航空发动机除降噪关键技术分析研究.docx
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航空发动机除降噪关键技术分析研究
摘要
噪声污染一直困扰着人们,而其中很大一部分来自日益发展的民用飞机,目前全球正在大力发展民用航空工业,因此,在设计过程中如何有效地降低飞机噪声是民航工业所面临的重要问题之一。
航空发动机的除/降噪关键技术研究目的在于归纳整理出现有的对于航空发动机的除/降噪技术,并选取其中关键的理论进行研究。
本文介绍了航空发动机噪声的产生机理,并着重研究了发动机安装位置对于飞机噪声的影响、航空发动机安装消音装置的实验研究、微穿孔板共振吸声结构对于航空发动机降噪的研究。
这些归纳和整理对于理解航空发动机的除/降噪技术有很大的必要。
关键词:
民用飞机,航空发动机,除/降噪,噪声源,吸音
StudyofKeyTechnologytoAircraftEngineNoiseReductionandElimination
ABSTRACT
Noisepollutionhasplaguedpeople,andalargepartofthenoisepollutionisfromthegrowingcivilaircrafts.Thecurrentglobalcivilaviationindustryisdevelopingfast,therefore,howtoreducetheaircraftnoiseeffectivelyisoneofthemostimportantissueswhichtheaviationindustryfacing.
Studyingaviationenginenoiseaimtosummarizethekeytechniquestonoisereductionfortheaeroengine,andselectsomeofthekeytheoreticalresearchtostudy.
Thispaperdescribesthemechanismofaircraftenginenoise,andfocuseontheenginelocationontheimpactofaircraftnoise,theexperimentalstudyofaircraftenginemufflerdevices,andtheresearchofMicro-perforatedplateresonanceabsorptionstructureforaircraftenginenoisereduction.Theinductionandconsolidationfortheunderstandingofaviationnoisereductionandemlinationisverynecessary.
Keywords:
civilaircraft,aircraftengine,noisereduction,noisesource,sound-absorbing
航空发动机除/降噪关键技术研究
0序言
早在上世纪40年代,由发动机和螺旋桨推进器引起的航空噪声就引起了人们的注意。
直升机、运输机甚至可以形成120dB以上的高噪声环境。
它所带来的危害是多方面的:
飞机客舱的噪声严重影响了机组人员和乘客的舒适度,干扰了飞机机务人员间的语言通话,已经成为现代航空运输面临的污染问题之一;机场地勤人员在内外场作业时,受飞机发动机、电源车等设备发出的强噪音的严重干扰,人员之间的配合只能通过手势,很多作业科目无法快速、顺利实施;飞行员和地勤人员长时间接触高强度噪声后听力明显下降。
因此,降低飞机噪音甚至消除飞机噪音成为了科技人员迫切需要解决的问题[1]。
目前,控制飞机噪音的通常做法是改良机场附近的建筑环境,比如用更好的隔音材料建造房屋,但并不是所有住在机场附近的家庭都负担得起如此高昂的费用。
有的机场试图通过改变飞行路线和时间以减少噪声对周围居民的干扰,但这种做法带有很强的随意性。
此外,一些航空公司索性淘汰那些噪音极大的飞机。
英法的“空中骄子”——协和超音速飞机就是飞机噪音问题的一个典型。
被誉为“人类设计并制造出的最漂亮的飞行物体”的协和飞机,不仅速度无人可比,噪音也是客机之最,其起飞噪音高达119分贝,降落噪音也达116分贝。
伦敦希思罗机场的一名官员将协和比喻为“噪音桶”。
协和客机计划也随之告别蓝天,强烈的噪音便是其中的一大因素。
另外,由于欧盟、实行了新的飞机噪音标准,噪音过大的俄罗斯图-134、伊尔-86等客机已被限制飞往部分欧盟国家。
无论是限定噪音标准,还是淘汰噪音过大的飞机,似乎都有头痛医头、脚痛医脚之嫌。
要想标本兼治,无疑还要从改良飞机本身想办法。
英美联合科研小组的安·多琳教授是剑桥大学的机械工程学教授和麻省理工学院的客座教授,他认为,虽然让飞机完全没有噪音还不太可能,但设计生产出一种噪音大大降低的飞机还是可行的。
在降低飞机噪音方面,国际航空界的主流思路还是依靠飞机发动机技术的改进。
英美联合科研小组也将继续这方面的研究。
不过,该工程最引人注目之处在于,他们将大规模地改变机身的整体设计。
英美科学家在超静客机的研制方面,已经有了一些初步而大胆的想法[2]。
首先,他们考虑要把飞机的发动机置于飞机机身的上端。
现在,客机的发动机一般都安放在机翼以下。
这种大手术无疑需要对整个机身进行全新设计。
其次,这个科研小组还将对起落架进行改进。
飞机着陆前由于要打开起落架,噪音也会随之增加。
因此他们希望尽可能推迟放下飞机起落架的时间。
最后则是涡轮风扇发动机的高分流率问题。
飞机发动机上加装半径较大的风扇,可以降低噪音、提高效率。
但在新机型的设计中,这也构成了严重的组装和安装障碍。
超静客机并不是科学家们的第一次尝试,一些在降低噪音方面大大改进的客机正在研制中,它们可能不像未来的超静客机那样神奇,但至少也是一个进步。
俄罗斯飞机设计师卡雷金透露,俄罗斯将批量生产符合欧盟新噪音标准的短程客机图-334。
俄罗斯图波列夫公司和齐奥尔科夫斯基空气流体动力学研究所正在加紧实验。
担任这一客机总设计师的卡雷金说,图-334型客机的样机1995年就研制成功了,在不断改进之后,图-334不但达到了欧盟正在实行的飞机噪音标准,而且符合欧盟采用的噪音标准。
此外,在过去十几年间,欧洲空中客车飞机的噪音“脚印图”<即飞机起飞和降落时对地面的噪音扰动范围)已大为降低。
比如A320客机,其“脚印图”只有上世纪70年代与之大小相似的三发<动机)飞机的1/10,在距停机坪700M处,A320起飞的噪音为70分贝左右,低于高速列车通过时距其100M处的噪音<92分贝),也低于城市街道对面一辆公共汽车的噪音<82分贝)[3]。
1航空发动机结构
1.1进气道
1.1.1进气道的功用
进气道不仅供给发动机一定流量的空气,而且进气流场要保证压气机和燃烧室正常工作。
涡轮喷气发动机压气机进口流速的马赫数约为0.4,对流场的不均匀性有严格限制。
在飞行中,进气道要实现高速气流的减速增压,将气流的动能转变为压力能。
随着飞行速度的增加,进气道的增压作用越来越大,在超音速飞行时的增压作用可大大超过压气机,所以超音速飞机进气道对提高飞行性能有重要的作用。
1.1.2进气道的工作要求
在一切飞行状态下进气道都应保证:
发动机所需要的空气流量;能量损失小;流场均匀稳定;外部阻力低。
高速状态性能好的进气道一般来说低速性能则要差一些,这在超音速飞机上尤其突出。
在大迎角下进气道的性能显著恶化,流场不均匀性增大,以致引起进气道和发动机工作不稳定。
此外,进口处的流场还要受到飞机其他部分,如机身、机翼的影响。
进气道所占容积较大,对飞机的外形、内部安排以及其他部件的工作也有影响。
<1)亚音速进气道
进气口前缘较为钝圆,以避免低速起飞时进口处气流分离。
内部通道多为扩散形。
在最大速度或巡航状态下,进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成,通道内的流体损失不大,因而有较高的效率。
亚音速进气道在超音速工作时,进气口前会产生脱体正激波,超音速气流经过正激波减为亚音速,这时能量损失增大<激波损失)。
激波前速度越大,损失也越大。
但是,亚音速进气道构造简单、重量轻,在马赫数为1.6以下的低超音速飞机上也广为采用。
<2)超音速进气道
超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。
超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。
①外压式进气道:
在进口前装有中心锥或斜板,以形成斜激波减速,降低进口正激波的强度,从而提高进气减速增压的效率。
外压式进气道的超音速减速全部在进气口外完成,进气口内通道基本上是亚音速扩散段。
按进气口前形成激波的数目不同又有2波系、3波系和多波系之分。
外压式进气道的缺点是阻力大[4]。
②内压式进气道:
为收缩扩散形管道,超音速气流的减速增压全在进口以内实现。
设计状态下,气流在收缩段内不断减速至喉部恰为音速,在扩散段内继续减到低亚音速。
内压式进气道效率高、阻力小,但非设计状态性能不好,起动困难,在飞机上未见采用。
③混合式进气道:
是内外压式的折衷。
1.2压气机
1.2.1压气机的功用
压气机是燃气涡轮发动机中利用高速旋转的叶片给空气作功以提高空气压力的部件。
压气机由涡轮驱动,其主要性能参数有:
转速、空气流量、增压比和效率等。
压气机出口空气总压与进口空气总压之比称为压气机增压比,增压比相同时,理论上所需的压缩功与实际消耗的机械功之比称为压气机效率。
压气机可分为离心式与轴流式两大类,兼有两类特点的称为混合式压气机。
按气流流入压气机转子叶片的相对速度,压气机又可分为亚音速的、跨亚音速的和超音速的三种。
1.2.2压气机的工作原理
<1)离心式压气机
离心式压气机由导风轮、叶轮、扩压器等组成。
空气由进气道进入压气机、经过与叶轮一起旋转的导风轮的导引进入叶轮。
在高速旋转叶轮作用下,空气由叶轮中心被离心力甩向叶轮外缘,压力也逐渐提高,由叶轮流出的空气进入扩压器后速度降低,压力再次提高,最后由出气管流出压气机。
离心式压气机的空气流量为数公斤至数十公斤每秒。
亚音速离心式压气机的增压比约为4.5,超音速离心式压气机可达8~10,效率约为0.78。
<2)轴流式压气机
空气在轴流式压气机中主要沿轴向流动。
它由转子<又称工作轮)和静子两部分组成。
由一排转子叶片和一排静子叶片组成一级,单级的增压比很小,为了获得较高的增压比,一般都采用如图所示的多级结构。
空气在压气机中被逐级增压后,密度和温度也逐级提高[5]。
轴流式压气机的空气流量为几公斤每秒到二百公斤每秒,单级增压比一般约为1.1~2.0,效率约为0.85~0.88。
多级轴流式压气机的增压比可达25以上。
轴流式压气机的面积小,增压比和效率都高,已广泛用于燃气涡轮发动机中。
1.2.3压气机的特性
压气机都是按给定的进气条件、转速、增压比和空气流量设计的,但其工作状态<工作环境的温度、压力、转速和空气流量等)实际上是变化的,压气机在各种工作状态下的性能称为压气机特性。
在一定转速下,当压气机的增压比增大到某一数值时,压气机就会进入不稳定的工作状态,很容易发生喘振,使整个系统产生低频大振幅的气流轴向脉动,甚至会发生瞬间气流倒流的现象。
压气机喘振可能导致叶片断裂、结构损坏、燃烧室超温和发动机熄火停车。
为避免发生喘振可以采取下列措施:
<1)按转速调节某几级整流叶片的安装角,使流入的气流具有合适的迎角,避免气流分离而造成喘振。
<2)将多级压气机分成2个不同转速的转子,分别由高、低压涡轮驱动。
有些发动机采用3转子结构。
<3)多级轴流式压气机从中间级放气,以增加前面各级的空气流量,避免气流的迎角过大,产生分离,出现喘振。
<4)多级轴流式压气机在第一级压气机的机匣上开槽,使第一级工作轮叶片尖端部分的气流通过机匣上的槽道产生回流,减小气流的迎角,这种方法称为机匣处理。
1.3燃烧室
1.3.1燃烧室的功用
燃烧室是航空发动机三大部件之一,位于压气机和涡轮之间,用来将燃油中的化学能转变为热能,将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许温度,以便进入排气装置内膨胀做功[6]。
对燃烧室的主要要求是:
燃烧效率高、燃烧稳定范围宽、总压损失小、出口温度分布均匀,在飞机的飞行包线内点火可靠,排气污染小,结构可靠,重量轻,寿命长等。
燃烧室一般可分为单管燃烧室、环管燃烧室和环形燃烧室等。
燃烧室的结构形式虽然多种多样,但它们都是由扩压器、壳体、火焰筒、燃油喷嘴和点火器等组成。
目前燃烧室的设计仍然采用经验/分析相结合的方法。
燃烧室的研究主要集中于提高燃烧效率、降低耗油率、研究新的冷却方法和冷却结构、增加燃烧室温升、延长燃烧室使用寿命、改善结构可靠性、耐久性和维修性以及减少污染排放。
1.3.2燃烧室的结构
<1)浮壁结构
常规燃烧室由圆环轴向搭接起来,形成类似百叶窗的带缝型面,在开缝处射入冷空气以冷却火焰筒。
造成火焰筒寿命过短的主要原因是圆环所受的应力太高。
如果将圆环分段或分块,将使应力减小而寿命增加,而分块式结构又为使用其他材料创造了好机会,可以使用高熔点材料,并且使用了先进的冷却技术,使冷却效果更好。
这种火焰筒就是浮壁式火焰筒。
早在先进涡轮燃气发生器(ATEGG>工程中,美国空军和海军就资助了GE公司发展分块式火焰筒技术。
现在,浮壁式火焰筒已经得到了比较广泛的应用,经过了实践的检验,国外一些先进的航空发动机都采用了这一技术,如V2500、高效节能发动机验证机E3、F100-PW-229、F119等。
<2)分区供油结构
在高稳升燃烧室中,正常工作状态下主燃区的空气流量占大约50%,慢车功率状态时容易造成贫油熄火。
分区供油是调节主燃区油气比比较简单的方法,它能在小功率状态下提供局部富油,确保发动机能正常工作。
在这项技术中,起飞、高空点火和慢车状态工作条件下,将燃油用阀门有选择地和部分燃油喷嘴接通。
在高于慢车功率的所有发动机功率输出时,可以打开所有的燃油喷嘴。
<3)分区燃烧结构
分区燃烧最早出现在NASA资助的实验清洁燃烧室(ECCP>的工程中,还应用于E3发动机中。
GE公司的燃烧室带有并列燃烧区,即双环腔燃烧室,PW公司的燃烧室带有串列燃烧区。
双环腔燃烧室外环是预燃区,内环是主燃区。
在起动、高空点火和慢车状态时,只有预燃区喷油工作,因为预燃区空气流速较低,适当富油以利于点火起动及慢车的燃烧效率。
在大功率状态下,内外环腔都工作,使两个燃烧区在传统温升条件下提供贫油油气比,在高温升的条件下提供接近化学当量比的油气比[7]。
这种设计方法的优点是燃烧长度短。
因为双环腔的特点,每个环腔在短的总长度之内就能获得满意的长度和高度关系。
PW公司的串列燃烧区燃烧室前端是预燃区,后端是主燃区,分别带有喷嘴,工作方式与双环腔燃烧室类似。
1.4涡轮
涡轮的作用就是将一部分高温高压燃气的能量通过传动轴传递给前面的压气机,使其能够正常工作。
在涡扇/涡桨发动机中,涡轮还要驱动风扇和螺旋桨叶片。
涡轮是航空涡轮发动机三大核心部件中的“苦力”,它“干的活最重”、“自身压力最大”而且“工作环境最差”。
说它“干的活最重”,是指每级涡轮要发出很大的功率,在现代航空涡轮发动机上,通常只有不超过三级的涡轮,可是就这么几级的涡轮却要发出上万匹马力的功率;“自身压力最大”是说涡轮叶片在高速旋转时由于其本身的重量,会受到相当大的离心力,大到涡轮全速旋转时其离心力相当于在每个叶片上吊挂了一辆5吨卡车;说它“工作环境最差”则是指,涡轮的工作条件可以用“高温”、“高压”、“高速”三个“高”来形容。
现代航空涡轮发动机的涡轮进口温度最高达到1800K甚至2000K<约1727摄氏度,超过大多数金属材料的熔点);涡轮进口气压高达几十个大气压;在涡轮叶片边缘的气流速度通常可以接近甚至超过音速,只有这样的气流冲击到涡轮上,才能使涡轮发出足够大的功率。
换句话说,能在“三高”条件下稳定工作就是现代航空涡轮发动机对涡轮性能提出的最基本要求。
对于气流而言,温度、速度和压力使密切相关的三个参量,于是,“三高”要求最终就体现在尽可能提高涡轮进口温度上面了,而涡轮进口温度也就成了衡量发动机性能好坏的一个关键性指标[8]。
1.5尾喷管
尾喷管又称排气喷管、喷管或推力喷管。
它是喷气发动机中使高压燃气<或空气)膨胀加速并以高速排出发动机的部件。
尾喷管的功能可以概括如下:
以最下小的总压损失把气流加速到很高的速度;使出口压力尽可能接近外界大气压力;允许加力燃烧室工作不影响主发动机工作,这就需要采用可调面积喷管;可使涡扇发动机的核心气流与外涵气流混合;可使推力反向和/或转向;可抑制喷气噪声和红外辐射。
2航空发动机的工作原理
2.1活塞式发动机
航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合,在密闭的容器<气缸)内燃烧,膨胀作功的机械。
活塞式发动机必须带动螺旋桨,由螺旋桨产生推<拉)力。
所以,作为飞机的动力装置时,发动机与螺旋桨是不能分割的。
2.1.1主要部件
主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。
气缸是混合气进行燃烧的地方。
气缸内容纳活塞作往复运动。
气缸头上装有点燃混合气的电火花塞,以及进、排气门。
发动机工作时气缸温度很高,所以气缸外壁上有许多散热片,用以扩大散热面积。
气缸在发动机壳体上的排列形式多为星形或V形。
常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。
在单缸容积相同的情况下,气缸数目越多发动机功率越大。
活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动,并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。
连杆用来连接活塞和曲轴。
曲轴是发动机输出功率的部件。
曲轴转动时,通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。
除此而外,曲轴还要带动一些附件。
气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。
2.1.2工作原理
活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。
活塞式航空发动机大多是四冲程发动机,即一个气缸完成一个工作循环,活塞在气缸内要经过四个冲程,依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。
发动机开始工作时,首先进入“进气冲程”,气缸头上的进气门打开,排气门关闭,活塞从上死点向下滑动到下死点为止,气缸内的容积逐渐增大,气压降低——低于外面的大气压。
于是新鲜的汽油和空气的混合气体,通过打开的进气门被吸入气缸内。
混合气体中汽油和空气的比例,一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。
进气冲程完毕后,开始了第二冲程,即“压缩冲程”。
这时曲轴靠惯性作用继续旋转,把活塞由下死点向上推动。
这时进气门也同排气门一样严密关闭。
气缸内容积逐渐减少,混合气体受到活塞的强烈压缩。
当活塞运动到上死点时,混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间内。
这个小空间叫作“燃烧室”。
这时混合气体的压强加到十个大气压。
温度也增加到摄氏400度左右。
压缩是为了更好地利用汽油燃烧时产生的热量,使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提高,以便增加它燃烧后的做功能力。
当活塞处于下死点时,气缸内的容积最大,在上死点时容积最小<后者也是燃烧室的容积)。
混合气体被压缩的程度,可以用这两个容积的比值来衡量。
这个比值叫“压缩比”。
活塞航空发动机的压缩比大约是5到8,压缩比越大,气体被压缩得越厉害,发动机产生的功率也就越大。
压缩冲程之后是“工作冲程”,也是第三个冲程。
在压缩冲程快结束,活塞接近上死点时,气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花,将混合气体点燃,燃烧时间很短,大约0.015秒;但是速度很快,大约达到每秒30M。
气体猛烈膨胀,压强急剧增高,可达60到75个大气压,燃烧气体的温度到摄氏2000到2500度。
燃烧时,局部温度可能达到三、四千度,燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。
活塞在燃气的强大压力作用下,向下死点迅速运动,推动连杆也门下跑,连杆便带动曲轴转起来了。
这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。
其余三个冲程都是为这个冲程做准备的。
第四个冲程是“排气冲程”。
工作冲程结束后,由于惯性,曲轴继续旋转,使活塞由下死点向上运动。
这时进气门仍旧关闭,而排气门大开,燃烧后的废气便通过排气门向外排出。
当活塞到达上死点时,绝大部分的废气已被排出。
然后排气门关闭,进气门打开,活塞又由上死点下行,开始了新的一次循环。
从进气冲程吸入新鲜混合气体起,到排气冲程排出废气止,汽油的热能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能,带动螺旋桨旋转而作功,这一总的过程叫做一个“循环”。
这是一种周而复始的运动。
由于其中包含着热能到机械能的转化,所以又叫做“热循环”。
活塞航空发动机要完成四冲程工作,除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外,还需要一些其他必要的装置和构件。
2.2涡轮喷气发动机
2.2.1组成部分
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机,通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡喷发动机属于热机,做功原则同样为:
高压下输入能量,低压下释放能量。
2.2.2工作原理工作时,发动机首先从进气道吸入空气。
这一过程并不是简单的开个进气道即可,由于飞行速度是变化的,而压气机对进气速度有严格要求,因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。
压气机顾名思义,用于提高吸入的空气的的压力。
压气机主要为扇叶形式,叶片转动对气流做功,使气流的压力、温度升高。
随后高压气流进入燃烧室。
燃烧室的燃油喷嘴射出油料,与空气混合后点火,产生高温高压燃气,向后排出。
高温高压燃气向后流过高温涡轮,部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能,驱动涡轮旋转。
由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上,因此也驱动压气机旋转,从而反复的压缩吸入的空气。
从高温涡轮中流出的高温高压燃气,在尾喷管中继续膨胀,以高速从尾部喷口向后排出。
这一速度比气流进入发动机的速度大得多,从而产生了对发动机的反作用推力,驱使飞机向前飞行。
涡轮喷气发动机有加速快、设计简便等优点,是较早实用化的喷气发动机类型。
但如果要让涡喷发动机提高推力,则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比,这将会使排气速度增加而损失更多动能,于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。
因此涡喷发动机油耗大,对于商业民航机来说是个致命弱点。
2.3涡轮风扇发动机
涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机是飞机发动机的一种,由涡轮喷气发动机发展而成。
与涡轮喷射比较,主要特点是首级压缩机的面积大很多,同时被用作为空气螺旋桨<扇),将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向後推。
发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道,仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。
涡扇引擎最适合飞行速度400至1000公里时使用,故此现在多数的飞机引擎都是采用涡扇作为动力来源。
2.3.1工作原理
涡桨发动机的推力有限,同时影响飞机提高飞行速度。
因此必需提高喷气发动机的效率。
发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。
提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比,就可以提高热效率。
因为高温、高密度的气体包含的能量要大。
但是,在飞行速度不变的条件下,提高涡轮前温度,自然会使排气速度加大。
而流速快的气体在排出时动能损失大。
因此,片面的加大热功率,即加大涡轮前温度,会导致推进效率的下降。
要全面提高发动机效率,必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。
涡轮风扇发动机的妙处,就在于既提高涡轮前温度,又不增加排气速度。
涡扇发动机的结构,实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮,这些涡轮带动一定数量的风扇。
风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样,送进压气机,另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出。
因此,涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。
这时,为提高热效率
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