三軸式發動機

三軸式發動機是指發動機的三個轉子彼此無機械聯繫，且在各自最佳轉速下運轉。三軸發動機結構比較容易實現推力增加，因為發動機核心機的修改可以相對於低壓系統獨立進行。羅·羅公司的RB211和遄達就是三軸結構的發動機。

三軸結構的發動機具有更好的氣動穩定性，不需要可變進口導流葉片和可調靜子葉片。採用三軸結構時，由於其採用固定的靜子葉片角度，而省掉了其調節裝置，簡化了控制系統。因此三軸發動機擁有良好的啟動性能。對於三軸發動機來說，有三個轉速可以調節，通過三個轉速的設定可以獲得期望的性能。

基本介紹

• 中文名：三軸式發動機
• 外文名：Three-axis engine
• 簡稱：三軸發動機

結構特點

三軸發動機的結構布局使得渦輪機械部件能夠選取最佳的工作轉速運轉，因此減少了零件數目，最終降低了單位成本。此外，這種結構布局還使發動機在較低的渦輪進口溫度條件下能達到較高的推力級，因此發動機的熱端壽命更長。

一台長度短的發動機具有剛性的承載軸承結構，由此可以減少轉子/靜子間的偏心率，從而使間隙更小，性能保持更好，進一步增加了發動機的熱端壽命，減少了燃料的消耗量。

技術優勢

太體上說，三軸渦扇發動機的氣動力特性和效率優於可比的雙軸發動機，其結果是三軸渦扇發動機比雙軸渦扇發動機的尺寸短，結構簡單，結實可靠，便於使用和推護。三軸設計與雙軸設計的具體差異如下。

在壓氣機方面，這兩種設計的壓氣機均須滿足16：1的壓比要求，雙軸發動機的風扇和增壓器裝在同一軸上，增壓器只能與風扇以相同的低速運轉，因而限制了壓力的升髙。高壓壓氣機要達到10：1的扭比、負載很大、須用多級壓氣機，其中有些級須是可調的。而三軸發動機的壓氣機匹配適當，氣動力特性好，且有中壓壓氣機（其轉速比雙軸發動機增壓器的轉速高），高壓壓氣機達到4：1壓比的負載不大，因而需要的級數少，也不需要可調進口導向葉片。

渦輪部分也有相似情況，雙軸發動機用兩級高壓渦輪，而三軸發動機用一級高壓渦輪。雙軸發動機高壓渦輪處的燃氣溫度高，四級葉片均須冷卻，第二級葉片有較高的機械應力。

羅·羅公司的發動機採用一級髙壓渦輪和一級中壓渦輪，它們的工作溫度較低，就壓比為25-30來說，渦輪進口溫度為1500—1550K,而在可比的雙軸發動機上，渦輪進口溫度達1650K，後者雖可降低燃油消耗率1-2%，但發動機的工作壽命縮短了，三軸發動機的結構壽命較長，因此用戶的總費用較低。

雙軸發動機的低壓渦輪為五級，用來驅動風扇和增壓器，而羅·羅公司的發動機採用三級渦輪，只與風扇機械連結，在任何情況下均能以最佳轉速運轉。

與三軸發動機相比，雙軸發動機的級數多達26級，可調靜子葉片6級，發動機總長約381厘米。羅·羅公司的三軸發動機的總長約縮短76厘米，渦輪和壓氣機只有19級，可調靜子葉片只一級。因發動機較短，三軸安裝可靠，而雙軸發動機的主軸比較長，容易顫振。

上述差異對用戶來說也有重要意義。從駕駛員或工程師的角度看，三軸發動機具有以下優點。發動機起動過程簡單，不易發生雙軸發動機經常遇到的喘振問題；三軸發動機的油門桿角度與線性推力之間的關係比較直接明顯，因無多級導流葉片，容易預測發動機的加速性而雙軸發動機在油門迅速變化時，如導流葉片與氣流需求量不相協調（在極端情況下能使發動機喘振。容易出現難以預測的油門/推力關係值的變動。

從維護和修理觀點看，同人們的初步印象相反，三軸發動機的設計實際上比雙軸發動機的簡單。基本部件數量可以說明這一點。例如RB211-524G/H發動機有436片渦輪葉片，而普·惠公司的PW4000發動機有654片，通用電氣公司的CF6-80C2發動機有670片；羅·羅公司的發動機只有844片壓氣機葉片，而CF6-80C2發動機有1129片，RW4000發動機有990片。如前所述，三軸發動機的級數、可調葉片級數和風扇葉片數均比雙軸發動機少得多。RB211發動機的寬弦風扇有24片葉片，而兩種主要的競爭發動機則有38片。

結構簡單，便於使用和維護。三軸發動機從一開始就採用單元體結構。像RB211-535E4三軸發動機有7個單元體，而普·惠公司的PW2037有10個單元體。除數量少外，羅·羅公司發動機的每個單元體在設計上是獨立的，事先已平衡好，其連線方式也有助於精確定位校準，故便於更換、拆卸和重裝。

三軸發動機除使用壽命長因而可減少用戶總費用外，其單元體化結構也帶來長期利益隨著技術的進步，可以增加新的低壓、中壓或髙壓系統來提高發動機的性能。例如英國航空公司擁有裝用RB211-524發動機的波音747機群，利用單元體改進辦法逐步將每台發動機改成最新的524D4標準型，使燃油消耗率下降了9%。

雙軸發動機由於其結構設計性質，用戶就難以利用上述方法，如欲提高飛機性能，只得更換整台老式發動機，改裝新型發動機。

目前生產的三軸發動機稍重於與其競爭的雙軸發動機，這是因為前者具有許多獨特的設計特點，例如，為了提高性能保持能力採用了雙層蒙皮機匣，為了更好地保護髮動機採用了剛性骨架結構，從而使發動機具有更好的結構完整性（包容性，抗外物撞擊能力等）。

三軸發動機採用了雙層蒙皮機匣，其承力結構與雙軸發動機上通常採用的方式不同，主要表現在發動機前部的風扇機匣、出口導流葉片、中壓壓氣機外機匣和中機匣的承力接頭，以及發動機後部的中壓/低壓渦輪機匣、燃燒室外機匣和高壓/中壓渦輪軸承座的接頭。這種結構中，中壓和高壓壓氣機內機匣與承力結構無關，因此有效地滅少了發動機在工作中的變形，防止性能損失和部件壽命縮短。

雙軸發動機在起飛、巡航或著陸過程中往往發生變形，而且變形較大。這主要是因為風扇和低壓，髙壓軸的軸承支座與發動機吊架相連線，因而成了完全受力件。發動機變形會引起轉子和機匣間的配合失當以及葉尖與襯套的磨損。

性能計算

1、建模假設

航空發動機的工作過程中涉及到的因素非常多，而三軸結構的渦軸/渦槳發動機較之單軸、雙軸的發動機又更加複雜，因此要建立能夠完全精確反映三軸發動機工作狀態的數學模型幾乎不可能。所以，在三軸渦軸/渦槳發動機的建模過程中不得不作出一些假設，前提是這些假設能夠保證所建立的數學模型在各個工作狀態下都能較好地模擬發動機實際工作情況，利用這些假設，將複雜的發動機模型作一些簡化，從而減小建模工作量和難度。

這些假設包括：

(1)假設發動機工作工質為熱力學上的理想氣體或理想氣體混合物；

(2)氣體比熱、絕熱係數等只與總溫和油氣比有關，忽略壓力等的影響；

(3)氣體在航空發動機中均為一維定常流，且每個特徵截面上氣體總參數沿徑向保持相同；

(4)整個流動過程中，忽略工質與發動機部件之間的熱量交換，忽略實際過程中氣流流動的摩擦阻力和摩擦換熱以及進、排氣流動損失。

2、主要模組

在建立發動機工作模型時，按部件劃分計算模組，即進氣道、低壓壓氣機、高壓壓氣機、燃燒室、高壓燃氣渦輪、低壓燃氣渦輪、動力渦輪和尾噴管等。建模時，每一個部件相對獨立，有獨立的氣動熱力學方程和部件特性，再按照發動機部件順序，通過平衡方程從前向後逐一將各個部件串聯起來，包括流量平衡方程、壓力平衡方程、轉速平衡方程和功率平衡方程等。在進行航空發動機非設計點性能計算時，應當給定一個初值，再利用各部件特性進行疊代，對確定發動機共同工作狀態的平衡方程求解，從而找出發動機各部件均能穩定工作的點，再計算發動機各截面參數和總體性能參數。

3、性能計算預處理

因為航空發動機內部一般處於高溫、高壓的環境下，為了更準確的模擬發動機內流氣體的性質，不再將氣體比熱容看作一個定值，而是隨溫度和氣體成分變化而變化的值。所以，採用變比熱計算方法。

發動機熱力計算中，可能遇到需要由溫度求解氣體熱力性質參數和已知氣體熱力性質參數反求溫度兩種情況。把溫度代入擬合公式就可以求出氣體熱力性質參數的值；反之，知道氣體熱力性質參數要求溫度就是要解擬合公式，得到方程的根，在編程時利用二分法等算法疊代求解。

4、各部件特性計算
計算部件特性時，主要針對圖 3.1 中的 14 個特徵截面上的狀態參數，從而計算得出發動機的功率、單位功率、單位耗油率等性能參數。計算每個特徵截面時，需要求解出該特徵截面上的總溫、總壓、折合流量。

5、設計點性能計算

航空發動機設計點性能計算的目的在於根據選定的循環設計參數、部件效率和損失係數等，計算從發動機進口到出口各個截面的氣流參數，並最終獲得發動機在該設計狀態下工作時的性能參數。

計算三軸渦軸/渦槳發動機設計點性能時，需要給定的初始條件包括：

（1）給定的飛行條件和大氣條件:飛行高度 H 和飛行馬赫數M₀。大氣溫度與大氣壓力由飛行高度求出，通常使用國際標準大氣條件計算發動機的性能；

（2）給定渦軸發動機循環設計參數：高、低壓壓氣機增壓比、高壓燃氣渦輪前總溫等；

（3）發動機各部件工作效率、總壓損失係數、機械效率等；

（4）發動機中引氣用量及布局；

（5）所用燃油的最低熱值；

（6）發動機提取功率。

從而計算出在給定工作情況下，發動機各個截面的氣流參數與發動機總體性能參數（功率、單位耗油率等），以檢驗所選取的發動機設計參數是否能夠滿足發動機的設計需求。三軸發動機設計點性能計算流程圖如圖 3.4。

6、非設計點性能計算

航空發動機的設計點性能非常重要，但實際上，發動機很多時候並不在設計狀態下工作。發動機不同的油門桿位置、飛行速度、飛行高度和大氣條件都對應著不同的工作點，初始條件下的任何一個因素髮生變化，發動機都會偏離設計點，處於非設計工作狀態。為了滿足飛行器的任務需求，發動機必須能在一定的範圍內保持穩定、可靠、高效的工作。因此需要對航空發動機進行非設計點性能計算，從而確保發動機在其他非設計工作狀態的下的性能能夠滿足飛行器需求且不超過限制條件。

發動機非設計點性能計算步驟與設計點性能計算步驟基本相同，它也取決於各個部件的工作狀態，也是從發動機進口到出口，由前向後逐個截面依次計算。而非設計點性能計算與設計點性能計算的主要區別在於設計點計算時各個部件的性能參數是由設計者直接給定的，而非設計點計算時需要根據各部件之間共同工作，由相關的平衡條件建立起相應的平衡方程，通過給定相關的自由變數得到一個非線性方程組，發動機在非設計點的工作狀態就由這個方程組來確定。而這個非線性方程組的解就表示了各部件在該非設計狀態下的工作情況。航空發動機非設計點的計算需要用發動機的部件特性，如低壓壓氣機特性、高壓壓氣機特性、燃燒室燃燒特性和高壓燃氣渦輪特性、低壓燃氣渦輪特性、動力渦輪特性等。由於在航空發動機總體設計階段，壓氣機、渦輪的工作特性圖不能通過常用的實驗或者三維氣動計算得到，所以採用縮放方法得到。

而進氣道，高、低壓壓氣機過渡段，燃燒室，高、低壓燃氣渦輪過渡段，燃氣渦輪、動力渦輪過渡段、尾噴管的總壓損失模型建立較困難，採用設計者直接給定，計算時可能造成一定誤差。同樣地，高壓軸、低壓軸、動力軸的機械效率也很難求出，由設計值直接給定。

由於航空發動機的引氣中有很大一部分是用於熱部件的冷卻，所以引氣總量可以認為與工作點的渦輪前溫度相關，引氣總量由渦輪前溫度來決定。而引氣布局很難確定，採用與設計點相同的布局及比例分配。

未來發展

從1958年埃汶發動機裝在“彗星”IV飛機上首次投入使用至今，發動機的耗油率已減少了一半。這對於改進飛機(尤其是長航時飛機)的經濟性作出了巨大貢獻。隨著對降低噪聲的要求越來越嚴，現在，使得發動機的性能更多的以單位推力而不是以耗油率和載荷範圍來表示，這時，短艙的安裝阻力和重量會抵消低單位推力帶來的好處。

展望未來，留給發動機製造商改進性能的機會正在減少，而且競爭將發生在飛機機體製造商之間，為改進性能他們期望找到更大膽的飛機設計。毫無疑問，目前的三軸發動機概念已被公認是世界領先的，這項技術從最初的設計開始算起，至今已經過了37年的發展。未來的工作重點是通過減少零件數量和提高使用中的診斷能力來減少單位成本。