航空发动机总资料

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1、第第 1 章章概论概论航空发动机可以分为活塞式发动机活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷空气喷 气发动机气发动机两大类型。P3空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲不带压气机的冲 压喷气发动机压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能 不好，适用于靶弹和巡航导弹靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机 WP，涡轮涡轮 螺旋桨发动机螺旋桨发动机 WJ,涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机 WS,涡轮轴发动机涡轮轴发动机 WZ，涡轮桨扇发动机涡轮桨扇发动机 JS。 在航空器上应用还有火箭发动机火箭发

2、动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过， 也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（、脉冲喷气发动机（用于低速靶机低速靶机和 航模飞机）航模飞机）和航空电动机（航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。高空长航时的轻型飞机）。P4燃气涡轮发动机燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管尾喷管等主要部 件组成。由压气机压气机、燃烧室燃烧室和驱动压气机的涡轮驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器燃气发生器，它 不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和 涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气

3、发生器出口燃气 可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的 机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能 85%90% 用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机涡桨发动机；将获得的机械能的 90%以上转换为轴功率 输出，就是涡轮轴发动机涡轮轴发动机；将小于 50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比小涵道比 涡扇发动机涡扇发动机（涵道比 1:1)；将大于 80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比大涵道比 涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机（涵道比大于 4:1）。P5航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力推力，我国用国际单位制 N 或 dan,1daN=

4、10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工 程制用 Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比）推重比（功重比）， 推重比是推力重量比的简称，即 发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活 塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示， 即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率耗油率， 对于产生推力、的喷气发动机，表示 1daN 推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daNh),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示 1KW功率每小时所消耗的燃油量单位 Kg/

5、(kwh)；4.增压比，增压比，压气机出口总压与进 口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度涡轮前燃气温度， 是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面 处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比涵道比，是涡扇发动机 外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于 1 为小涵道比，大于 4 为大涵道比，大于 1 小于 4 为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般 小于 1，甚至 0.20.3。P89喷气时代（主流）喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从 2 提高到 79，定型投入 使用的达 911，我国到 8。民

6、用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过 50000daN 巡航耗油率从 20 世纪 50 年代涡喷发动机 1.0kg（daN h)-1下降到0.55kg(daN h)-1，噪声下降 20dB,NOX下降 45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从 2Kg/daN 提高到 4.6kW/daN7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍 增，军用发动机空中停车率一般为 0.2/1000EFH0.4/1000EFH（发动机飞行小时） ，民用发动机为 0.002/1000EFH0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达 2000h,民用发动机整机寿命和热端部件寿命达 20000h30000h.

7、P12第第 2 章章典型发动机典型发动机WP5 发动机（单转子）发动机（单转子）：WP5 发动机前身是苏联 BK-1 发动机，是米格 15 比斯、米格 17、歼五、歼 教五和轰五型飞机动力装置，用于吹雪车。主要结构特点：采用离心式压气机离心式压气机 和分管型燃烧室分管型燃烧室。它由单级双面离心式压气机、单级双面离心式压气机、9 个分管燃烧室、单级反应式个分管燃烧室、单级反应式 涡轮、喷管涡轮、喷管和传动机匣传动机匣等主要部件组成；用于歼五和歼教五的 WP5 发动机还有 加力燃烧室加力燃烧室，采用收敛型可调喷口；用于轰五的 WP5 发动机没有加力燃烧室， 采用收敛型固定喷口。此外，还有燃油系统、

8、滑油系统、漏油系统、电气系统燃油系统、滑油系统、漏油系统、电气系统 和灭火装置灭火装置等。发动机最大状态推力 2700daN 增压比 4.36，推重比 3.06，涡轮 前燃气温度 900oC。发动机转子支承在前、中、后 3 个支点上。P14CFM56发动机发动机（波音 737):双转子大涵道比涡轮风扇发动机双转子大涵道比涡轮风扇发动机CFM556-3 专为波音 737 系列飞机设计，主要用于 B737-300、B737- 400、B737-500 等飞机上。CFM56-3 发动机的低压转子低压转子由一级风扇一级风扇及 3 级低压级低压 压气机压气机和 4 级低压涡轮级低压涡轮组成，高压转子高压

9、转子由 9 级高压压气机级高压压气机和一级高压涡轮一级高压涡轮组成。CFM56-3-B1 发动机主要性能参数：起飞最大推力为 8900daN，巡航耗油率 为 0.678Kg/daNh,涡轮前燃气温度 1373oC,总增压比 22.6，涵道比 5.0，空气流 量 297.4Kg/s,推重比 5.0，压气机增压比：22。P20第四章燃气涡轮发动机基础知识第四章燃气涡轮发动机基础知识对涡轮喷气发动机，其推力不仅由气体给予内壁的反作用力与作用在外壁上的大气压力的合力之差所构成，而且还包括气体给予发动机内部各部件的反 作用力。在进气道进气道中，当飞机在飞行时由于速度冲压，空气进入进气道压力升 高，作用在

10、内壁上的气体压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差， 造成一个向前的轴向力。在压气机中，由于工作叶片和整流叶片都组成扩张型 通道，气体减速增压，因此，在压气机上作用着很大的向前的轴向力。在燃烧室燃烧室中，由于燃烧室头部常为扩张型扩张型，气流减速，压力提高气流减速，压力提高，因此， 在头部造成一个向前的轴向力向前的轴向力。而在燃烧室后段，略微收敛收敛，流速增大压力减流速增大压力减 小小，而造成一个向后的轴向力。但由于燃烧室进口面积小于出口面积口面积小于出口面积，所以向向 前的轴向力大于向后的轴向力前的轴向力大于向后的轴向力，两者之差就是作用在燃烧室上的轴向力作用在燃烧室上的轴向力。在涡轮涡

11、轮中由于导向叶片通道和涡轮导向叶片都是收敛型收敛型，燃气流经涡轮时， 膨胀加速，压力降低压力降低，所以导向叶片和涡轮叶片都承受一个向后的轴向力向后的轴向力。在喷管喷管中，由于喷管收敛收敛，压力降低，但仍大于大气压力，故作用在喷管 内壁内壁上的燃气压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，是一个向后向后 的轴向力的轴向力。应该指出，喷管中虽然是产生向后的轴向力，抵消了一部分向前的 轴向力，但是有了它才能使发动机的工作过程得以正常进行。否则压差建立不 起来，发动机不可能正常工作，也就不能产生推力。涡轮喷气发动机各部件所承受的轴向力轴向力，有的向前，有的向后向前的轴向 力与向后的轴向力之差，就是

12、涡轮喷气发动机的推力推力。P57涡扇发动机：涡扇发动机：不带加力不带加力的双转子双转子涡轮风扇发动机，由进气道、风扇、低压压气机、高压压气进气道、风扇、低压压气机、高压压气 机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管喷管组成。涡扇发动机具有两个气流通道， 分别称为内涵道内涵道和外涵道外涵道。内涵道相当于涡喷发动机，外涵道为风扇后的环形 气流通道。涡扇发动机是借增大流过内、外涵道两路空气的动能，从而使内、外两路同时产生推力的。P69P69主要参数主要参数:1）涵道比 Y: 流量 Qm单位时间流过的气体的质量（进或出）；单位 Kg/s。Y=Qmout/Qmin Qmout

13、内涵道质量流量Qmin 外涵道质量流量2）EPR 发动机压比: EPR 发动机压比，是表征发动机推力的低压涡轮后总压低压涡轮后总压 参数之一 。 EPR= 也有的发动机用外涵压气机（或风扇）进口总压压气机（或风扇）进口总压 道风扇后的总压和发 机动进口总压之比表征 EPR。分类：分类：涡扇发动机可按涵道比划分类别：Y4:1 称为高涵道比涡扇发动机。P71第第 5 章章进气道进气道进气道的主要性能参数：进气道的主要性能参数：1.空气流量空气流量 Qm 进气道的空气流量为每秒钟流过进气道的空气的质量流量进气道的空气流量为每秒钟流过进气道的空气的质量流量，记为 Qm，法定单位 Kg/s。Qm=pCA

14、,P空气密度；C进口气流速度；A进气 道进口面积。P732.总压恢复系数总压恢复系数 Gin 总压恢复系数定义为进气道出口总压与进口总压恢复系数定义为进气道出口总压与进口 总压之比总压之比,Gin=p*1 /p*0。由于气流流过进气道总会有各种原因引起能量损失，所以所以 恢复系数总小于恢复系数总小于 1，但恢复系数越小损失越大所以应尽量大于，但恢复系数越小损失越大所以应尽量大于 1。3.畸变指数畸变指数 进气道出口的压力分布是不均匀的。进气道出口的压力分布是不均匀的。流场出口截面中最高总压和流场出口截面中最高总压和 最低总压之差与最高总压之比叫作畸变指数。最低总压之差与最高总压之比叫作畸变指数

15、。 p*1maxp*0min p*1进气道出口截面总压。畸变进气道出口截面总压。畸变 D= 系数是描述进气道出口气流分布系数是描述进气道出口气流分布p*1max 状态的参数。畸变指数越小，说状态的参数。畸变指数越小，说 明出口流场（参数分布）越均匀。明出口流场（参数分布）越均匀。4.进气道的冲压比进气道的冲压比 *in 进气道出口的总压与来流（进气道出口的总压与来流（0 站位）静压的比值叫作进站位）静压的比值叫作进 气道的冲压比气道的冲压比，记为，记为 *in。进气道的冲压比有 3 个影响因p*1 素：流动损失流动损失 Gin，飞行速度，飞行速度 V，大气温度，大气温度 T0 。当飞 *in=

16、 行速度和流动损失保持不变，T0 升高，*in降低；当流p*0 动损失和大气温度保持不变，V 增大，*in提高；当飞行速度和大 气温度保持不变，Gin提高，*in增大。 P74影响冲压比影响冲压比的因素：飞行飞行 Ma 数数和进气道总压恢复系数进气道总压恢复系数 Gin P77 亚声速进气道：亚声速进气道亚声速进气道：亚声速进气道是在亚声速亚声速和低超声速低超声速（Ma1.5 后正激波正激波压力损失会显著增大增大，致使 Gin数值明显下下 降降。同时 ，进气道进气道所引起的外部阻力也增大外部阻力也增大，引起发动机的推力推力迅速减小减小，即 出现进气道不能保证发动机性能要求的问题。实质是大大 Ma 数时激波太