航空发动机解析

动能而产生反作用力，推动飞机前进。
特点：完全依赖燃气流产生推力，速度较高，油 耗比涡扇发动机高，采用了涡轮驱动压气机，因 而在低速时也有足够的压力来产生强大的推力， 但是又限制了飞机速度。
涡喷发动机
航空发动机类型（三）
• 涡扇发动机
• 工作原理：燃气发生器出口的燃气在低压涡轮中进一 步膨胀做功，用于带动外涵道风扇，使外涵道气流的 喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为 高速排气的动能
燃烧室
涡轮机
• 作用：使高温高压燃气膨胀做功，把 燃气中的部分热能转换为机械能，输 出涡轮功带动压气机和其他附件工作 • 分类：轴流式和径流式 • 特点：轴流式，尺寸小、流量大、效 率高，适用于大功率的动力装置 径流式，级功率大，工作可靠 性好，对于小流量的涡轮还具有较 高的效率
• 作用：进一步压缩空气，为燃烧，冷 却等方面提供压缩空气。 • 基本类型：轴流式 离心式 混合式
压气机
• 设计要求：
• （1）满足发动机性能的各项要求，性能稳 定，稳定工作范围宽； • （2）有足够的强度，适宜的刚度和更小的 振动； • （3）结构简单，尺寸小，重量轻； • （4）工作可靠，寿命长； • （5）维修性、检测性好，性能制造成本比 高
航空发动机
小组成员：王晨 赵丹 周玉鑫 李龙
概要
• • • • • 航空发动机发展史 航空发动机类型 核动力在航空中的应用 航空发动机结构组成 国内航空发动机发展
航空发动机发展史（一）
• 1.活塞式发动机时期:
莱特兄弟（1903） 8.95 kW的功率，重量81 kg，功重比为0.11kW/daN 伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机 功率 130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞行速度超 过200km/h，升限6650m 双排气冷星型发动机 功率600~820kW， 飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m，功 重比超过1kW/daN 狄塞尔循环活塞式发动机 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW· h)
燃烧室
• 构造：由扩压段、外壳、火焰筒、燃料喷 嘴、点火器和燃气导管等部件组成。在火 焰筒上一般都装有旋流器，并开设一次空 气射流孔、二次空气掺混射流孔和冷却空 气射流孔。此外，为了把火焰筒安装在外 壳中，还设置有定位元件。在分管型和环 管型燃烧室中，为了点火传焰和平衡各燃 烧室之间的压力，环管型还装设有联焰管 ，使各火焰筒的燃烧空间能够彼此沟通。
• 进气道结构 亚音速进气道 ：由壳体和前整流锥组成 亚音速进气道进气口前缘较为ห้องสมุดไป่ตู้圆，以 避免低速起飞时进口处气流分离。其内部 的进气通道多为扩散形。 超音速进气道：由进气道，调节锥及调 节锥操纵组成。 气流在收缩段内不断减速到喉部恰为音 速，在扩散段内继续减到低亚音速。
航空发动机结构（二）
• 压气机
燃烧室
• 作用：使喷入的燃料与从压气机来的高压空气混合 燃烧从而形成高温燃气的。它能在近乎等压的条件 下把燃料中的能量释放出来，直接加热工质（空气 ）以提高其做功能力。 • 分类：按结构形式可分为，单管燃烧室（a）、环 管型燃烧室（b）、环形燃烧室（c）。
燃烧器
• 设计要求
• ①在地面和空中的各种气象条件和飞行条件下，启 动点火迅速可靠；②在正常工作状态，燃烧室应保 证混合气稳定的燃烧，具有高的完全燃烧系数和低 的压损系数；③燃烧时间尽可能短而完全，燃烧火 焰短，不致伸入燃气透平；④出口的燃气温度场均 匀，沿叶高应保证按涡轮要求的规律分布；⑤燃烧 室零组件和其连接处应具有足够的强度和刚性，良 好的冷却和可靠的热补偿；⑥燃烧室外形轮廓尺寸 小，轴向尺寸小，重量轻，容热强度高，结构简单 ，有良好的使用性能，寿命长；⑦排放物污染小。
核动力在航空（二）
核动力在航空（三）
核反应堆
驾驶舱
核动力在航空（四）
最终由于核动 力飞机的辐射积累 效应及飞行安全考 虑，以及战略安全 和技术难题限制， 该计划最终搁浅。
航空发动机结构
• • • • 进气道 压气机 燃烧室 涡轮
航空发动机结构（一）
• 进气道
• 作用：将一定量的空气以较小的流动损失，顺利的 引入发动机，降低其速度提高压力，当Ma大于压 气机进口处气流Ma时，通过冲压作用压缩空气提 高压力。 • 类型：按进气的Ma分为超声速进气道和亚声速进 气道，超音速进气道又分为外压式，内压式，混合 式。
航空发动机发展史（四）
• 3.冲压式发动机时期
• 1913年，雷恩· 洛兰（法）就提出了冲压喷气发动 机的设计，并获得专利 • 1939年完成冲压式发动机设计就产生了纳粹德国的 V-1巡航导弹 • J58（黑鸟SR-71） 飞行速度M3以上 • X-51B（NASA实验阶段） 飞行速度M4.5~6.5
冲压式航空发动机
冲压式航空发动机
冲压式航空发动机
•
SR-71 的 J58 涡喷-冲压发动机示意图，上为涡喷状态，下为冲压状态
冲压式航空发动机
ATREX 超燃冲压发动机结果示意图
航空发动机类型（七）
• 脉冲爆震发动机
• 工作原理：冲压发动机的一种特殊形式，通过燃烧 室前的单向活门，气流间歇地进入燃烧室，主要用 于低速靶机和航模飞机 • 特点：动力不连续，震动较大。
进气道
• 设计准则： • （1）提供发动机必须空气量，使迎面气流 以较小的损失进入压气机； • （2）使气流以均匀的速度和压力进入压气 机，保证压气机的高效和稳定工作； • （3）在各种非设计状态和较大的工作范围 内能保证稳定工作
进气道
• 工作原理：飞行中，进气道前方未受扰动气流速度 与飞行速度相等，方向相反，在飞行速度大于压气 机进口气流速度的情况下，气流通过进气道时，流 速减小，压力温度升高，为冲压压缩过程。 对亚音速气流的冲压过程：用扩散型流管实现 冲压压缩。速度低于压缩机进口速度时空气通过进 气道速度增大，无冲压压缩。 对超音速气流的冲压过程：通过斜激波较为高 效地把超声速降低至亚声速，显著降低流速，提高 压力及温度。
• 特点：燃器发生器相同的情况下，涡轮风扇发动机的 空气流量大，排气速度低，所以推进效率高，耗油率 低，噪声低
涡扇发动机
航空发动机类型（四）
• 涡轮螺旋桨发动机
• 工作原理:涡轮把燃气发生器出口燃气中的大部分 可用能量转变为轴功率用以驱动螺旋桨，剩余部分 （约10%）在喷管中转为气流动能直接产生推力 • 特点：螺旋桨以恒定的速率运转，飞行速度通常较 涡轮风扇发动机低，尾喷管喷出的燃气推力极小（ 5%），功率大和功重比大，运转稳定性好，噪音
航空发动机发展史（五）
• 4.发动机性能提升
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0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用 发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗 机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试 验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当 使用10年左右
桨扇发动机
航空发动机类型（六）
• 涡轮轴发动机
• 工作原理：和涡桨基本相同，只是燃气发生器出口 燃气所含可用能全部为动力涡轮吸收，喷管流出燃 气基本不产生推力 • 特点：推力较大，飞行速度慢，多用于直升机等低 速场合。
涡轮轴发动机
航空发动机类型（六）
• 冲压式航空发动机
• 工作原理：利用气流减速加压的过程压缩空气，从 而代替涡喷发动机转子部件完成高效燃烧。 • 特点：构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成 本低，推重比远大于其他类型的喷气发动机。 不能在地面静止情况下启动，所以不适合作 为普通飞机的动力装置。
压气机
• 压气机性能：
– 轴流式——增压比，压气机功
• 主要损失：摩擦损失，分离损失，对涡损失 ，漏气损失
– 离心式——压气机功，功率
• 主要损失：分离损失、激波损失、漏气损失
压气机
• 结构：
– 轴流式——转子（工作叶轮和连接件） 和静子（机匣和静叶） – 离心式——离心叶轮、导风轮、扩压器 和导气管等
压气机
• 工作原理：
– 轴流式——气流流过动叶速度提高，压力略微 提高，进入扩散型流道的静叶进行扩压，把动 能转化为压头 单级轴流式压气机增压比很小，故一般为 多级增压，故径向尺寸小，轴向尺寸大。 - 离心式——气流通过动叶离心作用，速度压力 提高，在扩压器和导气管中实现速度到压力进 一步转化。 单级离心式压气机增压比大，轴向尺寸可 以很小，径向尺寸大。
航空发动机发展史（三）
• 2.燃气涡轮发动机时期：
（2）涡桨/涡轴发动机
曼巴（英） 世界上第一台涡桨发动机，功质 比4.0，起飞油耗0.435kg/kW· h AE2100（美） 当前最先进的涡桨发动机，功率 范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率0.249 kg/kW· h 阿都斯特Ⅰ型（美） 最早用于直升机的涡桨发 动机，功率206kW T800-LHT-800（美） 功重比6.8~7.1 kW/daN
航空发动机发展史（二）
• 2.燃气涡轮发动机时期：
（1）涡喷/涡扇发动机
奥海因HeS3B（德） 推力为490daN，推重比
1.38
威兰德（英） 2.0 J47（美）和RD-45（苏） 推力都在2650daN 左右，推重比为2~3 J57（美）和RD-9B（苏） 加力推力分别为 7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5 推力为755daN，推重比
脉冲爆震发动机
航空发动机类型（八）
• 太阳能和燃料电池驱动的发动机
• 工作原理：利用太阳能电池和燃料电池发电带动电 动机，从而带动螺旋桨旋转产生推力。 • 特点：续航时间超长，适合高空飞行，结构简单， 起飞重量轻。