齿轮驱动的涡扇发动机准备进行飞行试验
HK-93涵道桨扇发动机介绍
HK-93桨扇发动机结构牌号HK-93用途军用/民用桨扇发动机类型桨扇发动机国家俄罗斯厂商国营萨马拉“劳动”科研生产联合体生产现状研制中装机对象伊尔-96M和图-204旅客机。
研制情况HK-93是俄罗斯萨马拉“劳动”科研生产联合体(前苏联库兹涅佐夫设计局)研制的一种当今世界上最大的桨扇发动机。
其三转子齿轮传动对转涵道桨扇方案是在中央航空流体力学研究院、中央航空发动机研究院和一些飞机设计局的参与下，对燃油效率、起飞推力级和发动机在飞机上的布局等进行了大量的研究的基础上提出来的。
发动机参数研究开始于1985年，研究结果表明，两级对转涵道桨扇的推进效率比开式桨扇和单级高涵道比涡扇发动机高出7%。
1988年开始初步设计，1989年12月，第一台发动机(包括燃气发生器和桨扇)投入试验。
此时已积累近600h的高压转子和燃气发生器运转试验。
至1991年8月1日共积累1300h部件和整机试验，1993年又达到2500h。
飞行试验计划于1994年在伊尔-76飞机上装一台HK-93发动机开始进行。
发动机的定型后批生产计划于1997年开始。
HK-93发动机的研制吸取了该设计局以前的许多发动机的技术和经验，如HK-12涡桨发动机的大功率减速器。
NK-321加力涡扇发动机的风扇传动方案、HK-62开式桨扇、HK-63涵道桨扇和HK-110开式桨扇验证机及其AB-90型桨叶的经验。
为了达到排气污染和噪声标准，在研制中进行了大量试验。
该联合体在1987～1992年对燃烧室进行了920次试验，采用双区多喷嘴燃烧室方案，1994年HK-93的氧化氮排放量低压国际民族民航组织的标准25%。
在消声方面，采用适度的叶片切线速度和级压比、宽弦长马刀形叶片、大的叶片排间轴向距离和消声内衬等措施。
试验结果表明这些措施是有效的。
HK-93(NK-93)结构和系统桨扇2级轴流式，对转。
前面级8个桨叶；吸收40%功率；后面级10个桨叶，吸收60%功率。
开题报告(CFM-56航空发动机风扇结构强度与噪声分析)
XX大学毕业设计（论文）开题报告题目发动机CMF-56航空发动机风扇结构强度与噪声分析专业名称飞行器动力工程班级学号xx学生姓名 xx指导教师xx填表日期年月日一、选题的依据及意义：1. 选题的依据：现代人生活中有三大污染：空气污染、噪声污染和水污染。
前面两项都与航空发动机有关。
噪声污染是伴随着近代工业革命和航空喷气时代的到来而到来的。
现今，噪声污染已是一个全世界都十分关注的环境问题，过量的环境噪声对人的生理和心理都有影响。
长期暴露在高噪声环境下对人的听力和身体健康将造成严重的危害，一般性的噪声干扰则会影响人们的正常工作和生活。
在人们的生活中，噪声无处不在。
噪声的等级由声强级的单位“分贝”数表示大小。
我国国家标准（GB 3096-1982）中规定：居民生活区白天的允许值为50dB，晚上则为40dB。
根据生理健康测定：一般环境声音在30至50分贝时，不会影响人们正常的起居；声音达到60分贝以上时，人们便会有较大的感觉，导致失眠；在噪声级70分贝的环境下，人与人之间正常的沟通交流就会感到困难；80至90分贝时会觉得很吵，长期在这种环境下学习和生活，会使人体神经细胞逐渐受到破坏；若是在噪声级85至90分贝的环境下长期工作若干年，造成耳聋的几率达26%；长期生活在90分贝以上的环境中，听力会受到严重影响并产生神经衰弱头疼高血压等疾病；大于100分贝会使耳朵发胀疼痛，这样的声响达到人耳的痛阈。
痛阈以上的噪声危害更大，超过115分贝，大脑皮层的功能便严重衰退。
如果超过175分贝，可能引发心脏共振，导致死亡。
可见，噪声对人体的损害非常之大。
电风扇噪声为30分贝，洗衣机为50分贝，空调为70分贝，一个人声嘈杂、生意兴隆的餐厅噪声为75~80分贝，车水马龙的大街上可达85~90分贝，机声隆隆、马达轰鸣的生产车间大约为90分贝。
螺旋桨飞机附近的噪声约为105~110分贝，涡轮喷气发动机在中间状态工作时约为110~130分贝，加力状态可达180~192分贝。
分析PW1100G的经济效果及原理
中国航班 CHINA FLIGHTS190CHINA UNICOM联通中国2020年初以来，全球经济受到了巨大冲击，航空业这种重资本和资本密集的行业受到了巨大的冲击，现在航司再次将经济放到了第一位。
本文就将以航空发动机经济方面浅谈现在的高函道比超大推力发动机PW1100G。
函道式发动机追溯到第一架应该是由意大利卡普罗尼在20世纪30年代函道螺旋桨式飞机，二战时逐渐发展成主流，飞机发动机正式进入喷气机时代，二战以后喷气战机的高机动，高速度对国家航空安分析PW1100G的经济效果及原理彭超雄（北京飞机维修工程有限公司）全做出了至关重要的作用，但是随着民航业的发展，涡喷发动机的缺点也越来越突出，油耗大，效率低。
将螺旋桨发动机与涡喷发动机的优点相结合的涡扇发动机油运而生。
再后来民航业的高速发展和竞争，促使航空公司对成本进行核算，就逐渐发展更高函道比涡扇发动机。
PW1100G 发动机是在传统的涡扇发动机的基础上改为由全权数字电子控制（FADEC）操控的高涵道比齿轮传动的涡轮风扇发动机（geared turbofan engine）。
传统的涡轮风扇发动机（双转子发动机），由风扇、低压压气机(髙涵比涡扇特有)、高压压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。
由燃烧室燃烧的燃气中的可用能量，驱动高压涡轮转动并带动高压压气机转动，再传给低压涡轮用以驱动低压压气机以及风扇，风扇带来额外的推力，涡扇发动机的总推力是核心发动机和风扇产生的推力之和，涡扇发动机发展到今天，整机提供的推力有80%都是风扇带来的，对于摘要：祖国经济在改革开放以来进入了火箭式的发展，航空业的发展一样迅猛，但是我们国家在民用航空业一直以来都是依赖波音和空客进口，不过我们迎来了喜讯，我们的国产大飞机C919已经完成了试飞，C919的首飞成功标志着我国在大飞机研制领域取得巨大突破,能否制造大飞机也是衡量一个国家高端制造业实力的重要标准，同时为我们国家打破垄断以及经济成本有着历史性突破。
飞机发动机发展历程回顾
飞机发动机发展历程回顾飞机发动机经历了哪些历程?下面是的飞机发动机发展历程资料，欢迎阅读。
飞机发动机发展历程1、活塞式发动机时期早期液冷发动机居主导地位很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。
最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。
到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。
1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的"飞行者一号"飞机上进行飞行试验。
这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。
发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。
首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。
但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。
以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。
美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。
在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架是法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的"斯佩德"战斗机。
这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。
飞机速度超过200km/h，升限6650m。
当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。
为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。
因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。
期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。
这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。
涡扇发动机飞行中的喘振故障分析
涡扇发动机飞行中的喘振故障分析符小刚;许艳芝;汪涛【摘要】介绍了涡扇发动机在飞行试验中出现的一次高空喘振故障,分析了故障现象.采用排除法逐一对比了进气道前方来流条件、燃烧室供油,以及从进气道喉道面积、高低压压气机前导向叶片直至尾喷口喉道的一系列流道可调机构的工作过程,分离出了最可能的致喘因素.分析结果表明,转速下降过程中高压压气机前导向叶片偏度过大而对上游来流形成的堵塞,是引起喘振的主要原因.最后分析了该发动机所执行的消喘程序,及其未能使发动机退出此次喘振状态的原因,并提出改进建议.【期刊名称】《燃气涡轮试验与研究》【年(卷),期】2015(028)004【总页数】5页(P15-18,6)【关键词】航空发动机;喘振;消喘;压气机导向叶片;故障分析【作者】符小刚;许艳芝;汪涛【作者单位】中国飞行试验研究院发动机所,西安710089;中国飞行试验研究院发动机所,西安710089;中国飞行试验研究院发动机所,西安710089【正文语种】中文【中图分类】V231.3喘振是发动机内气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象［1］，是一种很大的发动机激振力来源［2］，可导致发动机机件强烈振动乃至严重损坏、发动机热端超温、性能急剧恶化、熄火停车等故障［3］，继而诱发飞行事故，危及飞行安全［4］。
引起发动机喘振的原因主要分为三类：①流道中的气动失稳，包括超声速进气道喘振、气流在压气机叶片处的严重分离等；②不稳定燃烧，包括加力燃烧室由前锋装置个别区段周期性的熄火、燃油系统压力波动、燃烧室扩压器中周期性的旋涡分离等可能原因造成的低频振荡燃烧［5］；③机械原因造成的发动机流道各几何可调机构工作异常。
某型发动机为带加力燃烧室的轴流式双转子涡扇发动机，采用外压式多波系进气道及收敛-扩张式尾喷管，其喉道面积均可连续调节，试验载机为双发飞机。
下面将对其在飞行试验中出现的一次双发喘振故障进行分析。
故障发生在高空，飞机由马赫数Ma=1.5向Ma= 1.2减速过程中。
基于单发飞机的涡扇发动机空中起动试飞方案设计
第33卷第6期燃气涡轮试验与研究Vol.33,No.6 2020年12月Gas Turbine Experiment and Research Dec.,2020严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严严收稿日期：2020-04-01作者简介：熊蓓文(1966-)，男，四川成都人，研究员级高级工程师，主要从事飞机、发动机的飞行试验研究。
1引言航空发动机的空中起动性能事关飞行安全，其起动包线是否准确、起动过程是否稳定可靠，都需要通过试飞来进行考核和验证，因此发动机空中起动性能的考核是发动机鉴定试飞的关键项目。
长期以来，空中起动试飞都是试飞领域受到高度关注与重视的风险科目，尤其是在单发飞机上进行的新研发动机空中起动试飞，相比双发飞机难度更大、风险更高，GJB626A-2006《军用固定翼飞机和旋翼飞机科研试飞风险科目》[1]将单发飞机的空中起动试飞列为Ⅰ类风险科目。
通常，国内外新研发动机的鉴定试飞都尽量安排在双发飞机上进行，试飞时试验飞机上配装一台成熟发动机和一台用于鉴定的新发动机，以减少和化解新研发动机不可靠、不成熟所带来的风险。
一般来讲，新研发动机只有在双发飞机上试飞成熟并定型后才会配装单发飞机，但有时由于缺乏合适的双发飞机平台，个别新研发动机只能在单发飞机上开展鉴定试飞，这就大大增加了试飞的难度和风险。
尤其是试飞时发动机空中起动一旦失败，飞行员只能选择空滑迫降或弃机跳伞，因此空中起动试飞方案的设计是单发飞机进行新研发动机鉴定试飞的重要内容。
由于各型飞机及其配装的发动机在设计上的差别，发动机空中起动的种类和方式各不相同。
如按发动机停车后的状态有惯性起动和风车起动之分，按涡轮起动机是否参与起动有辅助带转起动和非辅摘要：单发飞机空中起动试飞一直是试飞领域的难点和风险点。
针对在单发飞机上如何进行涡扇发动机的空中起动试飞，从试飞方案的设计着手，对试飞科目安排、试验点选择、试飞方法、操作流程、飞机测试改装、试飞监控以及飞行演练等具体内容进行了阐述。
航空涡轮风扇发动机试验技术与方法-概述说明以及解释
航空涡轮风扇发动机试验技术与方法-概述说明以及解释1.引言1.1 概述概述：航空涡轮风扇发动机是现代飞机的重要动力装置，其性能直接影响着飞机的运行效率和安全性。
为了确保发动机在各种工况下的可靠性和性能表现，需要进行一系列的试验验证。
本文将对航空涡轮风扇发动机试验技术与方法进行深入探讨，旨在为发动机试验工程师提供一些有益的指导和建议。
通过对试验概述、技术方法以及数据分析等方面的讨论，希望能够更好地了解和掌握航空涡轮风扇发动机试验的要点，为发动机性能优化和改进提供有力支持。
文章结构如下：1. 引言1.1 概述1.2 文章结构1.3 目的2. 正文2.1 航空涡轮风扇发动机试验概述2.2 试验技术与方法2.3 试验过程与数据分析3. 结论3.1 总结试验技术与方法的重要性3.2 展望未来发展方向3.3 结论每个部分将详细探讨相关内容，并基于实际案例和数据进行分析与总结。
文章将呈现出对航空涡轮风扇发动机试验技术与方法的全面介绍和深入探讨。
1.3 目的：本文的目的是通过深入分析航空涡轮风扇发动机试验技术与方法，探讨其在航空领域中的重要性和应用。
通过详细介绍发动机试验的概述、技术与方法以及试验过程与数据分析，旨在帮助读者深入了解航空涡轮风扇发动机试验的关键环节和技术要点，为相关研究和实践提供参考和指导。
同时，本文还将总结试验技术与方法的重要性，展望未来的发展方向，以及得出结论，为相关领域的研究和实践提供有益的帮助和启示。
通过该文，我们可以更好地认识和掌握航空涡轮风扇发动机试验领域的最新进展和趋势，为航空工程技术的快速发展和进步作出贡献。
2.正文2.1 航空涡轮风扇发动机试验概述航空涡轮风扇发动机是飞机上常用的动力装置，其性能直接关系到飞机的飞行效率和安全。
为了确保发动机的可靠性和性能达到设计要求，必须进行严格的试验验证。
航空涡轮风扇发动机试验通常包括地面试验和飞机试飞两个部分。
在地面试验阶段，通过在发动机测试台上进行各种静态和动态试验，来评估发动机的性能参数，包括推力、油耗、振动等。
飞机涡桨发动机的研究和应用
飞机涡桨发动机的研究和应用随着现代科学技术的快速发展，人类对于飞行技术的要求也越来越高。
而飞机的发动机可以说是飞行技术中不可或缺的重要组成部分。
而涡扇发动机作为现代科技重要发明之一，在现代飞行中的应用已不可替代。
涡扇发动机是一种基于燃气轮机原理改进而来的航空发动机，其发动机转子旋转的气流组成的涡流向外扩散而产生的动力，使飞机在空气中前进。
在经历多年的研究和发展之后，目前涡扇发动机成为一种安全、快速、高效的飞行动力。
在1960年代涡扇发动机的诞生之前，常用的发动机便是涡轮螺旋桨发动机和喷气式发动机。
但是涡轮螺旋桨发动机在速度方面受到了限制，而喷气式发动机在起飞时需要极高的速度和推力，而且还有噪音大，燃油消耗量大等一系列问题。
涡扇发动机的诞生，可以说是旨在解决这些问题。
涡扇发动机的核心部件是“涡扇”，这是一个由静叶和动叶组成的旋转轮盘。
在发动机中，喷前排的燃料与空气混合，形成高温气体，在动叶产生的压力作用下，气流被飞速推动，在静叶的反作用力下，气流被扩散，进而产生推力，从而驱动飞机向前。
同时，动叶的旋转带动了旁边的高速气流一起向后扫过，产生额外的推力，从而形成了升力和推力满足飞机起飞和飞行的能量需要。
目前涡扇发动机已经得到广泛应用。
由于它的燃油消耗量小，噪音相对较低，推力强，安全性高等特点，成为各国商业航空公司、军用航空公司和民用飞机制造商的首选。
同时，涡扇发动机的技术和创新仍在不断推进，各种新型涡扇发动机已经问世，如双涡管涡扇发动机、高涵道比涡扇发动机等等，这些新技术不断提高机身的效率和性能，使它们在能量、经济和环保等方面显示出更大的优势。
飞机涡扇发动机是航空技术发展的一大里程碑。
它的研究和应用是为了满足人们的出行需求和创新。
多年来涡扇发动机在顺应发展的同时，不断超越自身的极限，推动着航空技术的进一步发展。
相信在这不断拓展的世界中，未来飞机的发动机一定会更加先进，更加高效，为航空事业注入新的动力。
航空发动机试验过程详解
航空发动机试验过程详解静态试验是航空发动机试验的第一步。
在静态试验中，航空发动机会被安装在静力架上进行测试。
静力架是专门设计用来支撑航空发动机并模拟发动机在飞行中所受到的各种力和载荷的设备。
在静态试验中，可以对发动机的耐久性、结构强度、振动特性以及冷却系统进行综合测试。
这些测试能够验证发动机在飞行过程中的可靠性和安全性。
动态试验是航空发动机试验的第二步，也是较为重要的一步。
动态试验主要包括转速试验和负荷试验。
转速试验是对发动机旋转部件（如涡轮、风扇等）进行测试的过程，目的是验证发动机的转速范围、转速响应以及工作稳定性。
负荷试验是对发动机负荷性能进行测试的过程，包括测试发动机的推力、燃油消耗量、温度和压力变化等。
通过动态试验，可以验证发动机在各种转速和负荷下的性能表现，以及测试其稳定性和可调度性。
飞行试验是航空发动机试验的最后一步，也是最为关键的一步。
飞行试验通常在飞行测试架上进行，测试架是一种特殊的飞机，在其机身后部安装有发动机供测试使用。
飞行试验主要目的是验证发动机在实际飞行条件下的性能、可靠性和适航性。
在飞行试验中，测试架会模拟各种飞行状态和飞行环境，包括低空、高空、高速、低速、爬升和下滑等。
通过飞行试验，可以验证发动机在各种飞行条件下的性能表现，以及测试其在不同高度、温度和湿度下是否适应飞行任务的要求。
除了以上三个主要的试验步骤外，航空发动机试验还包括其他辅助试验，如燃油试验、启动试验和排放试验等。
燃油试验是对发动机燃油系统进行测试的过程，目的是验证燃油供给的稳定性和可靠性。
启动试验是对发动机启动系统进行测试的过程，目的是验证发动机的启动速度和可靠性。
排放试验是对发动机排放性能进行测试的过程，目的是验证发动机的排放标准是否符合航空环保要求。
在整个试验过程中，航空发动机试验工程师会全程监控和记录各种试验数据，如转速、温度、压力、燃油消耗量等。
试验数据的分析和比对是试验的重要环节，通过对试验数据的分析和比对，可以评估发动机的性能和可靠性，并为改进和优化发动机提供有价值的参考。
美国的航空发动机的研发历程2
美国的航空发动机的研发历程2加力涡扇时代的经典20世纪50年代末期，美国开始考虑开发一种新型军用发动机，这种发动机将具有无与伦比的高速性能和优良的燃油经济性，前者将通过提高推重比和采用加力燃烧技术实现，而后者则可通过涡扇方式实现。
军方提出的性能要求极高，直接挑战着当时可靠性技术和发动机性能的极限。
在这样的情况下，美国好几个早期加力型涡扇发动机项目都经历了严重的技术问题。
最为重大的问题是进气气流流场和压气机失速，此外还有可靠性和可维护性的问题。
普惠在1956年就进行了加力涡扇发动机试验。
1959年，在空军的新机项目支持下普惠开始研制TF30，该项目后来在1961年被命名为TFX，这一项目要求开发一款同时满足空军和海军需要的大型超音速战斗轰炸机，即后来的通用动力F-111。
1962年1月，美国政府选择了两个团队进入最后的角逐：通用动力/格鲁曼和普惠组成了一队，而波音则与通用电气组成了另一队。
经过竞标，1962年末通用动力/格鲁曼-普惠团队赢得了开发合同。
作为第一种装备部队的加力涡扇发动机，TF30的研发步履艰难，安装普惠YTF30发动机的F-111在1964年开始飞行试验，试验中相继发生了压气机失速和高速状态下致命的转子断裂等诸多问题。
通用动力、普惠和美国政府花费了巨额资金和时间试图重新设计进气道加以解决，但问题始终没能根除。
1968年，失去耐性的海军退出了F-111项目，转而开发自己的空优战斗机--格鲁曼F-14"雄猫"(同样使用TF30发动机)和F-111一样，TF30在F-14项目中也出现了不少严重的技术问题，让海军大伤脑筋。
在经过了12年坎坷研制和改进历程后，TF30总算是达到了服役状态，但研发过程中的诸多严重问题损害了普惠和军方的合作关系，使空军和海军对普惠印象不佳。
在TF30之后，普惠开始了第二代加力涡扇发动机研制计划，该项目就是日后名满天下的F100。
空军要求F100的推重比相较J79等现役发动机提升近一倍，达到8普惠再次面临着技术上的严峻挑战和巨大研制风险，研制过程困难重重。
世界三大航空发动机企业技术发展历程
世界三大航空发动机企业技术发展历程[摘要]：自从莱特兄弟通过动力飞行实现人类的飞行梦想，人类从此不断挑战飞行的极限，而航空发动机技术的进步是保证这一挑战实现的动力基石。
百年来，航空发动机市场波诡云谲，而岿然屹立的却有三大航空发动机企业。
继承与发展、合作与竞争、创新与保守，究竟是什么锤炼了这三个强企的成功？[关键词]：航空发动机技术发展历程罗·罗公司通用电气普·惠公司中图分类号：v211.6 文献标识码：v 文章编号：1009-914x（2012）32- 0507-01一、罗尔斯·罗伊斯（rolls·royce）公司罗·罗公司创立于1904年，早期从事活塞发动机的设计、制造、生产。
一战爆发后，罗·罗公司凭借着丰富的机械经验转入航空发动机领域并推出梅林发动机，经过涡轮增压、采用空气冷却器和燃油喷射装置及高辛烷值航空汽油，发动机功率可达2050马力。
二战中，梅林发动机装备在喷火、飓风、野马战斗机上，名噪一时。
伴随着对活塞发动机改进的同时，公司高层开始关注惠特尔的喷气发动机概念，并在1942年取得喷气发动机发明，开启了罗·罗公司的航空喷气发动机时代。
1944年，罗·罗公司开始研制推力达2210dan的“尼恩”喷气发动机，同年十月即试车成功，成为当时最为著名的喷气发动机。
罗·罗公司另一个卓越贡献是：开发了世界上第一种投入使用的涡扇发动机——rb80“康威”。
罗·罗公司又以“康威”为基础又开发了一种更小的发动机——rb163“斯贝”。
“斯贝”采用和“康威”相同的双转子结构和低涵道比设计，推力达5450dan。
“斯贝”发动机是英国航空发动机发展史上的里程碑，大修间隔达10000小时，极大降低了维护成本。
20世纪60年代后期民用航空业蓬勃发展，为此罗·罗公司应市场需求发展了高涵道比涡扇发动机rb211。
飞机引擎的工作原理
飞机引擎的工作原理飞机引擎是航空发动机的一种，它负责产生推力，使飞机能够在空中飞行。
对于飞机来说，引擎的工作原理至关重要。
本文将详细介绍飞机引擎的工作原理，以及引擎所使用的基本原理和技术。
一、工作原理概述飞机引擎主要通过燃烧燃料来产生热能，并将热能转化为机械能，从而驱动飞机前进。
飞机引擎的工作原理可以简单归纳如下：1. 空气进气：飞机引擎需要大量的空气来完成燃料的燃烧过程。
空气通过进气口进入引擎。
2. 压缩空气：进入引擎的空气经由压气机进行压缩，提高空气的密度和压力。
3. 混合燃料：在高温高压下，燃料被喷射到压缩空气中，形成可燃混合物。
4. 燃烧膨胀：混合燃料在燃烧室中点燃，产生高温高压的气体。
这些气体通过喷嘴喷出，并冲击涡轮。
5. 推力产生：气体的排出产生了反冲力，即推力，推动飞机向前飞行。
二、内燃引擎和外燃引擎根据燃烧方式的不同，飞机引擎可以分为内燃引擎和外燃引擎。
1. 内燃引擎：内燃引擎是将燃料和空气混合后在燃烧室内点燃的引擎。
其工作原理类似于汽车发动机。
这种引擎有多个循环，包括吸气、压缩、燃烧和排气。
2. 外燃引擎：外燃引擎是将燃料在引擎外部燃烧的引擎。
其工作原理可分为蒸汽动力和燃气轮机动力两种形式。
在外燃引擎中，外部燃烧产生的热能经过热交换，最终转化为机械能。
三、喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机根据推进方式的不同，飞机引擎可分为喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机。
1. 喷气发动机：喷气发动机又称为涡喷发动机，它是通过将高温高压的排气喷出来产生推力的。
喷气发动机可以进一步细分为涡喷发动机和涡扇发动机。
- 涡喷发动机：涡喷发动机利用喷气原理推动飞机。
燃烧室中燃烧的高温高压气体通过喷嘴排出，喷出的气体速度极高，产生强大的推力。
- 涡扇发动机：涡扇发动机在涡喷发动机的基础上增加了齿轮系统，使涡轮和风扇之间形成了两个独立的喷气口。
其中风扇喷气口所喷出的气体产生的推力比涡轮喷气口更大，提高了推力效率。
2. 涡轮螺旋桨发动机：涡轮螺旋桨发动机是将燃气动力转化为旋转动力，通过驱动螺旋桨产生推力。
涡扇发动机——精选推荐
涡扇发动机同军用飞机一样,民用支线/公务机发动机也经历了以涡桨发动机为主到以涡扇发动机为主的发展进程。
在这一过程中,国外几家著名的大发动机公司逐步参与和进入了支线/公务机的动力市场。
他们将其成熟的大型和军用发动机技术移植到支线/公务机的动力上,既促进了这类发动机的发展,也加剧了该类发动机的竞争。
现代支线/公务机动力的主要特点从”涡桨化”到”涡扇化”70年代中期,西方发生能源危机,燃油价格几次上涨,节能工作变得非常突出。
与此同时,美国执行了新能源政策,对发展经济性好的支线/公务机以有力的促进。
由于涡桨发动机在亚音速和短程航线内的经济性好,采购费用与使用维修费用低,噪声和污染也能满足要求,因而受到当时航空公司的欢迎。
因此,从70年代中期至80年代中期,85%的支线/公务机都采用了涡桨发动机作为动力。
特别是80年代投入使用的支线飞机几乎都装用了涡桨发动机,故有人称此趋势为支线/公务机发动机的”涡桨化”。
这些发动机主要由普惠加拿大公司和美国霍尼韦尔公司等生产。
其中普惠加拿大公司研制的PT6A和PW100系列发动机用得最广,当时约60%以上的支线/公务机都采用了这两种发动机。
随着航空运输的发展,进入90年代后,航空公司预计到速度高。
航程远和座位相对多一些的支线/公务机将会有较大的需求量,而最适合这种飞机的动力装置就是涡轮风扇发动机。
美国艾利逊公司(现并入英国罗-罗公司)最早作出响应,率先在T406涡轴发动机的基础上研制了AE3000系列涡扇发动机。
接着,英国罗-罗公司。
美国通用电气公司和普惠加拿大公司等都先后开始研制用于支线/公务机的涡扇发动机,出现了”涡扇化”趋势。
强调可靠性。
耐久性和维修性保证飞行安全是飞机制造商和航空公司始终追求的目标,也是飞机在市场竞争中取胜的重要因素。
因此,飞机制造商总是千方百计提高飞机的可靠性和耐久性。
发动机是飞机的心脏,是保证飞机飞行安全的关键。
为此,发动机制造商在其设计和研制中将可靠性和耐久性摆在比性能更重要的位置。
涵道比——精选推荐
涵道⽐相关介绍基本信息⾼涵道⽐涡扇发动机是指涵道⽐4以上的涡扇发动机。
由于⾼涵道⽐涡扇发动机的耗油率低、噪声⼩，被⼴泛⽤于⼤型民⽤和军⽤运输机以及其他⼤型亚⾳速飞机如加油机、预警机、反潜机等。
发展历史世界上第⼀种⾼涵道⽐涡扇发动机是1969年10⽉定型的美国通⽤电⽓公司TF39-GE-1A，英国发动机⼯程师检修某型号发动机叶⽚涵道⽐为8，起飞推⼒近20000daN，⽤于C-5A军⽤远程战略运输机。
⼤推⼒的⾼涵道⽐涡扇发动机的出现推动了巨型宽体客机的诞⽣，1970年1⽉，涵道⽐为5.2的普惠公司JT9D-3涡扇发动机装备波⾳747-100宽体客机投⼊使⽤。
从此，⾼涵道⽐涡扇发动机开始在民⽤领域获得⼤量使⽤，成为民⽤发动机市场的主⾓，其技术也迅速发展。
⼀些新研制的或⽼型号军⽤运输机的升级也纷纷采⽤民⽤⾼涵道⽐涡扇发动机改型。
发动机性能是影响民⽤运输机经济性最主要因素。
过去半个世纪中，喷⽓民航机的每座-公⾥的耗油量下降了近70%，其中三份之⼆是发动机降低耗油率的贡献。
涡轮风扇发动机由于不断提⾼涡轮前燃⽓温度、总增压⽐、涵道⽐，改进风扇和短舱性能，降低噪声和污染，改善可靠性，在20世纪60年代开始取代早期油耗较⾼的涡轮喷⽓发动机逐步⽽成为世界民⽤运输机的最主要动⼒形式，运输机发动机的主要性能指标--巡航耗油率已降低⼀半，发动机最⼤推⼒已超过50000 daN。
在安全性、可靠性使⽤寿命和环保特性⽅⾯也取得巨⼤进步。
发动机空中停车率从每1000飞⾏⼩时⼀次下降到0.002~0.005次左右(500000~200000飞⾏⼩时⼀次)，相当于⼀台发动机飞⾏60~150年才发⽣1次空中停车。
航班准点率达到99.95%~99.98%，相当于每10000个航班只有2~5次因发动机原因⽽延误15分钟以上或撤消。
发动机在飞机上不拆换的⼯作时间达到平均达10000~15000⼩时，最长的超过40000⼩时。
发动机的噪声强度和和污染物排放分别降低75%和80%。
航空发动机装配工(四级)题+答案
航空发动机装配工（四级）一、填空题1．歼击飞机发动机的主要机件有、、、加力燃烧室和喷管、附件传动装置。
（每空1分，共3分）压气机，燃烧室，涡轮2．歼7-E飞机调节锥操纵系统中的回输电位器的作用是将调节锥的位置信号转换成，提供给信号发送器。
（1分）电位信号3．压气机的作用是压缩，提高空气压力。
（1分）空气4．涡轮的作用是将燃气的部分热能转换成机械能，带动转子和一些附件工作。
（1分）压气机5．主燃烧室的作用是与空气混合并进行的地方。
（每空1分，共2分）燃油、燃烧6．涡喷13F型发动机低压转子是由、前中介轴承、轴间轴承、后中介轴承支承。
（1分）前轴承7.发动机工作时，在达到最大状态以后，继续增加，叫发动机的加力。
（1分）推力8．可调喷口的作用是将燃气的部分热能转换为动能，同时，随发动机的工作状态改变喷口的。
（1分）直径9．涡喷13F发动机进行加力的方法是在涡轮后有加力燃烧室，使燃油和燃气中的氧气再次混合燃烧，进一步提高燃气的。
（1分）温度10．涡喷13F发动机低压转子带动低压转子转速传感器、低压转子转速调节器的离心飞重、工作。
（1分）前轴承回油泵11．二速传动机构的作用是使起动发电机和发动机转子之间有两种。
（1分）传动比12．滑油系统路线上有滑油箱、进油泵、滑油滤、单向活门等附件。
（1分）供油13．涡喷13发动机滑油附件是由、中轴承回油泵、后轴承回油泵、附件机匣回油泵、滑油虑、单向活门组成。
（1分）进油泵14．涡喷13F型发动机高压转子是由中轴承、支承。
（1分）后轴承15．涡喷13发动机金属屑末信号器的作用是当信号器油滤脏污时，向压力信号灯发出信号。
（1分）滑油16．滑油箱内的旋转吸油装置的作用是保证滑油箱在不同飞行姿态时正常地和通气。
（1分）供油17．涡喷13F型发动机附件传动机匣上的放油开关是放出附件传动机匣中的。
（1分）滑油18.涡喷13F型发动机燃油滑油附件上的两个放油开关分别放出燃油滑油附件里的燃油和。
涡喷涡扇发动机飞行试验台试验要求
涡喷涡扇发动机飞行试验台试验要求涡喷涡扇发动机是现代民航飞机上广泛应用的一种动力装置，其特点是高推力、高燃效。
为确保发动机的安全与可靠性，需要在发动机飞行试验台上进行全面的试验。
本文将介绍涡喷涡扇发动机飞行试验台试验的主要内容和要求。
一、试验对象涡喷涡扇发动机飞行试验台是一种实验平台，用于验证发动机在实际飞行场景中的性能和稳定性。
试验对象为涡喷涡扇发动机，具体型号由试验需求确定。
二、试验环境试验环境要满足航空环境模拟的要求，包括海拔高度、大气温度、气压等因素。
同时，还需要考虑飞机机身在实际飞行时所承受的各种载荷、振动和温度等因素，以确保试验数据的真实性和可靠性。
三、试验内容1. 静态试验静态试验是指在不进行发动机加速和停车的情况下，对发动机的各个系统和部件进行检测、测量和校准。
具体试验内容为：（1）导通试验对发动机的电气系统进行检测，验证各个部件的连接是否正确，安全可靠。
（2）燃油试验在加注燃油的情况下对发动机进行试验，以检测燃油传递系统的工作情况是否正常。
（3）液压试验液压试验是验证液压系统的正常工作是否正常并检测各个系统的压力、流量等参数。
（4）机械试验包括齿轮箱、推力偏转扭矩反馈系统、变速器和传动轴等部件的试验。
动态试验是指在发动机运行时，对发动机的推力、燃油消耗、振动、噪音等性能进行测量和评估。
具体试验内容为：对发动机的加速过程进行试验，以验证发动机的加速性能是否符合规定要求。
对发动机在恒定功率下的工作情况进行试验，以检测燃油消耗、推力、温度等参数。
在发动机负载变化的情况下，对发动机的工作情况进行试验，以验证发动机在负载变化时的性能和稳定性。
（4）振动和噪音试验对发动机振动和噪音水平进行测量和评价，以确定发动机是否符合国际标准和运行要求。
四、试验要求1. 合理安排试验时间，确保试验持续时间充足。
2. 严格按照试验方案进行试验，实验室成员应遵守对应的试验程序。
3. 试验前对试验数据、试验设备和试验环境进行充分评估，评估后确认后再进行试验。
航空涡轮发动机动力学研究
航空涡轮发动机动力学研究随着现代航空技术的不断发展，航空运输在人们的生活中扮演着越来越重要的角色。
而航空涡轮发动机，作为现代喷气式飞机的主要动力来源，其性能和发展水平也因此成为了航空界关注的焦点之一。
本文将就航空涡轮发动机动力学研究进行介绍和探究，力图展现这一领域的前沿动态和未来发展趋势。
涡轮发动机是一种以空气为工作物质的内燃机，也是现代喷气式飞机的主要动力来源。
它的工作原理是将混合气体压缩后，于燃烧室内燃烧，产生高温高压气体，然后通过涡轮的转动来提供动力，驱动压气机和飞机推进系统运转。
其中，涡轮的旋转速度达到了数万转每分钟的高速，需要应用复杂的动力学理论和技术手段进行研究和控制。
航空涡轮发动机的动力学研究主要涉及到以下几个方面：一、流路径设计流路径设计是航空涡轮发动机动力学研究的重要方面之一。
它是指如何通过合理的流体设计，使得发动机内的气体流动能够实现最优化的工作状态，提高燃油利用率和发动机效率。
这其中，涵道流道的设计和压气机叶轮的设计是最为关键的环节。
涵道流道的设计是以实现气体流动的最佳结构为目标，通过数值模拟、试验验证等手段来确定最优解，从而实现气体流动的最大化和优化。
而压气机叶轮的设计，则是通过计算机仿真、试验验证等方法，对叶轮的几何形状、空气流道和叶片材料等进行优化和改进，以降低能耗、提高效率、延长使用寿命。
二、发动机性能分析航空涡轮发动机的性能评估和分析，是动力学研究的重要内容之一。
利用涡轮发动机的热力学模型，可以对其动态响应进行分析，如转速、压力、温度等。
同时，还可以通过对重要参数的评估，如推力、耗油量、推力/重量比等指标，来评估发动机的性能和效率，从而指导设计和优化。
三、动力平衡控制航空涡轮发动机的动力平衡控制也是研究的重要方向之一。
随着飞行速度和高度的增加，空气密度逐渐降低，这会大大影响发动机的效率和性能，特别是当机型发生变化时，动力平衡控制就非常重要。
在实际工程应用中，一般采取通过调节燃烧室的燃尽程度来控制发动机的动力平衡。
某型小涵道比涡扇发动机风车状态性能模拟
某型小涵道比涡扇发动机风车状态性能模拟周旺;张鑫博【摘要】风车特性是航空发动机使用过程中必须考虑的，为了更准确的研究空中启动性能，有必要对风车状态进行深入研究．由于在风车状态当压比小于1．0时，表征部件特性的效率将不再合适，而且在低转速附近换算扭矩与换算流量的关系为斜率为负的平行直线．利用换算扭矩来代替效率，并结合简单的部件匹配模型得到某涡扇发动机不同马赫数下的风车特性．从计算结果来看，给出的参数变化趋势合理，可供飞行试验参考．%Windmill characteristics must be considered inthe process of using aero engine , in order to more accurately study the air starting performance , it is necessary to conduct in -depth study on windmill state .When the pressure ratio of the windmill state was less than 1. 0, the characterization of component characteristics of efficiency will no longer be appropri -ate , and in the vicinity of the low speed torque converter conversion between flows parallel to the slope of the straightline was negative .Used torque converter instead of efficiency , and combined with simple components to match the model to get a turbofan engine windmill char -acteristics under different Mach numbers .From the calculation results , the trends of parame-ters were reasonable in this paper , and could be as a reference for flight test .【期刊名称】《哈尔滨商业大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2014(000)005【总页数】4页(P589-592)【关键词】小转速特性;换算扭矩;风车特性【作者】周旺;张鑫博【作者单位】西北工业大学航空学院，710072; 中国飞行试验研究院试飞员学院，西安710089;中国飞行试验研究院航电所，西安710089【正文语种】中文【中图分类】V235.13航空发动机由于某些原因导致燃烧室熄火而使其空中停车，此时转速迅速下降，随即进入稳定的自转状态即风车状态.这时发动机主要是由于气流的速度冲压使发动机转子旋转，因此风车状态时发动机参数主要决定飞行马赫数.发动机在空中再点火也是在风车状态下进行的，所以研究航空发动机的风车状态特性，对空中启动的研究具有重要意义.由于涡扇发动机在进入风车状态时，风扇压气机以及高低压涡轮都工作在远离设计点，效率非常低的小转速范围，所以要对风车状态进行仿真，必须先得到各个部件的低转速特性.众所周知,部件小转速特性很难从实验获取.所以应先使用可信并且可靠的方法对现有部件特性进行拓展，得到小转速的部件特性.为了仿真极端载荷状态，比如风车状态，风车再点火甚至启动，表征部件特性图的一些参数将不再合适，比如效率.所以有必要找到合适的参数去表征部件小转速特性.针对上述问题，本文根据统计通用关系，在小转速时用换算扭矩来代替效率，对某混排涡扇发动机风车状态进行仿真，得到了较为合理的风车特性.1 风车状态特点发动机正常工作状态下，各部件的共同工作决定于调节规律，飞行条件，大气条件.在风车状态下，燃烧室出口总温与压气机出口总温相等，倘若不考虑雷诺数的影响，即相似条件仍然满足，此时可认为燃烧室出口总温与压气机出口总温相等作为调节规律.那么发动机的相似参数就只取决于飞行条件与大气条件，即在高度不变的情况下，只取决于飞行马赫数.也就是说，气流通过燃烧室总温未增加，发动机共同工作点取决于进气道冲压比.空中启动可分为2个阶段：1)发动机自动地进入稳定的风车状态；2)主燃烧室点燃后，涡轮和进入发动机的气流共同加速转子.所以在飞行中，燃烧室熄火后，如同在地面一样，转速下降，不同的是由于速度冲压作用，在一段时间后，发动机将稳定在某个风车转速下.转速下降的快慢取决于燃烧室熄火时的飞行高度和飞行速度，以及发动机各个部件的特性.制约空中启动的主要是燃烧室内能否可靠的将燃油点燃，以及足够的剩余功率和不超限的涡轮前温度.燃烧室中的压强与空气流量越大，就越容易满足空中启动的条件，即在一定的飞行高度和飞行速度下，空中启动只需将燃油喷入燃烧室点燃，然后涡轮将转子带动到慢车转速，并不需要起动机来驱动转子.对于单轴涡喷发动机，马赫数比较小时，转速、增压比等的增加都是由于马赫数的增大使进气道冲压比增大，即可用压力比增大，涡轮膨胀比也随之增大所带来的结果.当马赫数在1.2以上时，尾喷管就已经达到临界状态，相对换算转速也在60%左右，这时随着马赫数的增加，物理转速虽然增加，但是相对换算转速以及增压比，换算流量等相似参数趋于定值，如图1所示.由于涡扇发动机在进入风车状态时，风扇压气机以及高低压涡轮都工作在远离设计点，效率非常低的小转速范围，所以要对风车状态进行仿真，必须先得到各个部件的低转速特性.众所周知部件小转速特性很难从实验获取.所以应先使用可信并且可靠的方法对现有部件特性进行拓展，得到小转速的部件特性.图1 单轴燃气涡轮发动机风车状态的发动机工作线2 风车状态数学模型2.1 部件特性拓展本文参考聂洽耶夫方法，基于现有整台压气机特性的试验数据，建立某些组合参数之间的通用关系来预测新设计压气机的特性.根据组合参数的不同和具体研究单位的经验，这种方法本身又是多种多样的.总的说来，这种方法比较简单而且如果选择的方法合适所获得的结果可以满足工程精度要求.当然也可采用软件Gasturb配套的软件Smooth C 7.0来获得部件特性，即拓展可得小转速特性.本文建立的组合参数之间的具体关系曲线，用来代替统计的通用关系曲线，然后应用到小转速范围，原则上说计算的精度会有提高.2.2 小转速特性参数选取换算转速和换算流量以及压比对于风车状态也是合适的，但是效率的定义只适用在压比大于1.0，压气机压缩气体时才是有意义的.当压气机压比小于1.0时，效率就变成负值，一直趋于无穷，然后变号，一直大于1.0. 比如在总体性能计算程序中，程序必然无法收敛.为此，建立参数换算扭矩来代替效率，此参数在压气机整个工作范围内都是有限值，所以一组相当常用的表征特性图的参数是：换算扭矩、换算流量、压比.2.3 小转速特性延伸根据已有的风扇和压气机小转速特性可得到与之对应的换算扭矩.由于风扇和压气机的特性跟总温总压值无关，所以可以假设进口条件为标准大气条件，此时相对换算转速即为相对转速，可依次计算小转速特性下不同换算转速下换算流量与换算扭矩的列表函数关系.由于在压比小于1.0的情况下，效率变的没有意义，即用换算扭矩来代替.由换算扭矩和换算流量的计算公式：图2 风扇换算流量与换算扭矩关系其中：M为扭矩M=N/ω=(m·ΔH)/ε (其中N为功率，ω为角速度，ΔH进出口焓差)；M为物理流量；Tt 为总温；Pt为总压可得到风扇和压气机特性得到小转速下等相对换算转速为0.01～0.4时换算扭矩和换算流量的关系.如图2所示，当马赫数比较小时，在计算风车状态时，风扇和压气机会压比可能会低于1.0，所以有必要将其特性延伸到压比小于1.0的区域.此处采用曲线拟合：将压比与换算流量的列表函数进行曲线拟合，再人工将换算流量范围增大，即得到具有压比低于1.0列表函数关系.相应的换算流量和换算扭矩的关系如图3所示.3 计算与分析由于风车状态虽是亚稳态，但是各个部件也必须满足共同工作条件.根据涡扇发动机风车状态时共同工作方程，计算得到低马赫数下的风车特性，即所有部件参数不仅要满足部件特性，而且必须满足共同工作条件.对于混排涡扇发动机来说，各部件必须满足以下相互制约条件：功率平衡流量平衡压力平衡转速相等燃烧室进出口总温相等.图3 拓展后风扇换算流量与换算转速关系于是得到描述混排涡扇发动机风车状态的共同工作方程.本文使用牛顿拉夫逊法求解非线性方程组.本文根据涡扇发动机风车状态时共同工作方程，计算得到标准状态海平面处低马赫数下的风车特性，见图4～7.图4 相对物理转速随着马赫数变化图5 净推力随着马赫数变化图6 燃烧室出口总压随着马赫数变化图7 风扇进口流量随着马赫数变化可以看到马赫数比较低时，高低压转子转速相差较小，随着马赫数的增大，两者之间差距变大.这个主要原因是由于随着马赫数的增加，高压涡轮落压比增大较快，低压落压比增加较慢，所以在风扇和压气机功率未大幅度增长的情况下，转速差随着马赫数增加而增加.低马赫数时发动机涵道比较大，因为这是风扇压比小于1.0，外涵道阻力小.随着马赫数的增大，涵道比减小，这是因为内涵进口流量增大程度大于外涵的增加程度.随着马赫数增加，燃烧室进出口总温与总压增加，这样有利于燃烧室再点火，实现不需要起动机的空中起动.在风车状态时，发动机尾进口总压小于进气道出口总压，尾喷管出口气流速度小于进口速度，导致发动机产生阻力.4 结语对于试飞单位来说，缺乏部件特性是一个很棘手的问题，这给计算风车状态燃气涡轮发动机的性能带来很大的困难，为了能够对发动机风车状态的性能参数变化趋势进行分析，在本文计算之前必须先得到部件特性，根据提到的聂恰耶夫法可以根据设计点参数就可以得到满足工程精度的部件特性.从计算结果来看，该方法给出的参数变化趋势合理，可供飞行试验参考.参考文献：[1] Ю.Н 聂恰耶夫. 航空燃气涡轮发动机原理[M]. 姜树明译.北京: 国防工业出版社, 1984.[2] AGRAWAL R K, YUNIS M. A generalized mathematical model to estimate gas turbine starting characteristic[J]. Transaction of the ASME, 1982, 104: 194-201.[3] BRAIG W, SCHULTE H, RIEGLER C. Comparative analysis of the wind-milling performance of turbojet and turbofan engines [J]. Journal of Propulsion and Power, 1999, 15(2): 176-183.[4] 廉小纯, 吴虎. 航空燃气轮机原理(下册)[M]. 北京: 国防工业出版社, 2001.。