飞机推进系统的发展和基本工作原理 (6).pdf

336 第 11 章 涡轴和涡桨发动机 前面的章节中主要以介绍涡轮喷气发动机(简称涡喷发动机)和涡轮风扇发动机(简称涡扇发动机)的工作原理和使用特性为主，随着国民经济的飞速发展和国防现代化水平的不断提高，直升机和运输机也扮演了越来越重要的角色，其所装配的涡轮螺旋桨发动机(简称涡桨发动机)和涡轮轴发动机(简称涡轴发动机)，虽然和涡喷发动机及涡扇发动机有许多共同之处，但也有很大的差别。后者的工作方式是把燃料燃烧产生的热能转变为发动机输出轴上的机械能；前者则是把燃料燃烧产生的热能转变为喷射气流的动能。由此，两者在结构形式上有很大的不同。另外，一般而言，涡桨发动机、涡轴发动机，多属小型航空涡轮发动机，而涡喷发动机、涡扇发动机，多属大型航空涡轮发动机。因此在学习涡喷发动机和涡扇发动机的基础上，有必要对涡桨发动机和涡轴发动机的工作特点进行简单的介绍。11.1 涡轴发动机涡轴发动机 11.1.1 涡轴发动机的发展简史涡轴发动机的发展简史 涡轴发动机是当前直升机的主流动力装置，也可用于船舶，坦克等设备。1939 年世界上第一架具有实用价值的直升机诞生，由于它具有垂直起落、空中悬停和低速灵活飞行等特点，使得它在军事和民用航空上得到了广泛的应用。20 世纪 50 年代以前都采用活塞式发动机，作为驱动直升机旋翼而产生升力和推进力的动力装置，现在仍有大量采用。涡轴发动机与之相比，由于具有涡喷发动机的特性，所以有很多优点:其功率大，重量轻，功率重量比(功重比)一般在2.5kW/kg 以上；发动机维修简单(特别在低温下不需加温起动)；振动小(无往复运动件、发动机转子平衡精度高)；较小的最大截面改善了直升机的气动力性能。目前，涡轴发动机可产生高达6000hp 冲甚至 10000hp 的功率，活塞式发动机几乎不能做到。涡轴发动机的耗油率虽然略高于活塞式发动机，但其使用的航空煤油要比活塞式发动机用的汽油便宜。涡轴发动机的缺点主要在于，制造相对困难，初始成本也较高。此外，直升机旋翼的转速较低，涡轴发动机需要很重很大的减速齿轮系统进行传动，有时其重量竟占动力系统总重量的一半以上。而活塞式发动机本身转速较低，传动系统相对简单。对于一些普及型或超小型的直升机来说，使用活塞式发动机仍然是较好的选择。涡轴发动机首次正式试飞是在 1951 年 12 月。作为直升机的新型动力，兼有喷气发动机和螺旋桨发动机特点的涡轴发动机令直升机的发展更进一步。随着直升机的普及和其先进性能的体现，涡轴发动机逐渐被视为单独的一种喷气式发动机。在 1950 年时，透博梅卡(Turbomeca)公司研制成阿都斯特-1(Artouste-1)涡轴发动机。该发动机只有一级离心式叶轮压气机，有两级涡轮的输出轴，功率达到了 206kW，成为世界上第一 337 台实用的直升机涡轴发动机。首先装用这种发动机的是美国贝尔直升机公司生产的贝尔 47(编号为 XH-13 F)，1954 年该机首飞。到了 50 年代中期，涡轴发动机开始为直升机设计者大量采用。70 多年来，涡轴发动机不断改进创新、更新换代，共发展了 4 代，当前正在朝着第五代发展，其主要分代依据为单位功率和耗油率。第一代在 50 年代投产；第二代在 60 年代投产的，如俄罗斯 TB2 发动机；第三代则于 70 年代末 80 年代初投产的，如美国 T700 系列、俄罗斯 TB3系列发动机；第四代指90年代以后投入使用的涡轴发动机，如美国的T800和英法的RTM322-1，一些典型的三代、四代涡轴发动机的主要技术参数如表 11-1 所示。表 11-1 典型涡轴发动机主要性能参数 代别 型号 功率/kW 耗油率/(kg/kW h)总增压比 涡轮前温度/K 单位功率/(kW/(kg?)投产年代 第三代 Makila 1376 0.335 10.4 1453 1992 CT7-2A 1212 0.293 16.0 1560 228 1981 PT6C-67C 1251 0.307 12.0 235 2003 第四代 CTS800-4N 1016 0.283 14.0 286 2004 Ardiden 1H 1067 0.2832 12.7 1450 281 2007 现代涡轴发动机的特点是:（1）性能先进。起飞燃油消耗率 0.272-0.340kg/(kWh)，功率重量比 5.0-11.0kW/kg，使装备的武装直升机整个武装系统功率重量比达到 0.30-0.40kW/kg。（2）经济性好。巡航工作状态的燃油消耗率可达 0.299-0.367kg/(kWh)，维护费用低、寿命长(单元体寿命 3000-5000h)。（3）可靠性高。发动机提前更换率低、平均故障间隔时间长、性能衰减率低。（4）有技术发展潜力。具有良好的功率覆盖面和改型的可能性。（5）环境适应性强。武装直升机的防沙能力(一般具有粒子分离器)、红外抑制能力、抗作战损伤及防坠毁能力都比较强 11.1.2 涡轴发动机的分类涡轴发动机的分类 从结构形式上看，涡轴发动机可以分为定轴式或自由涡轮式。定轴式发动机涡轮、压气机和旋翼在一根轴上（如图 11-1 所示），涡轮膨胀功包含了压气机所需求的压缩功和旋翼需要的轴功率。由于发动机转速和旋翼保持一定的转速比，当旋翼转速确定时，通过调节供油改变发动机涡轮前温度来满足飞机的功率变化需求。由于功率变化时转速可以不变，这种构型的发动机具有优良的加速性，但压气机、涡轮难以在全工况范围内都匹配工作在高效率区，因此定轴式涡轴发动机主要应用于早期型号的直升机。1.定轴式涡轴发动机 定轴式发动机的功率输出轴与燃气发生器有机械连接，因此，其突出优点是:（1）功率传输方便、加速性能好;（2）结构简单，输出轴结构便于安排;338 （3）调解简单，一般采用工作状态恒转速调节规律。但定轴式的结构也带来一定的缺点：（1）起动性能差，起动机要带动整个发动机的转子，因此起动加速慢；（2）为改善起动性能，往往要在轴上加装离合装置，以便在起动时不必同时带动惯性很大的旋翼，这将使结构复杂、重量增加;（3）动力传输转速高，使追求涡轮高转速以改善效率与螺旋桨/旋翼要求低转速的设计增加了难度，造成飞机/直升机主减速器重量大。图 11-1 定轴式涡轴发动机 2.自由涡轮式涡轴发动机 而自由涡轮发动机是当前广泛应用的结构形式。自由涡轮实际上就是指与压气机或风扇没有机械联系、其转速不受压气机转速限制的涡轮，因其常作为专用的动力，也被称为动力涡轮，将燃气发生器涡轮出口的燃气能量通过自由涡轮做功并输出。发动机由燃气发生器和装在低压轴上的自由涡轮构成，燃气发生器可以是单转子或双转子，燃气发生器产生高温高压燃气，自由涡轮膨胀功用于给旋翼（或螺旋桨）提供轴功率。这种发动机构型比单轴式灵活，所要求的起动装置功率较小，但是加速性相对较差。图 11-2 自由涡轮式涡轴发动机 自由涡轮式发动机的最主要特点，在于其动力涡轮是独立的，与燃气发生器转子无机械联系，而仅有气动上的联系。这就使其有如下优点:（1）起动性能好。它起动时供给的起动功率只需供给燃气发生器转子转动，而无需带动动力(自由)涡轮转动，因此其起动所需功率可以大大小于同量级的定轴式发动机。它起动加速快、时间短，而且无须在起动机与发动机间加装复合式离合装置。（2）工作稳定。这种发动机的燃气发生器不受其动力(自由)涡轮和负载的影响，其工作稳定性较定轴式好得多；（3）调节性能好。由于其燃气发生器和动力(自由)涡轮各自以不同的转速工作，这可以使 339 旋翼转速始终调节到最佳工作转速；（4）经济性好。自由涡轮式动力涡轮的输出转速大大低于定轴式涡轮输出轴转速，因而降低了传动系统(内减和主减)的减速比和传动损失。而且，在各种使用条件下均可获得较低的燃油消耗率；这使自由涡轮式涡轴发动机的经济性优于定轴式涡轴发动机。（5）便于燃气发生器选配动力(自由)涡轮，这有利于通过核心机派生各种需要的涡轴发动机。自由涡轮式涡轴发动机的缺点是:（1）结构复杂。在燃气发生器转子的基础上，增加了动力(自由)涡轴系，增加了轴系的支承和相应的转速测量与控制的要求。（2）动力涡轮加速性较差。这是由于燃气发生器转子加速过程中，与带动负载的动力(自由)涡轮无机械联系。但现代涡轴发动机通过对燃气发生器加速性的进一步改善，弥补了动力涡轮加速性较差的缺点。在轴功率输出形式上又可分为功率前输出和功率后输出的结构形式，例如图 11-1 就是功率前输出的形式，而图 11-2 就是功率后输出的形式。从功率量级上通常将功率大于 3680kW 级的，一般称为大型发动机；等于、小于 3680kW 级的，一般称为中小型发动机；在 1420kW(或压气机进口换算流量小于 9 kg/s)以下级的，称为小型发动机。11.1.3 涡轴发动机的结构特点涡轴发动机的结构特点 涡轴发动机与常规发动机一样，其主要部件包括进气装置、压气机、燃烧室、涡轮、排气装置等。但由于涡轴发动机的使用条件，安装位置等条件的影响，涡轴发动机也有自身的一些特点。1.进气系统 由于涡轴发动机多应用于直升机，直升机的飞行条件也使其进气装置与常规固定翼飞行器的进气装置相比，有以下特点。（1）采用收敛性进气道。直升机飞行速度不大(一般 200 300km/h)，而要求较好的机动性(特别是军用武装直升机)。采用收敛形进气道，可以消除以垂直、大坡度升降为特点的飞行方式造成发动机常处于大气流迎角工作而带来的不利影响。为此，涡轴发动机进气装置进口边缘设计成亚声速型面，并将通道设计成大收缩比的。亚声速进口前缘型面，可导致气流沿前缘圆滑绕过，不至形成很大的气流分离；收敛型进气道适应直升机飞行速度小的特点，空气动力压缩主要在进气装置前实现。因气流在进气道前缘外壁附近流动方向转变不大，不易发生分离，不但发挥了收敛型进气道内流动损失小的特点，而且外部阻力损失也不大；气流在收敛型通道内作加速运动，可改善气流的不均匀性，使压气机进口流场比较均匀，为压气机稳定工作创造了条件。340 （2）采用惯性粒子分离装置 采用粒子分离装置的进气道，也称多功能进气道，是直升机动力装置的特点之一。粒子分离装置的目的是防止尘沙进人发动机内通道磨损机件或破坏发动机工作。直升机垂直起降，长时间近地工作，特别是武装直升机的使用环境差，常常在沙漠或泥土沙地上起降，粒子分离器使吸入的空气流中的尘沙在离心力的作用下被甩到边缘，随同部分空气(10%左右)吹出机外。但设此装置，要使涡轴发动机的功率损失 2%7%。有的粒子分离器装置，如属于直升机的涡轴发动机的粒子分离装置则同进气装置设计成一体。（3）采取防燃气回流进入进气装置的技术措施 直升机旋翼旋转造成空气旋流，在直升机近地悬停状态或在大风下起飞时，可导致燃气排气回流进人进气装置。燃气回流破坏了进气温度场的均匀性并使进气温度升高，不仅会使发动机输出功率减少，还会引起气流流场不均匀，进而影响压气机的稳定工作，还可引起发动机超温。因此，在设计上，要合理选择进气口位置。2.压气机 涡轴发动机的压气机经历了纯轴流式，轴流离心组合式，单、双级离心式的发展过程。现代涡轴发动机主要趋势是大量采用若干级轴流加一级离心的组合式压气机。这主要是为实现高的增压比和高效率要求而发展的。（1）轴流式压气机 早期的涡轴发动机结构多采用定轴式，因而其压气机多采用多级轴流式压气机，特别是与涡桨兼容发展的型号更是如此。例如，于 20 世纪 50 年代发展的苏联伊索托夫设计局的 TV2-117A 和美国通用电气公司的 T58-GE-100 涡轴发动机均采用 10 级轴流式压气机。此外，早期发展的自由涡轮式涡轴发动机也有采用轴流式压气机的，如苏联 50 年代发展的索洛维也夫设计局的 D-25 V 型，为 9 级轴流式压气机。轴流式压气机的特点是，可采用多级以达到高的增压比，相对的小截面积，即单位横截面面积空气流量大。但轴流式压气机单级增压比低(一般在 1.6 以下)，对要求高增压比的小型涡轴发动机来说，如采用多级轴流式压气机，将因为转子跨度过长而出现转子动力学上的难题，而且结构较复杂，稳定工作范围较窄二为了扩大稳定工作范围，常常采用前几级静子叶片可调或加装放气机构，这进一步增加了结构复杂性。对于流量比较小的发动机，采用多级高增压比的轴流压气机，其后几级的叶片通道和叶高将小而短，叶片会很薄，因此气流流动损失会增大，效率降低，而且叶片很薄增加了加工的困难。（2）轴流与离心组合式压气机 上世纪 70 年代末起，宽弦长跨声级轴流压气机和跨声级离心压气机研究有迅速进展。尤其是离心压气机的三维设计技术和五坐标数控加工技术有了突破，离心压气机的效率有了很大的提高。为解决小型涡轴发动机高增压比给多级轴流压气机带来的转子动力学等问题，多采用几 341 级轴流和单级高增压比的离心压气机的组合式压气机。表 11-2 给出了一些典型涡轴发动机的组合压气机结构及有关数据。表 11-2 现代典型涡轴发动机的组合式压气机结构及有关数据 发动机型号 压气机结构形式 空气流量/（kg/s）总增压比 WZ8A 1A+1C 2.48 7.88 TM333 2A+1C 3.03 11.00 GEM60 4A+1C 4.20 14.38 TRM322-01 3A+1C 5.73 14.72 GE27 5A+1C 12.60 20.00 T800-APW 2A+1C 4.00 15.00 说明：A轴流式；C离心式。上述组合式压气机的效率均达到 0.8 左右，在效率相当的情况下，大都在提高离心级负荷上下功夫。一般说轴流单级增压比在 1.3 1.55 而组合式压气机中的离心压气机单级增压比可达 3 5。（3）离心式压气机 在涡轴发动机上大量采用轴流离心组合式压气机基础上，从涡轴发动机高转速转子动力学和抗外物能力的进一步要求出发，希望采用刚性和抗外物能力更佳的方案。在满足涡轴发动机足够的总增压比要求和不过多降低效率的前提下，直升机动力允许迎风面积稍大，以获得刚性更好的转子结构和抗外物能力更强的压气机。因此，随着离心压气机设计加工技术的提高，现代和新一代(第四代)涡轴发动机也有采用单级或双级离心式压气机方案的。表 11-3 给出了一些采用纯离心式压气机的涡轴发动机相关数据。表 11-3 采用纯离心式压气机的涡轴发动机相关数据 发动机型号 压气机结构形式 空气流量/（kg/s）总增压比 PW200 1C 1.59 3.00 TM319 1C 2.54 8.60 MTR390 2C 3.2-3.4 13.14 T800-LHT-800 2C 3.17 14.00 这种离心式压气机，当采用双级离心式时，带来前级径向气流向后级轴向转弯而导致气流损失变大的问题。因此，在设计上要求采取有良好气动性能的结构，以避免损失增大。3.燃烧室 早期的涡轴发动机多采用与涡喷发动机类似的管环型燃烧室，而随着技术的发展，现代涡轴发动机多采用折流型或回流环形燃烧室。（1）折流环形燃烧室 涡轴八系列发动机采用的就是折流环形燃烧室。它主要火焰筒外环、火焰筒内环和篦齿封严套筒等组成(见图 11-3)。空气和燃气在燃烧室内的流程如图 11-4 所示 折流环形式也称折流环形甩油盘式燃烧室。这种方案的特点是燃油供油压力低、雾化质量高、周向分布均匀，而且结构紧凑，其最大直径与采用的组合式或离心式压气机的出口接合面尺寸相当。如法国透博梅卡公司的阿赫耶系列、马基拉系列，它们均带有离心式甩油盘，需要 342 燃气流折流与相应的供油系统，这种方案能使燃油分布均匀，达到所需要的雾化程度，且与燃油供油压力无关。其雾化只取决于旋转速度，它不需要高压燃油泵，大大简化了燃油系统并增加了安全性。但这种甩油盘式折流环形燃烧室刚性差，而且低转速下燃油雾化不良，影响燃烧效率，不宜用在流量大的发动机上。图 11-3 涡轴八燃烧室组件 1.紊流板 2.混合器 3.自由膨胀螺栓 4.进气斗 5.第一级涡轮导向器外环 6.涡轮防护罩 7.内环后安装边 8.紊流板 9.篦齿封严套筒 10.防火环 11.甩油盘 343 图 11-4 涡轴八燃烧室组件燃烧室内的空气和燃气流动情形（2）回流环形燃烧室及其特点 直升机发动机发展到第三代末和第四代，中、小型涡轴发动机多采用回流环形式燃烧室。在尺寸和结构形式上，恰好与第四代涡轴发动机采用的单级或双级纯离心式压气机方案相匹配，使得压气机和涡轮转子之间距离最短。这首先在缩短全机尺寸，提高整体刚性和解决转子动力学问题等方面得到好处。其特点是对压气机出口流场不敏感，出。口温度均匀，可采用直接点火，减少发烟和污染，而且单位气动负荷大、单位容热强度高，燃烧室燃烧完全度高、流速低、压力损失小。目前，燃烧完全度达 0.99 以上，燃烧室总压恢复系数 0.965 0.980，出口温度周向不均匀度达 0.2 0.30,涡轮导向器后周向温度不均匀度可达 0.08 0.12。随着涡轴发动机涡轮前温度日益提高，对温度的不均匀度要求更高，以防止热点温度过高，烧坏涡轮部件。而回流环形燃烧室在这方面则较为优越。这种回流环形燃烧室的缺点是，需冷却的火焰筒表面积相对增大，火焰筒通道高度小，存在转弯附加损失问题。4.涡轮 在 11.1.2 中已经介绍当前大多数涡轴发动机最重要的特点，那就是拥有自由涡轮，前面已经介绍了自由涡轮式涡轴发动机的优缺点，下面对自由涡轮的工作过程进行简单的介绍。燃气发生器的高温燃气首先流过带动压气机的燃气发生器涡轮，然后流过将轴功率传输给减速器进而驱动(或无内减速器而直接驱动)旋翼负载的动力涡轮。采用双轴式(分轴)涡轮结构，可保证涡轴发动机在宽广的飞行状态和发动机工作状态变化范围内稳定工作。自由涡轮转速较燃气发生器涡轮转速（30000 50000r/min）低得多，现代涡轴发动机的自由涡轮输出转速(带内减速器)为 2000 8000r/min，多为 6000r/min 左右或更低。不带内减速器的输出转速为 10000 30000r/min，这就减小了直升机减速器的传动比，既简化了结构，又减小了重量。涡轴发动机燃气发生器涡轮和自由涡轮发出的功率比，由燃气发生器的压气机和直升机旋翼的需用功率决定，它们取决于两组涡轮的焓降。自由涡轮的转速较小，原因正在于燃气通 344 过它时充分膨胀和它的直径通道比燃气发生器涡轮的大。焓降在涡轴发动机两组涡轮(燃气发生器涡轮和自由涡轮)间的分配，取决于涡轴发动机的工作状态。在发动机起动时，实际上燃气的全部焓降在燃气发生器涡轮中完成，这减轻了起动机驱动燃气发生器转子的负荷。随着转速和热焓的增加，在燃气发生器涡轮后出现了剩余热焓，再通过自由涡轮膨胀做功输出轴功率，便可平稳地驱动直升机旋翼。涡轴发动机的工作状态加大时，则焓降在自由涡轮中的分配加大，致使自由涡轮转速增加。飞行条件变化时，涡轮中的烩降将重新分配，这是通过控制系统(液压机械式或全功能数字式控制系统)改变喷向燃烧室的供油量，以恢复破坏了的平稳。在涡轴发动机全部工作状态范围内，通过改变旋翼桨距控制自由涡轮转速达到新的平衡，目的是保证旋翼始终以最高的效率工作。但是，涡轴发动机工作状态的改变将伴随自由涡轮燃气膨胀比的明显变化。因此，为保证发动机的经济性(特别是巡航状态)，直升机涡轴发动机上的自由涡轮通常均按中间工作状态进行设计。5.排气装置 排气装置用来排出燃气流，并起到减速扩压作用。一般涡轮喷气发动机排气装置设计成收敛式，而涡轴发动机排气装置则设计成扩散式，这可使燃气在自由涡轮内充分膨胀做功，使自由涡轮出口静压低于大气压，必须扩压才能排入大气。其目的在于尽可能使通过自由涡轮的烩降转变为轴功率。因为对于涡轴发动机来说，在直升机上的安装特点决定其难于利用燃气经自由涡轮膨胀做功后又经排气装置的剩余推力。现代涡轴发动机 95%以上的可用功用于自由涡轮向外输出轴功率，只有 5%以下循环功用来增大气体动能而产生推力，因而，排气装置出口燃气流的流速较小。为适应涡轴发动机减小尺寸和质量的要求，因排气装置进口燃气流速较大，为增大自由涡轮功，在自由涡轮前燃气流参数一定条件下，只有降低自由涡轮后的压力和流特别是通过降低静压，增大自由涡轮功。这时涡轮出口气流一般是总压大于大气静压低于大气压。这就是设计成扩散式涡轴发动机排气装置的原因。6.减速器 涡轴发动机为使其较高的输出轴转速适应较低的直升机旋翼转速的要求，一般在设计上均设有体内减速器。一般采用星形轮系和斜齿轮普通轮系，其减速比多在 3.5 7 之间，比涡轮螺旋桨发动机的内减速器减速比(一般 10 15 之间)要小得多，这是因为直升机有主减速器，可以进一步降低转速，以满足旋翼的需求。涡轴八发动机的体内减速器位于发动机后部，它的一端与自由涡轮相连(所以也称为自由涡轮减速器)，另一端与功率轴相连。它是一个定轴传动的两级减速器，用来将很高的自由涡轮转速，减速到相当低的功率轴输出转速，其减速比为 0.144279。减速器由机匣、减速齿轮组和扭矩器组成，如图 11-5 所示。345 当自由涡轮转速为 41586 r/min 时，各齿轮对应传动数据如表 11-4 所示。表 11-4 各齿轮对应传动数据 齿轮标号 齿 轮 名 称 齿 数 自由涡轮转速41586（r/min）3 主动齿轮 29 41586 4 中间大齿轮 99 12182 中间小齿轮 33 12182 6 输出齿轮 67 6000 但现代涡轴发动机也有一些型号设计成无体内减速器的，即由动力涡轮直接经直升机主减速器驱动旋翼。例如，通用电气公司的 T700-GE-701A，就是们靠直升机主减速器将发动机输出轴转速降至直升机旋翼转速。图 11-5 涡轴 8 发动机体内减速器 1.自由涡轮轴 2.联轴器 3.主动齿轮 4.中间双齿轮 5.测扭装置 6.输出齿轮 7.功率轴 8.减速器机匣 11.1.4 涡轴发动机的涡轴发动机的特性特性 直升机用的涡轮轴发动机的飞行速度变化范围很小，可以 图 11-6 涡轴发动机的节流特性 346 忽略其影响。因此直升机用的涡轮轴发动机不考虑速度特性，其特性主要有节流特性、大气温度特性以及高度特性。1.涡轴发动机的节流特性 轴功率eN和轴功率耗油率esfc随发动机换算转速的变化关系称之为节流特性（或者涡轮压气机的转速特性）。图 11-6 所表示的是绘制在相对坐标中，7cd及*4T1200K 的涡轮轴发动机的节流特性曲线。由图 11-6 可见，定性地来看，这些特性曲线的分布好像涡轮喷气发动机的节流特性曲线，不过在此图中是在恒定的自由涡轮转速（或换算转速）下，来研究自由涡轮的轴功率，而不是研究推力。从此图线可见，随着corn的下降，发动机的功率急剧地减小，而esfc则是随着corn的下降，起初提高得很慢，然后提高得越来越快。由于在对于发动机的经济性特别重要的主要巡航状态下节流特性曲线呈现如此变化规律，所以涡轮轴发动机的经济性这时明显地恶化。节流特性的变化规律是由过程参数、通过发动机的空气流量，以及发动机各主要部件的效率等随着corn的变化特点所决定的。定性地来说，这些参数的变化情况与单轴的涡轮喷气发动机在eAconst 条件下随着corn变化的情况相同。eN的减小是*4T、c以及aW下降所造成的后果。同时降低*4T及c会引起循环的热效率下降及发动机的经济性恶化，这是引起经济性恶化的主要原因。涡轮轴发动机在小换算转速的工作状态时经济性的进一步恶化，是由于压气机效率的下降（因压气机各级的工作不协调所致）及在n=const 的条件下，自由涡轮效率的下降等所引起的。2.涡轴发动机的大气温度特性 在选定的调节规律下，通常是在n=const 条件下，在给定的工作状态下，轴功率eN和耗油率esfc与大气温度HT（或Ht）的关系称之为大气温度特性，图 11-7 所表示的是以相对坐标表示的大气温度特性曲线。由此图线可见，当Ht降低时，eN是增大的，而esfc却是降低的。功率之所以增大，其原因在于随着Ht的降低，通过发动机的空气的密度与流量增大，以及由此而引起的c的升高，*4T随着的Ht下降而下降。由图 8-33 可见，在负的大气温度下，当Ht降低时，eN的增大及esfc的降低都缓慢一些，这是由于在高corn值的范围内，)(2q的增长速度减慢，以及压气机的效率在这个范围内显著降低等而引起的。在发动机的这个工作状态范围内，压气机的稳定裕度通常也是减小的。图 11-7 涡轴发动机的大气温度特性 347 3.涡轴发动机的高度特性 在给定的发动机工作状态及选定的调节规律下，轴功率eN和耗油率esfc与飞行高度的关系称为涡轮轴发动机的高度特性。图 11-8 所示为某涡轮轴发动机最大状态下的高度特性。直升机最高的飞行高度通常不超过 68km，在这个高度范围内，设计状态是在0dH，而其调节规律为*4Tconst，并且没有任何其他限制。这种情况下的高度特性如图 11-8（a）所示。在这种情况下eN随高度增加而急剧下降，且esfc减小。eN随高度增加而下降的原因主要是流过发动机的空气质量流量降低所致，而esfc随高度增加而减小是由于大气温度随高度增加而降低，引起热力循环增压比和加热比的提高使循环热效率得到改善所致。虽然直升机最大飞行高度一般不会超过 68km，但随着飞行高度增加，Re的减小对于直升机用的小尺寸燃气涡轮轴发动机的影响还是很大的。在crReRe 范围内，不仅使发动机部件效率降低，而且使发动机的空气质量流量也减小，这一方面导致eN随高度增加而减小得更多；另一方面使esfc随高度增加而减小的幅度减小（见图 11-8 中的虚线）。高空燃气涡轮轴发动机是以能获得设计飞行高度dHH 上给定功率的条件进行设计的。这样在大于设计飞行高度上，发动机的高度特性与前面刚讨论过的具有0dH的发动机高度特性没有差异，如图 11-8（b）所示。但在dHH 时，发动机必须工作于emaxeNN 的限制状态下。由于涡轮前燃气温度*4T和发动机转速的降低又进一步导致esfc的增加。为此，从0dH到dHH 的整个飞行高度范围内，必须降低涡轮前燃气温度*4T和相应的发动机转速来保证emaxNconst。（a）（b）图 11-8 涡轮轴发动机的高度特性 348 11.2 涡桨发动机涡桨发动机 11.2.1 涡桨发动机的发展简史涡桨发动机的发展简史 涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机是一种主要依靠螺旋桨产生的拉力或推力驱动飞机的航空动力装置，非常适合中等飞行速度(400-800km/h)的飞机使用。与航空活塞式发动机相比，涡桨发动机具有功重比大、迎风面积小、振动小等优点，特别是随着飞行高度的增加，其性能更为优越；与涡轮喷气和涡扇发动机相比，它又具有耗油率低、起飞推力大等优点。涡桨发动机的这些特点对于往返于中小型机场甚至简易机场的短、中程运输飞机和通用飞机来说是非常适宜的。自 20 世纪 50 年代起，世界各国纷纷发展了以涡桨发动机和涡扇发动机为动力的中型运输机，其后因涡桨发动机高速性能不理想，市场逐渐被涡扇发动机挤占。近年来，由于燃油价格飘升，涡桨飞机的经济性优势更为凸显出来，同时随着螺旋桨设计、制造技术的进步，涡桨飞机在高亚声速飞行时的推进效率大大提高，涡桨飞机重新受到军民用户的青睐，目前，涡桨发动机在中低速飞行的运输机、轰炸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得到广泛应用。1942 年，英国研制出世界上第一台涡桨发动机“曼巴(Memba)”，配装在皇家海军“塘鹅”舰载反潜飞机上。1945 年由 Derwent 涡喷发动机发展成的涡桨发动机，装于皇家空军著名的“流星”战斗机上首飞成功，标志着涡桨发动机进人实用阶段。此后，英国、美国和前苏联也陆续研制出多种涡桨发动机，如 Dart，T56，AI-20 和 AI-24 等。强劲的动力造就了一大批声名显赫的运输机和轰炸机。例如，美国于 1956 年服役的涡桨发动机 T56/501，配装于 C-130 运输机、P-3C侦察机和 E-2C 预警机等多型飞机，经过不断改进改型，功率从 2580kW 发展到 4414 kW，用途上从军用转化为民用，且成系列化发展，目前已生产了 1700。多台，出口到 50 多个国家和地区。据报道，目前 T56 发动机仍在不断发展中，可能还会再服役 30 年;前苏联的 NK-12M 的起飞功率达 11025kW，是世界上功率最大的涡桨发动机，用于图-95“熊”式轰炸机、安-22 军用运输机和图-114 民用运输机等。加拿大普惠公司的 PT6A 发动机在民用涡桨发动机领域，无论是生产数量还是产值，都是领头羊的角色。短短 40 年间，该发动机已系列化发展出数十个型别，功率范围涵盖 350-1100kW，被 144 个国家的近百种飞机选做动力。美国于 1990 年代在 T406涡轴发动机的核心机基础上研制出新一代高速支线飞机、军用运输机和海军巡逻机用的 AE2100涡桨发动机，它是目前较为先进的涡桨发动机之一，功率范围为 2983-4474 kW，高温和高空性能优异，起飞耗油率较低，仅为 0.25kg/(kWh)。涡桨发动机亦已发展了 4 代，其中一些典型型号的涡桨发动机技术性能参数如表 11-2 所示。可以看出随着涡桨发动机技术的不断进步，涡桨发动机的涡轮前温度不断提高，当前已经达到 1500k 左右；总增压比不断提高；起飞耗油率在不断下降。表 11-2 典型涡桨发动机主要性能参数 代别 国别 型号 起飞功率 起飞耗油率总增压比 涡轮前温度 349 (kW)（kg/kW h）/K 第一代 加拿大 PT6A-27 680 0.367 6.3 1228 美国 TPE331-1 496 0.368 8.34 1286 英国 Dart6M 1145 5.5 1123 前苏联 NK-12 9200 0.302 9.5 1250 第二代 加拿大 PW 120 1491 0.286 12.14 1422 美国 CT7-5A 1294 0.29 16 1533 前苏联 TVD-10 671 0.365 7.4 1160 第三代 英国 AE2100A 3096 0.25 16.6 美国 PW 150 3781 0.255 17.97 1533 俄罗斯 TVD-1500B 956.2 14.4 1500 第四代 欧洲 TP400-D6 8203 25 1500 俄罗斯 TV-117S系列 2088 0.255 17 1530 11.2.2 涡桨发动机的涡桨发动机的特点特点 实际上涡桨发动机与涡轴发动机结构特点基本一致，其类型划分也无区别，通常在航空发动机设计史上，也有将将涡轴发动机改为涡桨发动机的实例，例如我国的涡桨九发动机就是以涡轴八 A 为基础改型而成的。但涡桨发动机也有其自身的特点。首先在工作方式上。涡轮螺旋桨发动机.工作时，空气经进气道进人压缩器，在压缩器内受到压缩，压力提高。然后流进燃烧室，与喷嘴喷出的燃料混合燃烧，得到大量的热能，温度升高。高温、高压的燃气流人多级涡轮，在各级中逐次膨胀，把熔转换为机械功，带动压缩器和螺旋桨旋转，发动机即借螺旋桨旋转产生拉力。燃气流出涡轮后，经喷管喷出，产生推力。这种发动机工作时，燃气的膨胀几乎全部在涡轮中完成，所以涡轮出口燃气的速度较大，压力则仅稍大于或等于大气压力，有时为了增大传给螺旋桨的功率，涡轮后的压力甚至比大气压力还低(在这种情况下，喷管做成扩散形，使燃气流到喷口处，压力增大到大气压力)，正因如此，喷管的膨胀比很小，燃气在喷管中膨胀得很少，甚至于不膨胀，所以喷气速度比涡轮喷气发动机小得多，气体加速喷出所产生的推力也小得多。从上述工作情形可以知道，涡轮螺旋桨发动机与涡轮喷气发动机两者的实际循环是一样的，因此从热力机的角度来看，它们之间在本质上没有什么不同。然而，从推进器的角度来看，这两种发动机产生推进力的方式却有很大的差别。涡轮喷气发动机只靠增大流过发动机的气体的动能来产生推力;涡轮螺旋桨发动机则不但借增大流过发动机的气体的动能产生推力，而且还借螺旋桨旋转产生拉力。发动机工作时所产生的推进力由反作用推力和螺旋桨拉力两部分组成，这是涡轮螺旋桨发动机工作的主要特点。其次大功率的涡桨发动机，为了提高螺旋桨效率和减小螺旋桨的尺寸，一般都装有两个螺旋桨；这两个螺旋桨经过减速器的传动，向相反的方向旋转，从而可起到平衡反作用力矩和陀螺力矩的作用。此外由于没有主减速器，涡桨发动机的传动比相比于涡轴发动机也大很多。下面，以涡桨-6C 发动机为例介绍涡桨发动机的体内减速器。350 FWJ-6C 发动机的减速器是封闭差动游星式，第一级是差动游星式，第二级是简单定轴传动，其减速比为 0.08732，当涡轮转速为 12300 r/min 时，螺旋桨的转速是 1074 r/min。减速器内还装有测扭机构、负拉力自动顺桨传感器及负拉力自动顺桨系统的检查装置。FWJ-6C 减速器是封闭差动游星传动机构，其传动系统见图 11-9。它包括定轴传动机构的第二级（图 11-10a）和差动游星传动机构的第一级（图 11-10b）。图 11-9 减速器的传动系统 1.弹性轴；2.游星架；3.测扭机构；4.中间齿轮架；5.测扭泵传动从动齿轮；6.第二级齿轮毂；7.桨轴；8.第一级齿轮毂；Z1.第一级主动齿轮；Z2.游星齿轮；Z3.第一级内齿轮；Z4.第二级主动齿轮；Z5.中间齿轮；Z6.第二级内齿圈。351 图 11-10 减速器的传动原理 弹性轴 1 前端的花键上，装有第一级主动齿轮 Z1，Z1 和 4 个游星齿轮 Z2 啮合，游星齿轮在定轴传动机构中，所有齿轮的旋转轴线都是固定的，只要给定其中一个构件的运动，整个传动机构的工作就确定了。如果使上述定轴传动机构中的中间齿轮轴不固定，即其中间齿轮像地球既自转又绕太阳公转一样，一面绕自身的轴转动，同时绕主动齿轮的轴公转，这就成为差动游星传动机构见图11-10b。在图示各齿轮转向的情况下，由于游星齿轮公转的影响，使差动游星传动机构内齿圈的转速较定轴传动机构内齿圈的转速为小。另外，差动游星机构与内齿圈固定的游星机构比较，由于内齿圈转动对游星齿轮公转的影响，便前者的游星齿轮公转转速较后者的为小。在差动游星传动中，需要给定其中两个构件的运动，整个传动的工作才能确定下来。如给定第一级主动齿轮 Z1 和游星架转动（即游星齿轮公转）的转向和转速，那么第一级内齿圈的转向和转速即被确定。当用图 11-10a 的定轴传动机构将上述差动游星机构封闭起来，即使第二级主动齿轮 Z4 与第一级内齿圈 Z3 连接，同时适当选择 Z4 和 Z6，使第二级内齿圈 Z6 的转速与转向和游星架一样，并通过桨轴将二者连在一起，这样的机构就叫封闭差动游星传动机构。机构内各构件都只有唯一的运动。这种机构与定轴定轴双级和定轴游星双级机构比较，在外径尺寸相同的情况下，这种减速比较小。同时，在这种机构内，发动机功率通过游星架和第二级内齿圈分两路传给桨轴，因而各齿轮所承受的负荷较轻。发动机转子通过压气机转子的前轴颈带动减速器的主动轴弹性轴，弹性轴的旋转方向，顺飞行方向看为反时针。Z2 又与第一级内齿圈 Z3 啮合。弹性轴反时针转动，游星齿轮便绕本身轴顺时针转动，与此同时，还沿着与它内啮合的第一级内齿圈反时针方向滚动，即游星架反时针转动。游星架是用花键与桨轴连接的，因此带动桨轴反时针转动，发动机输出功率的第一部分由游星架传给桨轴。第一级内齿圈通过其轮毂用花键与第二级(即跨轮级)主动齿轮 Z4 连接，并一起顺时针转动，Z4 与 6 个中间齿轮 Z5 啮合，中间齿轮 Z5 则反时针转动，而中间齿轮轴是装在中间齿轮架上。由于中间齿轮架是通过测扭机构与减速器机匣连接的，因而它是一个固定零件。中间齿轮带动与它内啮合的第二级内齿圈 Z6 反时针转动。Z6 的轮毂与桨轴用花键连接，因此，也带动桨轴反时针转动，这是一条传递功率的路线。减速器各齿轮的齿数是:Z1=Z4=35；Z2=Z5=31；Z3=Z6=97。其减速比为：i=n 桨/n=0.08732 其中：i 减速比；n 桨螺旋桨转速，r/min；352 n发动机转速，r/min。经第一级传给桨轴的功率为：N1=(1+Z3/Z1)iN 轴=0.33N 轴 其中：N 轴轴功率。经第二级传给桨轴的功率为：N2=Z3Z6/ZlZ4iN 轴=0.67N 轴 减速器的各齿轮均为渐开线圆柱直齿轮，其模数是3.8788 mm，压力角