涡扇6发动机.docx
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涡扇6发动机
涡扇6
(WS6)
WS6涡扇发动机结构
牌 号 涡扇6
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 中国
厂 商 沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司
生产现状 完成飞行前规定试车后,停止研制
装机对象 涡扇6 歼击机
涡扇6G 歼击机
涡扇6甲 运输机
研制情况
1964年5月,空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。
此后,沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。
1964年10月,提出了新型飞机和发动机的初步方案,经过空军和航空工业部门讨论,决定新机设计分两步走。
第一步,设计一种新飞机,装两台改进设计的涡喷发动机,即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。
第二步,设计一种更先进的高空高速歼击机,装一台新设计的加力式涡扇发动机,新发动机编号为涡扇6,代号WS6。
1965年9月完成方案论证工作,开始技术设计,1966年5月投入试制。
“文革”期间研制进度受到一定影响,1968年6月首台试验机开始台架运转试车。
1980年10月,性能达到设计指标。
1982年10月通过24h飞行前规定试车。
整机试车共334h。
后因飞机研制计划的改变,涡扇6失去使用对象,于1984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。
它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。
在发动机参数和控制计划的选择方面,充分注意了提高发动机推重比和高速性能。
选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比,采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。
选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。
该发动机的特点是:
高速推力大,亚音速巡航经济性好,起动、加速快。
转子采用5支点支承方案,结构紧凑,布局合理,并应用了较多的钛合金材料。
因此,发动机重量轻,推重比大。
涡扇6在研制过程中,曾遇到大量的技术问题,其中比较主要的有:
起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。
主要原因是自行研制的初期,缺少技术储备,主要部件的试验研究不够充分,特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小,给调试带来不少困难。
主要部件经过多次修改、试验和在整机上反复调试,作了大量的工作,到1980年底使各部件及总体性能均达到了设计指标。
1980年,在WS6的基础上发展了涡扇6改进型(代号WS6G)。
和原设计相比提高了低压转子转速,风扇由3级改为2级,但其压比却由2.15提高到2.6,因而涵道比有所下降。
同时提高了涡轮进口温度,将原来的环管燃烧室改为环形燃烧室。
在外廓尺寸与WS6相同和质量减轻100kg的条件下,设计状态的加力推力提高了13.2%,推重比提高18.9%。
于1982年2月进行了WS6G准验证机试车,达到了预计的的推力指标,证明了WS6G方案在技术上是可行的。
后因国内没有与之相配的飞机,因而未能立项研制。
1970年,还针对运输机发展的需要,发展了WS6甲(即910甲)型发动机,采用单级风扇,带中间压气机,增大了总空气流量和涵道比,不带加力。
生产了3台试验机。
后因飞机研制计划改变,于1973年停止研制。
进 气 口 轴向,环形,无进口导流叶片。
进气锥固定在风扇转子上,与转子一起旋转。
风 扇 3级轴流式。
风扇第1级为跨音速级,第2、3级为亚音级。
设计转速6400r/min,压比为2.15。
第1级转子叶片在叶高2/3处有凸肩。
第1级静子叶片共34片,支承着风扇转子的前支点,其中30片是实心的,4片是加厚的空心叶片,用于轴承供回油和通气。
第2、3级静子叶片是空心的板料结构,中间充填泡沫塑料,以增强刚性,减少振动。
风扇叶片和盘的材料均为钛合金TC4。
机匣和静子为钛合金TA7。
中介机匣 位于风扇与压气机之间,是发动机主要承力件之一。
由内外壳体、分流环和8根支板等组成。
由分流环隔为内、外涵两股气流通道。
中介机匣内涵流道的出口处安装有高压压气机可调的进口导流叶片。
可调导流叶片的操纵机构和中央传动齿轮机匣固定在中介机匣内腔。
中介机匣的左右两侧固定着发动机的主安装结,其下方固定着发动机附件传动机匣,附件由高压转子传动。
中介机匣由TC4钛合金经铸造、焊接而成。
高 压
压 气 机 11级轴流式。
压气机第1级为跨音速级,其余为亚音级,设计压比为6.78,设计转速为9400r/min。
压气机进口有可调导流叶片,第5级后有放气环,二者联动,按压气机换算转速进行控制。
压气机转子是盘鼓式结构。
压气机静子机匣分前、后两段,在垂直平面内均有纵向接合面。
第1~6级叶片、盘和机匣前段的材料为钛合金TC4,机匣后段和后5级转子的材料为耐热合金GX8。
燃 烧 室 环管式。
有10个带预混室头部、6段气膜冷却式火焰筒和10个双油路离心喷嘴。
两个直接点火的高能电嘴分别装于第4和第7号火焰筒上。
为便于火焰筒的拆装,燃烧室外机匣分为前后两段,前段为扩压器外壁,后段为直的圆筒。
燃烧室的材料为耐热合金GH132。
高压涡轮 2级轴流式。
第1级导向器叶片和工作叶片为空心气冷叶片,两级工作叶片均带冠。
涡轮机匣采用整体式焊接结构,外环上镶有高温钎焊的蜂窝密封环。
导向叶片材料为K3,第1级工作叶片材料为M17,第2级工作叶片材料为K5,所有叶片均为精铸件。
低压涡轮 2级轴流式。
两级工作叶片实心带冠。
第1级导向器有16个大弦长空心叶片与其内外环构成第4、5号两个支点的承力机匣。
低压涡轮机匣是整体焊接结构,分前后两段。
第2级导向器叶片装在前段机匣里。
带蜂窝结构的第2级涡轮外环装在后段机匣里。
导向器叶片材料为K14,工作叶片材料为GH37和GH33。
加 力
燃 烧 室 平行进气式。
燃烧段有全长隔热防振屏。
在内外涵气流边界层的内侧有一圈环形双壁结构的主稳定器,为引燃式值班点火稳定器(长明灯),用两个半导体高能点火电嘴直接点火。
在内涵气流部分还有两圈环形稳定器。
3圈环形稳定器间用传焰槽连结。
主稳定器外围有径向稳定器24根。
采用分区分压供油,内外涵各3区,直流式喷油杆,每区分主副油路,可保证在整个飞行包线内加力燃烧室工作稳定。
尾 喷 管 简单收敛式。
有24个调节片,由6个机械同步液压作动筒操纵。
控制系统 电气机械液压式。
机械液压式燃油自动控制系统。
主要包括:
主泵F33为高压齿轮泵;主控制器F14,按组合参数[Wf/N2/P2=f(πc)]调节供油量;汽芯加力泵F11E;加力燃油控制器F13A,按准相似供油规律调节供油,感受T1、P3;尾喷口控制器F38,按保持给定的涡轮膨胀比变化规律[P6=P3*f (πc)]控制喷口面积;压气机控制器F12C,按压气机换算转速控制压气机进口导流叶片角度和放气环的开、关;N1-T5限制器F36-F18。
所有的油泵和控制器均为沈阳航空发动机研究所研制的。
滑油系统 为封闭式反向循环系统(滑油散热器位于增压泵后的供油路上)。
包括1级供油泵、4级回油泵、燃油-滑油散热器和高空活门等。
采用4109高温合成滑油。
起动系统 使用KJ-40A空气涡轮起动机完成地面起动。
点火系统 主燃烧室和加力燃烧室各采用两套高能点火装置和电嘴,直接点火。
防冰系统 在发动机进气锥外表面涂憎水涂层,并从高压压气机出口引热空气进入整流罩内,对进气锥表面加温。
最大加力推力(daN)
WS6 12220
WS6G 13830
中间推力(daN)
WS6 7130
WS6G 8385
WS6甲 10169
加力耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 2.3045
WS6G 2.338
中间耗油率[kg/(daN•h)]
WS6 0.6342
WS6G 0.7850
WS6甲 0.6000
推重比
WS6 5.93
WS6G 7.05
WS6甲 4.69
空气流量(kg/s)
WS6 155.0
WS6G 151.2
WS6甲 274.5
涵道比
WS6 1.0
WS6G 0.633
WS6甲 1.74
总增压比
WS6 14.60
WS6G 17.50
WS6甲 19.72
涡轮进口温度(℃)
WS6 1077
WS6G 1207
WS6甲 1107
最大直径(mm)
WS6 1370
WS6G 1370
WS6甲 1460
长度(mm)
WS6 5645
WS6G 4654
WS6甲 3080
质量(kg)
WS6 2100
WS6G 2000
WS6甲 2210
涡扇9
(WS9)
WS9涡轮风扇发动机结构
牌 号 涡扇9
用 途 军用涡扇发动机
类 型 涡轮风扇发动机
国 家 中国
厂 商 西安航空发动机公司
生产现状 用英国毛料试制成功,现进行部分国产化生产
装机对象 歼击轰炸机
研制情况
涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据1975年12月13日中国技术进口总公司与英国罗尔斯•罗伊斯公司签订的斯贝MK202发动机专利许可权和生产合同制造的。
中国代号为WS9。
英国MK202发动机装用于英国“鬼怪”(Phantom
2)F-4K和F-4M上,中国的WS9发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。
1976年3月开始试制,1979年7月25日第一台使用英国毛料制造的零组件并用罗尔斯•罗伊斯公司的外购件和附件的涡扇9发动机完成装配,同年11月13日完成150h持久试车。
首批共制造4台。
1980年初,中国制造的两台WS9发动机和两套部件在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40℃冷起动试验,并对其5种零部件作了强度试验考核。
1980年5月30日,中英双方在考核试验报告上签字。
至此,成功地通过了用英国毛料试制出的WS9发动机的各项考核试验。
原拟接着进行国产毛料试制,但由于当时国民经济调整,使国产化进度拖后。
目前进行的斯贝发动机部分国产化工程,除了实现发动机大修所需备件的国产化,也为进一步实现整机国产化奠定了基础。
完成部分国产化工程后,将继续向整机国产化目标努力。
WS9发动机是一个成熟的机种。
其主要特点是高速性能好,工作性能可靠,经济性好,翻修寿命长,使用维护方便。
进 气 口 位于发动机前端,进气机匣为装有19个进口导流叶片的整体不锈钢焊接件,机匣材料为S/SJ2,叶片为S/607。
进气机匣、导流叶片的前后缘内腔以及头部整流罩通高压压气机第12级热空气防冰。
头部整流罩内装有前轴承滑油泵。
风 扇 5级轴流式,风扇增压比为2.77。
转子100%转速为9115r/min。
A/FLS铝合金锻造机匣水平对开,第1~5级静子叶片均为A/FLS精锻铝合金。
风扇转子为鼓盘式结构,第1和第5级转子叶片为T/AV钛合金,叶身带阻尼凸台,叶根以燕尾形榫头与盘联接。
第2~4级转子叶片为A/FLS锻造铝合金,叶根用销钉与盘联接。
前轴与第1级盘用12%铬钢S/SJV制成一体,第2~5级盘用钛合金T/SZ制成,为发夹形结构,后轴用3%铬钼钢S/HBH制成。
高 压
压 气 机 12级轴流式,增压比为7.24。
转子100%转速为12640r/min。
不锈钢S/SJ2锻制机匣沿垂直面对开,第1~12级静子叶片均用不锈钢制成(进口导流叶片和第1~11级为S/SNV,第12级为S/SJ2)。
高压进口导流叶片可调。
高压压气机转子为鼓盘式结构,第1~8级转子叶片材料为钛合金(其中第1~5级为T/AV,第6~8级为T/SZ),第9~12级转子叶片材料为抗蠕变铁素体钢S/SAV,第1级叶片带阻尼凸台,采用销钉与盘联接,第2~12级叶片均采用燕尾形榫头与盘联接。
高 压
压 气 机 前轴用S/HBH钢制成,后轴用铬钼钒钢S/CMV制成。
第1~6级盘用抗蠕变铁素体不锈钢S/STV制造,第7~11级盘用S/SAV制造,第12级盘用镍铬铁耐热合金N901制造,第2~12级盘均为发夹形结构。
高压压气机设置放气机构,用以防喘。
燃 烧 室 环管式。
10个气膜冷却火焰筒,主体材料为C263镍铬钴高温合金,双路双室离心式喷嘴安装在燃烧室前部,并装有2个高能点火电嘴。
燃烧室机匣材料为不锈钢S/SJ2,整体式结构。
高压涡轮 2级轴流式。
第1、2级导向器叶片和第1级转子叶片均为空心气冷式结构,转子叶片均带叶冠,用枞树形榫头与盘联接。
第1级导叶材料为钴基高温合金HS31,第2级导叶为镍基高温合金C1023,第1、第2级转子叶片材料为镍基高温合金MarM002,所有叶片均为无余量精铸而成。
1、2级涡轮盘均由N901高温合金制成,高压涡轮轴用S/CMV钢制成。
高压涡轮轴承采用弹性支承结构。
低压涡轮 2级轴流式。
第1级导叶材料为镍基高温合金C1023、第2级导叶为C130镍基合金,均用无余量精铸而成。
第1级转子叶片材料为镍基合金N105,第2级转子叶片为镍基合金N80A。
1、2级低压涡轮盘和低压涡轮轴均由N901高温合金制成。
低压涡轮轴承采用弹性支承结构。
加 力
燃 烧 室 在加力燃烧室前设有排气混合器,以均匀掺混内外涵气流。
加力扩散段内装有5块整流支板、3圈蒸发式火焰稳定器和3圈燃油总管,并装有催化点火器。
加力筒体内设置防振荡燃烧的隔热屏。
加力筒体和隔热屏材料均为C263。
尾 喷 管 超音速尾喷管。
由可调式主喷口、引射喷管和作动环组成。
喷口无级调节。
控制系统 以机械液压式为主,辅以部分电调。
可控制高压和低压转速、高压压气机出口压力和温度以及涡轮后的排气温度。
使用加力时,压比调节器和喷口滑油(液压)系统自动调节喷口面积。
燃油系统 使用RP-1(GB438-77)、RP-2(GB1788-79)或RP-3(GB6537-86)燃油。
主燃油系统中,采用RLB-4低压燃油泵,出口燃油压力为550kPa,高压燃油泵为RZB-1,出口燃油压力为4140~8280kPa,使用的燃油流量调节器为RT-18。
加力燃油系统中,使用RQB-1加力燃油流量调节器和RT-19加力点火燃油控制器。
滑油系统 使用Castrol 98(DERD2487)或4050(GJB1263-91)高温合成航空润滑油。
发动机主滑油泵为6级(1级增压,5级回油)齿轮式;低压压气机前轴承设有单独的供、回油泵;传动飞机附件的辅助齿轮箱内也设置一个回油泵;发动机滑油箱容量为5.7L。
滑油系统中设置2个空气冷却的滑油散热器HSR-1和1个燃油冷却的滑油散热器HZS-1。
起动系统 使用DQ-23燃气涡轮起动机,起动机输出轴与发动机的传动比为1.0454。
点火系统 使用DHQ-13高能点火装置,2个高能点火电嘴BDZ-8A装在4号和8号火焰筒内,点火能量为2.5J。
附 面 层
控制系统 从高压压气机第7级或第12级放气口连续引气(最大引气量可达发动机进口空气流量的7%),通过附面层控制引气管路输送到飞机机翼或襟翼表面以吹除附面层,进行增升(力),并改善飞机起降时的操纵性。
空气系统 一部分从高、低压压气机及外涵引出的空气,用于冷却热端零部件,保护轴承腔室,防止滑油消耗量过大和平衡轴向力。
另一部分引气供发动机控制系统调节用。
支承系统 发动机支承在7个轴承上。
低压转子采取1-2-1支承形式,高压转子采取1-2-0支承形式。
在7个轴承中,第4、5号轴承为止推滚珠轴承,其余5个轴承为滚棒轴承。
第6、7号轴承采用弹性支承。
发动机采用内、外混合传力。
发动机借助2个主安装节和1个辅助安装节固定在飞机上,主安装节位于发动机中介机匣水平两侧,辅助安装节位于排气混合器机匣过渡段后安装环外。
最大加力推力(daN)(不接通附面层控制放气) 9126
最大不加力推力(daN)(不接通附面层控制放气) 5449~5583
中间推力(daN)(不接通附面层控制放气) 4993
最大连续推力(daN)(不接通附面层控制放气) 4602
最大加力耗油率[kg/(daN•h)] 2.04
最大不加力耗油率[kg/(daN•h)] 0.693
推重比 5.05
空气流量(kg/s) 89.4~96.2
涵道比 0.62
总增压比 20.0
涡轮进口温度(℃) 1167
最大直径(mm) 1093
长度(mm)(喷口全开时) 5205
(喷口面积最小时) 5061
质量(kg)(不包括飞机附件) 1842
涡喷8
(WP8)
涡喷8涡轮喷气发动机结构
牌 号 涡喷8
用 途 军用涡喷发动机
类 型 涡轮喷气发动机
国 家 中国
厂 商 西安航空发动机公司
生产现状 生产
装机对象 H-6和H-6J
研制情况
涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。
1967年1月8日,完成了300h国家交付长期试车,1967年3月29日航定委批准交付部队使用。
这种首翻期寿命为300h的发动机称Ⅰ批发动机。
为了延长使用寿命,改善发动机性能,并提高其可靠性,在Ⅰ批结构的基础上,又研制了800h结构的涡喷8发动机,1972年7月到1975年10月,分别进行了四次工艺长期试车考核。
在成熟的基础上,1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可靠性较高的800h结构涡轮转子,首翻期寿命为400h,称这Ⅱ批发动机。
经一年多的混装使用,1975年开始,全部生产800h结构的整机,称为Ⅲ批发动机。
为了稳妥起见,初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500h。
1979年1月,根据外场使用情况,又将首翻期寿命延为600h;1983年6月,根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况,决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800h。
涡喷8发动机在生产、使用之初就出现了一些可靠性、维修性方面的问题,如高温起动和高原起动困难,压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块,火焰筒筒体冷却孔裂纹多,涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障,曾一度使H-6飞机面临停飞的威胁。
为此,采取了一系列技术措施,基本解决了上述问题,使发动机的可靠性和维修性得到了改善。
压 气 机 8级轴流式。
进口导流叶片不可调节。
转子为鼓盘式结构。
第1~6级盘用LD7制成,第1~6级转子叶片和1~7级整流叶片用LY2制成,7~8级盘及其转子叶片由于在较高温度下工作,故分别用34CrNiMoA和13Cr14NiWVBA合金钢制成。
为防止低转速工作时产生喘振,压气机第3~4级间设有自动操纵的放气机构。
燃 烧 室 环管式,由14个火焰筒组成,其中4个装有起动喷油点火器,火焰筒前部装有双室二级离心式燃油喷嘴,起动时借助电蚀电嘴间隙处的电火花点燃混合气。
火焰筒筒体用GH39制成,尾部加强框为GH30,用氩弧焊焊在筒体后部。
涡 轮 2级轴流
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