1－大型客机的动力－陈懋章

nullnull用于大型客机 的 大涵道比涡扇发动机 陈懋章 北京航空航天大学，能源与动力工程学院 2007 目录目录一，引言 二，风扇气动设计技术与发展趋势 2.1 风扇气动设计技术现状 2.2 风扇气动设计发展趋势 三，高压压气机先进设计技术与发展趋势 四，先进涡轮设计技术 五，结论 一，引言一，引言航空燃气涡轮发动机以其先进性和复杂性成为一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。 军用发动机更主要追求高的推重比/功重比；而民用发动机则有更多方面的技术要求，如经济性、安全可靠性和环保等。 目前我国已将大型民用客机正式列为中长期发展中的重大专项，而世界干线客机的动力100%均采用涡轮风扇发动机，这种状态在未来相当长的时期内不会有根本性的变化。 一，引言一，引言 目前现役大型客机的典型技术指标如下： l  飞行速度：800~850km/h（M=0.75~0.8，11km高空） l        巡航耗油率：0.55~0.6kg/(kgf.h) l        空中停车率：不大于0.002~0.005次/1000飞行小时。 l寿命约5万小时。 一，引言一，引言进入二十一世纪后，对这些方面提出了更高的要求，同时还要大幅度降低污染物排放和噪声，为此美国和欧盟制定了相应的技术发展目标，如表1所示 一，引言一，引言航空涡轮发动机经济性： 发动机的总效率 降低发动机的研制 生产和使用成本 发动机的单位耗油率与总效率成反比： 总效率： 一，引言一，引言一，引言 表 2 典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数一，引言 表 2 典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数一，引言 航空涡轮发动机耗油率不断降低 一，引言 航空涡轮发动机耗油率不断降低 一，引言 舒适性和环保性：噪声和污染排放一，引言 舒适性和环保性：噪声和污染排放美国和欧盟噪声研究规划： 美国在1994年-2001年实施的先进亚音速技术（AST）部署了降噪技术计划 从2001年又开始实施的安静飞机技术研究计划（QAT），初期投资1亿美元，该计划自2004年起加大了投资力度 欧盟从2001年开始实施为期5年的相应计划——SILENCER，是欧洲有史以来关于噪声研究的最大计划，投资高达1.1亿欧元 大涵道比涡扇发动机降噪技术已经成为发动机气动设计技术的一个重要组成部分，特别是风扇和排气系统的设计，噪声水平已经成为发动机气动设计的一个重要指标。 一，引言 航空涡轮发动机噪音不断降低 一，引言 航空涡轮发动机噪音不断降低 一，引言一，引言起飞阶段 着陆阶段 飞行噪声的主要来源一，引言一，引言CMI剑桥-麻省联合开展的静音飞机研究计划：比欧盟和美国2020年指标还低5dB,在机场外听不见飞机声音。 由学校、公司、用户组成联合体，可用公司的资源，如Boeing, RR等的程序和关联数据 设计思想：由降噪的要求确定发动机的循环参数：由噪声要求确定尾喷管喷射速度，进而确定风扇外涵压比、涵道比和其他循环参数 为满足起飞的噪声要求而将风扇压比降得很低后，在高空巡航时推力不够，于是用变循环，即缩小喷口，降低涵道比、提高风扇压比，以提高推力。这时噪声会加大，但在高空，对地面没有直接影响。 发动机藏在机身内而不是在短舱里，从而可以截断前传噪声 发动机从飞机的背部进气而不是从腹部，也可降低向地面传的噪声 发动机在飞机的后部，可以抽吸机身背部边界层，虽不利于发动机的工作，会增大发动机的耗油率，但可加大飞机升阻比，从而降低阻力，使飞机总的耗油量下降 优化起飞（着陆），在爬升率（下降率）、推力之间优化，以降低地面噪声 一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言一，引言null一，引言一，引言一，引言一，引言静音飞机研究项目成功的启示： 1：发展了一种全新的设计概念，它以噪音作为飞机/发动机系统设计的基本指标，而所使用的背景知识和工具则基本都市现有的、公开发表的； 2：一种革命性的设计概念并不一定需要基本技术元素的根本性变化而仍能取得跨越式的发展，但若用传统的方法则不可能取得这样的成果； 3：科学界和工业界的紧密结合和体现这种结合的组织形式——知识综合集成共同体KIC的组成对此作出了重要贡献； 4：工业界提供了他们的程序和经验使科学界能用以发展和检验这些新思想一，引言一，引言基本结论： 静音飞机研究取得了超出预想的成功，超低的噪音和耗油率是革命性的； 成功的基本经验是采用了全新的研究模式： 1，产学研紧密结合； 2，知识综合系统集成； 组织形式是知识综合集成共同体（KIC) 而所用的每一项技术几乎都不是新的，有的甚至可以追朔到喷气时代的黎明期二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势2.1 风扇气动设计技术现状 GE公司风扇/压气机气动设计技术的演变 二，风扇气动设计技术与发展趋势 RR公司风扇效率的演化 二，风扇气动设计技术与发展趋势 RR公司风扇效率的演化 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势GE公司掠型风扇的演化 掠型风扇与常规风扇性能对比 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势风扇宽弦空心钛合金叶片以及复合材料叶片制造技术的突破，使得风扇的机械性能大幅度提高，促使涡扇发动机的涵道比不断增加，从而有效提高了发动机的推进效率， 突肩的取消，也使得风扇的效率明显提高。 二十世纪九十年代以来，随着风扇/压气机的三维气动设计技术的提高，通过采用三维气动造型，实现了风扇内部流场的定制设计，使得风扇的效率进一步提高。 null大涵道比风扇叶片之所以能够实现先进掠型设计的关键在于突破了宽弦空心叶片与传统造型 大涵道比风扇基本都采用复合掠型的设计，叶片中上部后掠，实现通道激波的后掠，从而降低激波损失； 叶片尖部前掠，从而有效提高风扇的失速裕度； 宽弦设计本身还会进一步促使激波在空间的倾斜； 再加上叶型的定制设计，从而使得激波损失，以及相应的附面层损失和二次流损失明显降低，风扇设计点的效率比常规造型的风扇有明显改善。 先进掠型风扇另外一个明显的优势是其堵塞流量也有所增加，从而使得发动机的起飞推力相应增大。 二，风扇气动设计技术与发展趋势 GE90发动机采用的降噪技术 二，风扇气动设计技术与发展趋势 GE90发动机采用的降噪技术 二，风扇气动设计技术与发展趋势 二，风扇气动设计技术与发展趋势 采用的降噪技术（不包括声衬技术）。 u      风扇转子设计：选取低的叶尖切线速度，重视降低尾迹的宽度和强度 u      拉大转子与静子间距：明显增加转子与风扇外涵出口导叶的间距，适当增大转子与增压级进口导叶的间距 出口导叶叶片数的选择：通过外涵出口导叶叶片数的选择，使之能够截断转子叶片通过频率成份的噪声模态向下游的传播 二，风扇气动设计技术与发展趋势 2.2 风扇气动设计发展趋势 二，风扇气动设计技术与发展趋势 2.2 风扇气动设计发展趋势 为B787飞机研制的即将投入使用的GEnx和TRENT1000发动机： 涵道比已经达到10一级 发动机的噪声水平比FAR36第3阶段的规定低近30分贝； 而三大发动机公司预研的2020年前后投入使用的高涵道比发动机的涵道比将增加到12以上，全面实现表1中的目标值。 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势在未来更高涵道比风扇设计中，其最大的挑战来自于降噪，以及由此引发的推力、重量等问题。 新一代发动机主要采用的降噪技术： 风扇、声衬、短舱和锯齿形喷口（Chevron Nozzle）二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势GE公司发动机先进降噪技术 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势先进降噪技术主要包括以下几方面： u      进一步降低风扇转子的叶尖切线速度（转子噪声近似与叶尖速度的4次方成比例） u      对叶片造型，特别是出口导叶造型采用子午后倾、弯掠等三维优化气动造型 u      以降噪为目标对风扇加功量分布等一些重要设计参数进行优化 加强风扇部件全流场中尾迹和分离等各种旋涡流动的控制 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势上述几项技术中最有效的，是进一步降低转子的叶尖切线速度，对于涵道比在10左右的发动机，其叶尖切线速度已经降到音速左右，现有风扇结构形式和驱动方式还不需要改变； 但是未来涵道比12以上风扇的叶尖切线速度下降到音速以下时，现有风扇驱动方式和结构形式必须进行创新，由此将引发一些新的气动设计问题。 风扇叶尖切线速度的不断降低，会带来两方面的问题：一是风扇增压级的切线速度非常低，其加功增压能力严重不足；二是风扇压比持续降低，导致发动机的起飞推力明显损失。 RR公司采用三转子发动机，所以不存在增压级的问题，但是GE和PW公司则面临严峻的挑战，为此提出了创新的发动机结构形式。 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势到2020年高涵道比风扇的叶尖切线速度在260m/s左右，相应的设计压比会在1.3左右，问题：会损失较大的起飞推力 这一方面需要在发动机的循环参数选择上进行平衡； 另一方面需要加大风扇的通流能力，通过提高其来流马赫数以增大起飞推力，其起飞状态风扇来流马赫数会增加到0.6以上。 因此，除了低噪声之外，高通流、高负荷、高效率是高涵道比低叶尖切线速度风扇气动设计的目标和挑战。 二，风扇气动设计技术与发展趋势 齿轮驱动风扇 二，风扇气动设计技术与发展趋势 齿轮驱动风扇 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势随着低压转速不断降低，除了风扇和增压级问题之外，还会使低压涡轮级数多、尺寸大，成为决定发动机的成本和重量的关键因素 解决这些问题的一个有效途径就是采用齿轮驱动风扇：通过一个3:1的体内减速器将低压转速降低后再驱动风扇。PW、PWC、Fiat Avio和MTU对该技术已进行了15年的攻关 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势齿轮驱动风扇有以下几方面的优点： u      摆脱了涡轮转速的制约，能够获得更高的涵道比，从而提高发动机的推进效率 u      能够获得更低的叶尖切线速度，从而进一步降低风扇噪音 u      低压涡轮能够采用较适合的转速，使级数减少一半左右，从而大幅度降低发动机的成本和重量 增压级的加功增压能力大幅度增加，能够以更少的级数获得更高的压比 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势其难点主要在于小尺寸、大功率、长寿命、高可靠性体内减速器的研制，以及风扇支承形式等结构设计上 二，风扇气动设计技术与发展趋势 对转风扇（GE,三轴） 二，风扇气动设计技术与发展趋势 对转风扇（GE,三轴） 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势低压系统对转： 两级对转风扇，辅助增压级与转速更高的第二级风扇连在一起 低压涡轮对转，实现风扇对转 发动机必须采用三转子技术 与常规三转子发动机相比，结构和支撑形式更为复杂二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势对转优点： 降低风扇叶尖速度，从而降低噪声 对转转速不同，增压级与转速高的风扇同转速，作功能力强，级数少 通过对转，它可以加大涡轮的作功能力，从而减少低压涡轮的级数，达到减轻重量，降低成本的目的。 两级风扇的总压比可接近较高切线速度风扇的增压比，从而能够获得更大的推力。 二，风扇气动设计技术与发展趋势二，风扇气动设计技术与发展趋势困难： 两级对转风扇获得高效率有困难 由于对转风扇转子之间，以及第二级转子与出口导叶之间的轴向间距不能拉大到单级风扇时的距离，因此其转子相互作用形成的噪声，以及转子与出口导叶相互作用形成的噪声将有所增加，需要其它降噪措施加以弥补。 与齿轮驱动风扇相比，低压系统对转方案技术难度更大，若干关键问题尚待解决。 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 现代大涵道比涡扇发动机中，风扇/压气机部件占发动机： 总长度的50~60% 重量的40~50% 制造成本的35~40% 维修成本的30% 在压气机气动力学、计算流体力学和计算结构力学都取得了很大进展的今天，高压压气机的研制依然是高风险、高难度的工作，高压压气机的设计至今依然是发动机研制中的技术瓶颈之一。 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势高压压气机的要求分别体现在以下三个方面： 1.       性能 l     在宽的转速范围内有高的效率 l     级压比高 l     轴向长度短（更少的级数） l     重量轻 l     长期使用的性能衰减慢 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势2   安全性 l     抗外物打伤能力强 l     良好的机匣包容性 l     叶片、盘、轴和整个部件可靠性高 l     转子动力学稳定性好 l     有足够的失速裕度和抗进气气流畸变 的能力 3   成本 l     制造成本低 l     维修成本低 鲁棒性好 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 特点：1：以E3为基 础发展GE90 2：得到了10级 压比23的最高记录 3：进一步以全 三维为基础发展 GE90发动机高压压气机发展里程碑三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 高压压气机的通流 能力，常用转速 （流量）范围内的 效率，特别是设计 点效率均有明显提高 GE高压压气机特性对比三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势在二十世纪九十年代，三维气动造型技术提高压气机效率的主要措施是消除或改善各排叶片内部的分离，特别是角区的分离流动； 过去十年，三维气动造型技术同样用于改善通道主流的流动情况，进一步降低了通道主流的流动损失； 加大转子叶片前掠，在稳步提高压气机的级负荷的同时，有效地提高了压气机的失速裕度 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 高压压气机压比与级数的关系 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 高压压气机压比与级数的关系 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势高压压气机的前沿水平： MTU研制成功的6级压比11的高压压气机，其平均级压比接近1.5，应用对象是中小推力级别的发动机，例如PW6000，由单级高压涡轮驱动； GE90高压压气机，10级压比23，其平均级压比接近1.4，应用对象是大推力级别的发动机，由两级高压涡轮驱动。 其他更高级负荷的尝试到目前为止都失败了，包括PW公司自己研制的PW6000高压压气机，以及GE公司研制的TECH56高压压气机。 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 高压压气机先进设计技术 三. 高压压气机先进设计技术与发展趋势 高压压气机先进设计技术 主动控制技术 先进叶尖涂层 小的容腔间隙 刷式密封 先进3D造型 先进盘腔及轴冷却方式 全整体叶盘/叶环毂筒式结构 轻型先进材料 轴流涡轮气动设计技术轴流涡轮气动设计技术陈懋章 北京航空航天大学能源与动力工程学院目 录目 录飞行器对动力的需求 涡轮内部流动特点 涡轮气动设计技术 涡轮内部的多学科耦合问题 展望null一、飞行器对动力的需求直升机所用涡轴发动机直升机所用涡轴发动机特点：涡轮尺寸小，工作雷诺数低高空无人飞行平台动力装置高空无人飞行平台动力装置全球鹰及发动机AE3007H特点：在非常低的雷诺数情况下工作雷诺数对涡轮气动性能的影响雷诺数对涡轮气动性能的影响运输机用大涵道比涡扇发动机运输机用大涵道比涡扇发动机高压涡轮低压涡轮特点：高压涡轮前来流温度高、低压涡轮部件重量大问题 问题 对于低雷诺数涡轮而言，如何提高其工作效率是一个急需解决的问题。 对于大涵道比涡扇发动机涡轮而言，进一步提高气动效率的潜力不大，其关键是如何增大级负荷，减轻部件重量。 对于可重复使用的航空发动机，如何进一步提高涡轮部件的使用寿命也是涡轮设计需要解决的问题。解决途径 解决途径 发展高效高负荷的涡轮设计技术、以及涡轮多学科耦合优化技术对于提高航空发动机的性能和可靠性具有非常重要的意义。 提高涡轮冷却性能、提高部件的材料性能以及涡轮冷却叶片的加工工艺是高性能长寿命涡轮设计的保障。 null美国综合高性能涡轮发动机IHPTET计划引自：方昌德，推比15－20德航空发动机技术德发展途径和对策VAATE计划中涡轮方面的研究VAATE计划中涡轮方面的研究目标: 发展可以适用于多个产品的涡轮设计技术 在设计系统中集成先进设计技术的数值验证技术 减少研制、生产和维护费用 方法: 高的级负荷/叶片排负荷 理想的流动组织 流动控制、变几何 减少强迫相应和叶尖间隙的主动控制 低密度、耐高温的可靠材料 复合陶瓷、高温合金叶片 有效的隔热涂层 进一步提高涡轮设计系统的精度 。。。null二、涡轮内部流动特点涡轮内部复杂流动图画 涡轮内部复杂流动图画  旋转系统 流动分离 冷却与泄漏流动 低雷诺数流动  非定常干涉 激波/边界层相互作用二次流 （包括端壁流动、 叶尖泄漏流动等）复杂的几何形状 （包括阶差、轴向间隙、 封严腔、叶冠等） 跨音流动 进口气流分布复杂 （如热斑等）叶片的 流固热耦合亚音涡轮叶片表面流动亚音涡轮叶片表面流动流动显示 层流分离泡 再附 湍流尾缘后视图旋转方向叶尖叶尖轮毂轮毂数值模拟（RANS＋AGS转捩模型/LES）分离泡转捩二次流流动二次流流动来流边界层 横向流动 端壁 通道涡 马蹄涡 Langston 模型水槽流动显示结果展弦比对气动损失的影响叶尖间隙流动及其对效率的影响叶尖间隙流动及其对效率的影响 叶尖流动图画 间隙对效率的影响跨音涡轮激波结构跨音涡轮激波结构热斑的迁移热斑的迁移热斑的瞬时示意图30%、70％叶高处叶片温度分布随时间的变化雷诺数对边界层流动的影响雷诺数对边界层流动的影响涡轮内部非定常流动涡轮内部非定常流动气膜冷却及封严气体的影响气膜冷却及封严气体的影响解决途径 涡轮有着独特的工作环境，是发动机中一个典型涉及多学科的部件，包括：气动、传热、结构、强度/振动、材料、工艺等，其设计中需要综合考虑。解决途径减少部件的重量和费用 低展弦比叶型、 高级负荷… 高进口温度 提高涡轮的耐久性、冷却气路的优化设计… 高级压比和负荷 跨音叶型的设计、粘性影响的精确模拟… 宽广高效工作范围 可调导叶、流动控制、良好的叶型设计…null三、涡轮设计技术发展涡轮设计需要工作的地方涡轮设计需要工作的地方 Rotor mount concept and rotordynamic integrity Non-/ self- supporting rings and seals Complex, min leakage shroud design for highest temp. gradients Vibration damping systems for the unshrouded blades Complex axial blade fixing and sealing Complex vane integration Cooling air transition to rotor Blade coolingCompressor discharge airActive clearance control叶型的负荷分布选择叶型的负荷分布选择跨音高压涡轮轴向位置1.0 低压涡轮 转角 90-100°高速低压涡轮 转角 80-90°高负荷低压涡轮 转角100-120° 00.20.40.60.81.0等熵马赫数 层流叶型 层流叶型lam. / turb. trans.01,000.51.01.52.02.5吸力面弦长1-1.5%收益转捩位置turbulent1.00.90.80.70.60.501.0p/pm Gt1Mmax =0.890.94层流叶型普通叶型M1 = 0.36M2 = 0.74pressure sideSuction side弦向边界层动量厚度二次流的控制措施二次流的控制措施前掠后掠2D bladeLETELETELETE倾端弯 SS PS PSSSLE 前缘 TE 尾缘 SS 吸力面 PS 压力面二次流的控制措施二次流的控制措施直叶片倾斜弯叶片三维造型对负荷分布的影响 本质上都是控制负荷的三维分布，最终达到控制二次流、叶片表面边界层等流动的目的端壁的控制叶尖间隙流动的控制叶尖间隙流动的控制叶尖带冠叶尖冷气射流叶尖负荷的影响机匣形状的影响叶尖形状的影响跨音涡轮跨音涡轮Ma ~ 1.0损失系数随设计马赫数的变化出口马赫数.Ma ~ 1.1-1.2Ma> 1.2损失系数对转涡轮对转涡轮F119发动机对转涡轮对转涡轮优点： 负荷高，使得零件数目、部件重量减轻，增强了部件的可靠性； 为取消高低压涡轮之间的导叶提供了可能，可缩短发动机的轴向长度； 减少高温涡轮所需要的冷气用量，或利用同样的冷气用量, 使涡轮能够承受更高的涡轮前温度； 由于高低压涡轮的反转，使得转矩和陀螺力矩的平衡性更容易实现,这对于提高飞行器的机动性和可操纵性具有重要意义。对转涡轮对转涡轮涡轮内部的非定常流动涡轮内部的非定常流动非定常流动是叶轮机内部固有的流动特征。 涡轮内部非定常流动既能导致损失的产生，也能较大幅度提高涡轮的性能。 深入理解非定常流动机理，对于理解涡轮的疲劳特性具有重要意义。 美国IHPTET计划的第三阶段明确提出计及非定常效应的涡轮设计是一个研究重点。非定常效应的影响非定常效应的影响Clocking效应在设计中的应用Clocking效应在设计中的应用Clocking效应即由于多级叶轮机中静子和静子（转子和转子）叶片周向位置不同导致尾迹对下游叶片边界层发展的影响不同引起叶轮机性能的变化。 Clocking效应在设计中的应用Clocking效应在设计中的应用研究表明：通过调整多级涡轮叶片的周向位置，涡轮效率变化幅度可高达0.3%－1.1%。 Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用理论研究表明：合理控制前排叶片的尾迹通过频率，可有效地控制叶片表面附面层分离 剑桥大学与罗罗公司合作，在保持效率不变的情况下，将BR－71*系列发动机低压涡轮的负荷提高了38%，并将应用于罗罗公司下一代的TRENT系列发动机上 美国通用电气公司亦成功应用非定常尾迹干扰控制技术，将其低压涡轮的负荷提高20%Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用Calming效应由尾迹与边界层相互作用引起Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用尾迹与边界层相互作用流动图画Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用尾迹对附着边界层发展的影响Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用尾迹对附着边界层损失的影响Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用尾迹对分离边界层发展的影响Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用高负荷情况下尾迹对损失的影响Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用计及calming效应的高负荷叶型及表面负荷分布nullBR715发动机Calming效应在设计中的应用低压涡轮2导叶型Calming效应在设计中的应用Calming效应在设计中的应用常规、高负荷和超高负荷设计对比涡轮设计技术趋势涡轮设计技术趋势考虑高低压涡轮的匹配 低成本和重量的材料新型的冷却和封严系统新型的封严腔设计新型封严系统减少叶片数目－计及非定常效应的 高升力及超高升力叶型 + 效率增加1- 2 % 级负荷增加 30%低成本 高效率 高负荷转静子之间的非定常流动能够承受高负荷的涡轮盘材料防振阻尼叶冠的优化设计MTU总结的技术思路涡轮气动设计方法的发展涡轮气动设计方法的发展Capability196019701980199020001-D Aerodynamic2-D AerodynamicQ3DQ3-D / 3-D multistage viscous flow3-D unsteady, viscous, multistageSubsonic flowTransonic flow, increasing stage loadingCombined mainstream and cavity flows design20103-D viscous including CavitiesMTU总结的发展思路null四、涡轮内部的多学科耦合涡轮前来流温度的发展趋势涡轮前来流温度的发展趋势第三代军用涡扇发动机的涡轮前温度为1600~1750K，第四代则达到了1850~1950K，预研的推重比15以上的发动机则需要达到2200K以上。 主要技术措施：超级合金、陶瓷叶片，先进的热障涂层， 高效冷却技术 涡轮前来流温度的发展趋势涡轮前来流温度的发展趋势涡轮导叶的冷却系统涡轮导叶的冷却系统冷却对导叶表面温度分布影响冷却对导叶表面温度分布影响先进的冷却技术先进的冷却技术Internal heat transfer enhancement Impingement coolingImpingement plateXnReduction of heat transfer on the hot gas sideFilm cooling holesPin - Fin areasRibsThermal Barrier Coatings (TBC)Film cooling冷却形式的效果冷却形式的效果 m_cool * cp wc = A_gas * a_gas (specific cooling air flow rate) T_gas - T_wall e = T_gas - T_cool in (wall cooling effectiveness) T_cool out - T_cool in h = T_Wall - T_cool in (cooling efficiency)Cooling effectiveness e1: Convective cooling -> LPT (T_gas ~ 1300 K) 2: Convective cooling -> HPT (T_gas ~ 1700 K) 3: Combined convective & filmcooling -> high temp HPT‘s (T_gas > 1800 K)00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.00.00.51.01.52.02.53.03.54.0Massenstromfunktion m_str (-)312Cooling mass flow function wc Cooling efficiency h 1,2 0,9 0,7 0,5 0,3 0,1 Technology levelT_gasa _coolantwallA_gas (surface area)T_coolantT_wall (~1200K)T_TBCT_wall innerTBCa_gas其他需要注意的问题其他需要注意的问题低压涡轮的流固耦合 涡轮部件的材料 零件的加工工艺 涡轮部件的气动噪声问题展望展望涡轮设计的发展趋势如下： 进一步提高级负荷及效率、拓宽涡轮的有效工作范围、以及减少部件的重量和费用是。 进一步提高涡轮部件的耐久性、提高承受高温高负荷的能力。 涡轮的设计技术仍然需进行大量研究工作。展望展望涡轮的设计必须考虑到涡轮工作环境的特点，采用多学科耦合一体化设计将是涡轮设计的长远目标。 气动设计仍然需要进行大量研究工作，以进一步提高涡轮的级负荷及效率，拓宽涡轮高效工作的范围。 计及非定常效应的设计以及对转涡轮布局设计等方法是提高涡轮气动负荷和效率的有效措施。5五 结论 5五 结论 大飞机的立项，给航空行业的发展带来了前所未有的发展机遇，但也面临着严峻的挑战。我们相信，经过统一规划，精心组织，通过长期不懈的奋斗，我们一定能够抓住契机，尽快赶上国际先进水平。 null谢谢