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]。

我国航空发动机燃烧室材料与世界先进水平有很大差距，而主要的差距在其使用耐高温材料方面，但我国一直没有停止过研究，从1956年至今，我国先后研制成功了用于航空涡轮发动机燃烧室和加力燃烧室的第一种高温合金GH3030，随后又陆续研制成功了GH1140、GH3039、GH3044、GH3128、GH3170、GH3181、GH3188、GH4163和GH4099等合金板材。

使用温度从800℃逐步提高到950℃，直至1000℃。

目前我国采用先进的复合材料使燃烧室所能承受的温度达到了2101～2134K [15,16]。

1.3 本文要解决的问题
目前，发动机的推重比和燃油消耗率是衡量航空喷气涡轮发动机技术水平和工作能力的综合性指标。

提高航空发动机性能，一方面是通过提高发动机的气动热力参数，提高发动机单位流量推力。

另一方面，利用简捷、高效的发动机结构设计，减轻发动机重量，来提高发动机的推重比。

目前提高航空发动机的气动热参数主要通过提高发动机的热力学温度来达到的，提高推重比一般通过提高材料的性能和燃烧效率来达到。

因此本文主要就从提高航空发动的推重比来考虑对几种常用的材料性能进行一种对比，选择出一种最佳材料。

2 航空发动机的热效分析
对于任意一种发动机其有用功都可以表示为燃烧释放出来的总的能量与能量的有效利用率的乘积，其关系式如下。

发动机的热效率公式：
Q E η=有全 （2.1）
式中：E 为有用功（推力功），Q 全为燃料完全燃烧所释放的热量。

根据航空发动机的有用功的计算式，有用功等于燃烧释放的总的的能量与燃烧效率、循环效率、损失效率三者的乘积。

有用功计算式表示为：
E Q ηηη=损全卡 （2.2）
式中： η损为除去航空发动机由材料的使用温度损失掉的热能的那部分热能后，而
被用来做有用功的那部分热能。

由（2.1）、（2.2）可以得出有效利用率和燃烧效率以及损失效率：
ηηηη损有卡＝ （2.3）
式中：η有为有用功效率，即为本课题要研究的热效。

有用功受材料性能所能承受的温度的影响，因为如果一次性热量过多会使发动机尤其是火焰筒引起失效。

2.1 燃料的燃烧效率
燃料燃烧反应放热的计算式：
Q Q η=全 （2.4）
Q m H =∆全 （2.5）
式中：h ∆为燃料的燃烧值，m 为燃油的质量。

可以看出当质量一定时燃料的所放的热值和它的燃烧效率成正比。

提高燃烧的效率就能提高材料的热效值。

2.1.1 燃烧反应速率
燃烧效率的计算很复杂，这里根据前人对燃烧效率计算所使用的公式来进行计算。

燃烧效率与反应速率的关系图如 2.1。

影响燃烧室的燃烧效率的因素很多，可以将这些因素综合成燃烧反应速率系数：
3
1.753005
10c T Ad
M e P θ-=⨯ （2.6） 式中：c M 为燃烧室空气质量流量；3T 为高压压气机出口叶片截面上的空气温度（K ）；A 为燃烧室机匣最大面面积；d 为燃烧室机匣之间的径向深度；P 为高压压气机出口导向叶片截面上的空气总压。

当各方面的数值都已知时，利用式子（2.6）的方法来计算燃烧室的燃烧反应速率系数，这种方法计算比较的简单。

当实际过程中燃烧反应速率系数随飞行马赫数的增大而增大，其关系可以表示为如下表2.1。

表2.1 燃烧反应速率系数随飞行马赫数的变化
在已有的马赫数下可以直接利用以上的反应速率系数，在未知的M 数下可以利
用插值公式进行计算出相应的反应速率。

当马赫数在1.1M以下的燃油反应速率系数也可以直接通过插值公式来进行计算，其计算结果如图2.1。

图2.1 燃烧反应速率系数随飞行马赫数的变化曲线
2.1.2 燃烧效率的计算
燃烧效率的计算比较复杂，它对热能的损失有：燃气的未燃烧的损失、散热损失、排烟损失等。

因而目前比较倾向于用经验图形来进行计算。

这种计算的过程为：先根据燃油反应速率和空气燃油比为（空气和燃油的质量比），然后，利用燃烧效率的经验特性曲线图行，就可以算出燃油的燃烧效率，其图形如图2.2。

图2.2 发动机燃烧效率特性曲线
根据图2.2中的燃烧效率特性曲线和图2.1燃烧反应速率系数随飞行马赫数的变化曲线，绘制出燃烧效率与飞行马赫数的变化曲线。

曲线图如下：
图2.3 发动机燃烧效率随飞行M 数的变化曲线
图2.3空气燃油比为50，θ为计算结果，可见燃烧效率都在98%以上。

为了提高航空发动机的燃烧效率，可采取以下的措施：①改变喷嘴流量的设计规律；②并尽量考虑低空特性；③提高飞机飞行的马赫数。

④尽量合理的增加燃烧室机匣之间的径向深度。

2.2 温度与平均动能的关系
2.2.1 微观角度分析 由热力学的压强公式23k p n ε-=和理想气体压强公式p nkT =（k 为玻耳兹曼
常量）可以推知：
32
k kT ε= （2.7）
从式中来看，分子的平均动能和气体的温度成正比。

气体的温度越高，分子的平均动能就越大。

对于航空发动机而言： n k ε=1E （2.8）
式中：1E 为航空发动机的有效热能，n 为气体的分子数。

2.2.2 宏观角度分析
理想气体的内能：
2m i E RT M = （2.9） 式中i 为分子的自由度，M 为燃气的摩尔质量，当分子确定时，分子量为一个定值。

有效的内能：
1E E η= （2.10）
式中：η为燃料放出的热能的有效利用率，对于相同的燃料利用率的情况下，燃烧室的温度是相等的。

2.3 热机效率计算过程
航空发动机是通过燃烧反应将储存在化学燃料中的化学能转化为热能的一种装置，同时将这些热能不断转变为功的一种装置，因而它属于热机。

在热机中，工作物质（即系统）所进行的过程都是循环过程，研究循环过程，对提高航空发动效率而言有很大作用。

循环过程是指系统从某一状态出发，经历一系列变化后又回到了原态，则整个变换过程称为循环过程，简称循环。

由于内能是状态函数（与变化过程无关只与起点和终点位置有关，对于功而言它只与过程有关），所以系统经历一个循环后其内能变化为零。

这种循环过程可以用简单的P-V 图来表示，准静态（设有一个系统开始处于平衡态，经过一系列状态变化后达到另一平衡态。

如果系统在始末两平衡态之间所经历的中间状态，可以近似的当作平衡态，那么这个状态变化的过程称为准静态过程。

一般来说，在实际的热力学过程中，在始末两平衡态之间所经历的中间状态，不可能都是平衡态，而为非平衡态。

这样的中间状态为非平衡态的过程成为非静态过程。

）过程可以用一闭合曲线来表示，这样的曲线为循环曲线，见图2.4。

3 火焰筒性能分析
燃烧室的火焰筒是将化学能转变为热能的主要场所，伴随化学反应的发生产生了大量的热能，所以火焰筒不得不经受燃烧反应所产生的高温，它也是燃烧室中温度最高的部件。

正是因为火焰筒这一区域长期在高温高应力下工作，所以会产生很大的变形。

在某些局部地方，由于热应力很大，材料有可能进入塑性区并发生蠕变。

另外，由于发动机反复启动、停车，使得火焰筒承受其大小或方向随时间变化的循环载荷，会引起火焰筒产生裂纹、掉块等故障。

这就有必要对燃烧室及火焰筒的最大的温度区进行分析。

3.1火焰筒壁温的轴向分布
燃烧由于反应的速率以及空气和燃料的混合程度（雾化质量的大小，雾化程度
越高燃料燃烧就越充分）的不同，因此在火焰筒的各个地方所受的温度也完全不同。

混合程度越高燃烧就越充分，燃烧释放的热量也最多。

火焰筒头部的雾化质量相对比较高，燃油也相对的在这里比较富集，这里是化学反应最剧烈的地方，因此这些地方也是温度最高的地方，越到火焰筒的轴向后测，由于燃料的富集度以及雾化质量都相对的降低，温度沿火焰筒轴向越靠后就越低。

如图3.1壁温沿火焰筒轴向的分布图所示。

图3.1 火焰筒壁温沿轴向的分布图
图中Tr1为火焰筒内壁的温度Tr2为外壁的温度。

从图中可以看出火焰筒的内壁的温度高于外壁的温度。

在离火焰筒头部120mm-150mm的范围的内壁温度达到了最高。

并随着火焰筒的长度的增加温度不断在降低，到了火焰筒尾部基本保持不变。

火焰筒的120毫米到140毫米主要为火焰筒头部和火焰筒的第一气膜段，由于这一段是航空发动机燃烧室温度沿轴向的最高区段。

因而我们在对火焰筒的轴向温度分析集中在火焰筒头部和火焰筒的第一气膜段区域。

这样就能使发动机工作在比较安全的温度范围内。

火焰筒头部和气膜段的三维造型图如图3.2、3.3、3.4、3.5。

图3.2 气模段左视图图3.3气模段主视图
4 常用的发动机燃烧室的材料的性能
根据以上分析得出在火焰筒头部与气模段的第一段，这里的温度是整个火焰筒中温度最高的区域这个地方最频繁发生裂纹、掉块，同时在这里由于是火焰筒头部与气膜段的衔接的地方存在很大的应力集中。

因此，有必要对材料进行分析。

材料的性能在选取航空发动机材料时是首要的考虑的，特别是材料在高温下的性能，尤其是在高温下材料的各种性能参数如弹性模量、屈服极限、强化模量、线膨胀率、蠕变性能等。

4.1一种镍基材料的性能.
镍基铝合金材料的牌号为GH3044，材料的密度约为7.9g/cm3，其化学成分如表4.1所示。

表4.1 GH3044的成分表
4.1.1 力学性能
该材料在室温下有优良的力学性能，以下是用该镍基铝合金材料做的4种锻件的室温下的测得的力学性能，见表4.2
表4.2 高温拉伸性能
从表4.2对4个试样测得的数据显示，该锻件在室温下有优良的力学性能。

测得该4个试样室温下的拉伸强度b σ均在860MPa ～890 MPa 之间，伸缩率s σ在50%左右，断面收缩率ψ均在60%左右，可以看出，锻件拉伸性能很好。

另外，室温冲击韧性k α值和布氏硬度d 均很高，冲击韧性很好，硬度较高。

4.1.2 锻件的高温持久性能
在对该材料所做的的实验中，表明该锻件该锻件在900℃条件下以下有良好的持久性能。

以下是用该材料做的直径为28mm 的锻件测得的性能表，见表4.3
表4.3 锻件高温持久性能
材料的持久性能在900℃、应力70MPa 的条件下，时效达到了20多小时。

可以充分的肯定该材料拥有良好的持久性能。

4.1.3 材料的高温拉伸性能
表4.4 材料的高温拉伸性能
从表中可以看出这种材料在900℃以下具有较高的塑性，并具有良好的抗氧化性能，因此目前在900℃以下工作的航空发动机燃烧室经常使用。

4.2 某钛合金的性能
该钛合金的材料为Ti-Al-Sn-Zr-Mo-Ta-Si-C ，密度为 4.8g/cm3。

在对材料
650℃和以上温度进行拉伸、持久、高温蠕变等测试后，发现这种材料在650℃时具有良好的拉伸性能和稳定性能。

4.4 高温铝合金
其材料的牌号为GH150，这种材料密度约为4.5g/cm3。

在试件不同地方进行取样分析，其化学成分见表4.11
表4.11 材料的化学成分
4.4.1合金不同温度的拉伸性能
该材料不同温度的拉伸性能如图4.2，显示了合金拉伸性能强度和塑性随温度变化的情况，从室温到600℃，拉伸强度b σ、基本保持稳定，650℃较600℃的b σ下降大约4.6%，600℃较600℃下的b σ下降大约14.2%，750℃拉伸的b σ有明显的下降；从室温到700℃的屈服强度02σ基本保持稳定，而750℃时有较明显的下降，下降约10.5%。

从室温到650℃拉伸塑性S ，基本保持稳定，700℃以上拉伸b σ下降较为明显。

从室温到600℃断面收缩率ψ基本保持稳定650℃以上拉伸时，断面收缩率ψ呈较明显下降。

由以上分析可以得出：室温到600℃合金强度和塑性指标基本保持稳定，650℃拉伸时02σ和b σ仍保持稳定，断面收缩率ψ略有下降，750℃拉伸时合金强度和塑性下降较明显。

图 4.2高温铝合金拉伸性能
5 材料对航空发动机燃烧室的热效的影响
在航空发动机和外界大气组成的系统中，高温热源为航空发动机燃烧室的燃烧温度，而低温热源为燃烧室出口处外界大气的温度，这个温度为研究方便一般取27℃。

高温热源则为该材料允许的最高使用温度。

目前，经试验航空发动机燃料燃烧达到的温度在2100K ～2200K 之间，现今，所使用的材料的能承受的温度还远远达不到这一温度，因而姑且认为限制航空发动机使用的最高温度则由航空发动机材料的使用温度决定。

镍基材料的效率计算
它的使用温度为900℃，它的效率为：
12300110.7441173
T T η=-=-= (5.1) 钛合金的效率为：
12300110.675923
T T η=-=-= (5.2) BT25y 这种钛合金的效率为：
12300110.635823
T T η=-=-= (5.3) 高温铝合金的效率为：
12300110.675923
T T η=-=-= (5.4)
DD6单晶片的效率为：
12300110.308973
T T η=-=-= (5.5) 6 推重比计算
火焰筒燃料燃烧的温度一般在2100K ～2300K 之间，但目前航空发动机的材料的使用温度还远远达不到这个水平，因而航空发动机不得不采用冷却技术来限制航空发动机的火焰筒的温度。

所以材料的使用温度限制了航空发动机的工作的温度。

从这方面来看，材料的使用温度限制了发动机火焰筒的工作温度。

下面是以上选取的几种材料对其有效的能量进行比较。

镍基铝合金和BT25y 钛合金的有用功的比值为
BT25y 1173
1.43823E E ==镍基铝合金 (6.1)
镍基铝合金和GH150有用功的比值为:
1173
1.27923E E ==镍基铝合金钛合金 (6.2)
镍基铝合金和钛合金有用功的比值为: 1173 1.27923E E ==镍基铝合金
铝合金 (6.3)
镍基铝合金和DD6有用功的比值为: DD61173
1.206973E E ==镍基铝合金 (6.4)
结论：从上式的比较来看，温度越高的内能也越高，
根据航空发动机有效热能关系式：
..E Q ηηη=卡损全 (6.5)
m H Q
=∆全 (6.6) 式中：Q 全为燃料完全燃烧所释放出的热量。

当燃料质量一定时，Q 全
为一个定值。

同时燃烧效率和循环效率都为定值时，
热能有效利用率和η损成正比，燃料有效利用率越高，η损
也越高。

根据内能的关系式：
2
m i E RT M = (6.7) 式中：m 为发动机燃烧后的燃气的质量，M 为燃气的摩尔质量为一定值，I 为燃气分子的自由度也为一个定值。

当η为定值，通过可以看出燃烧效率与反应速率θ和空气燃油比两个量来决定，在这里为了方便研究就取反应速率为定值。

通过研究，对应的空气燃油比（空气与燃油质量的比值）也是定值，根据质量守衡定律可以知道，火焰筒进行燃烧反应后的空气的燃气质量也是一个定值。

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结论
（1）通过对材料的分析镍基铝合金的使用温度最高，因而它的燃烧室的损失效率最低。

它对材料的损失效率的提高最高。

（2）提高航空发动机燃烧室的温度可以有效的提高航空发动机的效率。

（3）温度与密度的比值较高的材料的性能可以有效的提高发动机的热效率。

（4）对燃烧室的温度的研究和在材料的选用中应主要考虑火焰筒导流罩的区域及其后的第一段气膜段。

（5）热效率由燃烧效率、卡洛循环效率、能量损失效率三个因素共同决定，在另两个因素不变的情况下，提高任意一个因素热效就相应的提高。

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