航空发动机结构-第七章-总体结构
航空发动机结构系统资料课件
附件系统的组成
燃油附件
包括燃油泵、燃油控制阀等， 用于控制燃油的供应和流量。
滑油附件
包括滑油泵、滑油滤清器等， 用于提供滑油润滑和冷却发动 机部件。
启动与点火附件
包括启动电机、点火装置等， 用于启动发动机和点火。
空气附件
包括空气泵、冷气瓶等，用于 提供压缩空气和控制发动机进
气。
附件系统的安装位置与连接方式
航空发动机的分类
总结词
根据不同的分类标准，航空发动机可以分为多种类型。
详细描述
根据用途不同，航空发动机可以分为活塞式发动机和喷气式发动机两大类。其中，喷气式发动机又可以分为涡轮 喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和桨扇发动机等类型。此外，根据推进剂的不同，航空发动机 又可以分为火箭发动机和吸气式发动机等类型。
滑油压力调节器
调节滑油压力，确保滑油在正确的压 力下供给发动机。
空气系统附件
进气过滤器
过滤进入发动机的空气中的杂质，保证空气 清洁度。
涡轮增压器
利用发动机排气的能量对进气进行压缩，提 高发动机的进气压力和进气量。
压气机
将空气压缩后供给发动机，提高空气密度。
冷却空气系统
利用冷却空气降低发动机部件的温度，保证 发动机正常运转。
航空发动机的定义
总结词
航空发动机是用于驱动飞行器的动力装置，它能够将热能、化学能转化为机械能，为飞行器提供推力 。
详细描述
航空发动机是一种高度复杂、精密的热力机械，其工作原理是将空气吸入发动机后，经过压缩、燃烧 、膨胀等过程，产生高温、高压的燃气，再通过喷嘴将燃气以高速排出，产生推力，使飞行器前进。
PART 06
未来航空发动机结构附件 系统的发展趋势
第七章 航空发动控制计划概述
低压压气机的工作线位 置（A9=常数）
（2）发动机控制计划 为充分发挥双轴发动机的潜能，就要选择nH、nL、Tt4作为被控 参数，同时对三个参数进行控制，就需要有三个控制量，除 供油以外，其余两个要从发动机部件的几何可调参数中选择 。要使发动机部件几何可调，发动机控制装置的质量、结构 复杂程度及研制生产费用就会大大增加。因此，双轴涡轮喷 气发动机仍广泛采用尾喷口面积A9固定的控制计划，即下面 所述基本控制计划。由于只有Wf一个控制量，所以只能保证 一个被控参数随飞行条件按给定规律变化。 ① 保持低压转子转速不变的控制计划 Wf →nL=常数 ② 保持高压转子转速不变的控制计划 Wf →nH=常数 ③ 保持涡轮前温度不变的控制计划 Wf →Tt4=常数
双轴涡轮喷气发动机示意图
高压压气机和高压涡轮的共同工作和单轴涡喷发动机类似 ，即高压涡轮膨胀比πTH＝常数的工作线。 根据流过低压涡轮喷嘴喉部与尾喷管出口的流量连续条件 ，当尾喷管中气流处于临界以上流动状态时，低压转子的共同 工作线也是πTH＝pt4.5/ pt5 ＝常数的工作线。 双轴发动机高压压气机特性图上的共同工作线的位置与形 状则受发动机工作条件改变时的高压压气机增压比πCH变化规 律的影响。
涡扇发动机的共同工作与控制计划 （1）共同工作特点 ① 分开排气的双轴涡轮风扇发动机 ② 混合排气涡轮风扇发动机 （2）被控参数的选择 ① 一般情况下，涡轮风扇发动机的被控参数可以从nH、nL、Tt4 和内涵总增压比（或称EPR，是低压涡轮出口总压与低压 压气机进口总压之比）等参数中选择，对几何不可调的涡 扇发动机只能选择其中的一个参数作为被控参数。 ② 涡轮风扇发动机的控制计划与双轴涡喷发动机基本相同， 即可采用式（7-6） ～式（7-8）的等低（高）压转速调节 和等涡轮前温度调节。所不同的是许多涡扇发动机上选择 EPR作为被控参数，采取如下控制方案Wf →EPR=常数
航空发动机结构..
典型军用涡扇发动机结构
EJ200涡扇发动机用于欧洲联合研制的90 年代战斗机EFA2000，为双转子加力式低涵 道比涡扇发动机，由三级风扇，五级高压压 气机、具有空气雾化喷嘴的环形蒸发燃烧室、 单级高低压涡轮、加力燃烧室和收敛-扩散式 可调喷口组成。整台发动机有5个支点，共用 两个滑油腔室，两个承力框架。
CFM56 发动机支承简图
两个转子支承于五个支点上，通过两个承 力框架将轴承负荷外传，是承力构件最少的 发动机。低压转子为0-2-1支承方案，高压转 子为1-0-1支承方案。高压转子后支点为中介 支点，支承在低压涡轮的后轴上，此种支承 方案的主要优点是结构简单，低压轴刚性好， 发动机性能保持好，重量轻，为许多军民用 发动机所采用 。
RB199发动机(装备狂风式战斗机)是军用 发动机中唯一采用三转子结构的发动机，由3 级风扇、3级中压压气机、6级高压压气机、 环形蒸发燃烧室、单级高、中压涡轮、2级低 压涡轮、加力燃烧室及可调收扩喷管等组成。 另外还装有反推力装置，以减小着陆时的滑 行距离。
RB199发动机结构图
RB199 三转子发动机支承方案简图
由于高压与中压转子长度相对较短，因此 均采用2支点支承方案，其中高压转子最短， 故采用1-0-1支承方案；在中压转子中，为缩 短2支点间距离，将3号支点置于中压压气机 之后，形成0-1-1支承方案。
Su-27的心脏А Л －31Ф 发动机
А Л －31Ф ，是由俄罗斯的“留里卡－土 星”航空航天发动机制造公司在1985年研制 的第四代单元体设计、推重比为8的涡轮风扇 发动机。该发动机有很高的可靠性及技术维 护性能。А Л -31Ф 发动机即使在今天，也是 世界上最好的航空发动机之一 。
EJ200 发动机结构图
发动机内部结构图
发动机内部结构图引言发动机是现代机动车辆中不可或缺的关键部件之一，它负责将燃料转化为能量，驱动车辆行驶。
发动机的内部结构决定了其性能和效率，了解发动机内部结构对于维护和修理发动机至关重要。
本文将介绍发动机的常见内部结构并提供相应的结构图。
缸体和缸盖发动机的缸体是发动机的主体结构，它用于容纳活塞、气缸和气门等关键部件。
缸体通常由铸铁或铝合金制成，以提供足够的强度和耐热性。
缸盖则位于缸体的顶部，密封并承载发动机的气缸盖、凸轮轴和气门等部件。
活塞和连杆活塞是发动机中起着压缩和传递力量作用的关键部件。
它由铝合金制成，具有较低的重量和较高的强度。
活塞通过连杆与曲轴相连，将活塞的上下往复运动转化为曲轴的旋转运动。
连杆一端连接活塞，另一端连接曲轴，起到连接与传递力量的作用。
曲轴和凸轮轴曲轴是发动机中最重要的部件之一，它通过连杆的传动将活塞上下往复运动转化为旋转运动。
曲轴通常由钢铁或铸铁制成，具有高强度和耐磨性。
凸轮轴则用于控制发动机气门的开启和关闭过程，它通过凸轮的形状实现气门的运动。
气门和气门机构气门是控制发动机进气和排气的关键部件，它位于缸体上方的气门座中。
发动机通常具有进气气门和排气气门，它们由气门机构控制开启和关闭。
气门机构通常由凸轮轴、齿轮、摇臂和弹簧组成，通过凸轮的旋转推动摇臂，进而控制气门的运动。
节气门和喷油器节气门用于控制发动机的油气混合物进入气缸的量，通过调节节气门的开度可以控制发动机的功率输出。
喷油器则用于将燃油喷射到气缸内，以完成燃烧过程。
节气门和喷油器一般通过发动机控制单元（ECU）来实现精确的控制。
总结发动机的内部结构是复杂而精密的，各个组件协调工作以提供动力和效率。
本文介绍了发动机的常见内部结构，包括缸体和缸盖、活塞和连杆、曲轴和凸轮轴、气门和气门机构、节气门和喷油器。
了解这些结构对于维护和修理发动机具有重要意义，帮助我们更好地理解发动机的工作原理。
航空发动机结构-第七章-总体结构
一、发动机部件所受作用力
1.2 力的传递
发动机内力
❖ 不传给飞机的力:气动力矩、部分轴向力 。
发动机外传力
❖ 推力,重量，机动飞行时的惯性力 力矩。
二、轴向力和发动机的推力
2.1各部件轴向力分布及推力的计算
推力等于所有部件轴向力之和
2.2转子轴向力及卸(减)荷措施
卸荷为什么不会影响推力
2.3涡轮与压气机轴向力不同
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
❖ 叶片，进气道，喷口，火燃筒。
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
2 惯性力、力矩
❖ 旋转或机动飞行时由于质量所产生的力 ❖ 叶片,盘等旋转件上的惯性力 ❖ 作用在转子上的惯性力矩或力偶
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
3 热应力
❖ 相邻的不同材料在相同温度下； ❖ 工作环境温度梯度不同时可产生；
机匣的安装边处 火燃筒 加力燃烧室
一、发动机部件所受作用力
风扇叶片
一、发动机部件所受作用力
高压压气机盘
一、发动机部件所受作用力
尾喷口
一、发动机部件所受作用力
燃烧室
一、发动机部件所受作用力
1.2 力的传递
零件内力
❖ 零件内部平衡不向外传。热应力、轮盘应力等。
航空发动机结构
燃烧过程
01
02
03
油气混合
燃油与压缩后的空气混合， 形成油气混合物。
燃烧反应
油气混合物在燃烧室内进 行燃烧反应，释放出大量 的热能和气体。
产生推力
燃烧产生的高温、高压气 体推动涡轮旋转，进而推 动飞机前进。
膨胀过程
燃气膨胀
01
燃烧后的高温、高压气体从燃烧室流出，进入涡轮后的扩压器。
降低压力
02
根据燃料类型，可分为燃油发动机和 燃气涡轮发动机。
根据用途，可分为民用发动机和军用 发动机。
根据工作原理，可分为活塞发动机和 喷气发动机。
02 发动机主要部件叶片对空气进 行压缩，为燃烧室提供高压空气。
压气机的效率直接影响到发动机的性 能和燃油消耗率，因此其设计和制造 要求非常高。
高强度材料
发动机中的转子、叶片等部 件需要承受高负荷，因此需 要使用高强度材料，如镍基 合金和钛合金等。
耐腐蚀材料
发动机在高温、高湿的环境 下工作，需要使用能够耐腐 蚀的材料，如不锈钢和镍基 合金等。
制造工艺流程
01
02
03
04
铸造工艺
用于制造发动机中的涡轮叶片 、导向叶片等部件，通过将熔 融金属倒入模具中冷却成型。
振动问题
如发动机振动过大，需要检查发动机的平衡性、轴承状况 、气动稳定性等，找出振动源并采取相应措施。
保养建议
严格按照制造商提供的维护手册进行保养
按照制造商提供的保养计划，定期进行保养和检查，不要错过任何重 要的维护项目。
使用高品质的油液和耗材
选择高品质的机油、燃油、滑油等油液和耗材，可以减少发动机的磨 损和故障风险。
压气机通常由多级转子组成，每一级 转子都有一定数量的叶片，通过旋转 将空气逐级压缩。
航空发动机分类及发动机结构
• 当飞行速度和流动损失一定时，
• 在对流层内, 随着飞行高度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
• 在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 这时进气道的冲压比也就不 随高度而变化, 保持常数。
– 当流动损失和飞行马赫数一定时，随着飞行高度的增高, 冲压比保持不 变。
那么直升机涡轴发动机对进气道又 有哪些要求呢？
– 燃气发生器后的燃气可用能全部用来在喷管内继续膨胀, 加速燃气, 提高 燃气的速度, 使燃气以较高的速度喷出, 产生推力。
– 从工作后的温度不同可将发动机分为冷端和热端两部分。进气道,压气机 属于冷端,而燃烧室,涡轮,喷管属于热端。
– 与航空活塞发动机相比: 航空燃气涡轮喷气发动机既是热机又是推进器。 重量轻, 推力大, 推进效率高, • 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的增加而增加。
• 涡轮风扇发动机 （涡桨）
– 组成：由进气道,风扇,低压压气机,高压压气机,燃烧室,高压涡轮,低压涡轮 和喷管组成
– 工作原理 ：
– 内涵：涡扇发动机内路的工作情形与涡喷发动机相同。即流入内涵的空气 通过高速旋转的风扇、低压压气机和高压压气机对空气作功, 压缩空气, 提高空气的压力。高压空气在燃烧室内和燃油混合, 燃烧, 将化学能转变 为热能, 形成高温高压的燃气。高温高压的燃气首先在高压涡轮内膨胀, 推动高压涡轮旋转, 去带动高压压气机,然后在低压涡轮内膨胀,推动低压 涡轮旋转, 去带动低压压气机和风扇, 最后燃气通过喷管排入大气产生反 作用推力。
» 大气温度越高, 则空气的密度越低
» 飞行高度越高, 空气的密度也越低;
–飞行速度越大, 则进入发动机的空气流量也越多;
–压气机转速越高, 进入发动机的空气流多。
第十一讲-航空发动机总体结构(2)
比较上面等式，有
( 压静 )
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24
第8章
航空发动机总体结构设计
三、发动机的惯性力和惯性力矩
静子机匣上的陀螺力矩：
M
G
J 0 sin
(25)
—发动机转子绕轴线的 转动惯量
—
与
的夹角
G
M
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第8章
航空发动机总体结构设计
W Pj R 2 n W g
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第8章
航空发动机总体结构设计
8.5 发动机的受力分析
气体力 惯性力（旋转件，机动飞行时） 热应力
按性质分为三类：
一、气体力的计算 由组件到整体的计算方法。 （一）进气装置上气体轴向力计算
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第8章
航空发动机总体结构设计
8.5 发动机的受力分析
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即
( 涡静 )
m gc 1um r 1m
(a )
同理，在涡轮转子叶片中，叶片给气流的扭 矩为： M'2 mg ( c2um r2m c1um r1m ) 因出口气流接近轴向，认为 c 2um 0
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第8章
则
航空发动机总体结构设计
M '2 mg c1um r1m M ( 涡 转 )＝ M '2 mg c1um r1m＝ M （涡静）
P3
4、盘后端面的气体力
2 4 D3P b
(c)
P4
2 4 D2P c
(d)
单级涡轮转子总的气体轴向力：
航空发动机总体结构和工作系统探析
航空发动机总体结构和工作系统探析摘要：本文重点分析了发动机的转子结构，并对转子支承方案、支承结构和承力系统，以及相关的辅助系统和各部件之间的协调关系进行分析。
然后对其他工作系统进行简析，如滑油系统、燃油系统、除冰系统等进行简介。
关键词：发动机转子结构；转子支承方案涡喷和涡扇发动机的总体结构方案，要受到循环参数、气动参数和结构参数的影响。
例如发动机的推力与尺寸，涵道比及排气方式，总增压比与涡轮压气机转子的数目，涡轮前燃气温度及气冷式涡轮级数，燃烧室类型与排气污染限制，内外涵之间的气动联系和机械联系等。
1 转子1.1转子结构①转子系统航空发动机转子是指叶片、盘、轴及其连接结构组成的轴系，一般是由多个零部件组装而成。
转子系统是指转子及其支承结构组成的系统，其功能是承载高速旋转所产生的各种负荷。
②转子数目现代航空发动机的最大特征是采用双转子压气机和涡轮。
发动机轴的数目，在很大程度上取决于压气机的增压比。
对于军用飞机（如歼击机和强击机）所需的发动机迎面推力大，宜选用相对不高的增压比。
而对于远程运输机和民航客机上的发动机，则要求耗油率小，发动机的增压比就要提高。
所以，在一般倾向于采用高增压比发动机的情况下，所采用的增压比范围较宽。
单转子涡喷发动机结构简单，支承数目少，重量轻。
但是这种方案稳定工作范围较窄，只适用于增压比相对不高的发动机。
这种发动机的压气机须采用放气或可调静子叶片，以保证在不同使用状态下的稳定工作。
双转子和三转子方案适用于压气机增压比高的发动机，其中双转子方案用得最广。
这种方案由于每个转子的转速都可接近其的最佳值，压气机的级增压比和效率也可随之提高，因而级数有所减少。
双转子发动机方案很适合涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机，因为外涵风扇的直径与内涵压气机的不同，它们需要不同的转速，而且取决于涵道比、风扇与压气机的直径差、以及不同组合的风扇级数与压气机级数。
在三转子方案的涡扇发动机中，其风扇、中压压气机和高压压气机分别由 3 个涡轮驱动，它们彼此独立，只有气动联系。
常用航空发动机的结构与原理
常用航空发动机的结构与原理一、活塞式航空发动机为航空器提供飞行动力的往复式内燃机称为活塞式发动机。
发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。
活塞式发动机由汽缸、活塞以及把活塞的往复运动转变为曲轴旋转运动的曲柄连杆机构等主要部分组成。
曲柄连接着螺旋桨，螺旋桨随着曲柄转动而转动，曲轴则支承在轴承上。
汽缸上装有进气门和排气门" 进气门是控制空气和汽油的混合气进入的零件，汽油燃烧完以后有排气门排出。
活塞式航空发动机是一种四冲程、电嘴点火的汽油发动机。
曲轴转动两圈，每个活塞在汽缸内往复运动4次，每次称1个冲程。
4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀（作功）和排气，合起来形成1 个定容加热循环。
从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。
20 世纪40年代中期，在军用飞机和大型民用机上，燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式航空发动机，但小功率活塞式航空发动机比燃气涡轮发动机经济，在轻型低速飞机上仍得到应用。
二、燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室和燃气涡轮组成的发动机称为燃气涡轮发动机。
它的优点是重量轻、体积小和运行平稳，广泛用作飞机和直升机的动力装置。
核心机：在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。
空气在压气机中被压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡轮功。
涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使核心机连续工作。
从燃气涡轮排出的燃气仍具有很高的压力和温度，经膨胀后释放出能量（称为可用能量）用于推进。
核心机不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称燃气发生器。
现代燃气涡轮发动机压气机的增压比（压气机出口空气总压与进口总压之比）范围为4-28，消耗功率可高达数十兆瓦（几万马力）。
燃气涡轮前的温度可达1200-1700K。
压气机分为离心式和轴流式两类，前者增压比低、直径大，仅用于小功率发动机；后者流量大、增压比高，应用广泛。
发动机构造第7章 发动机总体结构
7.2.2 柔性联轴器 这种联轴器在压气机，涡轮两个转子的轴线不同 心时，仍能保证良好的工作。也就是说允许涡轮转子 轴相对于压气机轴有一定的偏斜角。
图7-16 柔性联轴器允许两轴线有一定的偏斜角
一、四支点用的浮动式套齿联轴器
图7-2 浮动套齿联轴器
二、带有球形接头的套齿联轴器
图7-17 涡喷8发动机联轴器
三、带有半球形接头的套齿联轴器
图7-18 涡喷6发动机联轴器
四、具有浮动球形垫圈的套齿联轴器
图7-19 涡喷7发动机低压转子联轴器
五、涡桨5发动机的联轴器
图7-20 涡桨5发动机的联轴器
六、斯贝发动机低压转子联轴器
图7-21 斯贝发动机低压转子联轴器
第7.3节 支承结构
发动机的转子通过支承结构支承于发动机承力 构件上，并将转子的各种负荷传递到承力机匣上。 支承结构包括轴承、对轴承进行冷却与润滑的滑油 供入及回油结构、防止滑油漏入气流通道以及防止 高温气体漏入轴承腔室的封严装置等。
图7-26 涡喷6发动机后支点结构
图7-27 JT3D发动机高压涡轮支点结构
四、中介支点结构 中介支点介于高压轴（外轴）与低压轴（内轴） 之间，径向空间小，轴承的滑油供人及回油、封严均 较困难。如果是止推支点（即滚珠轴承），装配也较 困难。前用于中介支点的轴承，其直径系列均较普通 支点的系列轻一级左右。例如普通支点采用了特轻系 列的滚棒轴承，则用于中介支点时，应采用超轻系列， 用于普通中点的滚珠轴承一般采用轻系列，而用于中 介支点的滚珠轴承则要使用特轻系列。
1. 涡喷7发动机低压压气机后中介支点 涡喷7发动机低压转子的中、后支点均系中介支 点， 2 支点的供油、回油方式基本类似。图 7-28 为中 支点（即低压压气机后支点）的结构图。
航空发动机结构-PPT课件
EJ200 发动机结构图
EJ200转子支承方案简图
第四代军用发动机—F119-PW-100
F119-PW-100发动机由3级风扇，6级高压压 气机，带气动喷嘴，浮壁式火焰筒的环形燃 烧室，单级高压涡轮与高压转向相反的单级 低压涡轮（对转涡轮），加力燃烧室与二维 喷管等组成。整台发动机分为：风扇、核心 机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件 传动机匣等6个单元体，另外还有附件等。
CFM56 发动机支承简图
两个转子支承于五个支点上，通过两个承 力框架将轴承负荷外传，是承力构件最少的 发动机。低压转子为0-2-1支承方案，高压转 子为1-0-1支承方案。高压转子后支点为中介 支点，支承在低压涡轮的后轴上，此种支承 方案的主要优点是结构简单，低压轴刚性好， 发动机性能保持好，重量轻，为许多军民用 发动机所采用 。
RB199发动机(装备狂风式战斗机)是军用 发动机中唯一采用三转子结构的发动机，由3 级风扇、3级中压压气机、6级高压压气机、 环形蒸发燃烧室、单级高、中压涡轮、2级低 压涡轮、加力燃烧室及可调收扩喷管等组成。 另外还装有反推力装置，以减小着陆时的滑 行距离。
RB199发动机结构图
RB199 三转子发动机支承方案简图
由于高压与中压转子长度相对较短，因此 均采用2支点支承方案，其中高压转子最短， 故采用1-0-1支承方案；在中压转子中，为缩 短2支点间距离，将3号支点置于中压压气机 之后，形成0-1-1支承方案。
Su-27的心脏А Л －31Ф 发动机
А Л －31Ф ，是由俄罗斯的“留里卡－土 星”航空航天发动机制造公司在1985年研制 的第四代单元体设计、推重比为8的涡轮风扇 发动机。该发动机有很高的可靠性及技术维 护性能。А Л -31Ф 发动机即使在今天，也是 世界上最好的航空发动机之一 。
航空发动机结构
桨扇由涡轮驱动，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。
22:49
NPU--ZhaoMing
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使用最广泛的燃气涡轮发动机：
• 加力的涡喷发动机 • 加力的涡扇发动机 燃气涡轮发动机的共同特点：
22:49
NPU--ZhaoMing
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4、WZ发动机
主要部件：进气道、压气机、燃烧室、动力涡 轮、自由涡轮、尾喷管
特点：通常带有自由涡轮，而其他形式的涡轮 喷气发动机一般没有自由涡轮。
22:49
NPU--ZhaoMing
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5 桨扇发动机
螺桨风扇发动机是一种介于涡扇发动机和涡桨 发动机之间的一种发动机形式。它既可看作带除去 外涵道的大涵道比涡扇发动机，又可看作高速先进 螺桨的涡桨发动机，因而兼有前者飞行速度高和后 者耗油率低的优点。目前正处于研究和实验阶段。
桨扇发动机的概念研 究始于70年代中期。80年 代后半期已完成地面和飞 行验证试验，基本达到预 期目标。由于航空公司的 综合经济因素和公众接受 心理等种种原因，桨扇发 动机尚未进入实用阶段。
22:49
NPU--ZhaoMing
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桨扇发动机的关键部件是先进高速螺桨，它带有多个宽 弦、薄叶型的后掠桨叶，能在飞行马赫数0.8下保持较高的效 率，见图1－6。
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NPU--ZhaoMing
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燃气涡轮发动机的工作循环
22:49
NPU--ZhaoMing
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压气机作用：
•用来提高进入发动机内的空气压力，供给发动机工 作时所需要的压缩空气。
大飞机航空发动机结构
大飞机航空发动机结构好的，以下是为您生成的一篇关于“大飞机航空发动机结构”的说明文：嘿，朋友！想象一下，你站在一个巨大的机场跑道旁，一架雄伟的大飞机呼啸着起飞，那强大的动力从何而来？没错，就是那神秘而强大的航空发动机！现在，让咱们一起走进这个大家伙的内部，揭开大飞机航空发动机结构的神秘面纱。
你瞧，航空发动机就像是大飞机的“超级心脏”，为整架飞机提供着源源不断的动力。
它的结构可复杂得很呢！从最前面看，那巨大的风扇叶片就像是一把把锋利的大扇子，呼呼地转着。
这风扇可不容小觑，它就像是一个大力士，能把大量的空气吸进来。
你说，这风扇是不是特别牛？再往里走，就到了压气机的地盘。
压气机就像是一个不知疲倦的压缩机，把进来的空气使劲儿压缩，让空气变得更加密集。
这感觉就像是把一堆松散的棉花用力压成结实的一团，你能想象得到吗？接下来是燃烧室，这可是个热闹的地方！燃料在这里和被压缩的空气混合，然后“砰”的一声，燃烧起来，产生巨大的能量。
这场景，就好像是一场热烈的狂欢派对，只不过这场派对产生的能量可是能让大飞机翱翔蓝天的！然后是涡轮，它被燃烧产生的高温高压气体推动着快速旋转。
涡轮就像是一个飞速旋转的舞者，充满了力量和激情。
它一边旋转，一边带动前面的风扇和压气机工作，整个过程就像是一场精妙的舞蹈表演。
最后，从发动机尾部喷出来的高温高速气体，形成了强大的推力，推动着大飞机向前飞驰。
这股推力，简直就是大飞机的“洪荒之力”！你可能会问，这发动机结构这么复杂，制造起来得多难啊？那可不！每一个零件都需要极高的精度和质量，就像给一位超级巨星打造专属的华丽舞台，容不得半点马虎。
而且，这发动机在工作的时候，温度高得吓人，压力也大得离谱。
这就要求它的材料得特别能扛，就像是一位坚强的战士，无论面对怎样的艰难险阻都绝不退缩。
在研发和制造大飞机航空发动机的道路上，无数的科学家和工程师们付出了巨大的努力。
他们夜以继日地钻研，一次次地试验，一次次地改进，就是为了让这颗“超级心脏”更加强大、更加可靠。
航空发动机构造_标签版资料
《航空发动机构造》教案
(3)发动机中载荷的传递方式 a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。 如：离心力、轮盘的热应力 b.有些虽然传递给相邻的组件或零件，但在发动机内部抵消不传给飞机。 如：部分轴向力或扭矩 c.有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。 如：大部分的轴向力及惯性力
２.2.４ 负荷引起的失效模式
mc1-mc0=P0F0-P1F1+R壁 R壁=mc1-mc0-P0F0+P1F1=(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0) 作用于内壁表面的气体力R/壁为 R/壁＝- R壁= - [(mc1+P1F1) - (mc0+P0F0)]
└───┘ └───┘ 出口 ≥ 进口 （试证明！）
结论： (1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关。 (2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。 (3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和。 (4)直管气体力恒指向收敛方向。（式子中的“-”表示）
·油耗低、噪声小； ·迎风面积比 WP 大，但比 WJ 小，小流量比可以高速飞行。
EX：民用大流量比发动机从前能够看透到后，即透过外函道。 (5)桨扇发动机（JS） 80 年代石油危机引起。 (6)冲压发动机（导弹上用） 当 M 数为 3.5~4 时，压气机压比为 1，必须放弃压气机，而采用冲压发动 机。
2．3．1 动量定律
在定常流动中，管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差，等于 作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。
m v 1-m v 0= R 体+ R 面
把面力分为两部分：（1）管壁反力 R 壁和截面 0-0、1-1 处管外流体压力 R 截，因此：
R 壁=（m v 1-m v 0）+（- R 体- R 截）
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作用：
承受转子上各种负荷
气动力、重力、惯性力
外传，最后传到安装节。
2.1 单转子的支承方案
两支点（1-1-0）
威派尔 Viper
(RR 公司 公司)
涡喷六（WP-6）发动机
带有加力燃烧 室的单转子涡 喷发动机 （中国） 用于
歼六 强五
使用WP-6发动机的飞机
歼敌机FJ-6
强敌机A-5
2. 1 单转子的支承方案
三支点 （1-2-0） 涡喷-6 (WP-6)
РД-20发动机
苏联制造 用于 雅克-15 雅克 米格-9 米格
米格-9（前苏联）
2.1 单转子的支承方案
四支点（1-3-0）РД-20
2. 1 单转子的支承方案
浮动套齿联轴器
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
第四节 支承结构
2. 设计方法和结构特点
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
采用柔性联轴器 提高转子、支承的加工精度
波音747，767飞机的动力
中介轴承一般为滚棒轴承 。 减小转子长度。 节省一个承力框架，降低发动机重量。 轴承的供油、封严、安装困难。 转子间的动力影响较大。
2.2 双转子支承方案
HP 0-2-0 LP 1-2-0
2.3 三转子支承方案
HP 1-0-1 I P 1-2-1 LP 0-2-1
RB199
2.4 滚珠轴承位置
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：
滚珠承受轴向力 滚棒承受径向力
第四节 支承结构
第七章 发动机总体结构
第一节 第二节 第三节 第四节 第五节 受力分析 支承方案 支承方案 联轴器 支承结构 承力系统
第一节 发动机的受力分析
发动机部件所受作用力 轴向力和发动机的推力
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
1 气体力、力矩
在气流通道内，由于气流的速度，压力，方向变化 对作用零件产生的力。 叶片，进气道，喷口，火燃筒。
F404
RB199
第五节 承力系统
8.安装节
发动机与飞机连接点,并将发动机的负荷传到飞机。
第五节 承力系统
第五节 承力系统
一、发动机部件所受作用力
风扇叶片
一、发动机部件所受作用力
高压压气机盘
一、发动机部件所受作用力
尾喷口
一、发动机部件所受作用力
燃烧室
一、发动机部件所受作用力
1.2 力的传递
零件内力
零件内部平衡不向外传。热应力、轮盘应力等。
零件外传力
机动飞行时的惯性力、惯性力矩、不平衡力 气动力 和重量。
一、发动机部件所受作用力
2.2 双转子支承方案
HP 1-1-0 LP 0-1-1
年开始研制） （1962年开始研制） 年开始研制
波音B-777大型双发客机动力
2.2 双转子支承方案
HP 1-1-0 LP 0-2-1
（1982年12月8日 宣布研制） 年 月 日 宣布研制）
2.2 双转子支承方案
普惠（PW）公司发动机支承方案特点
高压转子采用 1-1-0
转子短 刚性好 效率高
低压转子后支点放置涡轮后
转子跨度大 动力特性差
V2500 （美，英，德，意，日1974年开始研制） 年开始研制） 年开始研制
波音B-737中型双发客机
2.2 双转子支承方案
HP 1-0-1 LP 0-2-1
F404
2.2 双转子支承方案
中介轴承的使用（GE公司）
第三节 联轴器
将涡轮轴与压气机轴联接起来的组件称为联 轴器。
作用：
传扭，传轴向力，传径向力--起支点作用。
形式：
刚性，柔性。
3.1 刚性联轴器
1 套齿式联轴器
双圆柱面定心 套齿传扭 大螺母承受轴向力
V2500低压 V2500低压 转子
3.1 刚性联轴器
V2500低压联轴器
V2500低压 转子 低压
1.2 力的传递
发动机内力
不传给飞机的力：气动力矩、部分轴向力 。
发动机外传力
推力，重量，机动飞行时的惯性力 力矩。
二、轴向力和发动机的推力
2.1各部件轴向力分布及推力的计算
推力等于所有部件轴向力之和
2.2转子轴向力及卸(减)荷措施
卸荷为什么不会影响推力
2.3涡轮与压气机轴向力不同
为什么？？？
二、轴向力和发动机的推力
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。
ห้องสมุดไป่ตู้
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 及特点 要求画出支承简图
3.1 刚性联轴器
2 精密螺栓联轴器
双圆柱面定心 螺栓传扭及轴向力
F404高压转子 高压转子
3.1 刚性联轴器
F404高压转子 高压转子
3.1 刚性联轴器
3 圆弧端齿联轴器
“圆弧”定心 端齿传扭 螺栓传递轴向力
3.2 柔性联轴器
WP8 低压联轴器
3.2 柔性联轴器
3.2 柔性联轴器
WP6低压联轴器
第四节 支承结构
浮动环封油
第四节 支承结构
5. 轴承的滑蹭 原因： 负荷少； 转速高； 工况变化大； 中介轴承易发生打滑。 消除打滑的方法： 减少阻力 增加拖动力
第四节 支承结构
6. 带弹性支座挤压油膜轴承
第五节 承力系统
7.承力框架：
转子支点的负荷通过气流通道传到外机匣(承力壳 体)的构件称为承力框架。 利用静子叶片传力 通过涡轮导向器传力 级间机匣传力 涡轮后轴承机匣
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
2 惯性力、力矩
旋转或机动飞行时由于质量所产生的力 叶片，盘等旋转件上的惯性力 作用在转子上的惯性力矩或力偶
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
3 热应力
相邻的不同材料在相同温度下； 工作环境温度梯度不同时可产生；
机匣的安装边处 火燃筒 加力燃烧室
GE90
第四节 支承结构
3. 供油方式：
直射喷油 轴下供油 甩油盘
第四节 支承结构
4. 封严方式：
篦齿封严 端面石墨密封 浮动环式封严 螺纹式封严
第四节 支承结构
蓖齿封油
蓖齿封气
第四节 支承结构
石墨块
端面石墨密封
第四节 支承结构
端面石墨封严
第四节 支承结构
螺纹式封严
第四节 支承结构
刷式封严
二、轴向力和发动机的推力
2.4 大涵道比风扇发动机
风扇向前轴向力小于涡轮向后轴向力 主轴承的周向力向后
二、轴向力和发动机的推力
2.5 作用在发动机上的力矩
气动力矩是不传给飞机的； 压气机，涡轮中相应的动叶和静叶上气动力矩 相等 各转子上力矩相等
二、轴向力和发动机的推力
第二节 转子支承方案
内容：