发动机

发动机的区别请问桨扇发动机和涡桨

涡轮风扇喷气发动机的诞生 二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。 涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。 实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。 40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用...全部

  涡轮风扇喷气发动机的诞生 二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。
  涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。 实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。
  40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。50年代，美国的NACA(即 NASA美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。
  55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是 普拉特·惠特尼 (Pratt & Whitney)公司的JT3D 涡扇发动机。
  实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。 1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被 波音707 大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。
  60年代 洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B 大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。 涡轮风扇喷气发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。
  因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。
  而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。
  涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。
  因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。
  这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 涡轮风扇喷气发动机的优缺点 如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。 但涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。
  因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。 涡轮螺旋桨发动机 一般来说，现代不加力 涡轮风扇发动机 的 涵道比 是有着不断加大的趋势的。
  因为对于涡轮风扇发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效率，也就是要降低排气速度和飞行速度的差值，需要加大涵道比； 而同时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前温度也不断提高，这也要求相应地增大涵道比。
  对于一架低速（500～600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这显然是发动机的结构所无法承受的。 　　为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。
  涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和 燃气发生器 组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。
  这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。 　　涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。
   　　尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率，而尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一般为2～6级。
   　　同活塞式发动机＋螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。
  其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。
  在耗油率方面，二者相差不多，但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。 　　由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。
  目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。 桨扇发动机 桨扇发动机融合了涡桨发动机省油和涡扇发动机可在更高速度下巡航的优点，几乎成为10多年前取代涡扇发动机成为军民用运输机的主要动力装置。
  当时，美国GE公司在F404军用发动机核心机基础上研制了GE36无涵道桨扇发动机，并计划在1991年投入使用。美国艾利逊公司（现并入罗-罗公司）也在T701涡轴发动机基础上研制了功率达7650千瓦的578DX对转推进式桨扇发动机。
  以上两种发动机都完成地面试验和飞行试验，达到了预期目的。另外，前苏联、普惠、罗-罗和法国斯奈克玛也都开展了桨扇发动机研究工作。 桨扇发动机作为一种全新的动力装置，由于航空公司考虑到经济因素和其噪声大的桨叶不能被旅客所接受，因此，除乌克兰的D-27桨扇发动机投入小批量生产外，美国研制的几种桨扇发动机都没有进入实用阶段。
   高效、低油耗、低污染的新型航空动力——Д-27桨扇发动机 发动机采用三转子结构，由双转子燃气发生器与СВ-27 双排桨扇所组成的，单元体结构设计。研制单位主要是伊夫琴科-进步设计局，批生产定点单位斯奇发动机联合股份公司和莫斯科国营车尔尼雪夫机械制造公司，СВ-27 为НПП АЭРОСИЛА联合股份公司研制生产。
   发动机的研制工作始于上世纪八十年代中期，伊夫琴科设计局在经充分调研后认为，传统的涡桨发动机由于螺旋桨直径偏大，不太适于中等运输机；而采用较小直径的螺旋桨，又要保证性能指标不下降，则必须大大提高发动机的设计。
  因此设计者们提出研制一种介于螺桨和风扇之间的混合结构，就是桨扇结构。 对于桨扇发动机，原苏联的航空科研单位已经做了大量的研究试验工作，ЗМКБ Прогресс 和НПП Аэросила在Д-36发动机基础上研制了Д-236Т发动机以及СВ-36桨扇，并且经过了一系列的地面及飞行试验，验证了桨扇发动机的特性，基本突破了相关技术难点。
   参与该项目的研究单位还有：中央空气流体动力学研究院（ЦАГИ）、 中央航空发动机研究院（ЦИАМ）和航空材料研究所(ВИАМ)。之后在已有的基础上，安东诺夫设计局（АНТК Антонов）、 ЦАГИ 和 ЦИАМ 又联合开展对АН-70/70Т拟采用的推进系统的预先研究，因此可以说Д-27研制工作是具有相当技术储备的。
    结构和系统 进气道 环形空气收集器、锥体内安装减速器。 桨扇 СВ-27对转式同心轴结构设计的双排桨扇，由АЭРОСИЛА联合股份公司研制生产，前排8个桨叶、后排6个桨叶，大部分推进力是由前排桨叶所产生的。
  与СВ-36相比，СВ-27的桨叶主要是由先进的复合材料制成、并且显著降低了叶片的厚度比（thickness/chord ratio ）。宽弦的弯刀形桨叶，带电子防冰条（electric anti-icing strip ）和抗磨损涂层（abrasion-resistant coating）。
  弯刀形桨扇设计有助于大大降低叶尖速，气动阻力和声扰动。保证发动机在空中高速巡航是的高效率，降低噪声。 低压压气机 5级轴流式，带进口可变弯度导叶，压气机前两级静叶可调。压比5。5。 高压压气机 混合式，两级轴流和单级离心式压气机，总压比5。
  5。 燃烧室 环形 部分圆锥形的结构形式，从高压扩散器引气包裹燃烧室外壁，燃油喷嘴与燃烧室呈90º折角，两排呈放射性布置的高能点火器？（of part-conical form with air delivered from the HP diffuser round the outer periphery。
   Fuel nozzles are diagonal with a 90º bend on entering the chamber。 Two radial high-energy igniters。
  ），头部共有24个燃料注入器污染物排放远低于ICAO（国际民航标准）的规定。 高压涡轮 单级轴流式，单晶涡轮叶片，气膜对流冷却方式，涡轮盘将空气引入内部进行冷却。膨胀比2。68，涡轮进口温度最高达1665K。
   低压涡轮 单级轴流式，单晶涡轮叶片。 动力涡轮 4级，桨扇传动是通过动力涡轮、一根轴和装有推力计的行星减速齿轮箱来完成。 尾喷管 简单固定式喷管 控制系统 双余度双通道全权限数控系统（FADEC）。
  收起