航空发动机材料及热效分析

目录

1 引言 (2)

1.1概述 (2)

1.2国内外研究现状 (2)

1.3 本文要解决的问题 (3)

2 航空发动机的热效分析 (3)

2.1 燃料的燃烧效率η (4)

2.1.1 燃烧反应速率 (4)

2.1.2 燃烧效率的计算 (5)

2.2 温度与平均动能的关系 (6)

2.2.1 微观角度分析 (6)

2.2.2 宏观角度分析 (6)

2.3 热机效率η卡计算过程 (7)

3 火焰筒性能分析主要的区域 (7)

3.1火焰筒壁温的轴向分布 (7)

3.2火焰筒壁温的径向分布................................................................................. 错误!未定义书签。

4 常用的发动机燃烧室的材料的性能 (9)

4.1 GH3044的性能 (9)

4.1.1 力学性能 (9)

4.1.2 锻件的高温持久性能 (10)

4.1.3 材料的高温拉伸性能 (10)

4.2 Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Ta-Si-C的性能 (10)

4.2.1 拉伸性能.................................................................................................. 错误!未定义书签。

4.2.2 热稳定性.................................................................................................. 错误!未定义书签。

4.2.3蠕变和持久性能......................................................................................... 错误!未定义书签。

4.3 BT25y............................................................................................................ 错误!未定义书签。

4.3.1 材料在不同温度条件下的力学性能 ...................................................... 错误!未定义书签。

4.3.2材料高温下的拉伸性能............................................................................. 错误!未定义书签。

4.3.3高温蠕变性能............................................................................................. 错误!未定义书签。

4.4 GH150 (11)

4.4.1合金不同温度的拉伸性能 (11)

4.4.2 材料的持久性能...................................................................................... 错误!未定义书签。

4.4.3 蠕变性能.................................................................................................. 错误!未定义书签。

4.4.4 疲劳性能.................................................................................................. 错误!未定义书签。

5 材料使用温度对航空发动机燃烧室的热效的影响 (12)

5.1 GH3044效率计算 (12)

5.2 Ti-AL-Sn-Zr-Mo-Ta-Si-C的效率为： (12)

5.3 BT25y的效率为： (12)

5.4 GH150的效率为： (12)

6 推重比计算 (13)

结论 (15)

参考文献 (18)

致谢........................................................................................................................ 错误!未定义书签。1引言

1.1概述

众所周知，早先的飞机是木质结构，最快时速不过几十公里，只是在生产出了密度小且具有一定强度的铝及铝合金后，飞机的时速才得以提高到几百公里。为了提高飞机性能，航空发动机的功率不断增加，随之发动机的工作温度也不断增加。然而工作温度并不是可以无限制的增加，它受到燃烧室（更确切应该是火焰筒的材料的高温性能）所限制，因而航空发动机设计者们开始考虑高推重比的航空发动机，近年来随着燃油的价格攀升，降低燃油消耗率的呼声也越来越大。因而发展高推重比的航空发动机势在必行。

1.2国内外研究现状

在推重比和降低燃油消耗率方面，美国在1985～1991年研制出耐1204℃的陶瓷材料，并用在涡轮风扇/涡轮喷气技术验证机的燃烧室上进行验证时，使其推重比提高30%，燃油消耗率减少20%。这种材料用在涡轮轴/涡轮螺旋桨验证机上时，使燃油消耗率减少20%，推重比提高40%。在1991～1997年研制出耐1538℃的陶瓷，并分别在以上两种技术验证机上验证，推重比分别提高了60%和80%，燃油消耗率分别降低了30%和30%。因而通过对新型材料的在航空发动机燃烧室上合理的应用能很好的提高发动机的推重比和燃油消耗率

[7,8,9,10]。

美国新装备在F-22飞机上的普惠F119发动机，其推重比已经达到1.27。

装备在F-35A飞机上的普惠F135 推重比达到了1.06 。装备在重型战机F-15K 上的通用F110 推重比达到了1.16。装备在F-15E战机上的普惠F100 推重比达到了1.06。俄罗斯装备在Su-35战机上的AL-37F 推重比达到了1.10。装备在Su-37上的AL-41F 发动机推重比达到了1.24。欧洲联合研制的台风战机上装备的EJ200 发动机推重比达到了1.07。我国最新研制的新型WS-13目前还仅有

0.97。可以看出我国目前发动机的研制水平和世界航空强国还存在很大的差距。

这主要表现在耐高温材料方面，但我国一直没有停止过在高温材料方面的研究。

在新材料的利用方面，美国在1978年就开始研究高效节能发动机（E3）计划，在材料上取得巨大的突破，并应用于CF6-80C，CFM-56，GE90等燃烧室上。在1985～1991年就应用了耐1204℃的陶瓷，1991～1997年应用了耐1538℃陶瓷基复合材料（CMC），1997～2003年应用了钛金属基复合材料[11]。

英国在20世纪80年代前的先进核心发动机技术研究中（ACET），重点发展了新型材料及耐高温的涂层材料。而罗尔-罗伊斯公司用某先进的耐高温材料的使用温度达到了2150K。斯贝MK202，所使用的材料允许的温度在

2043K[12,13]。俄罗斯（前苏联）米格25燃烧室材料能承受的温度超过了3000K[14]。