减推力起飞分析
学生：王迪 辅导老师：周长春
摘要已禁用ime
本文主要阐述了推力产生的原理和减推力起飞的原理，介绍了使用减推力起飞的目的和意义，使用条件和方法以及减推力起飞的安全性分析。并介绍了实施减推力起飞过程中的注意事项。
关键词:发动机 减推力起飞 涡轮前温度T3* 假设温度 评述
Reduced Thrust Takeoff
Author: Wang Di Instructor: Zhou Changchun
Abstract:
The main content of this thesis is about the theory of reduced thrust takeoff. The purpo, safety and the method of reduced thrust takeoff is also discusd. What we should pay attention to during reduced thrust takeoff is also mentioned in the thesis.
Key words: engine, reduced thrust takeoff , T3* , flexible temperature ,
summarization
引 言
随着全球经济一体化进程的突飞猛进，国际航空业也正以每年5-6%的增幅飞速发展，“降低运营成本，提高经济效益”已日益被各国航空企业所关注。除了企业机制、经营管理等方面以外，在航空器的使用上，也被给予了高度重视。
在目前的航空运输市场上，公司众多，竞争日益激烈，而大部分航空公司运营状况都不是很好。据统计2000年的上座率只能达到60-70%。在这种情况下降低成本，提高经济性就必然被各航空公司所重视。实际飞行中，由于航线较短或由于客源和货源问题，实际起飞重量可能小于最大起飞重量，若仍以最大起飞推力起飞，虽然安全但不经济。而且对发动
机热端部件的损伤是较大的。因为发动机在大载荷下长时间工作，其可靠性和使用寿命都将受到影响，发动机的维护费用必将增高，为了延长其使用寿命，降低维护费用，以及减少油耗和环境污染，在条件适宜时有必要选择较小的起飞功率起飞，这种方法就是“减推力起飞”。使用减推力起飞可以有效降低T3*，从而减轻发动机的负荷，延长发动机寿命。不仅如此，采用减推力起飞还可以降低起飞噪音和燃油消耗。这对公司效益的提高有着很大帮助。
1 使用减推力起飞的目的、意义
1.1 采用减推力起飞可以降低T3*，延长发动机寿命
因为涡轮叶片在高温条件下高速旋转，工作环境极其恶劣，所以，保证涡轮的安全工作是确保发动机的使用寿命和飞行安全的重要任务。由于金属材料的强度随温度升高而降低，所以T3*决定了热端部件的寿命即涡轮的寿命。因此T3*对发动机的寿命有着重要的影响。当T3*较高时，涡轮叶片材料强度下降，容易损坏。实验证明，高涵道比涡扇发动机推力降低10%，涡轮前温度可降低30℃-40℃，发动机热端部件寿命延长近一倍。由表一可见T3*的下降值。
发动机 型 号 | JT3D—3B | JT3D—7 | JD8D—7 | JT9D | CF6 | RB211—22 |
T3*（℃） | 54-56 | 52 | 41 | 46 | 49 | 43 |
| | | | | | |
表1 推力降低T3*的下降值
除此以外，从大量的故障统计中发现，疲劳蠕变损伤和燃气的交变力对涡轮叶片的影响也是很重要的。发动机在最大状态下工作时，这两种情况对涡轮叶片的危害很大。拿借景抒情的诗句
“蠕变损伤”来说，如发动机在最大状态下起飞时，发动机转速很大，而涡轮叶片承受的离心力与转速平方基本成正比。这样，叶片将承受巨大的离心力，从而叶片将逐渐的伸长、变形。采用减推力起飞能有效抑制这两种情况造成的损伤，延长发动机寿命，降低航材消耗和维护成本。 所以发动机寿命的长短直接影响各航空公司
的利益。采用减推力起飞从另一方面讲就是保障
公司的利益。
使用减推力起飞后可以降低T3*非流动负债，有
效延长发动机寿命，降低发动机停车率
和换发率，减缓发动机性能的恶化。据
日记350字左右波音公司的研究表明，仅减推力起飞就可以减少发动机部件的实际更换成本约40%，加上减推力爬升，可节省更多的成本。从经济角度来看， 降低维护成本带来的效益要比降低油耗带来的效益大的多。 所以，减推力起飞对飞机的经济性有很大的改善和提高。
由图可知，减推力起飞在相同航程情况下，非计划换发率降低。
1.2 采用减推力起飞可以改善飞机的经济性降低燃油消耗
飞机起飞时，燃油消耗是很大的，使用减推力起飞后，发动机进气量减少，所以进入燃烧室的燃油量减少，从而达到省油的目的。
1.3 采用减推力起飞可以减小对环境的污染，主要有噪声和排气污染
目前飞机造成的污染主要有噪声和排气污染。
1.3.1 降低噪声污染
飞机噪声是机场运行的最大环境影响源，而且已经影响到机场的发展。一项针对欧洲机场的最近调查表明，有2/3的机场因噪声及相关问题使经营受到限制，今后5-10年这一数字将上升到80%。由于噪音对人的生理和心理都会产生危害，噪音在世界上已成为一种公害。机场周围的居民和飞行人员，长期生活在噪音环境下，将严重影响其身心健康。国际民航组织和许多国家已制定出机场噪音标准，用来控制噪音的危害程度。
航空燃气涡轮发动机噪音的产生，从根本上来讲源于气流受干扰后产生的震荡，发动机是主要噪音来源。发动机的噪音源主要有：风扇，压气机，涡轮，燃烧室。而对于高涵道比的涡轮风扇发动机而言，在任何状态下涡轮和风扇都是噪音的主要来源。实验表明：随着相对气流速度的加大，所有噪音在不同程度上都有所提高。经理论推导，民航飞机的喷气噪声率与喷气速度的八次方成正比，在空气流量不变的条件下，使用减推力起飞，由于发动机功率减小，流经发动机空气流量也减小，排气速度也就减小了，所以发动机各部件噪声也减小了。
1.3.2 剪刀手简笔画降低排气污染
在发动机排出的废气中，有许多有害物质。主要有CO，NOx，SO2和碳微粒。它们是人类某些疾病的主要病源。尤其是NOx，将破坏大气中的臭氧层结构，使大气层对太阳有害射线的屏蔽作用降低，从而危害人类的健康。因为NOx和炭微粒生成的主要条件是高温、高压，所以发动机在起飞状态时它们的含量最高。如果使用减推力起飞，则可有效降低燃烧室的温度和压强，以更合理的油气混合比和燃烧程度，更适宜的发动机工作温度有效的控制NOx和炭微粒的生成，减少发动机有害气体的排出，降低对环境的污染。
2 减推力起飞的使用条件:
使用减推力起飞对发动机本身的性能要求需要有较大的推力富余，如高涵道比的涡扇发动机。在非高原高温机场，当飞机本身的性能良好，机场跑道较长又没有污染，净空条件良好的基础上都可以采用减推力起飞。
3 减推力起飞的原理及工作情况简介
3.1 发动机工作时，空气首先由进气道进入压气机，经压气机压缩后，气体压力得到极大提高，随即进入燃烧室，和从喷嘴喷出的燃油混合，并进行连续不断的燃烧，使燃油释放出热能，气体温度大大提高。燃烧后形成的燃气流入涡轮并进行膨胀，涡轮便在高温、高压气体推动下而旋转，从而带动压气机旋转。燃气经涡轮最后进入喷管，继续膨胀，并将部分热能转换成动能，从喷口高速喷出。通过气体对发动机的反作用，而产生推力。
3.2 发动机推力的表征参数
对涡喷和涡扇发动机而言，发动机推力是发动机的最主要性能参数。发动机的推力只能在地面发动机试车台架上准确测出。实际飞机上工作的发动机产生的巨大推力，通过发动机架传递给飞机，提供给飞机推进力，所以，此时发动机推力无法准确测出，只能通过发动机的工作参数来间接表征发动机推力大小。目前，用来表征发动机推力的基本参数有：发动机转速n和发动机压力比EPR。
3.2.1 发动机转速n
当油门前推时，进入燃烧室的燃油量增加，涡轮前温度增加，涡轮功增加，发动机转速增
加，压气机增压比增加，进入发动机的空气流量增加；同时，燃气的膨胀能力增强，有更多的能量在喷管中转换成气体的动能，排气速度增加。所以，发动机推力随着发动机转速的增加而增大，发动机转速是影响发动机推力的最主要参数。这样，就可以通过测量发动机转速的大小来反映发动机此时推力的大小。
由于发动机转速容易测量，测量精度也较高；同时，发动机转速不仅是影响发动机推力的最主要参数，而且还可以较为全面地反映发动机承受的各种负荷的大小，反映发动机的强度和发动机状态，所以，目前许多发动机常用发动机转速来表征发动机推力大小，并作为推力设置的最基本参数。
高涵道涡轮风扇发动机，由于发动机推力主要由外涵风扇产生，所以常用发动机低压转子转速N1（即：风扇转速），来表征发动机推力大小。
3.2.2 发动机压力比EPR
发动机压力比EPR是指涡轮出口总压P4*与压气机进口总压P1*之比，即：EPR=P4*/P1*
发动机压力比EPR描述了气体在发动机内获得的总压增量。EPR越高，气体在发动机内获
得的机械能增量越大，气体在喷管内膨胀能力越强，排气速度越高，发动机推力越大。所以，发动机EPR值可以反映发动机推力的大小，并且当发动机转速一定时，其它因素的变化对推力的影响，也可以通过EPR值反映出来。因而，发动机压力比EPR可以更为准确反映发动机推力的变化。目前，许多涡轮风扇发动机采用发动机压力比来表征发动机推力大小，并作为推力设置的最基本参数。
推力主要要受到温度、大气压力等的影响。尤其是温度
R/R0=（T0/T）2
3.3 全发起飞性能及有关概念
减推力起飞的安全性和可行性取决于该方式是否符合全发起飞性能中FAR的各项限制，为便于后文中分析论证，特在此提出全发起飞性能的有关概念。全发起飞性能包括起飞场道性能和起飞航道性能。
3.3.1 起飞场道性能
飞机从静止开始加速滑跑，所有发动机处于起飞推力工作状态，到飞机离地35英尺，速度不小于V2+15海里/小时所经过的距离叫做全发起飞距离，用L起飞表示。实际应用中考虑操作误差以及飞机的性能变化，FAR规定全发起飞所需距离为全发起飞距离的 1.15倍，用L起需表示。全发起飞距离包括起飞滑跑距离和起飞空中距离。
3.3.2 起飞航道性能
A、起飞航道的概念：所谓起飞航道是指飞机从离地35英尺开始到飞机高度不小于1500英尺，速度增加不小于出航爬升速度，完成收起落架，襟翼的阶段。
B、起飞航道上升梯度要求：起飞航道阶段开始于基准零点，在起飞航道阶段上升，飞机重量大，高度低且带有起落架和襟翼，正处于机场周围障碍物上空，因此将该阶段分为四段研究，并提出了不同的上升梯度要求（如下表2）
由此可知，航道Ⅱ段的上升梯度要求较大，因为此时飞机已基本脱离了机场管制区域，场外可能有高大建筑物，应当尽快增加高度，保证安全系数。
161年
| Ⅰ段 | Ⅱ段 | Ⅲ段 | Ⅳ段 |
双发飞机 | 大于0 | 2.4% | 1.2% | 1.2% |
三发飞机 | 0.3% | 2.7% | 1.5% | 1.5% |
四发飞机 mac切换系统 | 0.5% | 3.0% | 1.7% | 瑰洱 1.7% |
| | | | |
（注：表格中所列数据为最小净上升梯度）
