涡轮喷气发动机制作图结构设计
维基：喷气发动机原理
发动机一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域, 10 - 进气口涡轮喷气发动机(Turbojet)（简称涡喷发动机）[1]是一种涡轮发动机。
特点是完全依赖燃气流产生推力。
通常用作高速飞机的动力。
油耗比涡轮扇发动机高。
涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1944年末的战斗。
相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料——这在1945年左右是不存在的。
当今的涡喷发动机均为轴流式。
进气道轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机（compressor）。
进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。
在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波（shockwave），空气经过激波压力会升高，因此进气道能起一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。
所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。
两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到附面层（boundary layer，或邊界層）的影响，还会附带一个附面层调节装置。
所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。
因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。
当飞机有一定迎角（angle of attack，AOA）时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。
自制涡喷引擎详解(不可多得)
原理介绍脉冲式喷气发动机结构简单，加工方便，并比普通内燃机发动机有高的燃烧效，因此适用于各种航空，海模，车辆模中。
你也可以自己设计做成喷气助动车辆。
脉动喷气发动机工作时，首先把压缩空气打入单向阀门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室，然后油咀喷油，火花塞点火燃烧。
这时长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向阀门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。
这样周而复始，发动机便可不断地工作了。
这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达40～50次。
编辑本段发动机特点脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。
这些都是它的优点。
但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时640～800公里），飞行高度也有限，单向阀门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。
编辑本段设计参数1.油气比喷气发动机依靠油气燃烧产生反作用力，根据油品的爆炸极限，燃油与空气重量比，一般在15-20%。
即一升空气约需一克的油。
2.喷气频率，喷气发动机喷气频率与机身长度有关，同一直径下，机身越长频率越低。
3.为了雾化燃料，空气在缩小部速度加大，因此进气通道被设计为喇叭状，也称为空气节流阀。
9.如何设计自己的发动机一、首先确定发动机的推力，根据上述公式，以实际油气进入系数X=0.75计算简化得到发动机推力与尾喷截面积的关系，设计公式为F（磅）=4.2磅*平方英寸（喷管面积）或者是：F（牛顿）=2.65牛*平方厘米（一千克力=9.8牛顿）根据外国的设计为列：如果要制作产生25磅推力的发动机，25/4.2 = 5.95 s平方英寸得到尾喷管直径约2.75英寸。
阀孔的面积为5.95*0.6552=3.9平方英寸。
（这里系数0.6552设计者计算是取经验值）由于阀加工形状的限制，那么单向阀的截面积可用3.9/0.55 = 7.1 sqr inc，，以阀上开十个孔计算每个孔的面积为0.39 sqr inc，燃烧室截面积与单向阀的面积大致相同，能装进单向阀。
航空发动机总体结构演示幻灯片
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
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2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
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2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
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2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
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2.1 航空燃气涡轮发动机的组成 1. 进气道
在燃气涡轮发动机中，发动机转子通过 支承结 构 支承于发动机机匣上。转子上承受的各种负荷 （如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）由 支承结构承受并传至发动机机匣上，最后由机匣通 过安装节传至飞机构件中。
在发动机中，转子采用几个支承结构（支点）， 安排在何处，称为 转子支承方案 。
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转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
的 两 支
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图2-7 0-2-0支承方案
图2-8 1-0-1支承方案
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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。
图2-2 浮动套齿联轴器
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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
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2) 3支点方案
第三章 涡轮机及喷气发动机
• 流动过程绝热，所以损失的动能，→热能加热蒸 汽本身，使蒸汽出口实际比焓大于理想比焓。实 际过程沿着有损失的过程0-2膨胀，使实际过程熵 增加。
第二节 热力涡轮机级的基本理论
• 3)影响ϕ的因数：
• 喷嘴高度、叶型、汽道形状、表面粗糙度、前后压力 等。 喷嘴高度影响最大， • 一般取
c2 − c2 1t 0 = k ⋅ p0 k − 1 ρ0 2 ⎡ ⎢ ⎛ ⎢1 − ⎜ ⎜ ⎢ ⎝ ⎢ ⎣ k −1 ⎤ p1 ⎞ k ⎥ ⎟ ⎥ p0 ⎟ ⎥ ⎠ ⎥ ⎦
第二节 热力涡轮机级的基本理论
（二） 工质在喷嘴中的膨胀过程 1. 喷嘴中的汽流速度 1）喷嘴出口处的汽流理想速度 喷嘴入口处蒸汽的状态： p0 , t 0 , c0 ；喷嘴内等熵膨 胀，则喷嘴出口处汽流理想速度为，由能量方程
2）燃气轮机：工质为燃气，将燃气的热能转换为 机械能。 用途： （1）地面机械——发电、船舶、机车等的动力源 （2）航空用飞机的动力 （3）涡轮喷气式发动机——用于高速飞机。因其 喷射速度大。
§3-1 概述
构造与分类
1．蒸汽轮机 简称汽轮机，工质为水蒸气，旋转式叶片机械； 1） 结构特点 主要由静子和转子两大部分组成； 静子：包括汽缸、隔板、静叶栅、进排汽部分、端汽封以及 轴承、轴承座等； 转子：主轴、叶轮、动叶片、联轴器等。 其中，由一列静叶栅和一列动叶栅组成基本的工作单元； 静叶栅：由若干个喷管组成，各喷管中流通截面变化； 动叶栅：与叶轮安装为一体的叶片组。
§3-1 概述
1 特点 连续工作的旋转式机械； 工质的热能首先转换为其动能，然后在转换为机械能。 内燃机：直接Q→W； 所以 1）功率大：连续回转，大大提高进入的工质量； 2）高速性：叶片的旋转速度与单位时间进入的工质量有 关，所以，叶片速度与工质的流动速度呈正比； 3）经济性高：热力循环的热效率与循环初始参数有关， 一般蒸汽机初压为：160~245bar；初温：560~570℃。 故用途广
涡轮风扇喷气发动机涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别_以及涡喷
涡轮风扇喷气发动机涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别_以及涡喷涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别以及涡喷.冲压原理涡轮风扇喷气发动机的诞生二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。
尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。
涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。
因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。
40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。
但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。
因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。
50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。
55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。
GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。
但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。
实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。
1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。
60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。
此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
波音707的军用型号之一，KC-135加油机。
涡轮喷气发动机的制作
涡轮喷气发动机的制作（图解）2008-11-08 17:57:39 阅读105 评论0 字号：大中小（制作涡喷特别提醒！！）：：：：安全守则：：：：涡喷的制作不同于其他模型，由于涡喷在高温与高速条件下工作如果你不想被当成烤鸭请注意下面的事项！！1.别被火喷成烤鸭，玩火要有科学知识指导。
2.，涡轮一定要作动平衡才能用。
3.无论如何不要在共公场合试发动机，很多人围观不是好事。
4.涡轮转速高达70000转每分以上，没机械基础不要去试！！5，发动机试运与工作中，永远不要站在涡轮的两侧正对位，以免涡轮发生事故时，钢片高速飞出，象子弹一样，危及生命！！特别提醒!做涡喷一定要有机加工与材料常识，了解金属，火灾,爆炸原理，等安全知识，安全第一。
性能参数;直径：120mm长度: 210mm净重:1kg推力：2.5kg力国外造价参考：约100美元国内材料成本约需：300元人民币-----------------------涡轮主要部件：压气机FD0040主要是为燃烧室提供大量的空气，用航空板粘制而成涡轮FD0055用耐高温不锈钢板，剪出叶片，弯成形状。
燃烧室用不锈钢容器改制------------------个人心得：做为自制涡喷的原型机，可能现在你打算自制涡喷时，不用选择制作fd3-64，因为它毕竟是98年的产品，现在的国外爱好者的通过改进设计，自制涡喷已经达到12公斤推力。
推重比10左右。
，但不要认为它已过时，而一无用处，因为fd3-64的制作理论，让你在家哩打造涡喷成为了现实，不用去担心没有航空发动机制造厂的专用设备，因为日常生活中你能找到相应的材料来加工。
同时，作者打破迷信专业厂家的思想，自己开动脑筋，用中国人的话说，就是想尽一切土办法，在科学的理论指导下制成了能用于航模的喷气发动机。
他的成功，同时也鼓励了更多的爱好者参与到自制涡喷的研究与发烧行列中来，大大提高了自制涡喷的推力，这是一种挑战与锻炼。
同时我们也可以参考fd3-64的制作加工部件过程，敢于根据自己的条件，在科学理论指导下，改进加工方法。
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涡轮喷气发动机制作图结构设计注意事项：个人自制涡喷是一项能力挑战，不建议无机械基础及未成年人尝试！！另外在此申明：本资料如用于商业产品开发，请自行解决相关版权。
谢谢合作！！！另外，制作中一定要有安全意识，！！！切记与高速运转物体，与火打交道，安全第一！安全守则：涡喷的制作不同于其他模型，由于涡喷在高温与高速条件下工作如果你不想被当成烤鸭请注意下面的事项！！1.别被火喷成烤鸭，玩火要有科学知识指导。
2.涡轮一定要作动平衡才能用。
3.无论如何不要在共公场合试发动机，很多人围观不是好事。
4.涡轮转速高达70000转每分以上，没机械基础不要去试！！5.发动机试运与工作中，永远不要站在涡轮的两侧正对位，以免涡轮发生事故时，钢片高速飞出，象子弹一样，危及生命！！特别提醒!做涡喷一定要有机加工与材料常识，了解金属，火灾,爆炸原理，等安全知识，安全第一。
涡喷自制问题解答：1:.发动机如何自己设计？到哪里找材料，价钱如何？模型用的发动机不是大的发动机的按比列缩小，任何试图这样做都很可能是失败。
值得推荐的是英国人-Kurt Schreckling设计的FD3-64航模涡喷发动机的设计，开创了小型发动机设计先河，用一个简单方法制作的放射式压气机，环型燃烧室，一个用简单方法制做出来的涡轮，达到了良好的效果。
他的理念已被最新改进的各种新的设计所证实，并且都是以他的设计为基础进行的提炼。
数字显示，许多爱好者根据他的著作理论，成功地将发动机用在了航模上。
涡轮喷气发动机材料为不锈钢为主，材料成本很低，如果从材料本身的价值来说，以广州为例，也就100元上下，但由于个人爱好者，有些可能无机床，氩弧焊的话，到外面加工的人力成本会贵过材料费。
但也无妨。
再就是如果有认识不锈钢加工厂的话，找到边角料足矣做一台涡轮,如果你想省事些，可以用涡轮增压器上的压气轮来代替木头的压气轮。
2.涡轮容易加工吗,没专业设备如何做动平衡？涡轮是由型号为301,2.5mm不锈板剪口弯成，用一个小电钻配小砂轮可以打磨出翼型即可，关键的动平衡测试，记住这一点很重要！！否则会导致发动机解体！！是用我们的大拇指与食指来感觉振动。
灵敏度相当高。
足以完成涡轮的动平衡调试。
3.散热与轴承问题压缩空气将穿过轴套为轴承提供冷却，轴承为简单的滚珠轴承，用自身的压缩空气压油提供油雾润滑。
可以用透平油，或低粘度的机械润滑油。
FD3-64的设计合理的利用压气机的空气，将温度控制在600度以下，从而保证各部件的强度。
在运行中我们要注意发动机的温度不能超高。
微型涡喷发动机燃烧试验和零件研究摘要微型涡喷发动机具有重量轻、功率大、能量密度高的优点，在军、民领域都有广泛的应用前景。
目前，微型涡喷发动机技术尚处于起步发展阶段，其总体及部件设计技术还有待进一步的发展和完善。
本文以10厘米级微型涡喷发动机作为研究对象，根据现有实验条件，制作发动机样机，并进行燃烧试验和零件结构特点分析。
通过制作10厘米级微型涡喷发动机，研究了微型涡喷发动机零件的制作方法，积累了零件加工的经验，也增强了动手实践的能力。
对柴油、汽油和柴油汽油混合物这三种燃料进行燃烧试验，了解不同燃料的性质，比较不同燃料的燃烧效果，选取最合适燃料来驱动微型涡喷发动机。
为了简化结构，本文中制作的10厘米级微型涡喷发动机以液化石油气作为燃料，在制作过程中，分阶段进行燃气试验。
运用SolidWorks软件的数值模拟功能，建立仿真模型，设置边界条件后，计算压气轮的增压比和效率。
对微型涡喷发动机主要零件进行研究，分析压气轮、扩压器、燃烧室、涡轮等零件的结构特点。
关键词：微型涡喷发动机；制作；燃烧；仿真计算；结构特点Micro Turbine Engine’s Combustion TestAnd Parts StudyABSTRACTMicro Turbine Engine with the advantages of light weight, high power and high energy density, has broad application prospects in the field of military and civilian. Currently, the technology of Micro Turbine Engine is still in the initial stage of development, and its overall and component design needs further development and perfection.10-centimeter-level Micro Turbine Engine is the research object of this paper. According to the existing experimental conditions, i make a micro turbine engine, with doing combustion experiments and analysis of the main parts’ structural features. Through the production of 10-centimeter-level micro turbine jet engine, i study the production methods of the engine’s parts, accumulate the experience of the parts processing, and enhance the ability of practicing. Three kinds of fuel including diesel, petrol ,and the mixture of diesel and petrol are did combustion tests to understand the nature of the different fuels and different fuel combustion, in order to select the most appropriate fuel to drive the micro turbine engine. In order to simplify the structure, produced 10-centimeter-level micro turbine engine use liquefied petroleum gas as fuel. In the production process gas combustion experiments are carried out in three stages. I use SolidWorks software with numerical simulation function to calculate the efficiency of the pressure gas turbine, and analyze the causes of loss. I analyze the structure characteristics of the micro turbine engine’s main parts including the pressure gas turbine, the diffuser, the combustor, the turbine and so on.Keyword: Micro Turbine Engine; production; combustion; numerical simulation; structure characteristics目录摘要 (4)ABSTRACT (5)1 绪论 (8)1.1 选题背景和意义 (8)1.2 国内外技术研究与发展现状 (9)1.3 本文主要研究内容 (11)2 微型涡喷发动机制作 (12)2.1工作原理 (12)2.2 零件加工 (12)2.2.1 进气口 (13)2.2.2 压气轮 (13)2.2.3 扩压器 (14)2.2.4 轴和轴套 (14)2.2.5 外壳 (15)2.2.6 燃烧器 (15)2.2.7 燃烧室 (16)2.2.8 涡轮 (17)2.2.9 导流器 (18)2.2.10 导流锥 (18)2.2.11 后端盖 (19)2.3 整机组装 (19)2.4 本章小结 (21)3 微型涡喷发动机燃料的燃烧试验 (22)3. 1 燃油试验 (22)3.1.1 燃料为柴油 (22)3.1.2 燃料为柴油和汽油混合物 (23)3.1.3 燃料为汽油 (23)3.2 燃气实验 (23)3.2.1 燃烧器制作完成后 (24)3.2.2 燃烧器与外缸配合 (24)3.2.3 燃烧器放入燃烧室内 (24)3.3 本章小结 (25)4 压气轮仿真计算 (26)4.1 压气轮的结构 (26)4.2 压气轮模型和边界条件 (27)4.2.1 物理模型 (27)4.2.2 边界条件 (27)4.3 压气轮模拟结果分析 (28)4.4 本章小结 (29)5 微型涡喷发动机主要零件的结构特点 (30)5.1 压气轮 (30)5.2 扩压器 (31)5.3 燃烧室 (31)5.4 涡轮 (32)5.5 导流器 (33)5.6 导流锥 (34)5.7 机匣 (35)5.8 轴承 (35)5.9 冷却系统 (36)5.10 本章小结 (36)结论 (37)参考文献 (38)致谢 (39)1 绪论1.1 选题背景和意义近年来，随着微机电系统（Micro Electro-Mechanical Systems，MEMS）技术、新型半导体材料、陶瓷材料及其加工制造工艺、微型传感器、微电子控制单元等多个学科领域技术的迅速发展，各种航空器也迅速开始出现了微型化的趋势。
微型飞行器具有许多优点：其噪声低、雷达反射信号小，因而隐蔽性好，可以完成多种任务，包括：战场侦察和监视目标确认、空中布雷、侦察大型建筑物和设施内部乃至攻击敌方重点敏感部位等。
我国最近几年也对微型飞行器给予了很大的重视，开始了相关技术的研究。
开展微型飞行器技术研究，需要解决的最为关键的技术之一就是高能量密度的微型动力装置的研究。
研究新型高能量存储密度、高功率重量比的动力装置是研制微型飞行器的首要任务。
目前各种合适微型飞行器使用的能量储存介质中，化学燃料是能量储存密度最高的，可达到50KJ/g，是电池的100倍，虽然热机将化学能转变为机械能的效率较低，但是使用化学燃料的推进系统的折合能量储存密度按保守估计也将是电池的10倍以上。