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军用航空发动机是不是温度越高推力越大?

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航空发动机的推力大小与涡前温度,进气流量,涵道比,增压比有关。也就是说,涡前温度越高推力越大。推力与涡前温度的关系是:涡前温度每提高100℃,推力就相应的增大
军用航空发动机是不是温度越高推力越大?

航空发动机的推力大小与涡前温度,进气流量,涵道比,增压比有关。也就是说,涡前温度越高推力越大。推力与涡前温度的关系是:涡前温度每提高100℃,推力就相应的增大10%—15%。此外,航空发动机的推力随着进气流量和涵道比以及增加比的增大而增大。

因为战斗机的体积不能太大,这也是限制战斗机不能使用大涵道比发动机的原因之一。另外,大涵道比发动机适合低速飞行,较为省油;而小涵道比发动机适合高速飞行,比较费油。这也是运输机,民航客机等采用大涵道比发动机,而战斗机采用小涵道比发动机的原因。

受制于战斗机体积的限制,其发动机的涵道比不能过大,正常来说都在0.7以下。所以世界各军事强国都用提高涡前温度,以增大发动机的推力。例如:“涡扇-10”发动机的涡前温度为1747K,推力为12.5吨;F119的涡前温度为1977K,其推力为17.7吨。可以看得出来,第四代发动机的涡前温度比第三代发动机高了近300K,也就是100℃左右,而推力则相应的提升了5吨左右。由此可知,航空发动机的推力与涡前温度的关系有多大。

这也是世界各军事强国纷纷投入巨大的人力,物力去研发新型单晶耐高温合金以及金属间化物的原因。目前来说,我国的第三代单晶耐高温合金与世界先进水平并没有性能上的差距。我国的第三代单晶耐高温合金的型号是DD409,而美国的则是CMSX-10,日本的则是TMS-75。只不过美国的CMSX-10已经被用于制造F119和F135发动机的核心机了,而我国的DD409还不知道上没上四代大推。除了单晶耐高温合金之外,我国还研发了金属间化物IC10,其工作温度在1150℃以下,主要用于第四代发动机的涡轮工作叶片。也就是说,“涡扇-15”发动机的高压涡轮工作叶片极有可能选择的是IC10,而导向叶片被低压涡轮叶片极有可能选择的是DD409。

其实,说起单晶耐高温合金的研制,日本走在了世界前列。日本已经压制出第四代单晶耐高温合金TMS-138,第五代单晶耐高温合金TMS-162。这两种单晶耐高温合金的性能比第三代单晶耐高温合金要强的多,使用温度也极高。要不日本的XF9-1航空发动机的涡前温度也不会突破2000K这一大关。毕竟日本的材料技术在世界上都是领先的,率先开发出单晶耐高温合金也理所当然。其实日本的TMS-75比DD409早了近10年的时间,这点还是要承认的。

所以说,航空发动机极为考验一个国家的材料技术,被称为“工业的皇冠”也是能理解的。(图片来自网络)

这个温度指的其实是涡轮前温度。

得有一个先提条件,那就是同一系列的发动机,不改变其他变量的情况下,确实是温度越高推力越大。同一款发动机,涡轮的前进口温度每增加10至15摄氏度,推力可增加1%至2%,所以提高涡前温度可以大幅提高发动机推重比和发动机效率。这是因为发动机是一种热机,服从布赖顿循环,根据这个循环的规则,涡轮前和涡轮后温差越大,做功越充分;转化成涡轮转动动能的比例越多,推重比自然越高。

目前涡轮前温度做的最高的是日本。比如日本最近吹的沸沸扬扬的XF-91,也就是F-3的配套发动机,涡轮前温度已经达到2073K,世界第一,推力达到了15吨以上。但是同样的推力F-22吨F-119发动机只需要1850~1900K的涡轮前温度就能做到。

尽管推力指标与F-119不相上下,但其实是以提升单一指标为代价,这样做成本更高

对于系统工程来讲,不是涡轮前温度越高越好,而是满足目标的前提下越低越好。要提高涡轮前温度意味着材料方面要有很大突破。这不仅是材料科学的问题,还有材料本身成本的问题。要想提高涡轮叶片的耐高温能力,必须在镍基高温合金基础上添加铼,除此还没有什么好的办法。但是铼这种东西全球一年产量就40、50吨,连我国这样幅员辽阔的国家都不敢放开用。所以还是得琢磨其他路子。所以飞机发动机的设计,只要还能总体设计上还能下功夫的,就不要在提高涡轮前温度。必须要靠提高涡轮前温度提升推力的,能不用铼,就不用铼(当然这似乎不太现实)。

在现有基础上要进一步提高涡轮前温度是很困难的事情。必须添加铼金属

正好恰恰相反。但其温升是动力能源无法避免。

从理论上来说,军用航空发动机确实是耐高温性能越好推力就越大。

我们都知道军用航空发动机使用的燃料是航空煤油或者是JP燃料,这两种燃料的最大燃烧温度在1000℃左右(汽油1200、柴油1800),属于发热值较低的燃料,这样低的温度不足以让飞机高速飞行,为了提高燃料的燃烧温度,航空发动机采用进气与燃油雾化混合→再压缩后进入燃烧室燃烧的方式,来提高航空燃料的发热值(理论上最高在2700℃左右),发热值提高后产生的高温气流再去驱动航空发动机的转子高速旋转,输出更大的功率...所以,航空发动机工作时必须要有高温高压气流才行。但是,目前航空发动机的核心部分发动机转子叶片所能承受的温度只有1700℃左右,在这样的高温下会溶化的,这就出现了一个很大的矛盾,既要求燃料的发热值高,但发动机的材料耐高温能力有限,所以只能是另辟蹊径的在叶片散热方面下功夫。发动机叶片不是想象中的实心,它是空腔结构,叶片的壁非常薄只比A4略厚一点,叶片的内部有很大的空腔,壁很薄中间空腔这样它的散热效果就非常好,才能在高温高压下高速旋转不至于溶化掉。F–16战斗机起飞后尾喷口的尾焰呈橘红色,因为是起飞(和舰载机起飞方式不一样)发动机功率不必开到最高。

那么,尾焰的温度是多少摄氏度呢?根据测算飞机的尾焰呈橘红色:代表1000℃、纯橘色:代表:1100℃、金橘色代表:1200℃、金黄色代表:1300℃、金白色代表:1400℃、纯白色代表:1500℃、白蓝色代表:1500℃以上、天蓝色代表:2000℃、蓝色代表:2500℃。若是战斗机的尾焰出现白蓝色说明它已经打开发动机的加力了,要进行超音速飞行。战斗机设计的时速越快,它的尾焰就会越蓝。SR–71战略侦察机的最快飞行速度超过了3马赫,所以它的尾焰呈白蓝色,当然飞行速度越快也就越耗油。

从上面的粗略介绍就会明白,军用航空发动机所用的燃料正常的燃烧温度一般,但是在发动机高压空气雾化的助燃下,它的燃烧温度会非常高,这样所产生的高温气流才能更快的驱动发动机的叶片,使飞机飞的更快。

航空发动机的设计是个系统性工程,绝不是说某方面怎样就怎样的。

心神那个XF5-1发动机的涡轮前温度是1900K,也就是1600度,跟F-22用的F-119发动机是一样的,非常厉害。然而这个发动机的推力只有4.9吨,推重比7.8,别说跟F-119比,一些较为先进的二代机用的涡喷发动机都比它厉害。

而且呢,我也不知道题目中“发动机温度”具体指的什么。

这是一个典型的涡喷发动机结构图。空气从进气道进入,经过压缩机压缩后进入燃烧室与燃料混合燃烧后经过涡轮机膨胀做功最后排出。压气机与涡轮机是同轴联动的,所以压气机的转速取决于空气经过涡轮机时做功多少。

其中与温度相关的主要是燃烧室温度,涡轮前温度,以及喷口位置的排气温度。

这三个温度我们分开说。

先用初级方法解析一遍:

根据冲量公式F×t=m×V,我们知道,喷气式发动机推力取决于经过发动机的空气流量,以及喷出空气的速度。

空气流量方面,发动机直径越大当然流量越大,所以涡喷改涡扇光靠增加空气流量就能提高推力。

但是发动机直径太大又装不下,那么怎么让发动机获得更多的空气呢?当然是提高发动机的压缩机转速,提高压缩比,吸入更多的空气从而增大推力。

与之对应的,随着压缩比提高,空气的温度也会提高,理论上讲燃烧室的燃烧温度也会对应提高。

所以,涡轮前温度,燃烧室温度都与推力正相关。

但是排气温度就不是了。我们知道燃料燃烧产生的能量是固定的,发动机排出气体的温度越高,意味着大量的能量被用来加热空气而非提高燃气速度。

所以排气温度与推力负相关。

(涡喷发动机如果安装外涵道改为涡扇发动机,那么额外流入的冷空气都能产生可观的推力,所以涡扇推力普遍比涡喷更大)

我们需要尽可能高的涡轮前温度与燃烧室温度,以及尽可能低的排气温度。

接下来,有好好读大学观众可以继续往下看,用高级方法解析一遍。

喷气式发动机的工作原理是“布雷顿循环”。

这幅图中,t轴是温度,s轴是熵。

0这个点代表普通大气下的气体状态。

从0到2的过程中,空气被等熵压缩,内能不变,但是因为体积变小所以温度增加。

2这个点代表空气经过压气机压缩后的状态,温度更高,总熵不变。

2-3代表空气在燃烧室与燃料混合并燃烧的过程,在这个过程中熵增大,温度也变高。

3这个点代表燃烧之后的空气。

而空气到3这个点的温度,就是涡轮前温度,此时空气已经经过压缩并与燃料混合燃烧获得了额外的化学能,接下来他要流过涡轮进行等熵膨胀并对涡轮做功,驱动涡轮转动,而涡轮与前方的压气机是同轴相连的,而前方的压气机转动压缩进气道进入的空气。压气机转的越快,吸入的空气就越多。

当空气驱动涡轮做功之后,再排出产生推力。

如果需要的话,还可以在加力燃烧室里燃烧一次,进一步提高内能并膨胀加速,提高推力。

在这个过程中,燃烧室温度越高说明空气内能越大,最终空气膨胀后产生的推力越大。而涡轮前温度越高,压气机转速越高,吸入的空气就越多,最终喷出的空气质量越多,推力也就越大。

谢邀,温度是指前室温度,同等条件下,这一温度越高必然推力越大

首先,航空发动机领域通常讲的温度是指前室温度,而不是指尾喷管喷出的气流温度。前室温度又称涡轮前温度,是指气流在燃烧室燃烧后,到达涡轮机时的温度。航空发动机在燃烧室燃烧后是要驱动涡轮机高速转动做功,产生的力通过转轴驱动进气口涡轮风扇和压气机工作。这一区域温度上限,取决于涡轮机扇叶所能承受的高温的上限,这才是航空发动机领域最最最核心的关键性技术。涡轮前温度,介于燃烧室和涡轮机之间的区域温度

喷气式发动机产生的动力来源来自,气体膨胀后高速流出产生推力。气体膨胀来自两个方面,一个是空气热膨胀,气体加热后膨胀做功,另一个是燃料燃烧产生的气体。如果前室温度允许上限越高,那么空气冷热端差异加大,膨胀率也就更高,同时燃烧室可以加注更多燃油,使得燃烧更加充分,两者都必然导致气流经燃烧室后膨胀率更高,可以产生更高的推力。同时涡轮机驱动力也就更高,可以带动压气机和涵道风扇更加努力干活,推力也自然而然上去了。涡扇发动机吸入发动机的空气含量远超过燃料燃烧所需,所以战斗机普遍在发动机涡轮机后再设置加力区域,必要时喷射燃料利用剩余氧气继续产生动力,不过方式燃料利用率低很多。而战斗机发动机温度最高的区域则是加力燃烧室这一区域,温度可以超过2000℃。

这也是为什么比较航空发动机技术水平,最简单的指标就是前室温度,早期航空发动机,前室温度只有600℃左右,到现在第三代航空发动机可以达到1400℃。第四代航空发动机美国的F119可以达到1677℃,但各国目标是提到到1728℃(2000K),下一代航空发动机更是计划能够突破2000℃(2272K)以上。

这方面技术进步可以说是代表当今材料学最顶尖的技术水平,涡轮盘叶片材料从早期的铁基,到铁镍合金基,再到粉末合金。简单说下第三代航空发动机叶片加工方式是,将各种材料金属粉末按比例和方式调好,在高温高压下环境下将其压铸成晶体合金。再加工退火过程中,还要严格控制一点点冷却,确保一件加工件中只有一个结晶核。这样才能确保加工出来的涡轮盘扇叶在一千多摄氏度环境中,高扭力情况下,安全的以每秒数千转的转速高速运行。中航工业“左盟主”2015年央视《对话》栏目中手里显摆的据说就是太行发动机的单晶叶片

而现在到了第四代航空发动机,这个合金配方要升级,现在已经发展到第四代,加工技术上,要讲一次成型,要求一层涡轮盘整体制造出来,整个涡轮盘都只能有一个结晶核。这就是为什么要称航空发动机为工业皇冠的明珠原因所在,甚至可以说,现在比较热门的3D打印技术的技术原理,不过是70年代早期航空发动机加工技术的民用化应用。

个人的答案,是有关系,但不是必然关系。来划一个重点是,达不到一定温度,寿命不高。如果一个国家举国之力,不惜成本,来打造一台耐高温的发动机,不说都能做到,凡航发大国,都是可以办得到的,主要是做成这样的发动机,不具任何意义。

在网络,发动机的所有结构一清二楚,有实现条件的国家太多太多,但要体现很高的经济性,现在办得到的只有航发三巨头,通用、普惠和罗罗。其他国家办不到的主要原因,正是卡在了经济性上。或有经济性,没有寿命性;或有寿命性,难有经济性。

我们知道,航发研制的难题集中在三个方面,一是材料,二是工艺,三是时间,贵就贵在材料上,工艺的难点在于高可靠性,时间的重点在于提高经济性。温度的考验正是材料,达不到必须的温度,即难实现相当的推力,寿命也会受到影响,所以材料水平直接影响着发动机的质量。铁的融点是1538摄氏度,沸点是2750摄氏度,而现代航发要求的涡轮前温度,大致到了2000度的水准,什么样的材料经受得住这样的考验呢?

2016年,国内关注的一则重大新闻,即来自航发材料,南京理工大学的陈光团队,打造的合金PST TiAl单晶,进步性主要集中体现在温度上,其室温拉伸塑性和屈服强度,比之世上最强发动机GEnx,要高8代以上,从而证明我们在在材料技术所取得的又一项重大重破。这样的突破越来越多,我们的航发技术自然水涨船高。

众所周知,目前被战斗机所广泛使用的涡扇发动机,其产生推力主要原理是将空气由进气道吸入、经过压气机进行压缩、压缩之后的空气在燃烧室中与燃油进行充分混合、在点火之后气体燃烧膨胀经过涡轮机、再由尾喷口排出这一高温高速气体,产生的反作用力就是涡扇发动机的推力。

在明白涡扇发动机产生推力的主要原理之后,就可以知道想要提升发动机的推力方法,比如可以通过提高风扇进气量、增大风扇压比、提升涡轮口进口温度(涡轮前温度)等,而这之中最有效的办法就是提升涡扇发动机的涡轮前温度,此举能有效提升发动机的单位推力和推重比。

根据相关文献表明,在其他条件不变的情况下,涡扇发动机涡轮前温度每提升100℃(摄氏度),该发动机的最大推力就可以提升10%-20%。所以,在材料耐高温能力和涡轮叶片冷却技术允许的情况下,尽可能提升发动机涡轮前温度是提升发动机推力的重要手段。

而想要提升发动机涡轮前温度也就需要涡轮叶片有着更强的耐高温能力,第三代发动机涡轮叶片大多使用的第一代单晶和定向凝固高温合金,在加之气膜冷却单通道空心技术,使得涡轮叶片的使用温度1600K-1750K,发动机的推重比在7-8之间,涡扇-10系列发动机就属于第三代发动机。

而到了第四代涡扇发动机,使用的是第二代单晶镍基合金技术,通过添加钴、铼、钌等稀有技术采用提升微观结构,再加上多通道高压空气冷却技术使得涡轮叶片的使用温度达到1800K-2000K,推重比可以达到9-11,欧洲EJ-200、美国的F-119、F-135等涡扇发动机则都属于第四代航空发动机。

根据公开资料来看,目前已知涡轮前温度最高的涡扇发动机是F-22战机所用的F-119发动机的1970K(约合1700℃),虽然该发动机的最大推力为16吨(涵道比0.3),16吨推力再全球虽然不是最高的,但该发动机却有着大于10:1的推重比(自身重量1.36吨),性能可谓是相当强悍。

另外,通过增加涵道比也可以提升发动机推力,如F-35战机所用的F-135发动机将涵道比增加到0.57之后,推力增加到了18吨(实验推力20.4吨),美国通用公司的GE9X涡扇发动机将涵道比增加到10之后,推力达到了61吨,是目前所有航空发动机中推力最大的一款,但大涵道比涡扇发动机并不是高速飞行的战斗机。

谈提高温度而不提卡诺效率是一种没有科学头脑的忽悠,热机必然要遵守的,没有突破。所以单讲推力和温度关系更是片面了。一定要把热机定律摸透再去提高温度,温度提高,材料就会被卡住,然后就钻牛角尖。

首先从航空发动机产生推力的原理来说,就是最前端的涡轮风扇将外界的空气吸进发动机内部后,风扇后面的压气机对空气进行增压然后在燃烧室内与燃油进行充分混合后,被点燃的气体再次膨胀后经尾喷口高速喷出产生推力。其实仔细看看航空发动机的内部构造后,就能明白想要提升发动机推力的方式有很多,比如增加进气量、增压压气机压缩比、多喷油、提升涡轮前稳定等都可以提升发动机推力,其中增加进气量最直接的方式就是增加风扇直径,但是这样不适用于战机发动机,因为增加发动机直径会降低战机的加速性和最大飞行速度优势,同样多喷油也不符合经济性需求。总的来说要想尽可能的让发动机推力更大、发动机更省油等最好的方式就是想方设法提升涡轮前温度。

因为从理论角度来说,涡轮前温度上升100摄氏度,发动机的推力就能很显眼的增加一吨推力,而且相比增加增压比会增加发动机直径和重量或者其他增加推力方式更加全面高效。但是理论终究是理论,实际中会出现很多问题。比如何为涡轮?涡轮就是身处被点燃的高压、高温燃气中,被高温高压燃气带动旋转继而带动前面压气机、风扇旋转的涡轮风扇金属组件,那么试想一下被上千度的高温高压燃气包裹的涡轮能否长时间承受的的住呢?所以这就对制造涡轮的特种金属材料提出了更高的要求,虽然通过从前面冷端的压气机引入高压空气可以为后面热端的涡轮叶片降温和提供气膜保护,但是涡轮叶片仍然需要承受巨大的离心力和上千度的高温炙烤,所以在现实中受限于材料问题,涡轮前温度想要提升至更高水准还有相当一段路要走。

另外一个还有一个不太明显的问题就是涵道比的问题,因为涡轮前温度和发动机的最终推力大小除了材料等关系外,还和进气流量的多少有直接关系,而进气量的多少又直接和涵道比又直接关系,也就是说涵道比越大,发动机推力越大,而且经济型越好,但是涵道比过大会增加发动机正面风阻,降低发动机的加速性和最大飞行速度。

当然从“军用航空发动机是不是温度越高推力越大?”这句话本身的意义来说,更高的温度意味着更高的燃烧效率,这就像汽车发动机的热效率一样,热效率越高输出马力更大一个道理。但是现实中同样和汽车发动机提升功率一样,会受到材料等不同外在因素的影响而无法达到理论数值。只能说从理论角度来说,发动机的温度越高的确推力越大,但是从实际角度来说,受外在因素影响想要实现更大的推力前提需要解决实际中的更高温度下的长时间高可靠性问题。

标签:汽车政策,发动机,温度,涡轮

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