态的“三翼面控制构形”军用机。该机由于拥有尽善尽美的空气动力性能,所以不仅能轻而易举地做出“眼镜蛇”特技,还完成了更令人费解的“画钩弯”高机动动作,能在敌机转弯脱离前就锁定并摧毁之。苏—35的两大改动是全面改进电子设备,甚至创造性地在尾锥中装有后视雷达,以诱导向后发射的R—73导弹!主雷达探测距离猛增到400千米,并可同时追踪15个目标,优先同时攻击其中6个。另外,它采用了“推力矢量控制”装置,让推力也成为强化机动操纵的一个因素。该机装有AL—35涡轮风扇发动机,立尾加大,估计1996年可交付部队使用(曾称为苏—27M)。 <br/><br/>研发背景 <br/>苏-27(Su-27)是由前苏联苏霍伊设计局(Sukhoi Design Bureau)于六十年代末设计的一种前线歼击机(Front-line Fighter,亦称其为拦截歼击机即Interceptor Fighter),北约代号“侧卫”(Flanker)。当时,美国受前苏联全天候改进型米格-21D、米格-25原型机和米格-23原型机首飞成功的影响,从1965年开始相继提出了F-15“鹰”(YF-15 Eagle)重型战斗机计划和F-16“战隼”(YF-16 Fighting Falcon)轻型战斗机计划作为美国空军未来的新主力战斗机,并形成“高低搭配”的概念。而与YF-16竞争轻型战斗机计划失败而落选的YF-17则被美国海军看中成为其主力舰载机F/A-18“大黄蜂”(Hornet)。苏联人当然不甘落后,作为回应,前苏联于1969年开始进行有针对性的PFI(Perspektywnyi Frontowoy Istryebytyel/Perspective Frontline Fighter )未来前线战斗机招标,其主要目标就是要超越F-15,所以这个计划也简称为“反F-15”(Anti-F-15)。 <br/>参与竞标的有雅克福列夫设计局(Yakovlev)的雅克-45(Yak-45)、米高扬设计局(Mikoyan)的米格-29(MiG-29)以及苏霍伊设计局的T-10(苏-27的原型机,为苏霍伊设计局内部编号,T即Triangular代表三角翼布局,10代表苏霍伊设计局的第十种三角翼飞机)。经过一番激烈竞争后,当局决定发展较轻的米格-29以对抗F-16、发展重型的苏-27以对抗F-15。而落选的雅克福列夫设计局则只能抹着眼泪继续独自搞它的垂直/短距起落飞机系列去了。 <br/>作为重型拦截歼击机,Su-27的主要设计战术要求是:最大速度达到2500千米/小时(海平面最大速度1500千米/小时);最大升限18500米;航程2500千米;能够消灭高度为30米到18000米、时速2400千米(海平面时速1400千米)的敌机;能够在1200米长的跑道上起降。 <br/>当时前苏联在先进材料技术(尤其是钛金属)方面和在电传操纵系统方面(已在苏霍伊T-4上试验成功)具有一定优势,这对后来苏-27的发展起了很大作用。不过据传,老苏霍伊认为靠那时候苏联的科技水平尤其是航空电子方面,要造出比F-15好的飞机几乎是不可能的。但到后来前苏联科技人员忘我的工作热情与辉煌的成果使他对自己的项目充满了信心。唉,只可惜他自己没能撑到苏-27上天的哪一刻,帕维尔·奥西波维奇·苏霍伊(Pavel Osipovich Sukhoi)于1975年9月15日与世长辞。在这之后由西蒙诺夫(Mikhail P. Simonov)担任主设计师之职。 <br/>困难重重 <br/>苏-27较以往的俄制飞机最大的创新有两个:翼身融合技术(Blended Fuselage/Wing Layout)与4余度模拟电传操纵系统(Quadruplex Analog Fly-by-wire Control System),这使得苏-27成为前苏联首架具有放宽安定性的飞机。 <br/>优秀的整体气动布局还使得机身可以放置大量燃油。要达到2500千米的航程需要5350千克的燃油,而苏-27可以盛放9000千克的燃油。尽管燃油重量指标远远超过了设计要求,但这也带来一些问题:按设计要求苏-27的机身强度应能在80%载油量时可以承受8g的过载,而这个80%的载油量是针对5350千克而言的。如果在载油量为9000千克时达到这个要求的话,那么为加强强度,飞机的空重将会增长到一个可怕的数字。为此,设计师将设计指标改为标准油箱容量为5350千克,剩下的3650千克燃油空间则作为内部附油箱。这样,苏-27的最大油量航程由原来的2500千米增长为4000千米。 <br/>下一个面临的问题是选择一种合适的发动机。在设计初期本想直接采用现成的AL-21F,但它并不能提供设计要求的推力和经济性。在这种情况下,留里卡设计局(Lyulka Engine Design Bureau)受命开始研发全新的AL-31涡轮风扇发动机。新发动机的基本性能要求是单台推力达到122.5千牛,单台巡航耗油率小于0.061千克/小时/牛,但在当时研发过程中遇到一些困难(如Monocrystal Shovels),所以研制出来的AL-31的性能较设计指标有所下降(如单台巡航耗油率增加到0.068千克/小时/牛)。不过由于AL-31的开发周期长达十几年,所以苏-27的原型机首次试飞时采用的是改进过的AL-21F3型涡轮喷气发动机。 <br/>另一个困扰设计师的大问题是航空电子设备,尤其是雷达设备。原设计准备采用平板缝隙阵列天线(Slit Antenna),但对当时的苏联科技来说太先进了,因此后来所装备的NIIP N-001雷达(北约代号“翼缝背”)还是一种使用传统抛物面天线(Parabolical Antenna)的脉冲多普勒雷达(Pulse-Doppler Radar)。新雷达的探测范围是240千米,而跟踪范围是185千米,并首次具备下视下射能力(Look down/Shoot down capability)。据闻该雷达设计的时候曾经使用了一些美国休斯公司(Hughes Electronics)AN/APG-65(用于F/A-18)和AN/AWG-9(用于F-14)上的一些技术以扩展其探测范围。本来还打算在苏-27上配备R-33雷达制导导弹,但由于和雷达的控制频率不相匹配而被取消。在后期的原型机还开始安装测试与雷达配套的OEPS-27型光电系统,其中包括带激光测距仪的红外搜索跟踪探测器(IRST),配合飞行员的头盔目标指示器(Helmet Mounted Target Designator)可以使苏-27具有离轴攻击目标能力。 <br/>首架苏-27原型机T-10-1于1977年初出厂,并于1977年5月20日在儒可夫斯基试飞研究院(Zhukovsky Air Base and Gromov Flight Research Institute)完成其处女航,试飞员是伊留申(V. S. Ilyushin)。没过多久,在1978年初美国侦察卫星首次拍到T-10-1的照片,由于误将儒可夫斯基当作拉明斯科(Ramienskoje Site),美国人将这架从未出现过的飞机称作RAM-K。1978年T-10-2也出场了,但不久后就由于电传操纵系统故障而坠毁,试飞员耶夫根尼·索罗维约夫(Yevgenyi Soloviov)不幸牺牲。安装了因机匣装在发动机底部倍受争议的AL-31F涡轮风扇发动机的T-10-3于1979年出厂,并于1979年8月23日仍然由伊留申首飞成功。1979年10月31日首飞的T-10-4同样使用了AL-31F发动机。T-10型总共制造了10架,剩余几架(T-10-5, 6, 9, 10, 11号)都使用AL-21F发动机。 <br/><br/>浴火重生 <br/>通过与由波兰间谍马里安·佐查斯基(Marian Zacharski)搞来的F-15性能资料相对比,设计师发现T-10还不能与它的竞争对手相比,很多地方仍处下风。这无疑对花了10年时间费尽心思的苏联人来说是个沉痛打击。究竟是把中等水平的飞机推向生产线,还是继续改进呢?西蒙诺夫顶住来自工厂、研究所内部外部、政府领导层的压力,为了设计出最完美的飞机下令从头来过,几乎重新设计苏-27。实践证明他是正确的. <br/>按新要求制造的T-10-7和T-10-12被命名为T-10S-1(S代表系列即Series)和T-10S-2。T-10S与T-10相比改进很多,主要是 <br/>飞机气动布局做了重新设计:加大机翼面积、减小后略角、除去翼刀、将弧性的翼梢改为方形并加导弹发射轨、后缘襟翼和副翼改为单一的襟副翼并增加 了计算机控制的前缘襟翼、减速板从机身下方改为与F-15一样的机背减速板; <br/>进气道改进:为了避免引擎吸入跑道上的杂物,前起落架向后移到两个进气道之间,进气道内也加装防杂物吸入的网状隔板; <br/>发动机舱重新设计:机匣由发动机底部移到了上部,这样双垂尾也得挪个地方而放置到两个发动机外侧,而尾喷口也变为可调式; <br/>以上几处改进使得飞机的横截面面积大幅减小,综合提高了苏-27的机动性、速度、航程。其他诸如机头、机尾、座舱、起落架等许多地方也作了明显的改进。 <br/>第一架T-10S-1于1980年出厂,1981年4月20日首飞,试飞员还是伊留申。然而此时的T-10S显然不够可靠:1981年9月3日因燃油系统故障T-10S-1坠毁,伊留申死里逃生;随后生产的T-10S-2更好不到哪里去,1981年12月23日由于前缘襟翼故障坠毁,试飞员亚力山大·科马罗夫(Aleksander Komarov)亦不幸牺牲;1982年5月31日出厂的T-10-17(由T-10-7/T-10S-1发展而来)还算幸运,尽管第一次试飞上天就飞掉一个机翼,不过飞机和试飞员尼古拉·萨多夫尼科夫(N.Sadovnikov)都保住性命,而且通过这次飞行找到了前两次事故的解决方案。 <br/>经过一系列的改进,真正的生产型苏-27终于在1982年11月出厂。可是由于电子设备尤其是雷达系统问题解决缓慢,直到1985年苏-27才正式交付部队服役。这样,从1969年刚开始研制到正式服役,苏-27已经走过了16个春秋!而美国的F-15则从1969年末麦道签订研制合同、1972年原型机首飞到1974年末正式服役只用了5年! 不过很明显这多出来的十年苏联人没有白干:Su-27的记录创造机P-42(T-10S改)打破F-15先前创下的爬升时间、速度、高度等多项记录;在与F-15的模拟空战中,苏-27的胜率为1.35:1;1987年与挪威P-3B反潜机遭遇时以垂尾切开其发动机舱并安全返航; <br/>1989年苏-27首次亮相于法国巴黎航展,2300千米的遥遥路程不需加油一口气飞到、最大飞行仰角120度、普加乔夫的眼镜蛇机动(Viktor Pugachev\'s Cobra)、被雷电击中且部分元件被溶化还能完成筋斗并安全降落等等优异表现使得这把十六年磨出来的利剑之光芒更是足以让参展所有飞机自惭形秽,震惊西方! <br/><br/>苏-27现在已经不只有简单的几个型号。凭借其几乎无尽的开发潜力,它已经衍生出空中优势、对地攻击、舰载等几大类近20种型号,成为目前现役飞机中派系最为庞大完整的家族。</p>
[此贴子已经被作者于2007-4-13 19:44:11编辑过]
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 楼主| 发表于 2007-4-13 19:36:00 | 显示全部楼层
<div id=\"artibodyTitle\"><h1>图文:苏27侧卫战机使用的АЛ-31Ф发动机</h1><div class=\"from_info\">http://www.sina.com.cn 2007年01月29日 08:00 <span class=\"linkRed02\"><a href=\"http://jczs.news.sina.com.cn/nz/hkzs/index.shtml\" target=\"_blank\"><font color=\"#000099\">航空知识</font></a></span></div></div><!--Element not supported - Type: 8 Name: #comment--><div class=\"artibody\" id=\"artibody\"><center><font color=\"#000099\"><img alt=\"图文:苏27侧卫战机使用的АЛ-31Ф发动机\" src=\"http://image2.sina.com.cn/jc/p/2007-01-29/U1335P27T1D428863F3DT20070129080029.jpg\" border=\"1\"/></font></center><table height=\"6\"><tbody><tr><td><font color=\"#000099\"></font></td></tr></tbody></table><center><font class=\"f12\" size=\"2\">苏27侧卫战机使用的АЛ-31Ф发动机</font></center><center><font class=\"f12\" size=\"2\"></font></center><center><font class=\"f12\" size=\"2\"></font></center><center><font class=\"f12\" size=\"2\"></font></center><p>  <!--Element not supported - Type: 8 Name: #comment-->现代战机的机载设备和机载系统是十分复杂的,但对飞机的作战能力又是至关重要的。若要真正了解一架飞机,必须了解它的关键设备和系统。</p><p></p><p></p><p>另外,论坛里也有相关资料:</p><p><a href=\"http://bbs1.81tech.com/dispbbs.asp?boardid=198&amp;id=47157&amp;Star=1\">http://bbs1.81tech.com/dispbbs.asp?boardid=198&amp;id=47157&amp;Star=1</a><!--Element not supported - Type: 8 Name: #comment--></p></div>
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发表于 2007-4-13 22:44:00 | 显示全部楼层
顶一个先!
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发表于 2007-5-6 23:27:00 | 显示全部楼层
<p>谢谢<strong><font face=\"Verdana\" color=\"#c728c7\">dingo的回复</font></strong></p>

点评

好贴啊,啊好人,好样的  发表于 2012-6-11 12:56
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