*接近開關(guān)EFS2000-11114*接近開關(guān)EFS2000-11114

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TECNA ?TE1600 RS232 Tecna TE 1600/RS232

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SCHERZINGER PUMP TECHNOLOGY GERMANY TYP:8200 B/M025 nMAX:3500 NR.028 BJ.2008 Scherzinger 4030-450-DM-025-4  follow up model

飛機的飛行速度是變化的宗商，特別是有的飛機，求在較寬的飛行領(lǐng)域都能有良好的性能晋南，這就要求有一種發(fā)動機惠猿，它能根據(jù)不同的飛行狀態(tài)，通過改變發(fā)動機內(nèi)部流路的變化负间，使發(fā)動機熱力循環(huán)發(fā)生變化偶妖，這種發(fā)動機被叫做可變循環(huán)噴氣發(fā)動機。 [1] 

變循環(huán)噴氣發(fā)動機是通過改變發(fā)動機一些部件的幾何形狀政溃、尺寸或位置來改變其熱力循環(huán)的燃氣渦輪發(fā)動機。利用變循環(huán)改變發(fā)動機循環(huán)參數(shù)锁澡，如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量和涵道比，可以使發(fā)動機在各種飛行和工作狀態(tài)下都具有良好的性能祥诽。

原理

編輯

在渦噴/渦扇發(fā)動機方面阔挠，VCE研究的重點是改變涵道比:

在爬升、加速和超聲速飛行時：發(fā)動機涵道比減小策坏，以接近渦噴發(fā)動機的性能凤阱，以增大推力走芋。

在起飛和亞聲速飛行時：發(fā)動機涵道比增大挪圾，以渦扇發(fā)動機狀態(tài)工作，降低耗油率和噪聲托习。

飛機發(fā)動機技術(shù)提升的核心在于——如何提高燃油使用效率。噴氣式飛機原理是將空氣吸入發(fā)動機后和燃油混合加熱七婴，而后高溫高壓氣體向后噴出氛赐，按照牛頓第三定律撩笆，飛機就可以獲得一個反推力辙资。但這個高溫高壓氣體本身就擁有很大的能量瞳竖，也就是說，這些能量被白白浪費掉了癌雷，但有時候為了機動性則不得不這樣做乡捧，以往的飛機魄仙，往往是渦噴就只能是渦噴模式工作，是渦扇就只能渦扇模式工作既们。而在飛機航行的整個過程中庭惜，往往有很多路程是不需要使用這種高油耗率的工作方式的仓煌。而在靠近戰(zhàn)場時令聂，為了接敵委粉，則需要高速機動知牌，為了機動空戰(zhàn)則需要跨音速飛行模式斤程。于是變循環(huán)發(fā)動機就是把這三種模式結(jié)合起來角寸，合理規(guī)劃，達到了佳的使用效果暖释。

發(fā)動機一般從前往后結(jié)構(gòu)以此為進氣道——壓氣機——燃燒室——渦輪——噴口窗蠕。對應(yīng)的過程是空氣吸入——空氣壓縮增壓——空氣混合燃燒——帶動渦輪旋轉(zhuǎn)——尾部噴出做功。變循環(huán)發(fā)動機則采用渦輪風扇體制在摔，將氣流分在三個涵道骏疆，但這三個涵道可以變換大小口徑，通過組合搭配成就佳的工作模式唤吐，在需要經(jīng)濟巡航時潜佑，2個調(diào)節(jié)板向下調(diào)節(jié)，擋住通過燃燒室的氣流诫幼，使發(fā)動機工作在螺旋槳模式镐准，當需要進行跨音速機動時，調(diào)節(jié)板1向下翅殃，而向上诈金，組成一個渦扇發(fā)動機。當要進行超音速巡航時臊娩，調(diào)節(jié)板1拐棺、2均向上偏，使其成為一臺渦噴發(fā)動機框全。假如發(fā)動機使用了任務(wù)規(guī)劃體制察绷，還可以根據(jù)不同的任務(wù)使用電腦規(guī)劃發(fā)動機的作用方式達到佳*效能。

這個措施看起來簡單津辩，但在工程上實現(xiàn)起來是十分難的拆撼，發(fā)動機工作在高溫高壓和*轉(zhuǎn)速的情況下，不要有任何的結(jié)構(gòu)變換喘沿，否則會帶來發(fā)動機部件的損傷導致發(fā)動機出現(xiàn)安全問題闸度，擋板的偏移也會帶來氣流的瞬時畸變，導致發(fā)動機工作不穩(wěn)定甚至停車蚜印。根據(jù)研制該技術(shù)的GE公司宣傳資料莺禁，使用這一技術(shù)后，在同等燃油的情況下飛機的滯空時間可以提高50%晒哄，航程增加33%，減少25%的燃油消耗率肪获，達到60%的燃油熱吸收率寝凌。 [2] 

優(yōu)點

編輯

從飛機/發(fā)動機設(shè)計理念可知，對于持續(xù)高馬赫數(shù)飛行任務(wù)，需要高單位推力的渦噴循環(huán)央颈。反之藻清，如果任務(wù)強調(diào)低馬赫數(shù)和長航程，就需要低耗油率的渦扇循環(huán)械耙。當任務(wù)兼有超聲速飛行和亞聲速飛行或存在多設(shè)計點時诗差，麻煩就出現(xiàn)了。為任務(wù)的某一部分設(shè)計的循環(huán)在飛行包線其他地方的性能就差袖蝙。在燃油消耗幾乎均分在超聲速和亞聲速飛行的混合任務(wù)中或在多工作點是必須的情況下搪狈，變循環(huán)發(fā)動機（VCE）顯示出巨大的潛力。

從航空工業(yè)發(fā)展的角度來說羊耸，我國證實已經(jīng)進行變循環(huán)發(fā)動機研究的意義在于延幻，一方面意味著中國航空動力研制的科研管理和規(guī)劃更加科學和合理，符合航空工業(yè)產(chǎn)品研制的客觀規(guī)律葵伟，更加重視基礎(chǔ)科研和預先研究林品，而不是等到有具體的型號需求才開始進行科研工作，導致研制周期長夕谬、風險大增队、成本高；另外一方面哲银，意味著中國航空動力的研制步伐已經(jīng)逐漸追趕上美國等西方航空強國扛吞，在常規(guī)循環(huán)發(fā)動機研制碩果累累的情況下積極開展新循環(huán)方式的發(fā)動機基礎(chǔ)研究，對于保持中國航空動力工業(yè)的可持續(xù)發(fā)展和追趕世界水平具有相當重大的價值盘榨。從中國未來型號發(fā)展對于航空發(fā)動機的需求來說喻粹，類似YF120的變循環(huán)渦扇發(fā)動機能夠提供更大的高空、高速推力草巡，可以有效提升*飛機的超巡守呜、攔射能力，同時能夠提供更經(jīng)濟的中低空山憨、亞音速耗油率查乒，對于提升*飛機經(jīng)濟性有明顯幫助。從未來民航客機的發(fā)展來看郁竟，未來的洲際超音速客機同樣需要變循環(huán)發(fā)動機來提供持續(xù)超音速飛行能力玛迄，亞音速客機更是對于單位油耗相當敏感，因為這關(guān)系到民航公司的運營成本棚亩。因而蓖议，我國從事變循環(huán)發(fā)動機的科研、軍事腹瞒、商業(yè)價值非常巨大毁几，可以有效提升我國的綜合國力和競爭力撕擂。 [3] 

發(fā)展歷程

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由于受超聲速客機和大飛行包線多任務(wù)戰(zhàn)斗機需求的驅(qū)動，早在20世紀60年代國外就開始VCE的研究陵租。1971年泉蠢，美國航宇局（NASA）開始實施超聲速巡航研究（SCR）計劃,該計劃的頭3年，發(fā)動機承包商從上百個方案中優(yōu)選出能夠滿足亞聲速和超聲速飛行相互矛盾要求的兩種VCE育床，即GEAE公司的雙涵道發(fā)動機(DBE)和普惠公司的變流路控制發(fā)動機（VSCE）诡语。為了將研究工作集中在這兩種VCE上，NASA在1976年制定了單獨的超聲速推進技術(shù)研究計劃松浆。到1981年計劃結(jié)束時窑竖，相對1971年的GE4（GE當時研制的一種超聲速運輸機用發(fā)動機），經(jīng)驗證的VCE的超聲速巡航耗油率下降10%馒脏，跨聲速耗油率有類似的改善奠拢，亞聲速的耗油率改善達24%，而重量僅為GE4的75%歌淹。

VSCE具有常規(guī)外涵加力渦扇發(fā)動機的流路瘟则，但采用*的主燃燒室控制程序，并廣泛采用變轉(zhuǎn)速和變幾何的風扇枝秤、壓氣機以及變幾何的主噴管和副噴管醋拧，以控制其工作時的涵道比。在亞聲速巡航狀態(tài)淀弹，外涵不開加力丹壕，發(fā)動機以一種常規(guī)分排中等涵道比（約1.5）渦扇發(fā)動機工作，因而具有比較好的亞聲速巡航性能薇溃。起飛菌赖、加速和超聲速巡航時，需要大的推力沐序，因而打開外涵加力琉用。起飛開加力時噪聲增大，但因采用同心環(huán)反速度場噴管而得以降低策幼。結(jié)果邑时，起飛時的噪聲相當于常規(guī)渦扇發(fā)動機的噪聲水平。在超聲速巡航時特姐，通過提高渦輪前溫度和變幾何晶丘，加大高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，這樣裁鸦，涵道比減小象体，對加力的需求也減小，其耗油率接近設(shè)計良好的渦噴發(fā)動機肮脱。

1985年后档改，美國的VCE研究工作納入NASA的高速推進研究計劃（HSPR）用载，DBE和VSCE兩種方案繼續(xù)得到發(fā)展。進入90年代后粹岁，美國、歐洲和日本又掀起研究超聲速（M3）和高超聲速客機推進系統(tǒng)的熱潮尖坦。羅-羅公司提出可放氣的VCE骂领。法國斯奈克瑪公司提出了中間風扇的MCV99VCE方案。

1989年装屈，日本開始著手為期10年的超聲速和高超聲速推進系統(tǒng)研究計劃（HYPR）,并于1999年完成怒晕，總投資約3億美元。計劃的目標是為超聲速運輸機和高速運輸機的推進系統(tǒng)打下技術(shù)基礎(chǔ)路学。通過研究和試驗馬赫數(shù)5的組合循環(huán)發(fā)動機(CCE)驗證了其可行性嚼吞。CCE由VCE(代號為HYPR-T)和以甲烷為燃料的沖壓發(fā)動機組成。HYPR-T的方案與GE公司的DBE類似蹬碧。

1996年12月到1997年2月舱禽，HYPR-T發(fā)動機的模擬高空試驗在GE的模擬高空試驗臺上進行，模擬的速度為馬赫數(shù)3恩沽，高度20700米誊稚。通過試驗，成功地驗證了發(fā)動機的適用性罗心。在試驗中里伯，渦輪前溫度達到1873K，涵道比從0.6成功地變化到0.9渤闷。通過改變低壓渦輪導向器的角度疾瓮，在高速高溫狀態(tài)下的推力增加15%。

VCE研究的另一個驅(qū)動力來自戰(zhàn)斗機方面飒箭。

自20世紀60年代以來狼电，戰(zhàn)斗機一方面朝著多用途方向發(fā)展，另一方面补憾，飛機的飛行包線不斷擴大惯篇，從低亞聲速待機到高亞聲速和超聲速巡航和機動（開加力或不開加力），飛行高度從海平面到15千米～17千米忱厨，*半徑達1000千米～2000千米辱囤。VCE正好能滿足這種多飛行狀態(tài)的性能要求。

據(jù)模擬計算結(jié)果鲤瞪，對于羅-羅公司選擇的放氣VCE牢介，雖然重量增加50千克，但它仍可使飛機起飛總重和任務(wù)油耗分別降低2.33%和3.36%揉拯；對于GE公司的雙涵VCE泳厌，任務(wù)油耗可降低2%～3.5%另焕，而且，在亞聲速飛行時起驱，VCE的渦輪前溫度在某些點上可降低300K以上惦鄙，這可用來進一步降低耗油率或延長渦輪壽命。特別是在20世紀70年代后鹊获，更加重視飛機機體/推進系統(tǒng)一體化設(shè)計喧久，VCE還能降低溢流和后體阻力，其優(yōu)勢更為明顯刹碾。于是燥撞，對目的VCE的研究逐步開展起來。

相關(guān)舉例

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J-58

SR71黑鳥的J58變循環(huán)發(fā)動機

當黑鳥的心臟迷帜，J58發(fā)動機咆哮的時候物舒，很少有人能不為之動容，J58也是變循環(huán)發(fā)動機戏锹，卻與GE走的不是一個路子冠胯。J58是在渦輪噴氣和壓氣機輔助沖壓發(fā)動機之間轉(zhuǎn)換的變循環(huán)。PW（普拉特惠特尼公司）在上個世紀五六十年代開發(fā)的這個發(fā)動機使黑鳥以三點二倍音速的速度持續(xù)飛行锦针。直到幾十年后今天涵叮，黑鳥仍保持著使用空氣發(fā)動機的載人飛機的*較快速度記錄。

J58照片中伞插，可以清楚地看到有三個粗大的管子割粮，它們一端連接在發(fā)動機壓氣機的位置、另外一端連接在發(fā)動機加力燃燒室,J58的另一側(cè)有同樣的三個管子,這六個粗大的管子叫渦輪旁路管道媚污，它們起自J58的第四級與第五級壓氣機之間舀瓢，終于渦輪后面、加力燃燒室之前皿掂。在活門的作用下瓣车，這些渦輪旁路通道使得J58得以在渦噴和沖壓發(fā)動機模式之間轉(zhuǎn)換。發(fā)動機上方的管路就是渦輪旁路通道（Compressor Bleed Air Bypass Turbines）般供。這個通道在第四級和第五級壓氣機之間與發(fā)動機通過內(nèi)部排氣活門（Internal Bleed）連接菠贡、然后終止于加力燃燒室（Afterburner Section）。在內(nèi)部排氣活門（Internal Bleed）后面的外部排氣活門（External Bleeds）栅告，其作用是調(diào)節(jié)渦輪旁路通道中的氣壓睛至。

當黑鳥在低速飛行時，內(nèi)部排氣活門關(guān)閉域抚，壓氣中所有氣流進入主燃燒室治部，以典型的渦輪噴氣方式工作。

當黑鳥以三倍音速飛行時，內(nèi)部排氣活門開啟沧蛉，前四級壓氣機中的一部分氣流通過內(nèi)部活門進入渦輪旁路通道苫治，直接進入加力燃燒室。這些經(jīng)前四級壓氣機壓縮的空氣在加力燃燒室中為加力燃燒室噴出的燃料提供燃燒的氧氣蟀思，從而使J58以壓氣機輔助沖壓發(fā)動機方式工作零院。

F-120

F120是美國F-22*戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機的候選發(fā)動機，GE公司編號為GE37村刨，加力推力15880千克门粪，涵道比是0~0.35。它是美國和在1983～1990年主持的SCR烹困、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列計劃的產(chǎn)物乾吻。

F120是一種能滿足*戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機的高單位推力和部分功率狀態(tài)低耗油率相互矛盾要求的雙涵VCE髓梅，其基本結(jié)構(gòu)是一臺對轉(zhuǎn)渦輪的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機。低壓渦輪驅(qū)動兩級風扇绎签，高壓渦輪驅(qū)動5級壓氣機（含CDFS）枯饿。兩個渦輪對轉(zhuǎn)，都是單級設(shè)計诡必，無級間導向器奢方。控制系統(tǒng)為三余度多變量FADEC爸舒。

它能夠以單涵和雙涵模式工作蟋字。

在亞聲速巡航的低功率狀態(tài)，發(fā)動機以雙涵（渦扇）模式工作材又。被動作動旁路系統(tǒng)由第二級風扇和CDFS涵道之間的壓差打開枫须，使更多的空氣進入外涵道，同時使風扇具有大的喘振裕度药屠。此時新俗，后VABI也打開，更多的外涵空氣引射進入主排氣流崇旺，使推力增大都鸳。

在超聲速巡航的高功率狀態(tài)，發(fā)動機以單涵（渦噴）模式工作设哀。在此模式下猪楣，后VABI關(guān)小到使渦輪框架、加力燃燒室內(nèi)襯和尾噴管內(nèi)襯前后保持正的風扇冷卻氣流壓差甥迷。當后VABI關(guān)小時滤填，外涵中的壓力增加，直到超過第二級風扇排氣壓力為止晓言。在反壓作用下认扼，旁路系統(tǒng)模式選擇活門關(guān)閉啸盏，迫使空氣進入核心機。有少量空氣從CDFS后引出骑祟，供加力燃燒室和噴管冷卻以及飛機引氣用回懦。發(fā)動機順利進入渦噴模式。

F120的終結(jié)構(gòu)經(jīng)過三個階段的發(fā)展次企。*階段用XF120進行地面試驗怯晕，驗證了基本循環(huán)的靈活性、性能特性缸棵、渦輪溫度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量噴管的工作舟茶。第二階段用YF120進行飛行試驗。第三階段的F120吸取了XF120和YF120計劃的所有經(jīng)驗教訓堵第。YF120的流量比XF120的大吧凉，以滿足不斷增加的機體需求和噴管冷卻要求。重量和復雜性被減到小踏志，而保障性始終作為一個關(guān)鍵設(shè)計目標阀捅。在F-22的原型機試驗計劃中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飛行针余。它達到了重量芳倒、壽命、適用性和性能目標标宪。它還達到或超過嚴格的大不加力超聲速巡航推力目標姓赂。

F120自然是從XF120地面試驗和YF120飛行試驗成功的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。在F120上励普，用一個被動旁路系統(tǒng)代替了可調(diào)模式選擇活門揖蜒。對葉輪機作了改進，以改善匹配特性和效率示奉∩睿控制系統(tǒng)簡化到了常規(guī)渦扇發(fā)動機的水平。因此皇铝，F(xiàn)120在戰(zhàn)斗機發(fā)動機更低的復雜性的條件下具有固有的靈活性和優(yōu)良的保障性页函。它為飛機提供了優(yōu)良的速度、加速性锡胡、機動性和航程能力庭四。

總的來說，F(xiàn)120與GE公司成功的F110系列相比绘雁，結(jié)構(gòu)簡單得多橡疼，零件數(shù)少40%。

雖然F120在第四代戰(zhàn)斗機的競爭中敗給常規(guī)的F119,但仍作為替換發(fā)動機繼續(xù)研制。VCE也仍是IHPTET計劃的一項重要技術(shù)目標欣除。