大涵道比涡扇发动机的介绍

1. 大涵道比涡扇发动机的介绍

大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小，被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞机如加油机、预警机、反潜机等。12013年11月12日，在第九届中国国际航空展的航空发动机展区，中航工业展出了国产大涵道比涡扇发动机的金属同比例模型。

2. 大涵道比涡扇发动机的发展历史

世界上第一种大涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A，涵道比为8，腾飞推力近20000daN，用于C-5A军用远程战略运输机。大推力的大涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生，1970年1月，涵道比为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投进使用。从此，大涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用，成为民用发动机市场的主角，其技术也迅速发展。一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用大涵道比涡扇发动机改型。

3. 大涵道比涡扇发动机的关键技术

 间冷回热循环可以降低压气机加压所需的功、进进燃烧室的气流温度和回收排气中的热，因而有利于进步发动机热效率和减少NOx排放。与常规涡扇发动机相比，间冷回热循环发动机可降低NOx排放80%，减少燃料消耗和CO2排放18%。这是一项比较远期的技术。在欧洲的环境友好发动机技术验证（CLEAN）计划中，正在验证一种带齿轮传动风扇的间冷回热循环发动机技术。在这种三转子方案中，涵道比可以达到15左右，风扇叶尖速度也有相应的降低。风扇通过齿轮箱由高速的低压压涡轮驱动。超大涵道比发动机对高总压比的要求由高压和低压压气机之间的中间冷却器和采用双级燃烧室的回热核心机来满足。间冷器用外涵空气作为冷源。在CLEAN计划中的关键技术包括齿轮传动风扇系统、高压压气机主动喘振控制系统、间冷器、贫油预混预蒸发燃烧室、高速多级低压涡轮、涡轮中心框架和轻重量高效回热器。

4. 大,小涵道比涡扇发动机在结构上的区别

　　大小涵道比涡扇发动机的区别主要集中在外涵道的大小上，其他方面的结构区别并不是很大，所以在发动机的研制上才有利用同一核心机研发多种发动机的方式，但将来的发展趋势会使这两种发动机逐渐彻底成为两种发动机，核心机也可能会有很大区别。
　　大小涵道比涡扇发动机在其他方面或者说细部上的区别主要是和其工作条件和要求造成的，大涵道比涡扇发动机主要为民用，需要更高的效率、更低的噪音；小涵道比涡扇发动机主要为军用，需要更高的推重比；他们都需要更长久的寿命和更低的油耗，从而出现使用技术的不同。具体如下：
1、大涵道比涡扇发动机采用高压比多级高压压气机。
　　高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断提高的趋势，目前超过40，今后将进一步提高到50以上。军用发动机的高压压气机压比一般为6~8，还没有超过10的，但是民用发动机的一般为12~20，GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压压气机的压比更达到23，平均级压比为1.37，都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压比，平均级压比近1.5。研究中的平均级压比为1.4~2.1。
2、大涵道比涡扇发动机采用多种降噪技术。
　　这是由于民航客机常在城市上空飞行，需要控制噪音，这是军用飞机不需要的。大涵道比涡扇发动机主要为民用，当前采用或在研究中的降噪措施主要有：
　　（1）尽量提高涵道比，降低发动机平均排气速度，但受到风扇和发动机尺寸的限制。
　　（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下，降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理；合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向距离；减小叶尖间隙；低损失空腔设计。
　　（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇，并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希望能降低噪声5分贝。
　　（4）在减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管，具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。
　　（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口，使噪声向上传布。
　　（6）采用加长外涵道，广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。
3、小涵道比涡扇发动机多采用混合排气喷口。
　　我们常见的民航客机所采用的大涵道比涡扇发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，内、外涵道中的气体分别在内、外涵尾喷管中排出，发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、内外涵尾喷管。
　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
　　外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
　　现代先进军用歼击机一般均采用低涵道比的混合加力涡扇发动机，内、外涵道中的气体混合后从尾喷管中喷出，发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、混合器、尾喷管。
　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器
　　外涵气流：外涵道--混合器
　　虽然混合排气效率更高，但是大涵道比涡扇发动机几乎没有采用混合排气的，主要是为了节省重量。另外在现在军用歼击机使用的涡扇发动机上还有加力燃烧室，这也是需要内外涵道气流混合的原因，内涵道气体已经经过一次燃烧，混合外涵道气体可以补充氧气，从而获得更高的加力燃烧温度。
4、其他
　　小涵道比发动机主要追求高推力和高速，因而多数采用了加力燃烧室，加力燃烧效果主要与温度有关，所以需要消耗大量燃油获得高推力。
　　歼击机使用的小涵道比涡扇发动机还会有可以调节喷口直径的调节片，从而控制喷气的流速，进一步改进即为推力矢量技术，可以控制喷气的方向。
5、说明
　　由于问题比较笼统，每一款发动机都有与其他发动机的区别之处，不能很详细的说清每种发动机的区别。关于涡轮风扇发动机不同分类所造成的结构区别，如单转子与多转子、轴流式压气机与离心式压气机、环管形燃烧室和环形燃烧室，不应属于大小涵道比涡扇发动机的区别，在这里就不详细描述了，可以参考百度百科“涡扇发动机”词条。

5. 涡扇发动机外涵道的作用是什么啊？

所谓涵道就是通过发动机的空气流入流出通道。
涡桨，涡扇，喷气，冲压发动机本质上都是涵道发动机，
它们都是应用一个原理，就是加速涵道内气流的流出速度，以获得更大反推力。

所有涵道发动机的结构都可以简化成两个气流通道，外涵道、内涵道。
内涵道就是中间的涡扇部分（包括内部的轴），气流在这个涵道里被压缩，再混入燃油发生爆燃，向后喷出，所以内涵道产生的推力是一种喷气力量。
外涵道就是涡扇以外的气流通道，这个通道可以在发动机外壳里面，也可以在发动机外壳外面，气流是被第一扇叶煽动后通过外涵道，外涵道产生的推力是直接的螺旋桨力。

喷气发动机是外涵道大小为0，所有气流通过内涵道，经过压缩爆燃后喷出，产生的推力全部为喷气力，外/内涵道气流量之比为无穷小；（理想状态）
涡桨发动机是内涵道大小为0，所有气流通过外涵道的螺旋桨向后推动，产生的推力全部为螺旋桨力，外/内涵道气流量之比为无穷大；（理想状态）
外/内涵道气流量之比，在两者之间的都可以叫涡扇发动机。

冲压发动机，只有一个结构：爆燃室。气流直接进入燃烧室内，参与爆燃后直接向后推出。
进入冲压发动机的气流，利用飞机自身的高速度进行压缩。所以，使用冲压发动机的空天飞机，首先要获得一个相当大的初速度，才能发动冲压发动机

6. 大涵道比和小涵道比发动机区别

　　大小各有用途：
　　大小涵道比涡扇发动机的区别主要集中在外涵道的大小上，其他方面的结构区别并不是很大，所以在发动机的研制上才有利用同一核心机研发多种发动机的方式，但将来的发展趋势会使这两种发动机逐渐彻底成为两种发动机，核心机也可能会有很大区别。
　　大小涵道比涡扇发动机在其他方面或者说细部上的区别主要是和其工作条件和要求造成的，大涵道比涡扇发动机主要为民用，需要更高的效率、更低的噪音；小涵道比涡扇发动机主要为军用，需要更高的推重比；他们都需要更长久的寿命和更低的油耗，从而出现使用技术的不同。具体如下：
　　1、大涵道比涡扇发动机采用高压比多级高压压气机。

　　高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术。由于民用发动机的总压比不断提高的趋势，目前超过40，今后将进一步提高到50以上。军用发动机的高压压气机压比一般为6~8，还没有超过10的，但是民用发动机的一般为12~20，GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压压气机的压比更达到23，平均级压比为1.37，都是所有实用中发动机的高压压气机之最。正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压比，平均级压比近1.5。研究中的平均级压比为1.4~2.1。
　　2、大涵道比涡扇发动机采用多种降噪技术。

　　这是由于民航客机常在城市上空飞行，需要控制噪音，这是军用飞机不需要的。大涵道比涡扇发动机主要为民用，当前采用或在研究中的降噪措施主要有：
　　（1）尽量提高涵道比，降低发动机平均排气速度，但受到风扇和发动机尺寸的限制。
　　（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下，降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理；合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向距离；减小叶尖间隙；低损失空腔设计。
　　（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇，并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验。希望能降低噪声5分贝。
　　（4）在减少喷气噪声方面，正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管，具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管。
　　（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口，使噪声向上传布。
　　（6）采用加长外涵道，广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫，包括频率自适应衬垫，甚至噪声主动控制技术。
　　3、小涵道比涡扇发动机多采用混合排气喷口。

　　我们常见的民航客机所采用的大涵道比涡扇发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，内、外涵道中的气体分别在内、外涵尾喷管中排出，发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、内外涵尾喷管。
　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
　　外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
　　现代先进军用歼击机一般均采用低涵道比的混合加力涡扇发动机，内、外涵道中的气体混合后从尾喷管中喷出，发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、混合器、尾喷管。
　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器
　　外涵气流：外涵道--混合器
　　虽然混合排气效率更高，但是大涵道比涡扇发动机几乎没有采用混合排气的，主要是为了节省重量。另外在现在军用歼击机使用的涡扇发动机上还有加力燃烧室，这也是需要内外涵道气流混合的原因，内涵道气体已经经过一次燃烧，混合外涵道气体可以补充氧气，从而获得更高的加力燃烧温度。

7. 大涵道比涡扇发动机推力峰值121吨是个什么概念

亲亲您好，大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小，被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞机如加油机、预警机、反潜机等。大涵道比涡扇发动机高效率，低燃油消耗；高可靠性，长使用寿命；低排放，低噪音；低维护成本，维修性佳。 世界上第一种大涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A，涵道比为8，腾飞推力近20000daN，用于C-5A军用远程战略运输机。大推力的大涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生，1970年1月，涵道比为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投进使用。从此，大涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用，成为民用发动机市场的主角，其技术也迅速发展。一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用大涵道比涡扇发动机改型。希望我的回答能帮到您；再次祝您身体健康,心情愉快!😀【摘要】
大涵道比涡扇发动机推力峰值121吨是个什么概念【提问】
亲亲您好，大涵道比涡扇发动机是指涵道比4以上的涡扇发动机。由于大涵道比涡扇发动机的耗油率低、噪声小，被广泛用于大型民用和军用运输机以及其他大型亚声速飞机如加油机、预警机、反潜机等。大涵道比涡扇发动机高效率，低燃油消耗；高可靠性，长使用寿命；低排放，低噪音；低维护成本，维修性佳。 世界上第一种大涵道比涡扇发动机是1969年10月定型的美国通用电气公司TF39-GE-1A，涵道比为8，腾飞推力近20000daN，用于C-5A军用远程战略运输机。大推力的大涵道比涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞生，1970年1月，涵道比为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波音747-100宽体客机投进使用。从此，大涵道比涡扇发动机开始在民用领域获得大量使用，成为民用发动机市场的主角，其技术也迅速发展。一些新研制的或老型号军用运输机的升级也纷纷采用民用大涵道比涡扇发动机改型。希望我的回答能帮到您；再次祝您身体健康,心情愉快!😀【回答】

8. 涡扇发动机的涵道问题

1. 涡喷发动机 
进气道进气---压气机增压---燃烧室加热---涡轮膨胀作功带动压气机---尾喷管膨胀加速---排气到体外 
发动机转起来之后，压气机源源不断地把压缩了的空气送到后面的燃烧室，在燃烧室里空气和燃油混合燃烧，向后排出高温高速高压气体，这些气体带动涡轮旋转，涡轮和压气机是用轴连在一起的，因此涡轮旋转了，压气机也跟着旋转，就不断地把空气压缩进去了~~ 
2. 涡轮风扇发动机 
2.1分开排气涡轮风扇发动机 
进气道进气--风扇增压--气流分为两股 
内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外 
外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外 
我们常见的民航客机所采用的发动机，多半是分别排气涡轮风扇发动机，比如著名的V2500，PW4000,GE90.... 
2.2混合排气涡轮风扇发动机 
进气道进气--风扇增压--气流分为两股 
内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器 
外涵气流：外涵道--混合器 
两股气流在混合器中掺混--尾喷管膨胀加速--排气到体外 

涡轮风扇发动机要比涡轮喷气发动机更省油，尤其是超过音速不太多时。所以民用喷气飞机都是采用的涡轮风扇发动机。 
我国民用分开排气涡轮风扇发动机还未研制成功，军用混合排气涡轮风扇发动机已成功批量生产相当于英国60年代的SPEY，用于飞豹上。相当于苏27上的AL31的太行前一段时间报道研制成功，但不知道是否投入批量生产。美国现在用于F22的涡扇已能无加力超音速巡航。而AL31还不行。
以上回答你满意么？