固定翼无人机技术-航空燃气涡轮动力装置

航空燃气涡轮动力装置

航空燃气涡轮动力装置14.1

基本原理燃气涡轮发动机概述涡喷推力产生原理工作过程主流航空燃气涡轮发动机类型

主流航空燃气涡轮发动机均有压气机增压，类型可分为涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机等类型。涡轮喷气发动机

涡轮发动机中的涡轮喷气发动机简称为涡喷发动机（TurbojetEngine，简称涡喷发动机），如图所示。涡喷发动机是最基础的航空燃气涡轮发动机，除压气机、涡轮和燃烧室外，涡喷发动机主要部件还包括进气道和尾喷管，形成了从能量转化到推力产生的完整装置，因此涡喷发动机既是热机又是推进器。

1.进气道；2.压气机；3.燃烧室；涡轮；5.尾喷管。涡喷推力产生原理

涡喷发动机的推力是发动机内外气体在各个部件表面上作用力的合力。但是，气体在各个部件上作用力的轴向分力并不都是与推力方向相同的（如图）。单轴涡轮喷气发动机气流参数变化

涡喷发动机工作过程中，空气流经发动机各个部件，直至变成燃气从尾喷管喷出。该过程持续不断进行，空气状态和参数也在不断变化，单轴涡喷发动机中气流速度c、压力p和温度T的变化示意图如图所示。涡轮喷气发动机和活塞发动机对比

为了分析方便，对涡喷发动机各个部件进、出口截面进行了划分，如图所示，截面编号也是称发动机的站位（station）。空气流经发动机各个截面变化过程如下。14.2

涡轮喷气发动机构造部件原理与结构涡喷发动机整体结构进气道

进气道的功能是在损失尽量小的前提下将空气减速、增压并引入到压气机。进气道按照飞行条件不同可以分为亚声速进气道和超声速进气道，如图所示。图中0为自由大气状态，2为进气道出口截面，飞行过程中该截面相对0截面速度降低，压力增加。典型进气道

典型的亚声速进气道和超声速进气道如图所示。民航客机所用的亚声速进气道一般为不可以调节的简单扩张通道。根据飞行的需要，亚声速进气道唇口蒙皮内还设计有防冰所用的热空气、电加热装置。压气机

压气机主要功能是将经过进气道的空气进一步压缩，提升压力和温度，便于在涡轮和尾喷管中的膨胀做功。压气机是航空燃气轮机中数量最多的叶轮机械，按照气流方向和工作原理不同，压气机可以分为轴流式压气机和离心式压气机两个基本类型，有的航空燃气轮机还使用由轴流和离心压气机组成的混合压气机，如图所示。

1.轴流式压气机；2.离心式压气机；3.轴流涡轮。轴流式压气机

轴流压气机中空气流动方向和压气机旋转轴方向基本一致，气流通道由间隔排列的转子叶片以及对应的静子叶片构成，如图所示，“一排转子叶片＋一排静子叶片”构成一级，每一级压气机中“转子在前，静子在后”。

1.压气机转子叶片；2.压气机静子叶片；3.同步作动环。压气机转子

压气机转子基本都为图中的盘鼓式结构。叶片安装在轮盘上，由盘承受巨大的离心载荷，盘和盘由鼓式结构连结为鼓筒，获得较大的刚度并有利于传递扭矩。整个盘-鼓式结构构成相对独立的压气机转子，并和对应的涡轮轴相连接。

1.轮鼓结构；2.轮盘结构。压气机静子

压气机静子主要载荷为气动力，一般采用将叶片直接装配到机匣上的结构形式。为便于和转子的配合和装配，静子多采用分级结构或对开机匣结构形式。轴流压气机为了提高发动机工作裕度避免喘振，还常设置有放气结构和可调静子结构，如图为典型的对开机匣上和可调静子。双转子轴流式压气机

双转子轴流式压气机由低压压气机和高压压气机组成，如图所示。发动机启动后，低压压气机的速度由N1涡轮叶轮调节；高压压气机由N2涡轮叶轮调节。离心压气机

离心压气机主要包含叶轮和对气流减速增压的扩压器，如图。空气流动方向沿叶轮径向向外，并随叶轮作高速旋转，其切线速度将不断增加；气体所受离心力不断提高其压力，由这两方面因素共同作用，离心压气机一级的级增压能力（4～6）相对轴流压气机大得多。现代离心压气机最高级增压比已超过10。离心压气机

离心压气机主要包括进气装置、离心叶轮、扩压器以及包容这些部件的机匣等结构，如图所示。离心压气机整体结构相比轴流压气机简单，高速叶轮常采用整体叶轮形式，工艺性也较好。随离心压气机性能的提高，叶轮多采用大小叶片技术，并具有和高速叶轮配合使用超声速扩压器。燃烧室中的流动过程

燃烧室中的流动过程如图所示，由于压气机来流空气速度较高，高达100～180m/s。为了不让燃油火焰被吹走，必须在燃烧室中创造出一个低轴向速度的区域，保证火焰在整个推力范围内燃烧。分管燃烧室

分管燃烧室由多个（一般是8～16个）单管燃烧室组成（如图）。它们之间靠联焰管连接，起传播火焰和均压的作用。每一个单管燃烧室均有一个火焰筒，围绕它的是机匣。单管燃烧室

单管燃烧室包括内外机匣、扩压器、火焰筒、燃油喷嘴、点火器等构件，如图所示。其中火焰筒是组织气流燃烧的关键部件，为多孔的筒状薄壁结构。其头部安装有叶轮状的旋流器，燃油喷嘴安装在旋流器中心，点火器常用高能电点火装置并安装在火焰筒头部利于点火的部位，如图所示。联管燃烧室

典型的联管燃烧室如图所示，可以看出，联管燃烧室也是有单独的火焰筒。但是这些火焰筒被包容在一个共同的环形通道里。联管燃烧室的优点是结构比较紧凑，外壳可传递扭矩，因而有利于减轻发动机的结构重量，而它的火焰筒与单管燃烧室相似，因而对设计调试仍较方便。环形燃烧室

典型的环形燃烧室如图所示，它是由四个同心的圆筒组成，最内、最外的两个圆筒为燃烧室的内、外壳体，中间两个圆筒所形成的通道为火焰筒。火焰筒的头部装有一圈燃油喷嘴和火焰稳定装置。涡轮工作原理

涡轮工作原理如图所示，涡轮静子、转子通常也称为导向器和工作轮。和压气机逆压流动条件不同，燃气在涡轮中是顺压流动。在导向器中燃气膨胀，温度压力降低，燃气获得极大的速度。涡轮整体结构和涡轮转子

涡轮是发动机中的高温、旋转叶轮部件，因此结构围绕在高温下高转速工作设计，如图所示。发动机的涡轮导向器一般为空心结构，以便于通过冷空气进行冷却，此外也便于在其中布置各种支撑承力结构。涡轮转子叶片，尤其工作温度较高的高压涡轮叶片也是空心结构，采用空气进行冷却，提高工作温度。涡扇发动机的高压涡轮转子结构

由于涡轮级数大大少于轴流压气机级数，涡轮转子较短，因此直接采用盘+轴的结构形式。叶片直接安装于盘上，盘通过一定的形式和轴相连，并通过轴驱动压气机。如图所示CFM56的转子结构。为了限制从涡轮叶片向轮盘的热传导，每级轮盘的两面都通有冷却空气。涡扇发动机的高压涡轮转子结构

转子叶片仍然是由叶身和榫头组成，但涡轮多使用的是枞树形榫头，主要是其具有受热后可以自由膨胀，传热性要好的优点，如图所示。涡轮导向器和涡轮转子叶片的冷却通道

由于燃气温度高，涡轮部件必须冷却，这样既可以增加涡轮部件的寿命，又可以间接提升涡轮效率。在涡轮中，需要冷却的部件有导向器、榫头以及转子叶片。涡轮导向器叶片和转子叶片内部一般被设计成复杂的冷却通道，如图所示。构成核心机的三大部件

燃气轮机的高压转子部分（高压压气机、燃烧室和高压涡轮）称为核心机（Coreengine）（如图），核心机可以作为燃气发生器。但是在双轴燃气轮机中的燃气发生器是核心机加上低压压气机和低压涡轮。因此，核心机与燃气发生器是两个不同的概念。尾喷管工作原理

涡喷发动机的尾喷管主要功能是将燃气加速排出，产生推力。尾喷管具有二维与轴对称、管道与塞式、对称与非对称等不同形式，但从气动工作原理来讲主要分为收敛喷管（convergentnozzles）和收扩喷管（也称拉瓦尔喷管，Lavalnozzle）两大类，如图所示。

收敛喷管收扩喷管尾喷管（收敛）

最简单的尾喷管形式是由排气管和喷口两部分来组成的，如图所示，排气管位于涡轮与喷口之间。使从涡轮出来的燃气从环形通道过渡到实心通道，为了避免涡轮盘后的涡流损失，而要增加整流锥。整流锥靠整流支板固定在排气管内。采用收扩尾喷管的涡扇发动机

除涡轴发动机外，航空涡轮发动机的尾喷管都是排出和加速燃气的部件，对于涡喷、低涵道比的混合排气涡扇发动机、涡桨发动机而言，具有统一的尾喷管排出发动机所有燃气，涡喷发动机有收敛尾喷管和收扩尾喷管等类型（图14-28为采用收扩尾喷管的涡扇发动机）。带有锯齿边缘的分别排气涡扇发动机喷管

高涵道涡扇发动机采用了大尺寸的涵道风扇，并采用内涵和外涵道分别排气的形式。因此采用的是同心的两个收敛尾喷管，如图。涡喷发动机转子的连接结构

主要是压气机转子和涡轮转子（轴）连接结构，如图中的5。常采用刚性或柔性的联轴器连接压气机和涡轮转子，以保证工作可靠和制造、维修工艺的便捷。

1.压气机机匣；2.主安装节；3.推力轴承；4.燃烧室机匣；5.联轴器；6.滑动轴承；7.涡轮机匣；8.辅助安装节涡喷发动机转子的支撑结构

低压轴往往比较长，需要多个支点。此外多转子发动机的高压轴往往还驱动发动机的各种功能附件，启动过程中高压转子还被启动机带动，因此有各种传动机构，典型的多转子的连接和支撑如图所示。静子传力结构

转子的力传递到轴承最后传给发动机静子机匣，其他部件的力也将通过压气机、燃烧室、涡轮等机匣传递给外机匣。外机匣再通过安装节点传递给飞机。为保证各个部件传递力路径尽可能短，主传力安装点一般在发动机压气机后部，并设置若干辅助安装点。发动机最终通过安装节点安装到飞机上，如图。14.3

典型燃气涡轮发动机涡轮风扇发动机涡轮螺旋桨发动机涡轮轴发动机涡轮风扇发动机

1.风扇；2.高压压气机；3.外涵道；4.混合器

1.风扇；2.中压压气机；3.外涵道；4.高压压气机涡扇发动机基本工作原理（1）对排气方式的影响低涵道比涡扇发动机，单位质量的外涵道气流可以获得更多的能量，因此低涵道比对应着高的外涵道增压比，风扇的级数较多。一般当涵道比小于1时，外涵气流压力高，可以通过混合器流入内涵，利用内涵气流加热，并通过同一尾喷管排出，获得更大的单位推力水平。（2）对发动机性能的影响涡扇发动机利用质量附加原理改善发动机的推力和经济性，因此涡扇发动机的涵道比对发动机性能有直接影响。为此将涵道比超过4的涡扇发动机称为高涵道比涡扇发动机，小于4的称为低涵道比涡扇发动机。常见典型涡扇发动机

高涵道比分别排气涡扇发动机（CFM56）

低涵道比混合排气涡扇发动机（F110）涡扇发动机构造

民航客机采用的大推力高涵道涡扇发动机对应着高的空气流量和大的风扇尺寸，为减轻重量风扇均为无进口导流叶片的宽叶片，并广泛采用高性能轻质合金、复合材料、空心结构作为叶片材料，以减轻重量并提高气动性能（如图）。发动机部件匹配工作

高涵道涡扇发动机一般为多转子设计，如图为三转子涡扇发动机的转子，但这会增加发动机轴系复杂性和支撑结构的设计难度。双转子的高涵道发动机往往将图中1和2号转子合并，并增加低压涡轮尺寸，保证核心机效率，并缓解涡轮和风扇之间工作转速的矛盾。涡轮螺旋桨发动机工作原理

因为螺旋桨的尺寸远大于涡桨发动机压气机、涡轮的尺寸，螺旋桨的转速远低于发动机转子的转速，因此减速器是涡桨发动机必不可少的部件，如图所示。涡轮螺旋桨发动机结构特点

涡桨发动机部件和总体结构和涡喷、涡扇类似。但根据涡轮和压气机、螺旋桨的关系不同，发动机涡轮中可能包含自由涡轮，如图所示。自由涡轮、减速器和螺旋桨构成一个单独的功率输出转子，与压气机之间没有机械关系也没有能量关联。

单转子涡桨发动机（上）和带自由涡轮涡桨发动机（下）涡轮轴发动机工作原理

涡轴发动机产生轴功的部件工作原理如图所示。除空气流量特别小的发动机外，涡轴发动机一般设置自由涡轮，也称为动力涡轮，主要向减速器输出轴功。其他涡轮带动压气机，通过压缩、加热、膨胀的过程形成推动自由涡轮的燃气，也叫燃气涡轮。1.轴流式低压压气机；2.离心式高压气机；3.燃烧室；4.高压燃气涡轮；5.低压燃气涡轮；6.自由涡轮。涡轮轴发动机结构特点

使用涡轴发动机的直升机飞行速度基本在100m/s以下，来流动能相对小，涡轴发动机的进气道减速增压需求不大；直升机飞行高度低，吸入各种外来物的可能性大大增加，为此直升机进气道具有图中所示的防护网，或者粒子分离装置。涡轴发动机的尾喷管

涡轴发动机的尾喷管多采用扩张型的排气通道，如图，这可以减小涡轮后的压力，有利于涡轮输出更多的功。此外，直升机飞行高度低，容易被各种红外制导武器攻击，武装直升机、军用运输直升机排气装置都安装有红外抑制装置，降低被攻击的概率。涡轴发动机的减速器

典型的涡轴发动机的机内减速器如图（上），机内减速器转速高，齿轮为高速齿轮，尺寸相对小，减速器和发动机共用滑油系统。图（下）为机外主减速器，较为笨重，也需要额外的滑油系统。直升机旋翼调节机构

直升机旋翼也有类似涡桨发动机螺旋桨的桨距调节器，如图，该装置较为复杂，可以实现旋翼桨叶角度和整个旋翼倾角的调节。桨叶角度不同，旋翼需要的功率不同，由此和发动机自由涡轮功率匹配，保持旋翼转速不变。14.4

性能指标与特性喷气式发动机推力计算航空燃气涡轮发动机经济性指标发动机性能影响因素分析航空燃气涡轮发动机稳态特性喷气式发动机推力计算

进入发动机的空气流量为Wa，按照上图，采用动量定理可以推导出发动机推力为：

其中W9、c9分别为9截面的燃气流量和速度。忽略燃油流量，有。

如果燃气在尾喷管中完全膨胀，有，因此发动机的推力可以简化为：

可见增加排气速度和流量是增加航空燃气涡轮发动机推力最直接的手段。喷气式发动机推力计算

发动机在工作期间，其进气道和尾喷管周围存在很多危险区域，会对人员和设备造成直接伤害。发动机地面试车时的危险区域可以分为进气道危险区、排气危险区和噪声危险区。波音737-300/400的CFM56-3C发动机在地面慢车状态的危险区域如图中阴影部分所示。推力相关指标通常将航空燃气涡轮发动机的推力表示为：。推力的常用单位包括：N、kN或daN（10N）。

推质比是航空发动机推力和发动机质量的比，是衡量发动机性能的重要指标：单位推力定义为流过航空发动机单位质量的空气流量所产生的推力：1.推力2.推质比/推重比3.单位推力航空燃气涡轮发动机效率式中，为发动机单位质量空气获得的循环功，为对应单位循环功的燃料完全燃烧所能释放的热。

作为热机将热能转化为循环功，作为推进器还将循环功转化为推进功，推进效率主要衡量这种转化的有效性。以发动机为核心的推进系统总效率为热效率和推进效率之积。1.热效率2.推进效率3.总效率耗油率

工程上直接以发动机的单位推力油耗来表征发动机的总效率。发动机的耗油率是衡量发动机经济性的重要指标。若单位时间发动机消耗燃油为，产生的推力为，则单位燃油消耗率（specificfuelconsumption，简称sfc）定义为：推力影响因素01发动机来流总压02发动机来流总温03大气密度04发动机转速发动机转速增加，压气机抽吸空气并进行压缩的能力增加，发动机流量增加。进入进气道空气的总压越高，空气流通能力越强，发动机的空气流量越大。空气总温越高，密度越小，同时对高温空气压气机难于压缩，因此发动机流量会减小。空气密度越小，流经发动机的空气流量越小。耗油率影响因素（1）推进效率推进效率由排气速度和飞行速度决定，二者相差越小，推进效率越高。（2）热效率发动机热效率的决定因素较多。主要的外部条件是来流温度，温度越高空气难于压缩，压气机部件效率降低，发动机热效率降低。航空燃气涡轮发动机-速度特性

在给定的油门杆位置、飞行高度、大气条件和调节规律下，推力和耗油率等参数随飞行马赫数的变化关系称为发动机速度特性。典型的涡喷发动机、低涵道比涡扇发动机、高涵道比涡扇发动机速度特性如图所示。航空燃气涡轮发动机-高度特性

在给定的油门杆位置、飞行马赫数、大气条件和调节规律下，推力和耗油率等参数随飞行高度的变化关系称为高度特性；不同类型的燃气涡轮发动机高度特性基本一致。航空燃气涡轮发动机-发动机节流特性最大工作状态额定状态最大连续工作状态巡航状态慢车状态

此时发动机工作于最大允许条件，转速最大，推力最大。可连续工作的时间一般都有限制。

此时发动机转速小于最大状态，推力为90~95%左右。可连续工作的时间长于最大状态，对发动机寿命的影响也小于最大状态

当推力为最大工作状态推力的85%左右时，为发动机的最大连续工作状态。

当推力为最大工作状态推力的60%左右时，为发动机巡航状态，具有最好的经济性，使用时间不限。

慢车状态是发动机的最小推力状态，也是维持发动机自持工作的最小转速状态，一般为推力为最大推力的5%左右。典型涡喷发动机节流特性

如图给出了典型涡喷发动机的节流状态和节流特性。随转速的增加，发动机的推力一直增加。14.5

燃气涡轮发动机工作系统空气系统燃油系统启动点火系统润滑系统辅助动力装置空气系统-冷却与封严

发动机内部空气气流的主要任务是内部封严、压力平衡和内部冷却，主要气流的流向如图示。空气系统-发动机防喘

可调静子叶片机构是根据发动机状态控制静子叶片的角度，主要由可调静子叶片、摇臂、同步（联动）环、作动筒和控制器等组成，如图所示。空气系统-发动机防冰

防冰用的热空气一般来自高压压气机，经防冰调节活门和供气管路送到防冰部位，如图所示。进口整流罩防冰系统用过的空气可以排入压气机进口或排出机外。调节活门一般由飞机防冰探测系统的信号自动作动，管道上可有压力、温度传感器监视防冰热空气的温度和压力，一旦超限，传感器便给出信号。燃油系统

发动机燃油系统是从飞机燃油系统将燃油供到发动机的燃油泵开始，一直到燃油从燃烧室喷嘴喷出，CFM56-3涡扇发动机燃油系统如图所示。这中间除燃油泵外还有燃油/滑油热交换器、燃油滤、燃油控制器、燃油流量计、燃油总管和燃油喷嘴等。燃油系统组成

系统包含：有低压和高压元件的两级燃油泵、液力组件，滑油/燃油热交换器、FADEC控制、IDG滑油散热器、伺服机构燃油加热器、回油活门、燃油过滤器、燃油流量传感器、20双圆锥体喷嘴（16标准和4主喷嘴）和燃烧器分级活门（如图）。启动系统

电动启动机主要用于涡轮螺旋桨、小型喷气发动机和辅助动力装置上。电动启动机就是一台直流电动马达，使用、维护方便，尺寸小，易使启动过程自动化。如图所示为一种电动启动机，它通过减速齿轮、棘轮机构或离合器与发动机连接，当发动机达到自维持转速后能自动脱机。空气涡轮启动机

空气涡轮启动机用于大多数商用和某些军用喷气发动机，由单级涡轮，减速器，离合器和传动轴等组成，如图所示。空气涡轮启动机具有重量轻、扭矩大、结构简单的优点。但是空气涡轮启动机工作时需要有气源，它的可用气源有：地面气源，机上辅助动力装置的引气和已启动的发动机的引气，因此它不单独启动。启动系统

根据使用的低压电源不同，点火激励器分为直流点火器和交流点火器两种。典型的直流断续器控制的装置有一个感应线圈，如图所示，由断续器机构操作，通过高压整流器给储能电容器充电。交流点火器

交流点火器接受交流电，通过变压器和整流器对电容器充电。当电容器的电压等于