徐勞立 劉宇星 王 越

(北京工業(yè)大學(xué)數(shù)理學(xué)院， 北京 100124)

航空渦輪發(fā)動機(jī)中的物理學(xué)

徐勞立 劉宇星 王 越

(北京工業(yè)大學(xué)數(shù)理學(xué)院， 北京 100124)

航空發(fā)動機(jī)的技術(shù)含量密集而難度高，其制造水平是一個國家工業(yè)技術(shù)水平的重要標(biāo)志。航空動力主要使用燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)，本文簡要描述了航空渦輪發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)類型和特性，運用熱力學(xué)和流體力學(xué)的基礎(chǔ)理論解釋了幾種航空渦輪發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)演化，并介紹了航空渦輪發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵技術(shù)單晶鎳基合金葉片，最后給出了我國航空發(fā)動機(jī)事業(yè)的發(fā)展概況。

航空渦輪發(fā)動機(jī)；物理學(xué)；單晶鎳基合金葉片

在2016年全國兩會期間，媒體透露了我國“十三五”規(guī)劃將實施的100個重大工程及項目，其中的航空發(fā)動機(jī)及燃?xì)廨啓C(jī)被列于首位。這一消息凸顯了作為軍用民用飛機(jī)動力的航空發(fā)動機(jī)和作為艦船動力的燃?xì)廨啓C(jī)的重要性，也表明我國在這方面趕超世界先進(jìn)技術(shù)水平的決心。本文從物理角度揭開航空發(fā)動機(jī)的面紗。

1 航空發(fā)動機(jī)的類型

航空發(fā)動機(jī)主要包括活塞、渦扇、渦槳、渦軸發(fā)動機(jī)和超燃沖壓發(fā)動機(jī)，它們的用途在表1中列出。

表1 常用航空發(fā)動機(jī)及其用途

活塞式發(fā)動機(jī)通過活塞的往復(fù)運動將燃?xì)獾臒崮苻D(zhuǎn)換為驅(qū)動螺旋槳旋轉(zhuǎn)的機(jī)械能，是早期飛機(jī)的主要動力，現(xiàn)在用于一些小功率的輕型飛機(jī)、無人機(jī)和直升機(jī)。

目前的航空發(fā)動機(jī)中應(yīng)用最多的是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)，其主要類型為：渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(Turbojet Engine)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(Turbofan Engine)、渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)(Turboprop Engine)和渦輪軸發(fā)動機(jī)(Turboshaft Engine)等，它們的內(nèi)部都包含一個結(jié)構(gòu)類似且承載關(guān)鍵技術(shù)的“核心機(jī)”，由壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪機(jī)3部分組成。

2 航空渦輪發(fā)動機(jī)簡介

2.1 渦輪噴氣發(fā)動機(jī)[1]

簡稱 “渦噴發(fā)動機(jī)”，結(jié)構(gòu)上大致為筒狀，前面是進(jìn)氣道，其后依次是壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪機(jī)以及最后的尾噴管。

渦噴發(fā)動機(jī)和活塞式發(fā)動機(jī)的工作原理相似，同樣包括進(jìn)氣、壓縮、燃燒膨脹作功和排氣4個過程，差別在于：活塞式發(fā)動機(jī)中的4個過程順序發(fā)生在同一個氣缸中；而渦噴發(fā)動機(jī)中的4個過程則順序發(fā)生在前后相鄰的4個不同區(qū)域。渦噴發(fā)動機(jī)內(nèi)氣流的定向運動速度要小于大部分氣體分子的熱運動速度，氣體狀態(tài)的變化可視為準(zhǔn)靜態(tài)過程。渦噴發(fā)動機(jī)工作時，通過進(jìn)氣道的氣流在壓氣機(jī)中逐步升高壓強(qiáng)和溫度，進(jìn)入燃燒室后與燃油混合燃燒，高溫燃?xì)馀蛎洓_擊渦輪葉片，驅(qū)動渦輪機(jī)旋轉(zhuǎn)，并帶動與渦輪機(jī)同軸的壓氣機(jī)工作，在燃燒室前方形成高壓屏障，高溫高壓燃?xì)饬飨蚝笈蛎泴u輪機(jī)做功，后經(jīng)尾噴口高速排出，提供反沖推力。

2.2 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)[2]

簡稱 “渦扇發(fā)動機(jī)”。為了提高推進(jìn)效率，在渦噴發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)前面增設(shè)了一個也由渦輪機(jī)驅(qū)動的風(fēng)扇(見圖1)，并增加一個同軸外圓筒；氣流通過風(fēng)扇后一分為二，核心機(jī)內(nèi)筒的氣流通道稱為“內(nèi)涵道”，其尾部噴出高溫燃?xì)猓伙L(fēng)扇后內(nèi)筒和外筒之間的氣流通道稱為“外涵道”。渦扇發(fā)動機(jī)的動力來自內(nèi)涵道噴射氣流的反沖和外涵道風(fēng)扇氣流的反沖的共同作用，外涵道氣流流量與內(nèi)涵道氣流流量之比稱為涵道比(Bypass Ratio)，是渦扇發(fā)動機(jī)設(shè)計的重要結(jié)構(gòu)參數(shù)。

圖1 渦扇發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)圖

渦輪機(jī)內(nèi)涵道的尾噴管排出的熾熱氣體的反沖力F內(nèi)涵道取決于單位時間dt噴出氣體的質(zhì)量dm和速度v的乘積:

(1)

根據(jù)氣體動理論的統(tǒng)計假設(shè)，氣體分子向各個方向運動的機(jī)會是均等的，在噴出氣體分子的動量中，只有沿著發(fā)動機(jī)軸向向后的動量分量對飛機(jī)推進(jìn)有貢獻(xiàn)。渦扇發(fā)動機(jī)中，燃?xì)夥肿咏?jīng)過與較多級數(shù)的渦輪葉片碰撞，可將高溫氣體內(nèi)的更多的熱能轉(zhuǎn)化為渦輪機(jī)、聯(lián)動的壓氣機(jī)和風(fēng)扇系統(tǒng)的機(jī)械能，以及外涵道氣流的定向動能，這將導(dǎo)致內(nèi)涵道尾部氣流溫度的降低。根據(jù)卡諾熱機(jī)理論，卡諾熱機(jī)效率將隨著低溫?zé)嵩吹臏囟萒尾噴降低而提高，而各種熱機(jī)都可視為一系列卡諾熱機(jī)的組合，所以，與渦噴發(fā)動機(jī)相比，渦扇發(fā)動機(jī)提高了熱機(jī)效率η，可定性表示為

(2)

另一方面，內(nèi)涵道推力與發(fā)動機(jī)軸向的氣體壓強(qiáng)差相關(guān)。多級壓氣機(jī)的前級到末級的壓強(qiáng)逐級增加，根據(jù)不同技術(shù)要求，末級與前級的總增壓比約在30上下；燃燒室后的渦輪機(jī)從前級到末級的壓強(qiáng)則逐漸降低；內(nèi)涵道推力F內(nèi)涵道主要表現(xiàn)為內(nèi)涵道尾噴燃?xì)鈮簭?qiáng)p尾噴與渦輪機(jī)末級葉片的軸向等效橫截面積S的乘積，而熱力學(xué)理想氣體狀態(tài)方程又指出，氣體壓強(qiáng)與溫度成正比，即

F內(nèi)涵道=p尾噴S∝T尾噴S

(3)

對照式(2)、(3)可見，降低了尾噴口的燃?xì)鉁囟群?，效率的提高與內(nèi)涵道推力的減小同時發(fā)生。而發(fā)動機(jī)的總推力為內(nèi)、外涵道氣流推力的總和，即

F總=F內(nèi)涵道+F外涵道

(4)

綜合的結(jié)果是，效率的提高伴隨著總推力的降低，導(dǎo)致了飛機(jī)航速的降低。

渦扇發(fā)動機(jī)采用較大的風(fēng)扇和外涵道推力來提高效率，這也將增加空氣阻力，進(jìn)一步阻礙飛機(jī)航速的提升。根據(jù)流體力學(xué)理論，運動物體受到的流體阻力與物體的速度u、線度l、流體的粘滯系數(shù)η和質(zhì)量密度ρ有關(guān)，當(dāng)這4個物理量組合的雷諾數(shù)R(無量綱數(shù)R=luρ/η)遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于1時，阻力正比于物體的速度與線度的乘積，即

(5)

而飛機(jī)起飛時的雷諾數(shù)已遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于1，分析指出，此高速(低于音速)條件下物體所受阻力將正比于物體速度u與線度l乘積的二次冪[3]，

(6)

渦扇發(fā)動機(jī)受到的阻力將隨著風(fēng)扇尺寸l和飛機(jī)速度u的增大而急劇增加。

鑒于上面對渦扇發(fā)動機(jī)的推力、效率和阻力的討論，在權(quán)衡了效率和航速這兩項需求后，可決定渦扇發(fā)動機(jī)前置風(fēng)扇的大小。注重節(jié)能的大型運輸機(jī)多采用風(fēng)扇相對較大的高涵道比(High-Bypass ratio)渦扇發(fā)動機(jī)，其在略低于音速范圍(音速約為1200km/h)時可獲得較高的燃油效率，例如：波音747-100寬體客機(jī)的渦扇發(fā)動機(jī)的涵道比為5.2，巡航速度約為1000km/h；而需要較高飛行速度的戰(zhàn)斗機(jī)則采用風(fēng)扇相對較小的低涵道比(Low-Bypass ratio)渦扇發(fā)動機(jī)，例如美國軍用飛機(jī)F-15的渦扇發(fā)動機(jī)的涵道比為0.7，最高速度可達(dá)2.5馬赫(即音速的2.5倍)。

2.3 渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)[4]

簡稱“渦槳發(fā)動機(jī)”，可視為一種超高涵道比的渦扇發(fā)動機(jī)，其95%以上的推力來自螺旋槳風(fēng)扇后的氣流反沖作用。渦槳發(fā)動機(jī)適合于更加注重燃油經(jīng)濟(jì)性而不追求飛行速度的運輸機(jī)。如圖2所示，渦槳發(fā)動機(jī)在結(jié)構(gòu)上去除了渦扇發(fā)動機(jī)的外涵道的外殼，并使用了一個直徑更大而葉片較少螺旋槳代替了原有的風(fēng)扇，并設(shè)置了減速器，使螺旋槳的轉(zhuǎn)速降低到渦輪機(jī)轉(zhuǎn)速的1/10，以達(dá)到最佳的推進(jìn)效率。渦槳飛機(jī)的速度范圍在400～800km/h。

圖2 渦槳發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)圖

采用渦槳發(fā)動機(jī)的飛機(jī)有美國的“C-130”大力神運輸機(jī)、俄羅斯的圖-142戰(zhàn)略轟炸機(jī)，還有我國的“運-8”運輸機(jī)，等。我國正在建造的大型滅火/水上救援水陸兩棲飛機(jī)AG600(蛟龍600)的引擎也是渦槳發(fā)動機(jī)，將采用國產(chǎn)的“渦槳-6 (WJ6)”發(fā)動機(jī)，我海軍從烏克蘭引進(jìn)的“歐洲野?！睔鈮|登陸艇裝備了5臺渦槳發(fā)動機(jī)，型號為前蘇聯(lián)在20世紀(jì)50年代研制的 “NK-12M”， 其起飛功率可達(dá)11000kW，是世界上功率最大的渦槳發(fā)動機(jī)。

渦槳發(fā)動機(jī)具有體積小、推進(jìn)效率高和輸出功率大等優(yōu)點，且渦槳發(fā)動機(jī)的運轉(zhuǎn)穩(wěn)定性好、噪音小、工作壽命長、維護(hù)費用低。與渦扇發(fā)動機(jī)相比，渦槳發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率可提高20%，渦槳型飛機(jī)具有較好的地面起飛/著陸性能，起飛滑行距離可減少30%。

2.4 渦軸發(fā)動機(jī)

渦軸發(fā)動機(jī)主要用于裝備直升飛機(jī)，例如：俄羅斯的米-26重型運輸直升機(jī)、美國的CH-47“支奴干”雙螺旋槳運輸直升機(jī)和V-22“魚鷹”偏轉(zhuǎn)旋翼機(jī)，以及我國國產(chǎn)的“武直-10”等直升飛機(jī)。渦軸發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)相當(dāng)于將渦槳發(fā)動機(jī)的水平軸螺旋槳改為垂直軸的旋翼，燃?xì)鉄崮艿拇蟛糠洲D(zhuǎn)化為動力軸的機(jī)械能，只有少量排氣氣流以反沖力方式被利用。渦軸發(fā)動機(jī)也被用來驅(qū)動大功率坦克，美國的M1A1坦克和俄羅斯的T-80坦克裝備了推重比(發(fā)動機(jī)推力與發(fā)動機(jī)重量之比)較高的渦軸發(fā)動機(jī)。

2.5 超燃沖壓發(fā)動機(jī)[5]

超燃沖壓發(fā)動機(jī)用于導(dǎo)彈等高超聲速飛行器，在結(jié)構(gòu)上可將其視為燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)在高速飛行條件下的簡化，其省去了壓氣機(jī)和渦輪機(jī)，而僅由進(jìn)氣道、燃燒室和尾噴管組成。

飛機(jī)超音速飛行時進(jìn)氣道內(nèi)氣流速度驟然降低，致使壓強(qiáng)升高十幾倍甚至幾十倍，這種沖壓作用起到了渦輪發(fā)動機(jī)中壓氣機(jī)的功效，沒有了壓氣機(jī)，驅(qū)動壓氣機(jī)的渦輪機(jī)也不復(fù)存在，燃燒室內(nèi)高壓燃?xì)饨?jīng)過尾噴管直接向后噴射，較高的推力使超燃沖壓發(fā)動機(jī)適合高速高空飛行，但低速性能欠佳且不能自行起動，為此演化出綜合燃?xì)鉁u輪與超燃沖壓技術(shù)的“串聯(lián)式渦輪沖壓組合發(fā)動機(jī)”。

3 國產(chǎn)渦扇發(fā)動機(jī)技術(shù)的發(fā)展[6-9]

中國的航空發(fā)動機(jī)事業(yè)從一片空白的基礎(chǔ)開始。經(jīng)歷了修理、仿制、改進(jìn)和改型階段，直至今日可獨立研制高性能航空發(fā)動機(jī)。目前，我國的軍用民用飛機(jī)所裝備的渦扇發(fā)動機(jī)以及艦船使用的燃?xì)廨啓C(jī)在一定程度上依賴于國外進(jìn)口。這方面與世界先進(jìn)技術(shù)的差距主要表現(xiàn)在發(fā)動機(jī)關(guān)鍵材料的性能，其決定了發(fā)動機(jī)的推力、可靠性和修護(hù)周期等重要指標(biāo)。

航空渦扇發(fā)動機(jī)的主要關(guān)鍵技術(shù)是單晶鎳基合金(Single-crystal nickel-based alloys)渦輪葉片的制造。渦扇發(fā)動機(jī)的渦輪葉片在運轉(zhuǎn)時要承受超過1000℃的高溫和250r/s的轉(zhuǎn)速，渦扇發(fā)動機(jī)葉片應(yīng)具有良好的抗高溫蠕變、抗疲勞和抗斷裂等性能。鎳基合金高溫性能優(yōu)良，但早期的多晶鎳基合金葉片的晶體結(jié)構(gòu)界面處容易發(fā)生斷裂。目前的渦輪燃?xì)獍l(fā)動機(jī)多采用單晶鎳基合金葉片，其運用定向凝固葉片成型技術(shù)，通過設(shè)置適當(dāng)?shù)墓桃航缑媲把氐臏囟忍荻?K/cm)、單晶生長速度(cm/s)和冷卻速度(K/s)，控制柱狀晶沿著同方向凝固，使合金結(jié)晶方向平行于零件的主應(yīng)力軸，基本或者完全消除垂直于葉片應(yīng)力軸的橫向晶界，其斷裂容限可比多晶合金葉片提高1～2個數(shù)量級。另外，電磁約束成型、激光快速成型和優(yōu)化單晶合金的化學(xué)成分等先進(jìn)工藝技術(shù)也使單晶鎳基合金的力學(xué)性能得以改善。

波音747、767裝備的發(fā)動機(jī)采用單晶合金葉片，使用壽命已經(jīng)超過一萬小時。我國近年在這方面已經(jīng)取得了一些進(jìn)展，據(jù)《中國航空報》2015年的報道：國內(nèi)的航空發(fā)動機(jī)復(fù)雜型腔單晶葉片核心技術(shù)已通過裝機(jī)前評審， 改變了航空發(fā)動機(jī)無自主研制單晶葉片的被動局面。隨著航空發(fā)動機(jī)的升級換代，葉片也由過去的鍛件、普通鑄件葉片升級為技術(shù)性能更先進(jìn)的單晶葉片、單晶空心葉片。

在國家的大力支持下，我國航空發(fā)動機(jī)研制事業(yè)發(fā)展迅速，正逐步縮小與國際先進(jìn)水平的差距，自行研制了一系列渦扇噴氣發(fā)動機(jī)，根據(jù)國內(nèi)主流軍事報刊和網(wǎng)站的報道，主要的國產(chǎn)渦扇發(fā)動機(jī)的型號有：殲轟-7(飛豹)等戰(zhàn)斗機(jī)裝備的WS-9(渦扇9，代號“秦嶺”)，殲-10，殲-11，殲-15和殲-16等戰(zhàn)斗機(jī)裝備的WS-10 (代號“太行”)，為中巴聯(lián)合研制的JF-17“梟龍”戰(zhàn)機(jī)配套的WS-13(代號“泰山”)，為殲-20等戰(zhàn)斗機(jī)配套的WS-15(代號“峨眉”)，還有為運-20等大型運輸機(jī)配套的WS-20系列渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)等，WS-20的商用型將成為國產(chǎn)大型客機(jī)C919 的國產(chǎn)配套發(fā)動機(jī)。我國制造的新一代隱形戰(zhàn)斗機(jī)“鶻鷹”FC-31(也被稱作“殲-31”)在第十四屆迪拜國際航展上亮相，該機(jī)型計劃在2020年實現(xiàn)量產(chǎn)，并裝備我國自行研制的WS-13發(fā)動機(jī)，這預(yù)示出我國航空發(fā)動機(jī)技術(shù)發(fā)展的光明前景。

[1] 劉大響,金捷.21世紀(jì)世界航空動力技術(shù)發(fā)展趨勢與展望[J].中國工程科學(xué),2004(9):1-7. Liu Daxiang， Jin Jie. The Development trends and prospect of world aeropropulsion technology in the 21st century[J]. Engineering Science, 2004(9): 1-7. (in Chinese)

[2] 焦華賓,莫松.航空渦輪發(fā)動機(jī)現(xiàn)狀及未來發(fā)展綜述[J].航空制造技術(shù),2015(12):62-65. Jiao Huabin, Mo Song. Present status and development trend of aircraft turbine engine[J]. Aeronautical Manufacturing Technology, 2015(12): 62-65. (in Chinese)

[3] 朗道,栗弗席茲.連續(xù)介質(zhì)力學(xué).第一冊[M].北京:人民教育出版社,1978:217.

[4] 羅安陽,周輝華,申余兵.航空渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)發(fā)展現(xiàn)狀與展望[J].航空科學(xué)技術(shù),2013(5):1-5. Luo Anyang, Zhou Huihua, Shen Yubing. Recent Advances and Prospectives of Turboprop Engines[J]. Aeronautical Science & Technology, 2013(5): 1-5. (in Chinese)

[5] 俞剛,范學(xué)軍.超聲速燃燒與高超聲速推進(jìn)[J].力學(xué)進(jìn)展,2013,43(5):449-471. Yu Gong, Fan Xuejun. Supersonic combustion and hypersonic propulsion[J]. Advances in Mechanics, 2013, 43(5): 449-471. (in Chinese)

[6] 張亦馳.中國運輸機(jī)發(fā)展行情看好[N].中國國防報,2015年3月24日007版.

[7] 中航工業(yè)試飛中心.鷹擊長空的動力——飛行推力[N].中國航空報,2015年3月17日S01版.

[8] 馬德新.高溫合金葉片單晶凝固技術(shù)的新發(fā)展[J].金屬學(xué)報,2015,51(10):1179-1190. Ma Dexin. Development of single crystal solidification technology for production of superalloy turbine blades[J]. Acta Metallurgica Sinica, 2015, 51(10): 1179-1190. (in Chinese)

[9] 周永軍,王瑞丹.鎳基超合金的發(fā)展和研究現(xiàn)狀[J].沈陽航空工業(yè)學(xué)院學(xué)報,2006,23(1):35-37. Zhou Yongjun, Wang Ruida. Development and research status of Ni-base superalloy[J]. Journal of Shenyang Institute of Aeronautical Engineering, 2006, 23(1): 35-37. (in Chinese)

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THE PHYSICS IN AERO TURBINE ENGINE

Xu Laoli Liu Yuxing Wang Yue

(College of Applied Sciences, Beijing University of Technology, Beijing 100124)

The manufacturing level of aero turbine engine, as a high difficult and intensive industry technology, is the symbol of the country’s level of industrial technology. Considering that aircraft is used to be driven by gas turbine engine, this paper introduces briefly the structure types and characteristics of gas turbine engines. The design idea of the structure evolution of several types of gas turbine engines is described by using thermodynamics and fluid mechanics law. Besides of discussing Nickel-based single crystal turbine blade the core technology of the aviation gas turbine engine, the paper introduces the development of China’s aero engine industry.

aero turbine engine; physics; nickel-based single crystal turbine blade

2015-09-24；

2016-05-15

徐勞立，男，教授，主要從事物理教學(xué)工作,xulaoli@bjut.edu.cn。

徐勞立，劉宇星，王越. 航空渦輪發(fā)動機(jī)中的物理學(xué)[J]. 物理與工程，2017，27(1)：84-87.