北航航空燃气涡轮发动机课件(全集)
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1航空燃气涡轮发动机概述共97页PPT资料
去带动压气机。
喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
飞机动力装置
第三部分：燃气涡轮发动机 刘熊
第一章 航空燃气涡轮发动机概述
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
燃气涡轮发动机的发展
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。
喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
0→2：绝热压缩 （进气道、压气机） 2→3：等压加热 （燃烧室） 3→5：绝热膨胀 （涡轮、喷管） 5→0：等压放热 （外界大气）
布莱顿循环
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之
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
喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
飞机动力装置
第三部分：燃气涡轮发动机 刘熊
第一章 航空燃气涡轮发动机概述
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
燃气涡轮发动机的发展
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。
喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
0→2：绝热压缩 （进气道、压气机） 2→3：等压加热 （燃烧室） 3→5：绝热膨胀 （涡轮、喷管） 5→0：等压放热 （外界大气）
布莱顿循环
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之
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
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
（非加力式发动机的最大推力状态）
2012/11/7 5
最大连续状态
可以连续工作的最高推力状态 推力=85-90% Fmax ， n nmax ，T*4 T*4max 连续工作时间不限 一般用于飞机长时间爬升和高速平态
俄国发动机及其衍生的发动机使用的一种主要工 作状态 在地面试车条件下额定状态 推力=80-85% Fmax ， n = 95% nmax左右 涡桨和涡轴发动机也规定有额定状态 连续工作时间在规定的寿命范围内不受限制 一般常在飞机爬升时使用
其他状态
反推状态 应急状态 风车状态
2012/11/7
2
最大状态
发动机产生最大推力的工作状态
复燃加力发动机的全加力状态 涡轮前燃气温度、转速、空气流量、各部件的气动负 荷和热负荷以及加力温度都达到最大值，等于或接近 于相应的最大允许值 连续工作时间受到限制，通常为10 分钟 （个别发动机 不限制其连续工作时间） 限制这种最大负荷状态的总工作时间，通常不大于发 动机总寿命的30％～35％ 最大状态用于起飞、作战、爬升以及达到最大马赫数 或升限的飞行
13
共同工作关系式
T4* K const * q(2 )........(1) T2
以单轴涡喷发动机为例说明 为什么要制定控制规律 由共同工作条件和压气机特 性，在给定飞行条件，且涡 轮和尾喷管均处于临界和超 临界状态时： 当A8＝ A8d可获得共同 工作线 还需要且只需要补充一 个条件，共同工作点被 唯一确定 补充的条件即被控制参 数，被控参数的变化规 律即控制规律
发动机控制系统的作用非常重要 通过多个控制装置（如主燃油控制器， 加力燃油控制器、可变几何部件的位置 控制器等）实现对发动机的控制 在不同的飞行条件、环境条件、油门角 度下，控制装置用于实现以下控制：
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
获得πTH =const 共同工作方程
2012/11/7
T4* KH 1 1 const * 1 T23 KH (1 )TH eTH
qmcor .23 KH
1
1 KHΒιβλιοθήκη KH CH11
高低压涡轮共同工作
流量连续条件
高压涡轮导向器喉道 截面流量与低压涡轮 导向器喉道截面流量 引入多变指数 nT
1 g 1 g
流量连续
KH
T4* const * qmcor .23 T23
核心机共同工作方程
联立消去温度比 当： πTH =const
(证明见下一页)
KH
T4* const * qmcor .23 T23
1
g 1
eTH THg
几何尺寸固定
2012/11/7 9
WTHm WKH
功平衡方程
1 * eKH 1 c T (1 )TH c pT23 ( ) eTH KH
* pg 4
T4* eKH 1 1 const * T23 KH (1 1 ) TH eTH eKH KH ，eTH TH
图3-3
2012/11/7 13
核心机共同工作线
共同工作线
几何不变的核心机，当低压 涡轮处于临界工作状态时： 无论飞行条件或发动机工作 转速如何变化 核心机的共同工作点总在共 同工作线上移动
共同工作线与每一条等相似 转速线（ n Hcor =const）有唯
2012/11/7
KH
* T4* qm 23 T23 T4* const * const * qmcor .23 * T23 P23 T23
模块10 发动机指示系统《燃气涡轮发动机》教学课件
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《燃气涡轮发动机》
指示与警告系统
目 录
contents
01. 警告系统 02. 指示组件
一、警告系统
警告系统用来提供可能出现故障或存在危险情况的指示，以便采取措施保 护发动机和飞机。虽然一台发动机的各种系统在设计上只要可能就设计成是故 障安全的，但有时仍然装设附加的安全装置。例如，如万一发生功率损失时螺 旋桨自动顺桨和万一涡轮轴损坏时自动关闭高压燃油停车开关。
新型发动机EPR计算在FADEC计算机进行，使用电子式压力传感器，它比电机械式 传感器更加可靠和精确。
二、 转速
所有的发动机都有转速指示，双转子、三转子发动机不仅有高压、低压，或许有中压 转子转速指示。
传感器
每个转子转速指示有3个主要部分： 数据传输
指示
转速测量可由发动机驱动的一个小型发电机经电路传给指示器。
一、警告系统
仪表的颜色标记可以使驾驶员知道仪表指示值是安全的还是危险的 一般绿色弧段表示正常范围；
黄色弧段表示警戒范围；
红色径向线表示不能超越的最大或最小允许值。例如某机型，EGT表上红线是EGT允 许的最大值；
琥珀色示出对于最大连续推力的EGT值，它仅允许在发动机起飞或复飞时短时间超 过琥珀色线。
二、指示组件
电子指示系统将发动机的指示、系统的监视以及向驾驶员告警的功能组合在仪表板上 安装的一个或几个阴极射线管上。有关的参数以刻度盘形式显示在屏幕上，而数字式 读数、警告、注意事项和建议信息则以文本方式显示。
参数显示一般有3种不同类型：
表盘指针型
移动的垂直条型
各型指示器有参数的限制值，有颜色标记。
➢ EICAS允许选择不同的页面，检查飞机及其系统的工作状态。 ➢ 这不仅可以减轻驾驶员的工作负担，从而改善飞行操作条件，也给地
航空发动机结构-涡轮结构设计幻灯片
材料
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 锁片，挡板
2.1 工作叶片
? 高寿命，高可靠性锁紧结构
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 涡轮叶片无 螺栓槽向锁 紧
2.1 工作叶片
?涡轮叶片的无螺栓锁紧
2.1 工作叶片
? 6.冷却叶片 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 带导流板 ? 复合冷却
2.1 工作叶片
2.1 工作叶片
?1.叶身特点:
? 叶片厚且横截面弯曲大； ? 截面沿高度变化大； ? 叶栅通道为收敛形； ? 叶片作功量大； ? 通道形式多为等内径或等中径。
2.1 工作叶片
?2. 叶片结构设计：
? 带冠－－增加叶片间刚度和阻尼 ? 带箍－－增加刚度和阻尼减振 ? 切角调频－－防止叶片振动 ? 叶尖喷涂耐磨涂层－可减小间隙 ? 机匣涂易磨涂层 －减小叶片磨损
? 6.冷却叶片
? 对流换热 ? 冲击冷却 ? 气膜冷却
高压涡轮叶片
高压涡轮叶片
2.1 工作叶片
? 7.叶片材料
? 涡轮部件对材料的要求：
?高温下高的持久强度， ?蠕变强度，疲劳强度， ?热稳定性，好的物理性质和工艺性。
? 材料工艺的选择演变
?A) 锻造 (60年代) B) 精铸 (70年代) ?C) 定向结晶(80年代)D) 单向结晶(80年代)
JT9D
第五节 冷却系统
? 5.1 冷却目的 ? 提高涡轮前温度
? 温度场均匀减小热应 力
? 减低零件的温度 ? 使燃气与零件分开
? 设计的基本原则： ? 冷却效果好 ? 冷却后温度场均匀 ? 减小漏气量 ? 气源
?损失小、可行
第五节 冷却系统
? 5.2 冷却方法
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 锁片，挡板
2.1 工作叶片
? 高寿命，高可靠性锁紧结构
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 涡轮叶片无 螺栓槽向锁 紧
2.1 工作叶片
?涡轮叶片的无螺栓锁紧
2.1 工作叶片
? 6.冷却叶片 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 带导流板 ? 复合冷却
2.1 工作叶片
2.1 工作叶片
?1.叶身特点:
? 叶片厚且横截面弯曲大； ? 截面沿高度变化大； ? 叶栅通道为收敛形； ? 叶片作功量大； ? 通道形式多为等内径或等中径。
2.1 工作叶片
?2. 叶片结构设计：
? 带冠－－增加叶片间刚度和阻尼 ? 带箍－－增加刚度和阻尼减振 ? 切角调频－－防止叶片振动 ? 叶尖喷涂耐磨涂层－可减小间隙 ? 机匣涂易磨涂层 －减小叶片磨损
? 6.冷却叶片
? 对流换热 ? 冲击冷却 ? 气膜冷却
高压涡轮叶片
高压涡轮叶片
2.1 工作叶片
? 7.叶片材料
? 涡轮部件对材料的要求：
?高温下高的持久强度， ?蠕变强度，疲劳强度， ?热稳定性，好的物理性质和工艺性。
? 材料工艺的选择演变
?A) 锻造 (60年代) B) 精铸 (70年代) ?C) 定向结晶(80年代)D) 单向结晶(80年代)
JT9D
第五节 冷却系统
? 5.1 冷却目的 ? 提高涡轮前温度
? 温度场均匀减小热应 力
? 减低零件的温度 ? 使燃气与零件分开
? 设计的基本原则： ? 冷却效果好 ? 冷却后温度场均匀 ? 减小漏气量 ? 气源
?损失小、可行
第五节 冷却系统
? 5.2 冷却方法
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
进气道特性
内流特性
总压恢复系数σin
外流特性
作用在进气道外表面 所受气动阻力沿飞行 方向分力的变化
2012/12/3
分类
亚音进气道 超音进气道
6
进气道在机身的位置
亚音飞机
吊装机翼下的短舱 飞机尾部
超音飞机
头部、机身两侧、翼 根、腹部等 后三种采用较多，起 遮蔽即隐身作用 遮蔽会使进气不同于 外界大气并可能引起 畸变风扇/压气机 喘振
2012/12/3 7
亚音进气道
1.结构形式 皮托管式 2.流动模型
飞行M数 发动机工作状态
流量系数大小决定于
K
* p0 A0 q (0 )
T
* 0
K
* p01 A01q (01 )
T
* 01
0 <<
为适应 的变化，减少分 离，具有钝圆形唇口
2012/12/3
A0 q(01 ) A01 q(0 )
第八章
推进系统性能
2012/12/3
1
第一节 推进系统及安装推力
推进系统组成
进气道、发动机和排气装置
安装推力Fa
整个推进系统所能提供的推力称为发动机 安装推力，或称为可用推力
非安装推力F
发动机未安装到飞机前产生的推力
2012/12/3 2
Fa 和F的区别
① 进气道总压恢复系数σin 计算非安装推力F时，σin按标准曲线或标准公式确定， 或令σin等于某个定值 计算安装推力 Fa时， σin用进气道和发动机匹配后的
实际值
②喷管损失系数
计算非安装推力F时，通常按喷管完全膨胀和给定的 排气速度损失系数计算 计算安装推力 Fa 时，按喷管实际的几何参数和喷管 压比计算喷管膨胀程度，并采用安装后的实际喷管 推力系数CFG来计算喷管损失
典型航空燃气涡轮发动机PPT课件
典型航空燃气涡轮发动机
Typical aero gas turbine engines
精品ppt
1
主要内容
• 燃气涡轮发动机的发明 • 航空燃气涡轮发动机的作用和要求 • 航空燃气涡轮发动机的基本类型 • 典型航空燃气涡轮发动机介绍
精品ppt
2
燃气涡轮喷气发动机的发明
弗兰克·惠特尔 (Frank Whittle) 英国航空工程师、 发明家、喷气 推进技术的先驱、空军准将。1907年6月1日生于英国考文垂的伊 尔斯顿。1923年加入皇家空军，入克伦威尔皇家空军学院学习并 接受飞行训练。1928年在一篇《关于燃气涡轮和喷气反作用飞机》的论 文中，首次提出了喷气热力学的基本公式。同年，惠特尔以优异成绩毕业， 成为皇家空军的战斗机驾驶员。1930年又取得第一个涡轮喷气发动机设计 的专利。1931—1932年任新型飞机试飞员。后到皇家空军工程学校和剑桥 大学进修。
6
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
1. 起飞推力和推重比 2. 巡航耗油率 3. 结构和安装 4. 可靠性、寿命和维护性 5. 污染物排放 6. 低噪声
英国在第二次世界大战后期和战后使用的各型喷气战斗机，大都是 根据惠特尔的设计而研制成的。50年代初，惠特尔又先后研制成世界上第 一种涡轮螺旋桨旅客机“子爵号”和第一架涡轮喷气客机“彗星号”。 1953年出版了《喷气机：开拓者的精故品事ppt》。1996年8月9日去世，享年3 89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1. 涡轮喷气发动机 Turbo-jet engine
Typical aero gas turbine engines
精品ppt
1
主要内容
• 燃气涡轮发动机的发明 • 航空燃气涡轮发动机的作用和要求 • 航空燃气涡轮发动机的基本类型 • 典型航空燃气涡轮发动机介绍
精品ppt
2
燃气涡轮喷气发动机的发明
弗兰克·惠特尔 (Frank Whittle) 英国航空工程师、 发明家、喷气 推进技术的先驱、空军准将。1907年6月1日生于英国考文垂的伊 尔斯顿。1923年加入皇家空军，入克伦威尔皇家空军学院学习并 接受飞行训练。1928年在一篇《关于燃气涡轮和喷气反作用飞机》的论 文中，首次提出了喷气热力学的基本公式。同年，惠特尔以优异成绩毕业， 成为皇家空军的战斗机驾驶员。1930年又取得第一个涡轮喷气发动机设计 的专利。1931—1932年任新型飞机试飞员。后到皇家空军工程学校和剑桥 大学进修。
6
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
1. 起飞推力和推重比 2. 巡航耗油率 3. 结构和安装 4. 可靠性、寿命和维护性 5. 污染物排放 6. 低噪声
英国在第二次世界大战后期和战后使用的各型喷气战斗机，大都是 根据惠特尔的设计而研制成的。50年代初，惠特尔又先后研制成世界上第 一种涡轮螺旋桨旅客机“子爵号”和第一架涡轮喷气客机“彗星号”。 1953年出版了《喷气机：开拓者的精故品事ppt》。1996年8月9日去世，享年3 89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1. 涡轮喷气发动机 Turbo-jet engine
发动机原理完整版：第一章2、3、4、5节
发动机推力大小仅仅反映飞机的推力需求， 不能反映不同推力级发动机之间的性能优 劣
例如:
GE90(BY777) F=392000N, qma=1420kg/s
D=3.524m
wp-11(无人机) F=8500N, qma=13kg/s
2021/7/13
整理课件
D=0.3m
21
一、性能指标
2、单位推力 单位：N ·s/kg
• V9 V0 0 p 1 （0.5~0.75）
• 有效功 推进功的转换必有“损失”
2021/7/13
整理课件
38
三、推进效率
• 损失 = 有效功推进功 = 1 (V V )2
29 0
• 绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 V0)排出 发动机所带走的能量，称为“余速损失”
•
若V0 =0，则全部可用能以动能 损失在空间，不产生推进功。
飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性
飞行速度为零时，只能用耗油率表示经济性
2021/7/13
整理课件
42
四、总效率
• 对于涡喷发动机存在矛盾 0 t h p
– 涡喷发动机将热力循环获得的 机械能全部转换为气体的动能 增量，进、排气速度差大，可 提高热效率和增加推力
– 但排气速度差大，推进效率低 ，总效率低经济性差，耗油率
整理课件
23
一、性能指标
3、推重比 FW = F / W
• 无量纲量 • 综合性指标： 反映气动热力循环的设计水平（如高单位推
力），反映结构设计水平。 • 统计：W增加1kg导致飞机重量增加2.5kg。
2021/7/13
整理课件
24
一、性能指标
3、推重比
航空燃气涡轮发动机结构设计-课件
2. 1 单转子的支承方案
❖ 浮动套齿联轴器
2. 1 单转子的支承方案
❖ 两支点方案特点
适用于刚性转子 一般情况下后支点位于涡轮前
❖缩短转子长度 ❖提高轴的刚度 ❖支点环境温度高
后支点位于涡轮后
❖转子支点间跨度加大
2.1 单转子的支承方案
❖ 三支点方案特点
适用于轴向尺寸大的转子 必须解决“三点共线”问题
2. 设计方法和结构特点
双排滚珠轴承并用：
❖可承受大的轴向负荷 ❖但应解决均载问题。
第四节 支承结构
2. 设计方法和结构特点
轴承在高温下工作：
❖隔热衬套 ❖环内开槽 ❖内环供油 ❖喷油冷缺。
第四节 支承结构
RB199
第四节 支承结构
第四节 支承结构
2. 设计方法和结构特点
滚珠滚棒轴承并用：
RB199
2.4 滚珠轴承位置
❖ 一般原则
1.尽可能不放在涡轮附近； 2.相对安装节轴向位移最小处； 3.在双支点中均放在压气机之前； 4.在三支点中大多数放在压气机之后。
2.4 滚珠轴承位置
❖ F404
2.4 滚珠轴承位置
❖ V2500
2.4 滚珠轴承位置
❖ RB199
作业
❖ 根据图册或补充讲义附图 ❖ 分析F404和V2500发动机转子支承方案形式
❖ WP6低压联轴器
3.2 柔性联轴器
❖ WP7球形接头套齿联轴器
第四节 支承结构
1. 轴承设计 常用滚棒轴承和滚珠轴承 径向尺寸大，轴向尺寸小，可以短期缺油，损耗 小 工作温度可到300℃ 高速轴承即DN值很大>1,000,000 离心力和摩擦力大，要求润滑和冷却良好 滚棒为特轻，滚珠为轻
北航航空燃气涡轮发动机课件
6.4 环境特性
发动机吸入外来物
美国客机迫降纽约河道155人获救
2009年1月15日下午，美国全美航空公司一架前往北卡罗来纳州夏洛特市的A-
320班机（1549 航班）从纽约拉瓜蒂亚机场起飞过程中遭飞鸟撞击失去动力
，迫降在纽约哈德逊河河面上。由于驾驶员临危不惧、处置得当，机上155人 全部获救，引起世人观注！
原因
ncor
对于同样的发动机转速， 只增加大气温度 T0 使得换 n 算转速下降，导致共同工 T0* 作点沿工作线下移，增压 比和空气流量减小
qmcor qm T2* P2*
大气压力对特性的影响
气压降低 推力下降
PS0从10.98个大气压 F下降10％
耗油率不变 原因
小小的飞鸟为何能威胁这么大的飞机飞行安全:一只体重900克的鸟， 如果以相对时速185公里与飞机相撞，其冲击力就有1190公斤
鸟撞民用飞机
2002年A320从美国西部一机场起飞时吸入大鸟 2004.09 Foker100 2号发动机吸鸟
改进发动机风扇部件设计 提高抗鸟撞能力
风扇叶片 风扇机匣（包容环）
③雨天工作时，相当于在发动 机进口喷水，水沿流程蒸发， 使压缩过程的吸热过程变成 放热过程，压气机各级进口 温度下降，使各级换算转速 增加，后几级流通能力加大
湿度增加使 R湿空气和Cp湿空气 增加，导致发动机排气 V9 加大，但空气流量减小 ， 综合作用使推力减小
6.3 雷诺数对发动机性能影响
大气条件对起飞性能的影响
民用涡扇发动机
常采用控制发动机压比EPR=const的起飞状态 控制规律，随着 T0 升高，发动机转速和排气 温度T*5（即EGT）增大，以保持推力不变 为保证发动机工作安全，当 T*5达到最高允许 排气温度T*5max ，改为T*5 = const的起飞状态 控制规律 转换这两种控制规律的T0大约为30℃ T0<30℃时发动机控制规律制定应保证起飞推 力（即起飞状态保持推力不变的控制） T0>30℃以后，因随 T0增加发动机热端部件温 度而增高，采用超温保护控制，控制规律自 动保持T*5 = T*5max，推力将随气温增加而下降
模块15 反推系统《燃气涡轮发动机》教学课件
八、反推控制活门组件
反推控制活门组件控制液压油到反推作动器，典型的反推控制活门组 件的主要部件是：液压供油管和回油管，收藏和展开管，收藏和展开电磁 活门，方向控制活门和手动切断活门等。
八、反推控制活门组件
当拉反推杆时，展开电磁线圈 和准备电磁线圈通电，液压油通到 方向控制活门的下面。油压推方向 控制活门柱塞向上，推隔离活门柱 塞向上，液压油作用到反推作动器 的展开边和收藏边，由于两边油压 作用的面积不同，液压作动器现在 推移动套筒向后展开反推装置。
八、反推控制活门组件
作动筒同步：
每半反推有3个作动器。由于制造公差和内部摩擦不同，很难做到同步动作。
每个反推整流罩上的液压作动器由传动轴机械相互连接。这些软传动轴同步作动 器的运动，使得3个作动器有同样的速度。软同步轴通过涡轮蜗杆连接作动器活塞。
释放油门互锁和反推指示需要反推装置的位置反馈。在格栅型反推装置，每半反 推整流罩上靠上的作动器有反馈机构。在电控的发动机，像A320飞机的情况，液压作 动器没有机械的反馈机构。发动机电子控制组件接受在阻流门上展开电门的信号，然 后增加发动机转速到全反推力，它也作动驾驶舱反推指示。
四、作动系统
作动系统通过液压作动大的阻流门，象在枢轴型反推装置，阻流门有单独 的液压作动器；在有移动套筒和格栅叶片的反推装置，液压作动器更复杂，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，接受控制系统来的信号供应液 压油到作动器，展开或收藏反推装置。气压反推作动系统仅仅用在有移动套筒 的格栅型反推装置。它们通常是供应发动机引气到空气马达，空气马达经驱动 轴和齿轮箱用球螺旋作动器操作移动套筒。
反推装置必须能够承受极高的温度和有腐蚀作用的燃气，反推力的大 小完全可控，反推装置不影响发动机的基本工作，反推不使用时保持发动 机的流线形，使用时避免排出气体被压气机再吸入。
相关主题
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几何相似 运动相似
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
2012/10/31 8
引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
2012/10/31 9
压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
2012/10/31 21
压气机采用可调静子叶片特性的改善
2012/10/31
qm 2
将增压比和效率表示 成相似流量和相似转 速的关系→压气机通 用特性
2012/10/31
10
压气机特性图
实验特性
2012/10/31
通用特性
11
压气机通用特性图
相似流量为横坐标 qm 2 / 2 增压比为纵坐标 相似转速为参变量 n / 2 三种线
等相似转速线 等效率线 不稳定边界线
与进口气流总温、增压比成 正比 与效率成反比
* 3 * 2
K WKad / WK
WK CpT2*[( k ) qmS (kg / s / m )
5
单位迎面流量
质量流量与最大迎风面积A 之比 越高越有利于减小迎风面积 和提高推重比
2012/10/31
1
1]/ K
第二章 燃气涡轮发动机 部件特性
2012/10/31
1
2.1 风扇/压气机
一、风扇/压气机的功能及其主要性能指标 功能
加功增压，即对气体作压缩功以提高气体的压力
对风扇/压气机的主要要求是在满足所需增压 比的条件下:
效率高，尺寸小，重量轻 有足够的稳定工作范围 工作安全可靠
2012/10/31 2
已知压气机进口T*2、P*2和增压比π *K、效率η K以及空 气流量qm，计算压气机出口T*3、P*3、压缩功及功率
* * * p3 p2 K
1 * * * T3 T2 1 K 1 / K
WK CpT2*[ K PC qmWK
2012/10/31 16
2012/10/31
17
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、增加 相似流量引起 PB 负攻角、叶盆分离 扭速减小，增压比下降 效率下降 通道严重时堵塞
2012/10/31
扭速
V1a -i Wu
18
通用特性线的变化原因
当相似转速下降引起 PC
增压比下降 效率先增后降 压气机前面级正攻角 叶背分离 压气机后面级负攻角 叶盆分离
2
2. 性能指标
喘振裕度 影响因素
* K. qm.工作点 喘振边界点 SM * 1 (%) q m K. 工作点 .喘振边界点
本身的气动设计、几何 和结构 来流的畸变度 高空飞行时雷诺数降低 湿度
2012/10/31
6
二、压气机出口气流参数计算
稳定工作范围 高效率区
2012/10/31 12
如果设计点在P点
相似转速一定， 相似流量变化 P A P B 相似转速变化 P C P D
qm T P
* 2
* 2
kA2 q (2 )
攻角
i 1k 1
1k 几何进口角 1 进口气流角 落后角
当相似转速增加引起 PD
2012/10/31
前面级
后面级
19
主要防喘技术措施
调节风扇进口导流叶片角度 αF 和高 压压气机静子叶片角度αCH 压气机中间级放气 采用双轴，甚至三轴 采用机匣处理技术 在飞机上测量“喘振信号”，在测 出此信号时自动进入“消喘过程”， 发动机切油并对 A8 、 αF 、 αCH 作出 相应调整 对于使用中容易出现喘振的工作状 态，在控制规律中增加主动防喘的 功能，如发射导弹时自动进入“防 2012/10/31 喘过程”等
大涵道比涡扇发动机压缩系统
2012/10/31
3
1.热力过程及主要参数
热力过程
理想情况：绝热等熵压缩 实际情况：多变压缩
h 3ad
理想压缩功 等熵
3
多变
P*3
P*2 2
多变压缩功
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S
4
2. 性能指标
增压比 绝热效率
反映压缩过程的损失程度
p K p
单位质量压缩功
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1 *
1] / K
7
三、压气机(风扇)特性
压气机在设计状态下
具有符合设计要求的增压比和较高的效率
一台设计完成的压气机不可能总在设计状 态下工作，当工作条件偏离设计状态时， 压气机的增压比、效率将发生变化 特性
在非设计条件下工作时，压气机增压比、效 率随进口条件、转速和流量的变化关系
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
2012/10/31 8
引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
2012/10/31 9
压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
2012/10/31 21
压气机采用可调静子叶片特性的改善
2012/10/31
qm 2
将增压比和效率表示 成相似流量和相似转 速的关系→压气机通 用特性
2012/10/31
10
压气机特性图
实验特性
2012/10/31
通用特性
11
压气机通用特性图
相似流量为横坐标 qm 2 / 2 增压比为纵坐标 相似转速为参变量 n / 2 三种线
等相似转速线 等效率线 不稳定边界线
与进口气流总温、增压比成 正比 与效率成反比
* 3 * 2
K WKad / WK
WK CpT2*[( k ) qmS (kg / s / m )
5
单位迎面流量
质量流量与最大迎风面积A 之比 越高越有利于减小迎风面积 和提高推重比
2012/10/31
1
1]/ K
第二章 燃气涡轮发动机 部件特性
2012/10/31
1
2.1 风扇/压气机
一、风扇/压气机的功能及其主要性能指标 功能
加功增压，即对气体作压缩功以提高气体的压力
对风扇/压气机的主要要求是在满足所需增压 比的条件下:
效率高，尺寸小，重量轻 有足够的稳定工作范围 工作安全可靠
2012/10/31 2
已知压气机进口T*2、P*2和增压比π *K、效率η K以及空 气流量qm，计算压气机出口T*3、P*3、压缩功及功率
* * * p3 p2 K
1 * * * T3 T2 1 K 1 / K
WK CpT2*[ K PC qmWK
2012/10/31 16
2012/10/31
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通用特性线的变化原因
当相似转速一定、增加 相似流量引起 PB 负攻角、叶盆分离 扭速减小，增压比下降 效率下降 通道严重时堵塞
2012/10/31
扭速
V1a -i Wu
18
通用特性线的变化原因
当相似转速下降引起 PC
增压比下降 效率先增后降 压气机前面级正攻角 叶背分离 压气机后面级负攻角 叶盆分离
2
2. 性能指标
喘振裕度 影响因素
* K. qm.工作点 喘振边界点 SM * 1 (%) q m K. 工作点 .喘振边界点
本身的气动设计、几何 和结构 来流的畸变度 高空飞行时雷诺数降低 湿度
2012/10/31
6
二、压气机出口气流参数计算
稳定工作范围 高效率区
2012/10/31 12
如果设计点在P点
相似转速一定， 相似流量变化 P A P B 相似转速变化 P C P D
qm T P
* 2
* 2
kA2 q (2 )
攻角
i 1k 1
1k 几何进口角 1 进口气流角 落后角
当相似转速增加引起 PD
2012/10/31
前面级
后面级
19
主要防喘技术措施
调节风扇进口导流叶片角度 αF 和高 压压气机静子叶片角度αCH 压气机中间级放气 采用双轴，甚至三轴 采用机匣处理技术 在飞机上测量“喘振信号”，在测 出此信号时自动进入“消喘过程”， 发动机切油并对 A8 、 αF 、 αCH 作出 相应调整 对于使用中容易出现喘振的工作状 态，在控制规律中增加主动防喘的 功能，如发射导弹时自动进入“防 2012/10/31 喘过程”等
大涵道比涡扇发动机压缩系统
2012/10/31
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1.热力过程及主要参数
热力过程
理想情况：绝热等熵压缩 实际情况：多变压缩
h 3ad
理想压缩功 等熵
3
多变
P*3
P*2 2
多变压缩功
2012/10/31
S
4
2. 性能指标
增压比 绝热效率
反映压缩过程的损失程度
p K p
单位质量压缩功
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1 *
1] / K
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三、压气机(风扇)特性
压气机在设计状态下
具有符合设计要求的增压比和较高的效率
一台设计完成的压气机不可能总在设计状 态下工作，当工作条件偏离设计状态时， 压气机的增压比、效率将发生变化 特性
在非设计条件下工作时，压气机增压比、效 率随进口条件、转速和流量的变化关系