航空发动机简述

涡轮发动机制作：何学康收集资料：王永亮主讲人：陈延人1/31/20231

发动机是飞机上的动力装置。自从人类尝试进行有翼飞行器飞行以来，经历了无数次失败，只是在使用了活塞式内燃机以后，才在20世纪初把第一架飞机送上蓝天。二战后,由于喷气发动机的迅速发展,活塞式发动机逐渐被淘汰。20世纪60年代，由于涡扇发动机的问世，大大降低了耗油率，才有可能设计制造成大型喷气飞机，大幅度提高载重量和航程。燃气涡轮发动机大大提高了战斗机的性能，使其飞行速度达到2倍以上的音速。直到现在还被广泛应用于各种类型的飞机上。1/31/20232航空发动机的作用航空发动机是航空器飞行的动力，也是航空事业发展的推动力；航空发动机是飞机性能、可靠性和成本的决定性因素；航空发动机的发展对冶金、机械、电子、仪表等行业的发展具有重要的带动和促进作用。1/31/20233

航空发动机研究工作的特点技术难度大一台发动机内有十几个部件和系统及数万个零件研制一种新的发动机需要1万小时的整机试验和10万小时的部件和系统试验。周期长先进发动机的研制周期为9-15年，F119从1986年开始到2005年投入使用，前后达19年。费用高F119的研制费用超过20亿美元；发动机的研究和发展费用占航空总费用的1/4。1/31/20234军用发动机设计要求A性能要求，包括地面台架性能和空中飞行性能（推力和耗油率）、起动性能、加减速性能、引气量、功率提取和过载；B适用性要求，包括发动机在飞行包线内稳定工作和油门杆使用不受限制，加力接通、切断不受限制，飞行状态变化、极限机动状态等时的发动机稳定工作；C结构和安装要求，包括安装节位置、外廓尺寸、重量和重心位置；

D可靠性要求包括发动机寿命和工作循环、发动机各状态连续工作时间和平均故障时间；

E维修性要求，包括发动机外场可更换件的更换时间、每飞行小时的平均维修工时和更换发动机时间等；

F其他要求，如满足飞机隐身要求的红外信号和雷达反射特性以及飞行控制的矢量推力。1/31/20235航空发动机分类：在过去的一个航空百年里，人类所使用的主要的航空发动机，可分为两大类:1、活塞式发动机冷却方式（液冷式、气冷式）。气缸排列方式(星形、V形、直列式、对列式、X形)2、空气喷气式发动机无压气机（冲压式发动机、脉动式发动机）。有压气机（涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、浆扇发动机）。1/31/202361/31/20237

燃气涡轮发动机的基本机理---喷气推进原理：喷气推进是牛顿第三定律（作用在物体上的每一个力都有一方向相反大小相等的反作用力）的实际应用。喷气式飞机飞行时，它向后高速喷出大量气体，这表明发动机对喷出的气体作用了“力”。根据牛顿第三定律（就飞机推进而言，“物体”是通过发动机时受到加速的大气中的空气），该高速气体也必然会给发动机一个大小相等方向相反的反作用力，使飞机向前运动。高速喷出的气体给发动机的这一反作用力，就称为喷气发动机的推力，喷出的气体越多，速度越大，所产生的推力也就越大。1/31/20238使用最广泛的燃气涡轮发动机：加力的涡喷发动机加力的涡扇发动机燃气涡轮发动机的共同特点：获得高温高压燃气；利用着部分燃气产生推力或机械功（在尾喷管内继续膨胀，高速喷出产生推力；或者在后续涡轮内继续膨胀获得机械功，带动风扇、螺浆或其它装置）

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1、WP主要部件：进气装置、压气机，燃烧室，燃气涡轮，尾喷管,(加力燃烧室)特点：(1)涡轮只带动压气机压缩空气。(2)发动机的全部推力来自高速喷出的燃气所产生的反作用力。2、WS主要部件：风扇、外涵道、内涵道（压气机、燃烧室、涡轮），尾喷管特点：发动机的推力是内外涵道气流反作用力的总和。涵道比（流量比）：外、内涵道空气流量之比。1/31/202310进气道进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波（shockwave，又称震波），空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。压气机压气机由定子（stator）页片与转子（rotor）页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。燃烧室燃烧室由外壳（套）、火焰筒、喷（油）嘴、涡流器、点火装置等组成。由压气机扩散段出来的高压空气分成两股：一股（约占1/4～2/5）进入火焰筒前部，与喷嘴喷出来的燃油混合形成油气混合气，经点火装置点火后燃烧。另一股（占3/4～3/5）从火焰筒与外套间流过，对火焰筒壁面进行冷却，然后进入火焰筒与高温燃气掺混，使燃气温度降低，达到涡轮所要求的温度。通常要求燃烧室具有燃烧稳定、燃烧效率高、点火范围宽、流动阻力小以及结构简单、尺寸小、安全可靠和寿命长等特性涡轮构造上与轴流式压缩机相似，同样是一组定子与一组转子合称为一级。涡轮叶片与螺旋桨及飞机机翼相似，气流流过时产生作用力，对转子叶片作功而使其转动，而能将气流的能量转换成机械能输出，因此气流在通过涡轮后，温度与压力都会下降喷管喷管（nozzle，或称喷嘴）的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。推力矢量技术能让发动机推力的一部分变成操纵力，代替或部分代替操纵面，从而大大减少了雷达反射面积；不管迎角多大和飞行速度多低，飞机都可利用这部分操纵力进行操纵，这就增加了飞机的可操纵性。WS10WS-10A的研制分为三个阶段实：第一阶段：1999年初～2002年末完成完成了三大核心部件的修改、完善以及核心机的工程设计和试制,并进行三大高压部件匹配技术、亦即核心机的设计试验研究，2001年5月核心机首次试验,对核心机进行了大量的地面和高空性能试验,对可靠性与耐久性方面的进行大量试验,大幅度的提高热端部件寿命,第二阶段：2002年末－2003年第三季度,完成了验证机设计与验证工作,第三阶段：2003年国庆节后～2006年11月为原型机研制时期,原形机研制经过两个阶段,一是FRET(飞行