大,小涵道比涡扇发动机在结构上的区别Rt.除了大涵道比风扇更大,外涵道更大,大涵道比还有什么与小涵道比发动机结构不同的地方吗?比如喷管等等.感谢万分

大,小涵道比涡扇发动机在结构上的区别
Rt.除了大涵道比风扇更大,外涵道更大,大涵道比还有什么与小涵道比发动机结构不同的地方吗?比如喷管等等.感谢万分

大小涵道比涡扇发动机的区别主要集中在外涵道的大小上,其他方面的结构区别并不是很大,所以在发动机的研制上才有利用同一核心机研发多种发动机的方式,但将来的发展趋势会使这两种发动机逐渐彻底成为两种发动机,核心机也可能会有很大区别.
　　大小涵道比涡扇发动机在其他方面或者说细部上的区别主要是和其工作条件和要求造成的,大涵道比涡扇发动机主要为民用,需要更高的效率、更低的噪音；小涵道比涡扇发动机主要为军用,需要更高的推重比；他们都需要更长久的寿命和更低的油耗,从而出现使用技术的不同.具体如下：
1、大涵道比涡扇发动机采用高压比多级高压压气机.

　　高压比多级高压压气机是大涵道比涡扇发动机的关键技术.由于民用发动机的总压比不断提高的趋势,目前超过40,今后将进一步提高到50以上.军用发动机的高压压气机压比一般为6~8,还没有超过10的,但是民用发动机的一般为12~20,GE90的10级（在后来的GE90-115B中减为9级）高压压气机的压比更达到23,平均级压比为1.37,都是所有实用中发动机的高压压气机之最.正在研制中的PW6000发动机的高压压气机以6级达到11的压比,平均级压比近1.5.研究中的平均级压比为1.2.1.
2、大涵道比涡扇发动机采用多种降噪技术.

　　这是由于民航客机常在城市上空飞行,需要控制噪音,这是军用飞机不需要的.大涵道比涡扇发动机主要为民用,当前采用或在研究中的降噪措施主要有：
　　（1）尽量提高涵道比,降低发动机平均排气速度,但受到风扇和发动机尺寸的限制.
　　（2）在对气动性能不造成大的损失的条件下,降低风扇叶尖切线速度；采用掠形叶片和倾斜叶片；锯齿形风扇出口导向叶片后缘和吹气式尾迹管理；合理选择叶轮机转子叶片和静子叶片的数目比例；加大转子和静子的轴向距离；减小叶尖间隙；低损失空腔设计.
　　（3）采用对转风扇 在欧洲航空第6框架内的环境友好航空发动机计划下正在研究对转风扇,并将在俄罗斯中央航空发动机研究院的试验台上进行气动声学试验.希望能降低噪声5分贝.
　　（4）在减少喷气噪声方面,正研究各种加快内外流气流之间和喷流与大气混合的喷管,具体的方案有非轴对称风扇喷管、中心线偏置的风扇和核心喷管以及锯齿形核心和风扇喷管.
　　（5）采用向上倾斜的进气口(scarf inlet)和喷口,使噪声向上传布.
　　（6）采用加长外涵道,广泛敷设利用赫姆霍茨效应原理的消声衬垫,包括频率自适应衬垫,甚至噪声主动控制技术.
3、小涵道比涡扇发动机多采用混合排气喷口.

　　我们常见的民航客机所采用的大涵道比涡扇发动机,多半是分别排气涡轮风扇发动机,内、外涵道中的气体分别在内、外涵尾喷管中排出,发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、内外涵尾喷管.
　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--内涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
　　外涵气流：外涵道--外涵尾喷管膨胀加速--排气到体外
　　现代先进军用歼击机一般均采用低涵道比的混合加力涡扇发动机,内、外涵道中的气体混合后从尾喷管中喷出,发动机组成如下：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、混合器、尾喷管.
　　内涵气流：压气机增压--燃烧室加热--涡轮膨胀作功带动风扇和压气机--混合器
　　外涵气流：外涵道--混合器
　　虽然混合排气效率更高,但是大涵道比涡扇发动机几乎没有采用混合排气的,主要是为了节省重量.另外在现在军用歼击机使用的涡扇发动机上还有加力燃烧室,这也是需要内外涵道气流混合的原因,内涵道气体已经经过一次燃烧,混合外涵道气体可以补充氧气,从而获得更高的加力燃烧温度.
4、其他
　　小涵道比发动机主要追求高推力和高速,因而多数采用了加力燃烧室,加力燃烧效果主要与温度有关,所以需要消耗大量燃油获得高推力.
　　歼击机使用的小涵道比涡扇发动机还会有可以调节喷口直径的调节片,从而控制喷气的流速,进一步改进即为推力矢量技术,可以控制喷气的方向.
5、说明

　　由于问题比较笼统,每一款发动机都有与其他发动机的区别之处,不能很详细的说清每种发动机的区别.关于涡轮风扇发动机不同分类所造成的结构区别,如单转子与多转子、轴流式压气机与离心式压气机、环管形燃烧室和环形燃烧室,不应属于大小涵道比涡扇发动机的区别,在这里就不详细描述了,