航空燃气涡轮发动机构造 第12章 螺旋桨
科普航空涡轮发动机
科普航空涡轮发动机涡扇，英文Turbofan，是指有管道的高速风扇，由燃气涡轮驱动。
和所有燃气涡轮机一样，动力都是来自由空气压气机压缩，再与油料一起燃烧后的高能气体，用涡轮把高温高压的气体中部份的动能化为机械能，再用这机械能驱动前端的压气机继续吸入空气,燃气涡轮机的操作过程基本就是这样循环着。
同时涡轮也驱动着高速风扇带来更多的推动力。
现代涡扇，通常风扇都在发动机的最前端。
民航机或任何亚音速的飞机通常只有一级风扇。
风扇后接着是低压气机，然后是高压气机。
无论是高压还是低压，压气机的级数因个别设计而异。
低压从小型涡轮的一级到大型民航机的九级不等。
高压从小型的一级离心式到大型的17级不等的轴向式。
新式的涡扇多是三轴的，一轴从另一轴间穿过。
由不同级的涡轮以不同的速度驱动。
现代涡扇发动机的压比大的可达40以上（GE90系列，Trent 900，1000）。
压比越大效率越高越省油。
也有涡扇把风扇安装在后面。
比如GE的CF700，虽然简化了发动机的构造，但是结果令人失望。
第一，涡扇基本是一级低压缩比的压气机。
早期的涡扇静压比在1.2左右，现代的大涵道涡扇可到1.8左右。
涡扇后面要有足够长度的扩散器让空气有效的把静压转换为动能。
而后置式涡扇如果要做到这一点必须增加不必要的长度，影响飞机的升力。
其次是后置式涡扇因为前端压气机造成的付面層而让涡扇入口处的空气状态不理想，需要加大风扇的口径才能达到所要求的推动力。
而大口径的风扇如果不增加推动力，飞行的阻力依旧的增加。
所以推力/阻力比不好。
最后，前置式风扇的好处在于增加空气进入压气机前的压力，并且把速度减低，让进入压气机前空气先被处理过，缩小压气机的正面口径从而不增加发动机总体积的情况下增加涵道比。
因为涡扇、低压机和高压机由不同的轴及涡轮以不同的速度驱动，总体操作范围可以受到控制，增加安全性。
现代民航用涡扇的涵道比可达8左右，而战斗机涡扇却只有在0.3-0.7之间。
战斗机因为要兼顾亚音速的机动性和超音速的稳定性而不能有大涵道的经济。
详解航空涡轮发动机
详解航空涡轮发动机(一)【字体大小：大中小】引言古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。
古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。
鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。
航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。
其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的"核心机"。
每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。
目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。
2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——"昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。
"昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。
要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。
核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。
详解航空涡轮发动机(二)【字体大小：大中小】压气机压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。
因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。
燃气轮机涡轮结构描述
动力涡轮静子为水平剖分式结构，第2到第6级导向器叶片环固定在静子机匣的环槽中。在各级静子叶片环之前，机匣的内壁面处以及叶片环内环壁面处，均嵌装蜂窝结构可容损材料制成的密封装置，以减少动力涡轮工作叶片与机匣之间的径向减小，以及减小叶片环内环壁面与转子之间的级间密封间隙，从而提高动力涡轮的效率。
动力涡轮转子为短螺栓联接、盘鼓混合式结构。锥形前鼓轴固定在第3级轮盘之前，锥形后鼓轴固定在第6级轮盘之前，使得转子支点间距大大缩短，结构紧凑，增强了转子的抗弯刚性。这种由短螺栓联接的多级盘鼓式结构的优点是简单、重量轻、联接刚性好，而且布局灵活，拆装、更换损坏的元件也比较方便。动力涡轮的6级工作叶片全部为带冠结构，抗振性能好，效率高，用耐腐蚀材料Rene77合金制造，前3级工作叶片表面还涂有防腐蚀涂层。导向器叶片的前3级也是用Rene77合金制造，后3级则改为用Rene41合金制造
前支架又称为涡轮中机匣，前安装边与燃气发生器的后安装边联接，后安装边则与动力涡轮的静子机匣相连接。前支架主要由内座圈、外壳体和联接二者的整流支板组成，是一个整体传力元件。涡轮第1级导向器叶片环固定于其内，内座圈处安装前轴承组合体。
后支架又称为涡轮后机匣，前安装边与动力涡轮静子机匣相联接，后安装边与排气涡壳联接。后支架也是整体传力元件，主要由内座圈、外壳体和联接二者的整流支板组成，内座圈处安装后轴承组合件。
燃气涡轮发动机第二版第12章反推系统
2.作动系统
反推装置的作动系统通常有气动式和液压式的。
通过液压作动大的阻流门。在枢轴门反推装置上，每个阻流 门有单独的液压作动器:在有移动套筒的格栅式反推装置上，液 压作动器更为复杂,因为它们必须同步工作。液压的反推作动:系 统通常有控制活门组件，接收控制系统来的信号供应液压油到作 动器，从而展开或收藏反推装置。
5)反馈及指示系统
在驾驶舱内有反推装置工作情况的指示系统，包括开锁指 示、反推位置指示、反推故障指示等。例如，A320飞机上在反 推装置展开过程中，驾驶舱有琥珀色“REV”指示;反推装置完 全展开后,变为绿色“REV”指示，表示油门互锁释放，发动机 能够增大反推力。
在液压机械控制的发动机上，每半反推上通常装有反馈作 动筒，反推展开过程中反馈作动简随动。反馈作动筒上装有一 一个接近电门，当反推装置放出到一定位置时，其发出信号， 使反推开锁显示变为反推完全展开显示。反馈作动筒还通过反 馈钢索把反推装置的位置反馈到油门操纵互锁机构。
油门操纵互锁机构有两个作用:
一是当反推装置没到达一定开度时,其可阻挡反推手柄移 动,不允许增加发动机的功率;
二是若反推装置意外打开,其可把油门推回到慢车功率， 以减小反推力对飞机飞行所造成的影响。
在FADEC控制的发动机上，反推装置没有机械的反馈机构, 通常有位置传感器将反推装置展开的位置信号发送给EEC,如 B737NG飞机发动机反推装置两侧平移單上各有一个线性可变差 分 传 感 器 ( LV D T ) 用 于 反 馈 两 侧 平 移 罩 的 位 置 ， A 3 3 0 飞 机 发 动 机 每个阻流门各有一个旋转可变传感器(RVT)用于反馈每个阻流门 的角度位置。
使用发推和仅使用刹车的着陆滑行距离比较
反推装置的原理
燃气涡轮发动机总体结构
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发动机附件系统及发动机仪表
❖ 第一节 附件系统在发动机上的安装和传动 ❖ 第二节 起动和点火 ❖ 第三节 滑油系统 ❖ 第四节 发动机的参数测量及仪表
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第一节 附件系统在发动机上的安装和传动
❖ 附件的安装应远离高温区，即在燃烧室和涡轮机匣 的外面应尽量不安装附件，为了发动机能安全工作， 油泵一类的附件如滑油泵、燃油泵、液压泵应避免 安装在高温区；其次受附件材 料的限制，为了使附 件正常工作也必须避开高温区。所以，附件传动机 匣一般安装在温度较 低的压气机机匣上。
(1)、静不平衡 (2)、动不平衡
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三、转子的临界转速
❖ 临界转速是转子固有的，它与转子的质量和刚性有 关，发动机在临界转速附近工作时，会产 生剧烈的 振动。
1、临界转速试验 转子的挠度急剧增加的转速就叫做转子的临界转速。 2、转子的临界转速 转子的质量越小和刚性越大，临界转速越高。
小轴弯曲刚性的办法 ❖ 降低发动机转子刚性较好的办法是支承的轴承座中
采用一些特殊的降低刚性的构造
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五、“挤压油膜”式轴承
❖ 目的： 在某些发动机上，为了尽量减少从旋转组件传向轴承座 的动力负荷的影响，采用了“挤压油膜”式轴承。
❖ 形式： 在轴承外圈和轴承座之间留有很小的间隙，该间隙中充 满了滑油。 该油膜阻尼了旋转组件的径向运动及传向轴承座的动力 载荷，因此减低了发动机的振动及疲劳损坏的可能性。
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❖ 滚动轴承的组成：
由内圈、外圈，一组滚动体（滚珠或滚棒）和保持架组成。 内圈通常装在轴上，与轴紧配合，并与轴一起旋转。 内套圈外表面上有供滚珠或滚棒滚动的沟槽，称内沟或内滚道。 外圈通常在轴承座或机械壳体上，与轴承座孔成过渡配合，起支撑
燃气涡轮发动机
的能量转换为机械能，因此叶片的形状与压缩机会稍有不同，重视的是气流通过时能产生的作用力，与飞机机翼希望升力大而阻力小的要求类似。涡轮叶片直接受到高温高压气流的冲击，为了提高燃烧温度以提升燃气轮机的效率，涡轮叶片必须使用耐高温、在高温下仍保有高强度及寿命的耐热材料制成。叶片结构上也常使用一些特殊设计，例如常见的作法是将叶片设计为中空，然后将冷空气或冷却液导入内部，在叶片内部流动时可以产生冷却效果，还有在表面设计许多小孔喷出冷空气，随着空气流动而覆盖整个叶片，阻隔以避免高温空气直接冲击叶片，以达到保护的效果。
离心式压缩机则是利用叶轮旋转时产生的离心力将气流向外推向机匣，而产生加压的效果。一级的离心式压缩机就能有数级轴流式压缩机的压缩比，对于较小型的燃气轮机来就是不错的选择，但是由于气流是向外辐射，必须以大幅弯曲的通道折回内部，故能量的耗损也较大，效率低。
增压比是压气机的主要性能指标，指的是气流总压在加压后与加压前的比，通常增压比较高的燃气轮机，效率也较高，但是气流在压缩过程中温度会上升，考虑到涡轮所能承受的温度有一定的限度，压缩比太高反而不好。理想的压缩过程应该是等熵绝能过程，但是实际上压缩后的气流的温度和熵都会大于理想值，压力则低于理想值，而压
2024年航空燃气涡轮机培训资料
应急程序示意图
01 燃油泄漏
立即切断燃油供应，开启灭火器
02 燃气轮机失速问题
减小推力，控制飞机姿态
03
总结
航空燃气涡轮发动机的维护与故障排除是飞行安 全的重要环节，只有严格依照维护流程和故障排 除原则，以及严谨的紧急情况处理和安全意识培 训，才能确保飞机的安全飞行。
● 04
第四章 未来航空燃气涡轮发 动机技术发展趋势
● 06
第六章 总结与展望
技术总结
航空燃气涡轮发动 机技术的重要性
航空燃气涡轮机是飞机的 关键部件之一，直接影响 着飞行安全和效率。 其技术的发展水平直接关 系到飞机的性能和经济效 益。
发动机维护的要点
定期检查涡轮机叶片的磨 损情况，及时更换受损部 件。 保持涡轮机内部的清洁， 防止杂质对发动机性能造 成影响。
头
常用方法和 技巧
掌握故障排除的 有效方法和技巧
紧急情况处理
燃油泄漏
立即采取应急措施 隔离泄漏源头 通知地面人员
燃气轮机失速问题
稳定飞行姿态 尽快寻找原因 及时采取应对措施
安全意识培训
安全规定和 操作流程
严格遵守安全规 定，正确操作发
动机
紧急情况下 的应对措施
快速反应，按照 紧急处理流程执
行
● 03
第3章 航空燃气涡轮发动机 的维护与故障排除
维护流程
航空燃气涡轮发动机 的维护流程包括定期 检查和保养，确保发 动机处于良好状态， 以提高性能和延长使 用寿命。同时，故障 预防和处理也是维护 流程中重要的环节， 及时发现并解决潜在 问题，保障飞行安全。
故障排除原则
故障分类和 诊断
准确判断故障类 型，找到故障源
自动诊断故障，提高效率
涡轮螺旋桨发动机
涡轮螺旋桨发动机涡桨发动机是用燃气轮机驱动螺旋桨，同时还利用了喷气作推力。
可分为直接传动式和自由涡轮式两种类型。
涡轮需要通过减速器带动螺旋桨，减速器的作用是将高转速低扭矩变为低转速高扭矩并送到螺旋桨，减速比一般为5-15.推力由两部分组成，一部分螺旋桨产生，一部分发动机是喷气推进力。
85%-95%燃气能量在涡轮中转换成机械能带动螺旋桨。
涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
其原理简单的来说，空气进入进气道，在压气机的作用下增大压力，然后在燃烧室与燃料充分燃烧，带动涡轮旋转，产生高温高压燃气，然后在尾喷管中继续膨胀，从喷口向后排出。
这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
涡轮风扇发动机是在涡轮喷气发动机基础上改进而来，因为涡轮喷气发动机在低速状态下油耗大，航程低。
其原理是在进气道之后，压气机之前加了一排或者几排风扇，然后在压气机外围有一个管壁，直接通向加力燃烧室，称为外涵道；压气机至加力燃烧室这一段称为内涵道。
空气进入进气道后，经过风扇，一部分空气进入外涵道直接进入加力燃烧室，另一部分空气则和涡喷发动机一样经过压力机加压，燃烧室燃烧，涡轮转动之后进入加力燃烧室，这样的好处就是低速时一部分空气未经燃烧直接与燃烧后的燃气混合排出，相比涡喷更加省油;高速加力时一部分未经燃烧的空气又可以在加力燃烧室与喷出的油料充分的燃烧，相比涡喷更可以获得更大的推力。
涡扇发动机的内外涵道空气流量之比称为涵道比，涵道比的高低对发动机性能影响很大。
涵道比大，其低速性能好，省油，但高速性能差。
反之则相反。
涡轮螺旋桨发动机可以理解成一个超大涵道比的涡轮风扇发动机，其外部的风扇就相当于涡扇发动机的外涵道。
由于涵道比超大，尾喷口产生的推力只有总推力的一点点，而且相对于涡扇发动机更加省油，在低速状态下拥有更好的性能，但由于螺旋桨的制约，速度只能维持在900KM以下。
涡桨发动机由于具有省油，低速性能好的特点，被广泛应用于巡逻，灭火，反潜，运输，及民用领域。
航空燃气涡轮发动机概述
§ 定压放热过程只有热损失，没有流动损失，所 以，实际的放热过程与理想循环的放热过程相 同。
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航空燃气涡轮发动机概述
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航空燃气涡轮发动机概述
•摩擦降低了总压，热阻损失降低了总
温
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航空燃气涡轮发动机概述
第三节 涡轮喷气发动机推力和 效率（*）
航空燃气涡轮发动机概述
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航空燃气涡轮发动机概述
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航空燃气涡轮发动机概述
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航空燃气涡轮发动机概述
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航空燃气涡轮发动机概述
喷气发动机的分类
§ 发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机 械能的装置
§ 喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机 高速喷出燃气的动能，从而获得反作用力， 推进飞行器飞行的发动机。
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航空燃气涡轮发动机概述
一、推力的产生
气流流过发动机时，发动机的内壁及各部件对气体 施加作用力，使其动量发生变化，而气体必然同时 给予发动机及各部件以反作用力。这些反作用力在 轴向分力的合力，即推力。
§ 推力：提供给飞机，克服飞机前进阻力或使飞机 加速而作功的力。
§ 有效推力＝发动机内推力 － 短舱的阻力
航空燃气涡轮发动机概述
§ 燃气涡轮喷气发动机的理想化条件
Ø 假设工质完成的是一个封闭的热力循环
Ø 略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽 略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之
航空涡轮发动机
图1 涡扇发动机剖视图1、前言涡扇发动机是现代先进战斗机的心脏，它是高科技的结晶，是工业和材料科学高度发达的产物，多少国家因为它而被挡在航空大国之外。
也许有人会想，这样一个高科技的结晶，我们普通人想必很难理解它是如何工作的吧？其实并不是这样，它的工作原理还是很容易理解的。
作为军迷，对它有所了解就能自己判断一些消息的真伪，识破一些显而易见的谎言。
本文就对涡扇发动机进行简要科普，只要学过初高中物理的同学都看得懂，想得通。
上图是涡扇发动机的剖视图，将其更进一步简化，就得到下面的平面示意图（虽然图2是大涵道比的发动机，但基本结构一样，用于解说无妨）。
以下解说请对照这两张图来阅读。
图2 涡扇发动机纵向刨面投影图2、基本结构和工作原理涡扇发动机的主体结构可以看做由一粗一细的两根管子套在一起形成的。
较细的那根管子从前到后依次包裹着低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、中/低压涡轮，最后连接到尾喷管（战机发动机在尾喷管前还常有加力燃烧室）。
由于各级压气机叶轮的直径逐渐缩小，较细的这根管子不是直桶形，而是类似于细腰花瓶一样的形状（图1）。
这根较细的管子所包裹的内部空间就叫做内涵道。
而套在内涵道外部的较粗的管子从前到后依次包裹着风扇（民航客机发动机上可见的旋转叶轮）和部分或整个内涵道。
涡扇发动机是这样工作的：旋转的风扇从发动机前方吸入空气，其中一部分空气进入内涵道，另一部分进入外涵道。
进入内涵道的空气再经过一系列串联的叶轮，即压气机（为简化起见，压气机的结构和原理以后叙述，这里姑且把压气机看成一系列直径较小的风扇），每经过一级压气机空气就被压缩，密度增大、温度上升。
经过低压和高压压气机压缩的空气继续向前来到燃烧室，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧。
燃烧的高温使空气膨胀冲击燃烧室后方的涡轮。
涡轮就像风车一样，所不同的是风车是靠流动的空气驱动，而涡轮是靠燃烧室排放的高温高压燃气驱动。
燃气驱动涡轮做功，由于涡轮跟风扇、低压和高压压气机连在同一根轴上，因此涡轮带动前方的风扇、高压和低压压气机转动，继续为燃烧室提供空气。
航空发动机原理--螺桨风扇发动机
航空发动机原理－－螺桨风扇发动机螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于研究和实验阶段。
螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇）组成。
螺桨-风扇由涡轮驱动，无涵道外壳，装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有6～8叶），叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。
根据涡轮风扇发动机的原理，在飞行速度不变的情况下，涵道比越高，推进效率就越高，因此现代新型不加力涡轮风扇发动机的涵道比越来越大，已经接近了结构所能承受的极限；而去掉了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，螺桨风扇发动机的概念则应运而生。
由于无涵道外壳，螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例，在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍，相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。
同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多，这是由它们叶片形状不同所决定的。
普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度，弯度大以保证升力系数，从剖面来看，这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种。
当然，螺桨风扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。
航空发动机总体结构
J47单转子涡轮喷气发动机转子的1-3-0四支点 支承方案。
图2-3 1-3-0的四支点支承方案
2) 3支点方案
图2) 2支点方案
支图 承 方 案
的 两 支 点
支图 承 方 案
的 两 支 点
2-6 1-1-0
图2-7 0-2-0支承方案 图2-8 1-0-1支承方案
二、双转子和三转子支承方案
多转子发动机中, 转子数多, 支承数目多, 而且低压转子轴 要从高压转子轴中心穿过, 使结构复杂, 但原则上仍以每个转 子分别进行处理。
与单转子发动机不同的是, 有些支点不直接安装在承力机 匣上, 而是装在另一个转子上, 通过另一转子的支点将负荷外 传, 由于这个支点是介于两个转子之间的, 所以称为中介支点。 中介支点中的轴承, 则称为中介轴承或轴间轴承。在多数发动 机中, 采用中介支点, 可使发动机长度缩短, 承力机匣数减少。 但是轴间轴承的润滑较困难, 轴承工作条件较差, 而且装拆也 比较复杂。
1.进气道
用来引导足够数量的空气顺利进入压气机, 在飞行速度大于压气机进口气流速度时, 还可起到提高空气压力的作用（冲压作用）。
2.压气机
用来压缩空气, 提高空气压力。有轴流式压气机和离心式压气机。
3.燃烧室
由喷嘴喷出适量燃料, 同压气机流来的空气混合, 组织燃烧, 产生高温燃 气。
4.涡轮
第2章 发动机总体结构
第2.1节 航空燃气涡轮发动机的组成 第2.2节 转子支承方案 第2.3节 联轴器 第2.4节 支承结构 第2.5节 静子承力系统
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
螺旋桨飞机的发动机构造
螺旋桨飞机的发动机构造
首先是发动机本体，螺旋桨飞机通常采用活塞发动机或者涡轮
螺旋桨发动机。
活塞发动机是最常见的类型，它包括气缸、活塞、
曲轴、连杆等部件，通过往复运动将燃油和空气混合后压缩、点火、燃烧，产生推力。
涡轮螺旋桨发动机则包括压气机、燃烧室、涡轮、喷气管等部件，通过压缩空气、燃烧燃料产生高速气流驱动涡轮，
从而产生推力。
其次是燃油系统，包括燃油泵、燃油滤清器、燃油喷嘴等部件，用于将燃油输送到发动机内部，并在燃烧过程中实现燃油的混合和
点火。
点火系统是发动机的重要部分，包括点火线圈、火花塞等组件，用于在适当的时机点火，引燃混合气体，从而推动活塞运动或者点
燃燃料。
冷却系统通常由散热器、冷却液循环系统等组成，用于保持发
动机的工作温度在合适的范围内，防止过热损坏发动机。
最后是排气系统，包括排气管、涡轮增压器等部件，用于排出
燃烧后产生的废气，同时涡轮增压器可以提高发动机的功率输出。
总的来说，螺旋桨飞机的发动机构造是一个复杂的系统，各个部件相互配合，共同实现燃料燃烧、推力产生和废气排放等功能。
这些部件的精密设计和可靠性能对于飞机的飞行安全和性能至关重要。
民用航空燃气涡轮发动机简介
《民航概论》课程作业民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理姓名：***学院(系)：民航（飞行）学院专业：*************班级：0710103学号：******************二О一二年十二月二十四日民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理民用航空自开始以来，随着时代的变迁和人们生活水平的提升，正处于高速发展状态。
各经济发展较迅速的国家均争相发展自己的航空航天产业，民用航空则是一个关系民生的重要组成部分。
我国自1920年开通第一条航线以来，民航正处于跨越式发展阶段，无论是投入还是硬件设施，足以与发达国家相聘美。
然而发动机作为飞机的心脏，一直是遏制民航发展的一个瓶颈。
作为南京航空航天大学民航学院的一名学生，在学习了民航概论，飞行原理等课程后，通过参考各种文献和书籍，我在这仅其中的很小一部分，即航空涡轮喷气发动机发表自己的一些浅薄认知。
民用航空发动机作为飞机的核心，关系着整架飞机的运行及安全。
喷气涡轮发动机共由五部分组成：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管。
每一个部分各自发挥着作用，又相互影响，相互制约。
1.进气道在民用航空中发动机一般是一个独立的整体，进气道也几乎与机身有一定间隔，并非作为一体化设计，当然也有将发动机与机身进行一体化设计的，一般在军用飞机中较为常见。
进气道作为发动机的起始部分，有着非常重要的作用，对整台发动机的工作有着重要的影响，甚至可以说，如果进气道出问题，整台发动机都不能工作甚至毁坏。
进气道的作用大致为：在各种状态下，将足量的空气以最小的流动损失，顺利地引入压气机；当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力；在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。
进气道有两种，分别是亚音速进气道和超音速进气道。
在民用航空中，安全始终是放在首要地位，因此绝大部分民用客机是工作在亚音速阶段。
民航燃气涡轮发动机相关知识提纲
5．5。2．1 离心式压气机
1．组成 离心式压气机又称：径向外流压气机，由进气系统、叶轮、
扩压器和集气管等局部组成
图2-3 离心式压气机
叶轮分：单面叶轮和双面叶轮两种〔见图2-4〕。 双面叶轮：从两面进气，可以增大进气量，而且对于平衡作用在轴承上 的轴向力也有好处。
涡轮前温度提高，热效率增大；压气机增压比提高，热 效率增大。
当增压比等于最经济增压比时，实际热循环效率到达最大。 继续提高增压比，热效率反而下降； 压气机和涡轮效率增大，热效率也提高。
推进效率〔外效率〕ηp ： 推进功率与单位时间流过发动机的气体
获得的动能 增量的比。 表示发动机产生的可用功有多少转变成推
5。5。1 进气道
涡轮发动机进气道的功能： 一是：尽可能多的恢复自由气流的总压并输送该压
力到压气机，这就是冲压恢复或压力恢复。 另一个功能是：提供均匀的气流到压气机使压气机
有效地工作。
5。5。1。2 亚音速进气道
亚音速进气道：是为在亚音速或低超音速范围内飞行的飞 机所设计的进气道。
它的进口局部为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通 道，使气流在进气道内减速增压。
民航燃气涡轮发动机相关知识提纲
燃气涡轮发动机的主要类型有： 涡轮喷气发动机〔主要用于军机〕； 涡轮风扇发动机〔主要用于干线飞机和军机〕； 涡轮螺旋桨发动机〔主要用于支线飞机〕； 涡轮轴发动机〔主要用于直升机〕〔见图1-5〕。 此外还有螺旋桨及风扇组合的桨扇发动机〔见图1-6〕。
涡轮螺桨发动机 由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成。由于涡轮轴转速远高于螺旋桨的工 作转速，它们之间装有减速器。在涡轮螺桨发动机，涡轮输出功率带 动螺旋桨，使其产生拉力，而从喷管喷出的燃气产生的推力对整个推 进力占很小的份额。 螺旋桨可由压气机轴直接驱动或由自由涡轮轴驱动。
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•
号Heq表示。
飞行速度和有效桨距的关系：V
H eqn
60
12.1.4 螺旋桨参数
❖桨距和滑流 ▪滑流 L（slipstream ）
• 几何桨距和有效桨距之差： L H H eq • 它反映了螺旋桨对流过的空气的压缩程度。
12.1.4 螺旋桨参数
❖桨叶角和桨叶迎角 ▪桨叶角φ
• 螺旋桨的弦线与桨叶旋转平面间的夹角称为桨叶角 • 桨距分布:桨叶角沿半径逐渐减小, 即靠近桨毂处桨叶
• 桨叶弦线和空气流过桨叶的相对速度方向间的夹角。
12.1.2 螺旋桨理论
❖ 桨叶角和桨叶迎角 ▪ 螺旋桨在工作过程中，既有旋转，又有向前的运 动。 ▪ 飞行速度为v，螺旋桨转速为n时, 某一截面处桨叶旋转切速度u， 螺旋桨运动的速度三角形是
wuv
12.1.2 螺旋桨理论
❖桨叶的空气动力（Aerodynamic Force） ▪ 气动拉力
❖桨叶角和桨叶迎角 ▪桨叶角φ
• 桨叶角的大小将影响螺旋桨旋转一周所排出的空气量 的多少： –桨叶角大, 排出空气量多, 使螺旋桨的负荷变大; –桨叶角小, 排出空气量少, 使螺旋桨的负荷变小。
12.1.2 螺旋桨理论
❖ 桨叶的空气动力 ▪ 空气动力R
• 这种压力差和气流作用于桨叶上的摩擦力综合在一起, 就构成了桨叶的空气动气动力R在发动机轴 线方向的分力就是拉力。
• 各桨叶上的拉力之和就 是整个螺旋桨的拉力。
12.1.2 螺旋桨理论
❖ 桨叶的空气动力 ▪ 阻力
• 当空气以相对速度流过桨叶时, 将空气压缩, 使螺旋 桨桨叶位于发动机一侧产生的气动压力大于大气压力 , 因而产生拉力, 称该拉力为气动拉力。
▪ 叶形拉力
• 桨叶的形状也产生拉力： • 空气流过叶背时, 流速增大, 压力降低; • 空气流过桨面时, 流速降低,压力升高。 • 空气流近前缘时, 气流受阻, 流速减慢, 压力提高; • 空气流近后缘时,气流分离,形成涡流, 压力下降。 • 这样在桨叶的前后桨面和前后缘均形成压力差。
12.1.1 名词术语
❖ 桨叶站位的规定
12.1.1 名词术语
❖ 轴功率和当量轴功率： ▪ 轴功率（SHP）
• 是指输送到螺旋桨的功率；
▪ 当量轴功率(ESHP)
• 是在计算总功率输出时，轴功率加上喷气推力的影响 • 静态条件下，假如输送到螺旋桨上1轴马力假定产生
2.5lb推力，则：
ESHP静态 = SHP静态 + Fn（喷气）/ 2.5
Gas Turbine
Aero-engine
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第 12 章 螺旋桨
第12章 螺旋桨(Propeller)
12.1 螺旋桨原理 12.2 螺旋桨分类与结构 12.3 涡桨发动机螺旋桨 12.4 螺旋桨辅助系统
12.5 螺旋桨的检查、维护与安装
12.1 螺旋桨原理
❖ 螺旋桨 ▪ 螺旋桨是一种旋转的翼型(aerofoil), 它由两至 四片桨叶固定在中心桨毂(hub)上, 桨毂直接或 通过减速器安装在发动机轴上。 ▪ 桨叶→中心桨毂→(减速器→)发动机轴
❖弯曲力和弯曲力矩 ▪ 拉力产生的弯曲力矩； ▪ 桨叶旋转阻力产生的弯曲力矩；
12.1.4 螺旋桨参数
❖桨距和滑流
▪ 桨距（pitch）
• 螺旋桨桨距分为几何桨距和有效桨距两种。
• 几何桨距
–是指在不可压缩介质中，螺旋桨旋转一周飞机向前移动 的距离，用符号H表示；
• 有效桨距
– 是指螺旋桨旋转一周，飞机向前移动的实际距离，用符
• 桨叶型面向上凸起的曲面部分，类似翼型上表面。
▪叶面(blade face)
• 又叫叶盆，桨叶平直的一面，类似于翼型下表面。
12.1.1 名词术语
❖螺旋桨的桨叶(blade)
12.1.1 名词术语
❖螺旋桨的桨叶(blade)
12.1.1 名词术语
❖ 桨叶站位的规定 ▪ 螺旋桨旋转时，桨叶各部分运动的切向速度是不 相同的。叶根部速度低，叶尖处速度最高。 ▪ 从桨叶轮毂中心起，将桨叶分段，以英寸为单位 定出站号。
• 空气动力R在发动机垂直于轴线方向的分力。 • 阻力的方向与桨叶切向速度的方向相反。
▪ 阻力力矩
• 阻力与到桨轴中心距离的乘积 就是阻力力矩，它由发动机轴 的旋转力矩来克服。
• 只有发动机输出力矩与其平衡， 螺旋桨才能保持等速旋转。
12.1.3 作用在螺旋桨上的力
❖离心力和离心力矩 ▪ 离心力矩会使桨叶角减小
❖配重离心力矩
▪ 有的变距螺旋桨，桨叶根部靠近 桨叶后缘的地方装有配重，并固 定于螺旋桨旋转前面；
▪ 配重离心力矩使桨叶角增加。
12.1.3 作用在螺旋桨上的力
❖气体力和气体力矩 ▪ 当气体力R不通过桨叶转轴时：
• 气体力作用在转轴前端，使桨叶角增加； • 气体力作用在转轴后端，使桨叶角减小。
12.1.3 作用在螺旋桨上的力
角最大,叶尖处最小。这种从桨毂到叶尖逐渐减小的桨 叶角称为桨距分布。 • 桨距分布和翼形变化都是沿叶长而变化的,这是因为每 个部位在空气中运动的相对速度是不同的,毂部为低速 ,尖部为高速。但各处的飞行速度和转速都是一样的 • 这里所说的桨叶角是基于在75℅的桨叶标记位置的桨 叶角。
12.1.4 螺旋桨参数
❖螺旋桨的桨叶(blade) ▪前缘—桨叶的前部边缘； ▪后缘—桨叶的后部边缘； ▪叶尖—桨叶距桨觳最远的部分，通常规定为叶片最 后6英寸； ▪叶柄—桨叶靠近螺旋桨中心较厚的部分；
12.1.1 名词术语
❖螺旋桨的桨叶(blade) ▪叶根
• 又名桨叶轴，安装于桨觳内，桨叶的终端
▪叶背(blade back)
12.1.2 螺旋桨理论
❖ 桨叶角和桨叶迎角 ▪ 弦线(chord line)
• 螺旋桨前缘点和后缘点的连线；
▪ 桨叶角f (blade angle)
• 螺旋桨的弦线与桨叶旋转平面间的夹角称为桨叶角，
以符号f表示，桨叶角大，则螺旋桨旋转一周排出的空
气量也多。
▪ 桨叶迎角a (attack angle、incidence angle )
❖ 螺旋桨的功用 ▪ 螺旋桨的功用是产生拉力或负拉力。
• 将发动机传给的功率转变为拉动飞机前进的拉力。 • 当飞机落地后还可以利用桨叶产生较大的负拉力, 起
到制动的作用, 以缩短飞机着陆后的滑跑距离。
12.1 螺旋桨原理
❖ 名词术语 ❖ 螺旋桨理论 ❖ 作用在螺旋桨上的力 ❖ 桨距和滑流
12.1.1 名词术语