超级军网航空发动机
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/26 05:25:49
大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析
Technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine test at the simulated altitude test facility
摘要：
分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机，在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异，并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力，提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作，明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。
Abstract：
作者：
马前容苏金友侯鑫正
Author：
MA Qian-rongSU Jin-youHOU Xin-zheng
作者单位：
中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室,四川江油,621703
刊 名：
燃气涡轮试验与研究
Journal：
Gas Turbine Experiment and Research
年，卷(期)：
2015, (1)
http://zm6.sm-img5.com/?src=http%3A%2F%2Fd.wanfangdata.com.cn%2Fperiodical_rqwlsyyyj201501009.aspx&uid=10d3a4cbe338d11d799b945925793a55&hid=6297129b5a226f2e735c155b1241217e&pos=2&cid=9&time=1440894122247&from=click&restype=1&pagetype=0000004000000402&bu=web&query=%E5%A4%A7%E6%B6%B5%E9%81%93%E6%AF%94%E6%B6%A1%E6%89%87%E5%8F%91%E5%8A%A8%E6%9C%BA%E9%AB%98%E7%A9%BA%E5%8F%B0%E8%AF%95%E9%AA%8C%E6%8A%80%E6%9C%AF%E7%A0%94%E7%A9%B6%E9%9C%80%E6%B1%82%E5%88%86%E6%9E%90&uc_param_str=dnntnwvepffrgibijbprsvpi
大涵道比涡扇发动机高空台试验技术研究需求分析
Technical research requirements for high bypass-ratio turbofan engine test at the simulated altitude test facility
摘要：
分析了分开排气大涵道比涡扇发动机与小涵道比涡扇发动机，在结构、技术特点和对试验要求等方面的差异，并结合国内新建高空舱的设备特点和试验能力，提出了分开排气大涵道比涡扇发动机在该高空舱内试验前需开展的技术研究工作，明确了该大涵道比涡扇发动机开展首次高空台试验前应解决的技术问题。本研究对其他新型发动机高空台试验技术研究需求分析也具有重要的借鉴意义。
Abstract：
作者：
马前容苏金友侯鑫正
Author：
MA Qian-rongSU Jin-youHOU Xin-zheng
作者单位：
中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室,四川江油,621703
刊 名：
燃气涡轮试验与研究
Journal：
Gas Turbine Experiment and Research
年，卷(期)：
2015, (1)
http://zm6.sm-img5.com/?src=http%3A%2F%2Fd.wanfangdata.com.cn%2Fperiodical_rqwlsyyyj201501009.aspx&uid=10d3a4cbe338d11d799b945925793a55&hid=6297129b5a226f2e735c155b1241217e&pos=2&cid=9&time=1440894122247&from=click&restype=1&pagetype=0000004000000402&bu=web&query=%E5%A4%A7%E6%B6%B5%E9%81%93%E6%AF%94%E6%B6%A1%E6%89%87%E5%8F%91%E5%8A%A8%E6%9C%BA%E9%AB%98%E7%A9%BA%E5%8F%B0%E8%AF%95%E9%AA%8C%E6%8A%80%E6%9C%AF%E7%A0%94%E7%A9%B6%E9%9C%80%E6%B1%82%E5%88%86%E6%9E%90&uc_param_str=dnntnwvepffrgibijbprsvpi
CFM56 推力最大的C5系列推力150千牛,流量500公斤每秒左右
所以这才是前几天颁奖的真相？
不是ws15
而是2号高空台 上ws20…
而是2号高空台 上ws20…
两攻追猎三不朽 发表于 2015-8-30 08:32
所以这才是前几天颁奖的真相？
这个根本不需要颁奖 本身好几年前就有的计划 只是汶川地震的原因 耽搁了
所以这才是前几天颁奖的真相？
这个根本不需要颁奖 本身好几年前就有的计划 只是汶川地震的原因 耽搁了
5.5的涵道比对运输机来说正合适。
漆室葵忧 发表于 2015-8-30 08:57
5.5的涵道比对运输机来说正合适。
是吗？你看看C5和C17再说吧！
5.5的涵道比对运输机来说正合适。
是吗？你看看C5和C17再说吧！
lxjcad2012 发表于 2015-8-30 08:59
是吗？你看看C5和C17再说吧！
c-17的发动机涵道比5.9。运输机的发动机涵道比一般略小于客机，5-6之间比较合适。
是吗？你看看C5和C17再说吧！
c-17的发动机涵道比5.9。运输机的发动机涵道比一般略小于客机，5-6之间比较合适。
很好，需要一个3号台吗？
20涵道比没达到6？那推力不会好看
漆室葵忧 发表于 2015-8-30 09:07
c-17的发动机涵道比5.9。运输机的发动机涵道比一般略小于客机，5-6之间比较合适。
还有C5呢？
c-17的发动机涵道比5.9。运输机的发动机涵道比一般略小于客机，5-6之间比较合适。
还有C5呢？
去年的金奖是颁给了进入试飞新阶段的黑丝，20如果上高空台应该也是实验完一个阶段再颁奖
12月20日，中航工业董事长林左鸣、副总经理李玉海、副总工程师杨伟、中航工业航空装备有关领导到中航工业成都所，向成都主战场付出辛勤劳动和艰苦努力的型号组织管理团队，优秀的设计团队、试制团队，英雄的试飞团队颁奖。
林左鸣表示，每次给大家戴上“航空报国金奖”的奖牌时都很兴奋，因为这一个个奖章获得者就如同祖国航空事业的天空中一颗颗冉冉升起的灿烂明星。这些年来，同志们的成长过程伴随着航空工业的腾飞，令世人瞩目，航空武器装备新机型、新型号层出不穷，而且技术水平一步一个台阶不断攀升。这样的时代被我们这一代人赶上了，是我们这一代人的幸运和荣誉。在这些年的艰苦奋战中，一批优秀的科技人员、管理人员成长起来，在座的就是这些优秀人员的代表，获得这样的荣誉正是大家奉献的结果。
林左鸣指出，尽管我们取得了很大成绩，但是仍然有压力，需要不断努力、不断超越、自主创新，希望不久的将来航空装备发展再来一次井喷，这需要我们不断发展新的技术、不断提高管理水平以及大批人才的茁壮成长。航空武器装备归根结底讲的是一个体系，其核心就是人才。我们只有通过不断地奋斗、不断地发展来造就这支人才队伍。为完成中华民族伟大复兴的光荣使命和后续的艰巨任务，希望获奖的同志、光荣的团队再接再厉，走出符合科学规律的发展方向，夺取新的伟大胜利。（张柳 张小洪）
12月20日，中航工业董事长林左鸣、副总经理李玉海、副总工程师杨伟、中航工业航空装备有关领导到中航工业成都所，向成都主战场付出辛勤劳动和艰苦努力的型号组织管理团队，优秀的设计团队、试制团队，英雄的试飞团队颁奖。
林左鸣表示，每次给大家戴上“航空报国金奖”的奖牌时都很兴奋，因为这一个个奖章获得者就如同祖国航空事业的天空中一颗颗冉冉升起的灿烂明星。这些年来，同志们的成长过程伴随着航空工业的腾飞，令世人瞩目，航空武器装备新机型、新型号层出不穷，而且技术水平一步一个台阶不断攀升。这样的时代被我们这一代人赶上了，是我们这一代人的幸运和荣誉。在这些年的艰苦奋战中，一批优秀的科技人员、管理人员成长起来，在座的就是这些优秀人员的代表，获得这样的荣誉正是大家奉献的结果。
林左鸣指出，尽管我们取得了很大成绩，但是仍然有压力，需要不断努力、不断超越、自主创新，希望不久的将来航空装备发展再来一次井喷，这需要我们不断发展新的技术、不断提高管理水平以及大批人才的茁壮成长。航空武器装备归根结底讲的是一个体系，其核心就是人才。我们只有通过不断地奋斗、不断地发展来造就这支人才队伍。为完成中华民族伟大复兴的光荣使命和后续的艰巨任务，希望获奖的同志、光荣的团队再接再厉，走出符合科学规律的发展方向，夺取新的伟大胜利。（张柳 张小洪）
今年的论文，至少是2013年的事情了，今年颁奖应该是说今年取得的成绩，20已经在飞行台上了，不可能今年才给20颁奖。
20涵道比没达到6？那推力不会好看
一步赶超C17的发动机？先老老实实达到CFM56的水平就烧高香吧！成发420还在仿制老掉牙的D30KP2呢！
一步赶超C17的发动机？先老老实实达到CFM56的水平就烧高香吧！成发420还在仿制老掉牙的D30KP2呢！
C—5M“超级银河”是C—5系列最新改进型，采用4台GE公司的F138—GE—100发动机（CF6—80C2发动机军用版本），涵道比5.28。军用发动机不考虑成本环保，对飞行性能要求较高，相对较小的涵道比有利于军用运输机的高空飞行性能。对于中国来说，下一步研制巨型运输机的发动机，CF6—80C2系列是最好的山寨对象。
lxjcad2012 发表于 2015-8-30 09:22
还有C5呢？
C—5M“超级银河”是C—5系列最新改进型，采用4台GE公司的F138—GE—100发动机（CF6—80C2发动机军用版本），涵道比5.28。军用发动机不考虑成本环保，对飞行性能要求较高，相对较小的涵道比有利于军用运输机的高空飞行性能。对于中国来说，下一步研制巨型运输机的发动机，CF6—80C2系列是最好的山寨对象。
hswz 发表于 2015-8-30 08:28
CFM56 推力最大的C5系列推力150千牛,流量500公斤每秒左右
>>直径5.7米,流量450米每秒
单位好像不对吧? 到底是米每秒还是公斤每秒???
CFM56 推力最大的C5系列推力150千牛,流量500公斤每秒左右
>>直径5.7米,流量450米每秒
单位好像不对吧? 到底是米每秒还是公斤每秒???
>>直径5.7米,流量450米每秒
单位好像不对吧? 到底是米每秒还是公斤每秒???
已改
单位好像不对吧? 到底是米每秒还是公斤每秒???
已改
粗鼓短 发表于 2015-8-30 09:14
20涵道比没达到6？那推力不会好看
涵道比小一点有利于高空飞行性能。
20涵道比没达到6？那推力不会好看
涵道比小一点有利于高空飞行性能。
楼主有全文吗？
一步赶超C17的发动机？先老老实实达到CFM56的水平就烧高香吧！成发420还在仿制老掉牙的D30KP2呢！
D30可是轰6K的发动机。
D30可是轰6K的发动机。
C—5M“超级银河”是C—5系列最新改进型，采用4台GE公司的F138—GE—100发动机（CF6—80C2发动机军用版 ...
巨型运输机弄不好直接量产安124
巨型运输机弄不好直接量产安124
漆室葵忧 发表于 2015-8-30 08:57
5.5的涵道比对运输机来说正合适。
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是最为合适的，但如果放到其研制的年代，会发现当时的大型客机同样采用了涵道比5-6的发动机（如PW4000、Trent 700、CFM56等），运输机与客机同样注重经济性。
而现在客机发动机涵道比已经达到8-11，如果再发展新型运输机的话，采用涵道比8-10一级的发动机进一步提高推力和经济性是很有可能的，运20的WS-20毕竟是我们大涵道比发动机的首次尝试，将来还可能利用WS-15核心机研发下一代大涵道比涡扇，旁通比必然会再有提高。
5.5的涵道比对运输机来说正合适。
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是最为合适的，但如果放到其研制的年代，会发现当时的大型客机同样采用了涵道比5-6的发动机（如PW4000、Trent 700、CFM56等），运输机与客机同样注重经济性。
而现在客机发动机涵道比已经达到8-11，如果再发展新型运输机的话，采用涵道比8-10一级的发动机进一步提高推力和经济性是很有可能的，运20的WS-20毕竟是我们大涵道比发动机的首次尝试，将来还可能利用WS-15核心机研发下一代大涵道比涡扇，旁通比必然会再有提高。
早期型涵道比8，c-5m的cf-6-80c2涵道比5.28。
lxjcad2012 发表于 2015-8-30 09:22
还有C5呢？
早期型涵道比8，c-5m的cf-6-80c2涵道比5.28。
CVN福特 发表于 2015-8-30 10:04
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是 ...
运输机毕竟不是客机，为了省一点点油付出其他方面的代价并不合算，比如涵道比过高对高原起降推力保持就不利。
CVN福特 发表于 2015-8-30 10:04
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是 ...
运输机毕竟不是客机，为了省一点点油付出其他方面的代价并不合算，比如涵道比过高对高原起降推力保持就不利。
好久没有消息了，想知道现在涡扇20研制到哪一步了？据说今年定型
ws20上高空台实验，1号台就足用了，必须上2号高空台的只能是另一型号的发动机。
漆室葵忧 发表于 2015-8-30 10:23
运输机毕竟不是客机，为了省一点点油付出其他方面的代价并不合算，比如涵道比过高对高原起降推力保持就 ...
涵道比高推力也会略有增大，高原推力不见得比低涵道比小。。。
运输机毕竟不是客机，为了省一点点油付出其他方面的代价并不合算，比如涵道比过高对高原起降推力保持就 ...
涵道比高推力也会略有增大，高原推力不见得比低涵道比小。。。
CVN福特 发表于 2015-8-30 10:04
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是 ...
军用运输机对飞行性能要求很高，涵道比小一点对运输机高空飞行性能有利。而且另一方面，涵道比小意味着风扇直径小，能够降低大直径风扇叶片的研制难度对于目前我国的技术条件是有利的。以速度著称的湾流公务机采用的RR BR710发动机涵道比只有4.4。对于中国来说，下一步为巨型运输机研制配套的的发动机，那些上个世纪七八十年代的“老古董”（CF6—80C2，RB211/Trent800，PW4000）反而是最好的参考样板。
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是 ...
军用运输机对飞行性能要求很高，涵道比小一点对运输机高空飞行性能有利。而且另一方面，涵道比小意味着风扇直径小，能够降低大直径风扇叶片的研制难度对于目前我国的技术条件是有利的。以速度著称的湾流公务机采用的RR BR710发动机涵道比只有4.4。对于中国来说，下一步为巨型运输机研制配套的的发动机，那些上个世纪七八十年代的“老古董”（CF6—80C2，RB211/Trent800，PW4000）反而是最好的参考样板。
ws20上高空台实验，1号台就足用了，必须上2号高空台的只能是另一型号的发动机。
1号台最大流量220公斤/秒,你说够吗？
1号台最大流量220公斤/秒,你说够吗？
CVN福特 发表于 2015-8-30 10:51
涵道比高推力也会略有增大，高原推力不见得比低涵道比小。。。
但迎风面积也变大了。
涵道比高推力也会略有增大，高原推力不见得比低涵道比小。。。
但迎风面积也变大了。
hswz 发表于 2015-8-30 10:54
1号台最大流量220公斤/秒,你说够吗？
涡扇8的最大流量达到多少？
1号台最大流量220公斤/秒,你说够吗？
涡扇8的最大流量达到多少？
涡扇8的最大流量达到多少？
(JT3D-3B) (JT3D-3B)
起飞推力(daN) 8007
起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.545
推重比 4.13
空气流量(kg/s) 204
涵道比 1.4
总增压比 16
涡轮进口温度(℃) 885
最大直径(mm) 1350
总长度(mm) 3840
质量(kg) 1969
(JT3D-3B) (JT3D-3B)
起飞推力(daN) 8007
起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.545
推重比 4.13
空气流量(kg/s) 204
涵道比 1.4
总增压比 16
涡轮进口温度(℃) 885
最大直径(mm) 1350
总长度(mm) 3840
质量(kg) 1969
hswz 发表于 2015-8-30 11:11
(JT3D-3B) (JT3D-3B)
起飞推力(daN) 8007
哦，明白了，谢谢。把8的数据记错了。
(JT3D-3B) (JT3D-3B)
起飞推力(daN) 8007
哦，明白了，谢谢。把8的数据记错了。
宇宙囚犯611号 发表于 2015-8-30 10:53
军用运输机对飞行性能要求很高，涵道比小一点对运输机高空飞行性能有利。而且另一方面，涵道比小意味着风 ...
运输机毕竟不是战斗机，对高空高速性能要求不高（公务机那是空中小轿车啊，怎么能和运输机这个空中大卡车比。。。），高的是经济性（航程）、可靠性、短距起降能力（推力），因此俺还是认为涡扇涵道比越大越好，如果大涡扇你都觉着不合适，那涡桨、桨扇岂不是更不行？
军用运输机对飞行性能要求很高，涵道比小一点对运输机高空飞行性能有利。而且另一方面，涵道比小意味着风 ...
运输机毕竟不是战斗机，对高空高速性能要求不高（公务机那是空中小轿车啊，怎么能和运输机这个空中大卡车比。。。），高的是经济性（航程）、可靠性、短距起降能力（推力），因此俺还是认为涡扇涵道比越大越好，如果大涡扇你都觉着不合适，那涡桨、桨扇岂不是更不行？
山人5400 发表于 2015-8-30 09:14
很好，需要一个3号台吗？
江油基地的3号台早就建好了，江油目前一共有1号、3号和4号舱。
3号舱是专门为涡轴、涡桨试验的，4号舱则是为了小型航空发动机。
江油基地已经不再有2号舱了，被改建到了绵阳基地，而绵阳基地今年一期才刚建完。
很好，需要一个3号台吗？
江油基地的3号台早就建好了，江油目前一共有1号、3号和4号舱。
3号舱是专门为涡轴、涡桨试验的，4号舱则是为了小型航空发动机。
江油基地已经不再有2号舱了，被改建到了绵阳基地，而绵阳基地今年一期才刚建完。
hhhh83 发表于 2015-8-30 10:45
ws20上高空台实验，1号台就足用了，必须上2号高空台的只能是另一型号的发动机。
1号台不行，1号台的流量最大也就150kg/s，WS20的流量得到3、400kg/s
ws20上高空台实验，1号台就足用了，必须上2号高空台的只能是另一型号的发动机。
1号台不行，1号台的流量最大也就150kg/s，WS20的流量得到3、400kg/s
CVN福特 发表于 2015-8-30 10:04
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是 ...
涵道比以后会逐步提高是肯定的。
但是ws15核心机应该不太可能会衍生出大涵道比型号吧。国内新一代的大涵道比发动机是cj1000a。
而且新一代航空发动机已经很少民用大涵道比、军用小涵道比通用核心机了。新一代大涵道比发动机高压压气机、涡轮级数普遍比小涵道比多，因为大涵道比越来越追求高压比和燃油经济性，小涵道比越来越追求高推重比。而且民用发动机对排放要求越来越高，军用发动机则看重稳定性，所以主燃烧室的差异也越来越大。
CVN福特 发表于 2015-8-30 10:04
那可不见得，现在主流运输机无非是美帝C-17、C-5、安124，这些飞机的发动机涵道比都在5-6之间，看似5.5是 ...
涵道比以后会逐步提高是肯定的。
但是ws15核心机应该不太可能会衍生出大涵道比型号吧。国内新一代的大涵道比发动机是cj1000a。
而且新一代航空发动机已经很少民用大涵道比、军用小涵道比通用核心机了。新一代大涵道比发动机高压压气机、涡轮级数普遍比小涵道比多，因为大涵道比越来越追求高压比和燃油经济性，小涵道比越来越追求高推重比。而且民用发动机对排放要求越来越高，军用发动机则看重稳定性，所以主燃烧室的差异也越来越大。
大于7。CJ1000A的设计远晚于这些方案论证，涵道比恐怕比论证方案又大不少。
漆室葵忧 发表于 2015-8-30 10:18
早期型涵道比偏小，c-5m的cf-6-80c2涵道比5.28。
不查资料瞎说是不对的。
https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_TF39
General Electric TF39 涵道比8:1
早期型涵道比偏小，c-5m的cf-6-80c2涵道比5.28。
不查资料瞎说是不对的。
https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_TF39
General Electric TF39 涵道比8:1
shockwave 发表于 2015-8-30 14:23
不查资料瞎说是不对的。
https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_TF39
General Electric TF39 ...
http://wenku.baidu.com/link?url= ... tj4QvNNXXKE0o4KjhTC
TF39以后不用了（涵道比是我失察了，已更正），现在的c-5m用cf-6-80c2，涵道比5.28无误。
shockwave 发表于 2015-8-30 14:23
不查资料瞎说是不对的。
https://en.wikipedia.org/wiki/General_Electric_TF39
General Electric TF39 ...
http://wenku.baidu.com/link?url= ... tj4QvNNXXKE0o4KjhTC
TF39以后不用了（涵道比是我失察了，已更正），现在的c-5m用cf-6-80c2，涵道比5.28无误。