航空科学与技术发展概论教学课件：先进动力技术

1、航空技术发展概论2第一章战斗机技术发展第一节 各代战斗机第二节 先进气动布局技术 第三节 低可探测技术第四节 先进动力技术第五节 先进航空电子技术第四节 先进动力技术4.14.24.3航空发动机的发展历史各类航空发动机航空发动机的未来4.1 航空发动机的发展历史4航空发动机的百年历史大致可分为两个时期： 第一个时期：从莱特兄弟的首次飞行开始到第二次世界大战结束为止。在这个时期内， 活塞式发动机统治了40年左右。第二个时期：从第二次世界大战结束至今。 60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发 动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。4.1 航空发动机的发展历史5活塞式发动机：一种把燃料的热

2、能转化为带动 螺旋桨转动的机械能的发动机。喷气式发动机：可以利用向后喷射高速气流， 直接产生向前的反作用力，来推动飞行器前进。4.1 航空发动机的发展历史6活塞式发动机的发展在二战时达到了顶峰，在 1000米高度上，816km/h是活塞发动机的极限 飞行速度，随着速度的增大，桨尖易产生激波， 发动机效率下降。尽管活塞式发动机有上述致命弱点，但是对于 低速飞机而言，它具有喷气式发动机无可比拟 的优点即效率高，耗油率低，价格低廉，噪音 较小，目前广泛用于小型低速飞机上。4.1 航空发动机的发展历史典型星形 活塞式发 动机74.1 航空发动机的发展历史B-36采用的 R-4360活塞式发动机罗罗公司

3、的 V-12活塞式 发动机84.1 航空发动机的发展历史9燃气涡轮发动机是目前应用最广泛的航空发动 机，具有多种类型。燃气涡轮发动机的核心机由压气机、燃烧室和 涡轮三大部件组成，现代涡轮喷气发动机的推 力由几kN到几百kN。4.1 航空发动机的发展历史燃气涡轮发动机10第四节 先进动力技术4.14.24.3航空发动机的发展历史各类航空发动机航空发动机的未来4.2 各类航空发动机涡喷发动机涡轮螺桨发动机涡扇发动机涡轮桨扇发动机涡轮轴发动机4.2.1 涡喷发动机13简介涡轮喷气发动机，简称涡喷发动机，通常由进 气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。 部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃 烧室

4、。压气机、燃烧室和涡轮称为发动机的核心机。涡轮喷气发动机具有加速快、设计简便等优点， 是较早实用化的喷气发动机类型。4.2.1 涡喷发动机简介20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机 在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破 声障提供足够的推力。144.2.1 涡喷发动机进气道：提供 均匀的气流到 压气机使压气 机有效地工作。压气机：压气机通常由多级组成，每 一级压气机包括一排转子和一排静子。 静子固定在发动机框架上，转子由转 子轴与涡轮相连。转子通过旋转时和 静子的相互作用而对空气增压。燃烧室：燃油和空气混合燃烧，膨胀做功，推动涡轮转动。涡轮机：由燃烧室出来的高温高压燃气驱动。并通过传动

5、轴和压气机相连，带动压气机转动。喷口：将从涡轮流 出的燃气膨胀加速， 向后高速排出，产 生反作用推力。154.2.2 涡轮螺桨发动机16简介涡轮螺桨发动机是一种主要由螺旋桨提供拉力 而燃气提供少量推力的燃气涡轮发动机。螺旋 桨产生的拉力占飞机总推力的主要部分，约为 90% 。涡轮螺桨发动机的主要结构与涡轮喷气发动机 相似，只不过在此基础上增加了减速装臵和螺 旋桨。4.2.2 涡轮螺桨发动机17简介涡轮螺桨发动机与活塞式发动机相比，具有功 率重量大、耗油率低、振动小和高空性能好的 优点。与涡轮喷气发动机相比，涡轮螺桨发动机在低 亚声速飞行时效率较高，耗油率小，经济性能 好。但当飞行速度进一步提高

6、时，螺旋桨叶尖 区出现激波，螺旋桨效率急剧下降，大大降低 了原有的优势。4.2.2 涡轮螺桨发动机涡轮：由燃烧室出来的高温高 压燃气驱动。并通过传动轴与 压气机、螺旋桨相连，带动压 气机和螺旋桨转动。尾喷口：将从 涡轮流出的燃 气膨胀加速， 向后高速排出， 产生反作用推 力。螺旋桨：由涡 轮驱动，螺旋 桨的拉力产生 大部分的推力， 占总推力的 95%左右。结构齿轮箱：用于减速。因为涡轮的转速太快，需要减速齿轮来降低螺旋桨的转速。压气机和燃烧室原理同涡喷发动机。184.2.3 涡扇发动机简介涡扇发动机是在涡轮螺桨发动机的基础上发展 起来的。把螺旋桨的直径大大缩短，增加桨叶 的数目和排数，并将所有

7、的桨叶叶片包在机匣 内。194.2.3 涡扇发动机20简介质量附加原理：在发动机内获得的机械能一定 时，把这个能量传递给空气，当参与推进的空 气质量越大，则发动机的推力也越大。涡扇发动机就是基于上述原理提出的。其结构 是在涡喷发动机的基础上增加了风扇、驱动风 扇的低压涡轮以及外涵道，一部分气流将不经过核心机而直接通过外涵道排出。4.2.3 涡扇发动机风扇：同时具 有螺旋桨和压 缩空气的用途 的作用。外涵道：将风扇压缩的一部分空气内涵道：另一部分空气经过 核心机，带动涡轮、压气机和风扇转动，产生的推力占直接排出，产生的推力涡占扇发动发机动总机工作原理发动机总推力的10%左右。 推力的90%左右。

8、外涵道与内涵道的气流流量之比称为涵道比。涡轮：分为低压涡轮和高压涡 轮。低压涡轮带动风扇转动， 高压涡轮带动压气机转动。喷口：将从 涡轮流出的 燃气膨胀加 速，向后高 速排出，产 生反作用推 力进气道、压气 机和燃烧室原 理同涡喷发动 机214.2.3 涡扇发动机F119-PW-100加力式涡扇 发动机（F-22飞机上使用）224.2.3 涡扇发动机23简介涡扇发动机优点 : 与涡喷发动机相比推力大、 推进效率高、噪音低、燃油消耗率低。涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高 涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，各国研 制出推重比8的涡扇发动机，目前，推重比10

9、 的涡扇发动机已研制成功。4.2.4 涡轮桨扇发动机24简介涡轮桨扇发动机是可用于800km/h以上速度飞 机飞行的一种燃气涡轮螺旋桨风扇发动机，简 称桨扇发动机。这种发动机介于涡轮风扇和涡 轮螺桨发动机之间，产生推力的装臵是桨扇。结合了涡轮螺旋桨发动机耗油率低和涡轮风扇 发动机飞行速度高的优点，其有效涵道比为 2560。4.2.4 涡轮桨扇发动机25简介桨扇发动机的突出优点是推进效率高，而且省 油，桨扇发动机与波音707和DC-9飞机的发动 机相比，可省油60%。4.2.4 涡轮桨扇发动机安-70采用的桨扇发动机26桨扇发动机4.2.5 涡轮轴发动机27简介涡轮轴发动机是现代直升机的主要动力

10、。其结 构与涡轮螺桨发动机很相似。不同的是燃气的 可用能量几乎全部转变成涡轮的轴功率，带动 直升机的旋翼和尾桨旋转，而燃气不提供推力一般装有自由涡轮 (即不带动压气机，专为输 出功率用的涡轮)，而且主要用在直升机和垂直短距起落飞机上。结构4.2.5 涡轮轴发动机压气机、燃烧 室原理同涡喷 发动机普通涡轮：带动 压气机转动喷口：仅排出尾 气，不产生推力自由涡轮：在燃烧室产生的气流带动下输出轴功率。动力轴：传递自由涡轮产生的轴功率，28带动直升机螺旋桨 和尾桨的旋转4.2.5 涡轮轴发动机29简介与活塞发动机相比，涡轮轴发动机主要优点：功率大、质量轻和体积小；没有活塞式发动机的往复运动，振动小、噪

11、 声低；涡轮轴直升机的航程、速度、升限和装载量 上比活塞式直升机大，经济性也更好。缺点：耗油量大。4.2.5 涡轮轴发动机卡-29装的TV3-117涡轴发动机30第四节 先进动力技术4.14.24.3航空发动机的发展历史各类航空发动机航空发动机的未来324.3 航空发动机的未来为满足21世纪各种航空器发展的要求，航空发 达国家从上世纪80年代末开始实施新的涡轮发 动机技术发展计划，其目标是掌握推重比翻一 番、耗油率大幅改善和成本大幅降低的技术。在高超声速推进方面，重点发展超燃冲压发动 机和脉冲爆震发动机，其他一些新概念发动机 和新能源发动机也在探索之中，如开式转子发 动机，以液氢燃料、燃料电池

12、、太阳能等新能 源为动力的发动机。4.3 航空发动机的未来超燃冲压发动机脉冲爆震发动机开式转子发动机4.3.1 超燃冲压发动机34简介超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行 燃烧的冲压发动机。区别于亚燃冲压发动机：冲压发动机燃烧室入 口气流速度为亚声速，燃烧主要在亚声速气流 中进行。超燃冲压发动机属于吸气式喷气发动机类，由 进气道、燃烧室和尾喷管构成，没有压气机和 涡轮等旋转部件。4.3.1 超燃冲压发动机工作原理进气道：高 速迎面气流 经进气道减 速增压。燃烧室：超声速气流在燃烧室与燃料混合燃烧。35喷口：高温燃气经尾 喷管膨胀加速后排出， 从而产生推力。4.3.1 超燃冲压发动机36优点

13、它可以利用大气中的氧气做为氧化剂，所以超 燃冲压发动机在高超声速飞行时，经济性能显 著优于涡喷发动机和火箭发动机。发动机内部没有转动部件，故进气道和发动机 可以设计成任何形状的，因而也不存在高温转 动部件的冷却问题。4.3.1 超燃冲压发动机37优点结构简单，质量小，成本较低。由于不存在涡轮叶片的耐热性限制，所以超燃 冲压发动机燃烧室可以允许更高的燃烧温度， 可以加入更多的能量，获得更大的推力。能源前途广阔，既可用于内部加热的化学燃料 的化学能，原子能等，也可用外部加热的激光 能，太阳能等。4.3.1 超燃冲压发动机38缺点一般的超燃冲压发动机，不能自身起动，需要 助推器加速到一定速度才可工作

14、。飞行速度低时，性能差，效率低。对飞行状态的改变较敏感，当发动机离开设计 点时，性能很快恶化。当在宽马赫数范围内飞行时，要对进气道进行 调节，这样使得进气道结构复杂。4.3.1 超燃冲压发动机39应用超燃冲压发动机与火箭发动机相比无需自带氧 化剂，特别适宜在大气层或跨大气层中长时间 超声速或高超声速动力续航飞行。一般应用于飞行马赫数高于6 的飞行器，如高 超声速巡航导弹、高超声速飞机和空天飞机。4.3.1 超燃冲压发动机应用X-51A“乘波者”404.3.1 超燃冲压发动机研究状况2004年3月27日，美国的X-43A高声速试验飞 机在3 万米高空、Ma7的条件下，启动超燃 冲压发动机，工作时

15、间达10s，飞行试验取得 成功。美国带有超燃冲 压发动机X-43A验 证机414.3.1 超燃冲压发动机研究状况2010年5月26日，美国成功试飞 X-51A “乘波者”飞 行试验机。结果，超燃冲压发动机只工作了140秒，并 未达到预期的300秒时间，飞行器的飞行速度达到了马 赫数5，尚未加速到马赫数6以上。X-51A“乘波者”424.3.1 超燃冲压发动机研究状况2011年6月13日进行的X-51A“乘波者”高超声速飞行 器第二次飞行试验中，由于超燃冲压发动机的进气道 未启动，X-51第二次飞行过早终止，在操纵人员的控 制下，飞行器溅落加利福尼亚沿海。X-51A“乘波者”434.3.1 超燃

16、冲压发动机44关键技术超燃冲压发动机技术涉及到空气动力学、气动 力学、计算流体力学、燃烧学、传热学、材料 学等多学科前沿问题，并相互交叉，是超声速燃烧、结构热防护、发动机/飞行器一体化设计、 地面模拟试验和飞行演示等众多高新技术的集成。4.3.1 超燃冲压发动机45关键技术发动机/飞行器一体化设计技术。高超声速飞行条件下，飞行器的阻力会显著增大。 冲压发动机在飞行器中的合理布局可明显减小阻力， 获得大的升阻比，升阻比会大大影响飞行器的飞行距 离。同时，发动机在飞行器中的布局会影响到飞行器 外形，对进入发动机的气流流量大小、流场品质也有 重要影响。因此，冲压发动机设计中，必须强调和总 体的一体化

17、设计。4.3.1 超燃冲压发动机46关键技术进气道技术。一体化设计要求进气道不仅是飞行器的部件，同 时又是飞行器总体的组成部分，对进气道的要求应是 动力装臵和飞行器两者对它的要求。进气道形式有很 多，典型的超声速进气道有轴对称进气道和二元进气 道等，选择何种进气道和飞行器总体有很大关系。4.3.1 超燃冲压发动机47关键技术燃油供应与控制技术。超燃冲压发动机要求在宽马赫数范围内工作，其 高速度、大空域、机动飞行的特性要求燃油供应系统 具有调节能力，以使发动机获得满意的性能。4.3.1 超燃冲压发动机48关键技术发动机热结构设计、耐热材料。超燃冲压发动机的各部分结构要能承受飞行器高 速飞行时的气

18、动加热及高过载，发动机热结构设计很 关键。比较一致的看法是，必须采用燃料主动冷却的 方法来设计热结构，同时应尽快开展耐热、高强度材 料（如陶瓷、复合材料等）的研制。4.3 航空发动机的未来超燃冲压发动机脉冲爆震发动机开式转子发动机4.3.2 脉冲爆震发动机50简介脉冲爆震发动机（PDE）是一种利用脉冲式爆 震波产生推力的全新概念发动机。脉冲爆震发动机分为吸气式和火箭式。火箭式 与吸气式的主要区别是前者要自带氧化剂。4.3.2 脉冲爆震发动机美国long ez脉冲爆震发动机514.3.2 脉冲爆震发动机结构脉冲爆震发动机一般由进气装臵、爆震燃烧室、 尾喷管、起爆及控制系统等组成。524.3.2

19、脉冲爆震发动机53结构脉冲爆震发动机的结构比较简单，其本身可以 是一根直管，并且横截面形状可以不局限于圆 形。脉冲爆震发动机中主要的运动部件是一个高速 旋转的阀门，这个阀门可以用来控制燃料和氧 化剂进入起爆管和主燃烧室，以及防止爆震燃 烧过程中的倒流。4.3.2 脉冲爆震发动机54工作原理脉冲爆震发动机是利用爆震波使工作流体增压 并进行等容燃烧。爆震波的起爆是通过在起爆 管内用一个和汽车火花塞一样简单的点火装臵 实现的。爆震波可以描述成具有化学反应的强激波，以几 千米每秒的速度向未燃混合物传播，并能产生极高的 燃气压力及燃气温度。4.3.2 脉冲爆震发动机55工作原理起爆后，爆震波从起爆管传入

20、主燃烧室内的可 燃混合物。在爆震燃烧过程中，爆震波向主燃 烧室尾部运动，直到排出主燃烧室。爆震波排出燃烧室后，相应的有一道相位相反 的膨胀波传入燃烧室，从而使燃烧室内的压力 低于环境压力，此时开启阀门可以很容易吸入 用于下一次爆震的燃料和氧化剂，然后脉冲爆 震发动机重复上述循环过程。4.3.2 脉冲爆震发动机工作原理PDE工作 循环示意 图564.3.2 脉冲爆震发动机优点推重比大，可达20 。脉冲爆震发动机的 比冲是所有发动机 中最高的比冲：单位重量流量 的推进剂产生的推力574.3.2 脉冲爆震发动机58优点热循环效率高，比传统喷气发动机的循环效率 高30%-50%。工作范围宽，适用范围广

21、，尤其是因为能分别 以吸气式和火箭式两种模态工作。单位燃料消耗率低，排气污染小。4.3.2 脉冲爆震发动机59缺点爆震冲击力大，振动和噪声相对较大。本身没有供电能力，而且爆震起爆系统在发动 机工作时一直处于周期性工作状态，因此对爆 震起爆系统的可靠性提出了更高的要求。4.3.2 脉冲爆震发动机60关键技术爆震波的起爆。爆震波的起爆方法有两种，直接起爆和间接起爆。 直接起爆能在起爆的瞬间产生爆震波，但要求很高的 起爆能量；间接起爆是一种基于由爆燃向爆震转换的 起爆方法。爆震波的有效起爆是脉冲爆震发动机工作 的关键，目前起爆过程的数值模拟尚不够准确，因此 PDE的发展需要进行大量试验解决起爆问题。

22、4.3.2 脉冲爆震发动机61关键技术燃料与氧化剂的喷射与混合。燃料与氧化剂混合物的可爆震极限通常比燃烧极 限窄。此外，爆震波的性质，传播条件以及起爆所须 能量随燃料氧化剂的比例而迅速变化。因此，为了可 靠的工作，PDE 的燃料与氧化剂的喷射与混合系统必 须保持混合物的浓度在很窄的可爆震范围内。如何解 决两者的喷射和有效混合成为关键课题。4.3.2 脉冲爆震发动机62关键技术进/排气方式。对于吸气式脉冲爆震发动机，如何从周围大气中 吸入新鲜空气作为氧化剂；如何保证爆震起爆时起爆 端是封闭的，特别是在多个爆震起爆管的条件下，实 现各爆震管按一定规律周期性地进气，这些都需要进 行深入的研究4.3 航空发动机的未来超燃冲压发动机脉冲爆震发动机开式转子发动机4.3.3 开式转子发动机简介开式转子发动机采用一对相互反转的风扇，可 以设计为拉动式或推进式。开式转子发动机在 桨扇发动机的基础上改进而成。644.3.3 开式转子发动机结构开式转子发动机654.3.3 开式转子发动机66优点燃油效率非常高，比常规发动机高25%以上；取消了笨重、带来阻力的短舱，减小了阻力；由于燃油效率高，可以大大减少二氧化碳的排 放量。4.3.3 开式转子发动机优点三种形式发动机风扇增压比与推进效率比较674.3.3 开式转子发动机68