加力涡轮喷气发动机
EJ200(欧洲喷气涡轮公司)
EJ200EJ200加力涡轮风扇发动机外形牌号EJ200用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作厂商欧洲喷气涡轮公司生产现状研制中装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。
参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。
1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。
1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。
1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。
1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。
1991年10月EJ200原型机首次运转。
计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。
预计1996年可能交付生产型EJ200。
在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。
例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大0.5MMH**/EFH。
采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。
在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。
为EJ200打下技术基础。
除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA 战斗机。
涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机(涡轮喷气发动机)涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。
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。
油耗比涡轮风扇发动机高。
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1945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，当今的涡喷发动机均为轴流式。
目录概述工作原理发展历史结构收缩展开概述综述涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。
因为采用了涡轮驱动的压气机，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。
涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。
它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时）的速度从推进喷管中排出。
在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。
涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。
然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。
这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。
发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。
当飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。
因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。
加力涡喷发动机的工作原理
加力涡喷发动机的工作原理
涡喷发动机（也称为涡轮喷气发动机）是一种常见的喷气式发动机，其工作原理可以分为气流压缩、燃烧和喷射推力三个主要阶段。
1. 气流压缩：在涡喷发动机中，空气被压缩以提高燃烧效率。
空气从发动机外部通过进气口进入，并经过一个旋转的气流压缩器。
气流压缩器中的旋转部件（旋转子）含有一系列的压缩葉片。
当旋转子转动时，葉片将空气向前压缩，并使其密度增加。
2. 燃烧：在经过气流压缩器后，将向量向前的压缩空气与燃料混合。
燃油通过喷油嘴喷入燃烧室，然后与压缩空气混合。
在高温和高压下，燃料被点燃，产生高温高压的气体。
3. 喷射推力：高温高压气体通过一个喷嘴，被喷射出来产生推力。
这个喷嘴被称为喷管或喷嘴。
当通过喷管释放的高能量气体向后喷射时，反作用力将发动机向前推进，产生动力。
喷嘴前面的喷嘴管道内形状的改变可控制喷射气流的速度和方向。
总的来说，涡喷发动机通过气流压缩、燃烧和喷射推力等过程将空气和燃料转化为动力，从而产生飞机的推进力。
这种发动机在航空和航天领域中被广泛使用。
航空飞行器推进系统
2.1.3传感器的基本特性
在测量过程中, 要求传感器能感受到被测量 的变化并将其不失真地转换成容易测量的 量。被测量一般有两种形式: 一种是稳定的, 即不随时间变化或变化极其缓慢的信号, 称 为静态信号; 另一种是随时间变化而变化的 信号, 称为动态信号。由于输入量的状态不 同, 传感器所呈现出来的输入—输出特性也 不同, 因此, 传感器的基本特性一般用静态 特性和动态特性来描述。
3、冲压式发动机：特点是没有涡轮和压气机。它是利用高速迎面气 流的冲压作用压缩空气。冲压式喷气发动机结构简单，无转动部件、 质量轻、高速飞行时效率高，但是它不能
自行启动。它适合作高超音速航空飞行器的动力装置。
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第二节 活塞式航空发动机
一、 发动机基本构成及工作原理
活塞式航空发动机多为4行程、往复式汽油内燃发动机。其主要构件 包括气缸、活塞、曲轴、连杆、进气门、进气阀、排气门、排气阀、 机体等，作为推进系统还包括燃料系统、润滑系统、冷却系统、点火 和启动系统等。此外，在发动机前部装有减速器，用于调节输出轴的 转速，多数发动机在机体后部装有增压器，用于提高发动机的高空性 发动机工作时，燃料与空气 混合并在气缸内燃烧，产生的高温高压燃气驱动活塞往复直线运动， 由曲轴上输出机械功，经减速器调节转速带动螺旋桨或旋翼旋转而产
第一节 航空发动机的类型及演变
一、 航空发动机主要类型
二、 航空发动机各类型性能特点及演变
1、活塞式航空发动机：活塞式航空发动机是由一般汽油发动机发展 而成，是早期应用在飞机或直升机上的动力装置，由活塞式发动机驱 动螺旋桨或旋翼产生拉力(或升力)
2、燃气涡轮发动机：燃气涡轮发动机所包括的四种发动机在结构上 有共同的特点，即都有压缩器(压气机)、燃烧室和涡轮组成的核心机 (亦称燃气发生器)。 (1) 涡轮喷气发动机 (2) 涡轮风扇发动机 (3) 涡轮 螺旋桨发动机 (4) 涡轮轴发动机
第二代喷气发动机以为加力式涡轮喷气发动机为主,图331是
第二代喷气发动机以为加力式涡轮喷气发动机为主，图3.3.1是加力式涡轮喷气发动机的示意图。
第二代发动机中也有一些加力式涡轮风扇发动机(简称加力涡扇发动机)，例如美1-超声速进气道 2-压气机 3-燃烧室 4-涡轮 5-加力燃烧室 6-尾喷管图3.3.2 加力式涡喷发动机国的F111是世界上第一种装有涡轮风扇发动机（TF30）的战斗机，1966年投入使用。
英国的F-4鬼怪式战斗机装有斯贝MK.202涡轮风扇发动机代替J79涡轮喷气发动机，1968年投入使用。
第二代发动机的推力/重量比为5～6，可以使飞机的最大飞行马赫数M达到max2.0～2.5。
20世纪70年代初，美国研制成推重比为8.0一级的加力式涡轮风扇发动机F100-PW-100,1974年装有2台这种发动机的F－15战斗机投入使用。
使喷气发动机迈入第三代的新阶段。
从1974年到21世纪初期，装有第三代喷气发动机的战斗机都是战斗机中的主力，其典型代表列于表3.3.3,结构简图表示于图3.3.3。
图3.3.3 加力式涡轮风扇发动机结构简图第四代战斗机要求发动机的推重比要在10以上，采用矢量推力喷管，有良好的隐身能力等。
第四代发动机的典型代表列于表3.3.4。
活塞式发动机/螺旋桨动力装置的经济性好，主要是因为在低飞速度度时螺旋桨的效率高，但活塞式发动机笨重、推力差性能差，不适于高速飞行；涡轮喷气发动机适于高速飞行，但低飞速度时经济性差。
民用飞机侧重经济性，又要适当提高飞行速度，故20世纪40年代后期便出现了涡轮螺旋桨发动机(简称涡桨发动机)。
涡桨发动机可以看成是涡喷发动机与活塞式动力装置的组合，既有螺旋桨的高效率又有涡喷发动机质量轻和推力性能好的优点。
图3.3.4是涡桨发动机的原理图，发动机的基本部件与涡喷发动机一样，由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
不同的是，涡桨发动机的动力涡轮用来驱动螺旋桨，推力主要由螺旋桨产生，动力涡轮后的气流还有较高的能量，经尾喷管排出时的速度虽然远小于涡喷发动机的排气速度，但仍然高于飞行速度，故发动机本身也产生一定的反作用推力。
涡喷6
涡喷6用途军用涡喷发动机类型涡轮喷气发动机国家中国厂商沈阳黎明发动机制造公司/成都发动机公司生产现状生产装机对象歼-6、强-5WP—6系列沿革：WP—6由沈阳航空发动机厂于1958年开始仿制，1961年通过装机考核随后转入批生产，WP—6仿制自MG—19的PД—9B型发动机，适装机型为歼—6（仿制自MG—19）、强—5。
WP—6甲为WP—6改进型，由沈阳航空发动机厂于1964年开始改进，1983年通过国家鉴定随后投入批生产（其实WP—6甲在1979年就投入装机使用）。
WP—6甲为强—5型号的配套发动机，因性能远比WP—6稳定也用于歼—6，适装机型为强—5Ⅰ/ⅠA/Ⅱ/Ⅲ/Ⅳ（M）、歼—6。
成都航空发动机厂也于1963年介入WP—6的生产，并于1969年、1970年改进出WP—6A、WP—6B，分别作为强—5乙（鱼雷机）和歼—12项目的配套发动机，后因强—5乙和歼—12项目的下马，也同时中止了后续的发展。
（WP—6B为WP—6系列中推力最大型）WP—6系列性能：WP—6性能：最大推力25.5KN、加力推力31.8KN、重量70 8KG、翻修时间100小时（1973年提高至200小时）。
WP—6甲性能：最大推力29.4KN、加力推力36.8、推重比5.17、重量725KG、翻修时间200小时。
技术看点：WP—6为我国首型超音速航空发动机。
其压气机由离心式发展至轴流式，技术上是一次重大进步。
1984年沈航首次将我国独创的沙丘驻涡稳定性理论（北航高歌发明）成功应用于WP—6甲改进型，彻底解决了PД—9B所固有的振荡燃烧现象。
由于文革、大跃进等政治因素冲击，1959年、1965年WP—6发动机曾经出现两批次严重的质量问题，导致国内外多起机毁人亡事故。
因机载设备研发滞后而下马的强—5乙鱼雷功击机装WP—6A发动机，只生产了6架。
涡喷-6是我国在苏制Pд-9Б喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
1航空燃气涡轮发动机概述
（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
发动机损失的能量：
N
Np
Ga
c52
c02 2
Ga (c5
c0 )c0
每公斤气流损失的能量：
c52
c02 2
(c5
c0 )c0
(c5
c0 )2 2
排气速度与飞行速度相差越大，动能损失越多
三、总效率
定义：加入燃烧室的燃油完全燃烧时放出 的热量，有多少转变为推进功。
0
摩擦降低了总压，热阻损失降低了总温
第三节 涡轮喷气发动机推力和 效率（*）
一、推力的产生
气流流过发动机时，发动机的内壁及各部件对气体 施加作用力，使其动量发生变化，而气体必然同时 给予发动机及各部件以反作用力。这些反作用力在 轴向分力的合力，即推力。
推力：提供给飞机，克服飞机前进阻力或使飞机 加速而作功的力。
sfc 3600G f 3600G f
F
Ga Fs
HuG f Gaqs
Hu为燃油的热值（kJ/kg）
qs
Fs c0
0
sfc 3600c0
Hu0
Sfc与总效率、飞行速度有关
（三）使用性能指标
发动机的可靠性 起动迅速可靠
从静止加速到慢车状态的过程 加速性
从慢车加速到最大转速所需的时间 发动机的寿命
J79 系列 [军用涡喷发动机]
![J79 系列 [军用涡喷发动机]](https://img.taocdn.com/s3/m/11a832fa102de2bd960588b6.png)
结构和系统
进 气 口 环形。整体机匣。可调进口导流叶片。
装机对象 洛克希德公司F104战斗机，康维尔公司B-58超音速轰炸机，麦克唐纳·道格拉斯公司
F-4E/F双发战斗机和I.A.I“幼狮”C2战斗机，A3J Vigilante (RA-5)，F-16/79。
研制情况
J79是美国通用电气公司为美国空军研制的单转子轴流加力式涡轮喷气发动机。1952年开始研制，1954年6月首次试车，1956年8月通过150h定型试验，1958年交付空军使用，为F-4幻影战斗机提供动力。J79发动机是GE公司第一台使用当时现有技术、验证过的部件和先进技术手段来保证项目进行的发动机。1955年在纽约J79发动机完成首次飞行，J79发动机安装在由J47发动机提供动力的B-45狂风轰炸机的炸弹舱内，在进行试验时，将发动机从炸弹舱中落下，暴露到气流中，然后4台J47发动机停车，由J79发动机为B-45提供动力。J79发动机首次装机安装在XF4D飞机上，后来创造了飞行高度27812米的世界记录和飞行速度超过装机F-104时的2253公里/小时的记录。后来，J79发动机被F-4幻影战斗机选用。在选用时J79发动机是最先进的涡轮喷气发动机。到目前为止，有2500多台发动机仍在使用，计划继续服役到2020年。
J79选取了在当时较先进的设计参数，如涡轮进口温度930℃，加力温度1800℃，压气机压比高于12。另外，J79在世界上首先采用压气机静子调节技术，使发动机气动性能得到改进。此外还采用了双身叶片结构，消除叶片共振。同时各主要机匣、封严装置的承力件及轴均采用刚性好、重量轻的锥形结构。
F414涡轮风扇发动机
加力燃烧室
结构与F404的相同，火焰稳定器由中央环状V形火焰稳定器与
尾喷管
收-扩式可调尾喷管，陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。面积比为1.6。
控制系统
双通道全权数字式电子控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
F414改进项目作为美国海军部分资助的联合技术开发计划的一部分启动于2004年，通用电气在2004年和 2006年对F414增强耐久性发动机（F414-EDE）验证机进行了两次测试，在2010年和2011年进行的两次测试中， 验证发动机达到了设计目标。
F414-EDE的改进之处有以下几点：
首先F414-EDE的高压压气机是6级而不是现有F414的7级。通用电气在用现代三维计算流体力学（CFD）技术 对F414的高压压气机气流进行分析后，决定增加每级压气机之间的间隔，并采用更先进的三维气动设计叶片进。 重新设计的高压压气机和风扇使F414-EDE发动机的最大总流量提高到每秒84.8千克，比F414基本型高出10%。
通用电气通过把F412的核心机与F404低压压气机以及F120变循环涡扇发动机的径向火焰稳定器相结合创造 出了F414。F120参加了美国空军的先进战术战斗机（ATF）发动机竞争，最后败给了普惠F119，让后者成为洛克 希德F-22“猛禽”战斗机的动力装置。但最终统计数据显示F-22仅187架的产量使F119的生产数量远小于F414， 所以失之东隅，收之桑榆，通用电气从美国海军这里获得了回报。
为了使“超级大黄蜂”的后机身设计的改动最小化，美国海军规定F414发动机必须能装入与F404相同的发 动机舱空间，但两者安装点有所不同。
于是F414的外部尺寸与F404相同，都是3912毫米长，最大直径889毫米，这样一来增加推力就成了艰巨任务。
详解航空涡轮发动机
详解航空涡轮发动机(一)【字体大小：大中小】引言古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。
古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。
鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。
航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。
其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的"核心机"。
每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。
目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。
2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——"昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。
"昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。
要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。
核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。
详解航空涡轮发动机(二)【字体大小：大中小】压气机压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。
因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。
涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机（Turbojet）（简称涡喷发动机）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。
油耗比涡轮风扇发动机高。
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。
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 - 进气口目录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）低压压缩，3 -高压压缩，4 -燃烧,5 -排气,6 -冷区域，10 - 进气口1.1进气道1.2压气机1.3燃烧室与涡轮1.4喷管及加力燃烧室2使用情况3基本参数结构图片注释：1 -吸入,2 -热区域，7 -涡轮机，8 -燃烧室，9 - 1结构离心式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释：顺时针依次为：离心叶轮（压缩机），轴，涡轮机，喷嘴，燃烧室轴流式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释：顺时针依次为：压缩机，涡轮机，喷嘴，轴，燃烧室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。
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展开全文一、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。
涡喷——精选推荐
涡喷-5涡喷-5是沈阳航空发动机厂根据苏联BK-1φ发动机的技术资料仿制的第一种国产涡喷发动机。
涡喷-5是一种离心式､单转子､带加力式航空发动机，属于第一代喷气发动机。
首批涡喷-5发动机在1956年6月通过鉴定，开始投入批量生产。
截至1985年涡喷-5系列发动机停产，沈阳航空发动机厂和西安航空发动机厂共生产9658台，主要用于米格-15系列和国产歼-5系列战斗机。
涡喷-5发动机的研制成功，标志着中国航空发动机工业已从制造活塞式发动机时代发展到了喷气式发动机的时代，成为了当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机的国家之一。
涡喷-5发动机净重989公斤，最大推力状态26千牛（2650公斤），加力状态推力37千牛（3800公斤）涡喷-5系列主要有以下改型：涡喷-5甲沈阳黎明发动机公司于1957年仿制的ВК-1А发动机，命名为涡喷-5甲。
1963年开始转到西安航空发动机公司生产，1965年6月首批涡喷-5甲通过考核验收试车，8月投入批生产，用于轰-5、轰教-5及轰侦-5飞机。
涡喷-5乙西安航空发动机公司于1966年试制成功，用于米格-15比斯飞机。
涡喷-5丙西安航空发动机公司于1976年试制成功，用于米格-17飞机。
涡喷-5丁西安航空发动机公司于1965年试制成功，用于歼教-5飞机。
涡喷-6涡喷-6是沈阳发动机厂在苏制Pд-9Б喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
涡喷-6于1959年7月定型，是中国首型超音速航空发动机，属于轴流式单转子带加力燃烧室的涡轮喷气发动机。
1984年沈航首次将中国独创的沙丘驻涡火焰稳定器（北航高歌发明）成功应用于涡喷-6的改进型，彻底解决了Pд-9Б所固有的振荡燃烧现象。
涡喷-6系列发动机是产量最大国产航空发动机，总产量高达29316台，主要用于歼-6系列和强-5系列国产战机，目前仍有相当数量在役。
最主要的是沈阳航空发动机厂研制的涡喷 6 甲和成都航空发动机厂研制的涡喷6A/B性能：直径0.6686 米长度 2.91 米净重708.1 公斤空气流量43.3 公斤/ 秒转速11150 转/ 分增压比7.14涡轮前温度870 摄氏度耗油率 1.63 公斤/ 公斤/ 小时推力3187 公斤推重比 4.59ＷＰ－６为我国首型超音速航空发动机。
J79 系列 [军用涡喷发动机]
![J79 系列 [军用涡喷发动机]](https://img.taocdn.com/s3/m/d47bb82058fb770bf78a553c.png)
J79选取了在当时较先进的设计参数，如涡轮进口温度930℃，加力温度1800℃，压气机压比高于12。另外，J79在世界上首先采用压气机静子调节技术，使发动机气动性能得到改进。此外还采用了双身叶片结构，消除叶片共振。同时各主要机匣、封严装置的承力件及轴均采用刚性好、重量轻的锥形结构。
该发动机翻修寿命为1000h。
压 气 机 17级轴流式。进口导流叶片和前6级整流叶片可调。
燃 烧 室 环形。10个火焰筒，带双油路喷嘴，对开钢机匣。
涡 轮 3级轴流式。气冷导向器叶片。对开钢机匣。
加力燃烧室 前面有预燃室，3排V形稳定器。
尾 喷 管 收敛－扩张喷管。全程可调。
控制系统 机械液压式。燃油和喷管综合控制器。排气温度控制器。可调静子叶片控制器。
技术数据
(J79-GE-17)
起飞加力推力(daN) 7924
中间推力(daN) 5250
巡航推力(daN) 1159
起飞加力耗油率[kg/(daN·h)] 2.00
中间耗油率[kg/(daN·h)] 0.86
巡航耗油率[kg/(daN·h)] 0.97
F-4E/F双发战斗机和I.A.I“幼狮”C2战斗机，A3J Vigilante (RA-5)，F-16/79。
研制情况
J79是美国通用电气公司为美国空军研制的单转子轴流加力式涡轮喷气发动机。1952年开始研制，1954年6月首次试车，1956年8月通过150h定型试验，1958年交付空军使用，为F-4幻影战斗机提供动力。J79发动机是GE公司第一台使用当时现有技术、验证过的部件和先进技术手段来保证项目进行的发动机。1955年在纽约J79发动机完成首次飞行，J79发动机安装在由J47发动机提供动力的B-45狂风轰炸机的炸弹舱内，在进行试验时，将发动机从炸弹舱中落下，暴露到气流中，然后4台J47发动机停车，由J79发动机为B-45提供动力。J79发动机首次装机安装在XF4D飞机上，后来创造了飞行高度27812米的世界记录和飞行速度超过装机F-104时的2253公里/小时的记录。后来，J79发动机被F-4幻影战斗机选用。在选用时J79发动机是最先进的涡轮喷气发动机。到目前为止，有2500多台发动机仍在使用，计划继续服役到2020年。
《世界典型涡轮风扇发动机》
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1．世界典型涡轮rbofan Engine技术参数
序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 型号 F119-PW F135-PW-400 F100-PW-100 F404-GE-400 F414-GE-400 WS-15(黄山) WS-10(太行) AL-31F RD-33 WS-13(泰山) WS-9(秦岭) WS-11(峨眉) AI-25 TL AI-222-25F TFE1042-70 AE3007H F117-PW-100 F118-GE-100 GE 90-115 GP7270 Trent 900 CFM56-7B18 D-30KP-2 WS-18 WS-20(黄河) CJ-1000(长江) WP-6 加力推力 daN/kg 15568 19130 10590 7120 9780 16186 12600 12258 8130 8637 9110 N/A N/A 4118 4115 N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A 3187 2550 4.59 N/A 7.14 43.3 668.6 2910 708.1 中间推力 daN/kg 9786 12800 6520 4800 5780 10522 7350 7620 5000 5120 5450 1471 1690 2451 2680 3680 17990 8450 11530 36980 8670 11770 12000 12200 5.508 3.7 4.75 4.75 43.9 7.7-8.5 5.5 2.42 2.42 39 32.8 20 20 33400-37400 5.46–6.11 5.9 推重比 11.7 10.5 7.8 7.24 9.1 8.86 7.9 7.14 7.9 7.8 5.05 4.69 4.92 7.1 6.81 4.1–5.6 0.382 0.78 0.6 0.49 0.382 0.62 2.2 2 0.61 0.45 5 5.9 涵道比 0.2～0.3 0.57 0.6 0.34 总增压比 23～27 28 25 25 30 28.71 32 23.8 21 26.25 21.5 8 9.5 18.6 19.1 18 30.8 35 42 900-1200 1250 307 269 269 总气流量 kg/s 110 90.7 101.1 64.4 85 138 118 112 76 82 96.9 30 30 45 42.2 110.2 最大直径 mm 1143 1130 1181 884 889 1020 1201 1300 1040 1020 1093 890 990 810 790 978 2146 1180 3429 3160 2950 1550 1455 1455 4950 4250 4140 5025 1993 3325 3350 3561 2705 3729 2550 7290 4740 5477.5 2500 2318 2318 6712 6246 2366 2668 2668 长度 mm 4826 4826 4856 4033 3912 5500 干重 kg 1360 1460 1386 983 1110 1862 1997 1750 1055 1130 1850 320 350 600 617 719 3221 1450 2.02 2.08 2 2.01 2.02 2 N/A N/A 1.867 2.1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A 1.63 870 0.71 0.71 1122 1122 0.665 0.8 0.795 0.75 0.65 0.684 0.8 1.28 0.645 0.816 0.039 1477 1392 1392 1407 1377 1277 933 1037 1227 1204 994 2.31 1.65 0.72 0.76 加力油耗 2.4 巡航油耗 0.622 涡前温度 °C 1649～1760 F-22 1577-1677 1399 1316 F-35A/C F15 F16 F/A-18 T-50 F/A-18E/F J-20 J-11 J-10B J-10 Mig-29 JF-17 JF-17/FC-1 JH-7A JL-8 K-8 K-8 L-15 Yak-130 T-45 IDE RQ-4A全球鹰 C-17 B757 N.G B-2 Spirit Boeing777-300 Airbus A380 Airbus A380 Boeing737-600 H-6K Tu154 H-6K Y-20 Y-20 KJ-2000 C919 Q-5飞机 kg/(daN.h) kg/(daN.h) 应用
燃气涡轮发动机概述
F100-PW-229
129.4 kN
推重比=8.0
F110-GE-129
129.1 kN
推重比=8.0
AL-31F(АЛ-31Ф) 122.6 kN
推重比=8.0
授课人 贾斯法
4
第4代战斗机的特点
❖高的敏捷性 ❖好的隐身性 ❖短距起飞着陆能力 ❖超声速巡航能力
授课人 贾斯法
5
四代机对发动机的要求
授课人 贾斯法
2
4.涡轮喷气发动机—压气机
❖ 作用: ❖提高进入燃烧室的空气压力
❖ 重要参数: ❖增压比(P出口/P进口)
❖ 影响发动机性能好坏的一个主要参数
授课人 贾斯法
3
4.涡轮喷气发动机—燃烧室
❖ 作用、特点、构造
授课人 贾斯法
4
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖作用： ❖燃气膨胀作功驱动压气机
授课人 贾斯法
8
联合攻击机 JSF
❖一机三型 ❖ 一条生产线完成三型飞机生产
一机三型 ❖ CTOL型 常规起降 23 t 空军用 ❖ STOVL短距起飞垂直降落型 23 t
海军陆战队、英海军用 ❖ CV即舰载型 海军用 较前二者重
授课人 贾斯法
9
联合攻击机 JSF
❖ ~2010年服役 ❖ 将与F-22成为美国主力战斗机 ❖ 投资约160亿美元 ❖ 计划生产3000架 ❖ 供英海军60架、英空军200架
0
高涵道比涡扇发动机
❖ 2001年11月19月 ❖ GE-90推力达到
535 kN
授课人 贾斯法
1
2006年3月 航空发动机发展特点
航空发动机结构设计
❖对产品的设计要求 ❖适用性、可靠性、维修性 ❖经济性、耐久性
第二章航空燃气轮机的工作原理
第2章航空燃气轮机的工作原理Principle of Aero Gasturbine Engine第2.1节概述Introduction涡轮喷气发动机是航空燃气轮机中最简单的一种，它是飞机的动力装置。
涡轮喷气发动机在工作时，连续不断地吸入空气，空气在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产生高温高压燃气从尾喷管喷出，流过发动机的气体动量增加，使发动机产生反作用推力（图2.1.1）图2.1.1 单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机（图2.1.2）作为一个热机，它将燃料的热能转变为机械能。
涡轮喷气发动机同时又作为一个推进器（，它利用产生的机械能使发动机获得推力。
图2.1.2 表示热机和推进器的单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机，作为热机，它和工程中常见的活塞式发动机一样，都是以空气和燃气作为工作介质。
它们的相同之处为：均以空气和燃气作为工作介质。
它们都是先把空气吸进发动机，经过压缩增加空气的压力，经过燃烧增加气体的温度，然后使燃气膨胀作功。
燃气在膨胀过程中所作的功要比空气在压缩过程中所消耗的功大得多。
这是因为燃气是在高温下膨胀的，于是就有一部分富余的膨胀功可以被利用。
它们的不同之处为：•进入活塞式发动机的空气不是连续的；而进入燃气轮机的空气是连续的。
•活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧，而燃气轮机则在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧。
下面给出了涡轮喷气发动机的简图，图中标出了发动机各部件名称和各个截面的符号。
对于单轴和双轴涡轮喷气发动机的尾喷管，若为收敛性喷管，其出口截面9在临界或超临界状态下成为临界截面，故也可以标注为8。
0---远前方，1---发动机进气道入口，2---压气机入口，3---燃烧室入口,4---涡轮入口，5---尾喷管入口，8---尾喷管临界截面,9---尾喷管出口图 2.1.3涡轮喷气发动机各部分名称请记住上图涡轮喷气发动机各个截面符号的含义。
AL-31加力式涡轮风扇发动机
AL-31加力式涡轮风扇发动机Al-31FAЛ-31Ф为留里卡设计局在1976～1985年间研制的加力式涡轮风扇发动机。
在研制中曾遇到极大的困难。
一是超重。
起初，发动机有4级风扇、12级高压压气机、2级高压涡轮和2级低压涡轮共20个级。
结果发动机超重，达1600kg，而推力仅11000daN，不得不进行大改。
改后的方案，风扇仍为4级，但高压压气机减为9级，高低压涡轮各为1级，总级数降到15级，于1976年将重量降到1520kg，但故障很多。
为排除故障重量又有增加，约增加了10%，后来采用每减重1kg奖励5个月工资的办法，减轻了70公斤，实现了原定的重量目标。
二是涡轮效率比设计值低4%，后来决定接受这个现实。
但为了达到性能，只好将涡轮进口温度由1350℃提高到1392℃。
结果涡轮叶片裂纹，为此改进了冷却流路，流路十分复杂，采用了旋流冷却，用了新的工艺和好的材料，表面加钴、镍、铬、铝涂层。
为此曾撤换过5名领导。
在1976～1985年期间，共解决了685个难题。
AЛ-31Ф设计中共获得128项专利，使用51台发动机，总运转22900h，其中台架试车16625h，试飞6275h。
AЛ-31Ф还有改进型，其中包括带有矢量喷管的改进型，但未见详细报道。
AL系列师出名门AL-31FNAL-31F是由俄罗斯留里卡- 土星科学生产联合企业研制的带有加力燃烧室的涡扇发动机。
该联合企业的前身是留里卡设计局，组建于1946年，是前苏联的主要歼击机发动机设计局。
该设计局的首任总设计师阿尔希普·留里卡研制出了前苏联的首台涡喷发动机TR-1，被称为俄罗斯"喷气发动机之父"。
在此之后，他又研制出多种喷气发动机，如TR-2、TR-3、TR-5和AL-5型发动机。
该设计局在50年代中期制造出了著名的AL-7系列发动机，使用此种发动机的飞机在60年代创造了近20项速度和高度世界纪录，特别是全天候高空超音速飞机苏-7、苏-9、苏-11、苏-17、苏-24 是前苏联当时空中边界守卫的主力军。
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q 2
th.af
q
q
0
0
2. 理想循环
加力使循环功增加, 排气 速度增加推力增加；
加力使循环热效率下降, 耗油率加大, 经济性
变差。
3600 (q q )
sfc
mf
mf .af
af
F
af
加力温度越高，循环功 越大，推力越大，循 环热效率越低，耗油率越高。
原因：加热在低压条件下进行。
一定加力温度下，涡轮前温度越高，加力推力 越大，加力耗油率越低。主燃烧室多加热有利 于性能提高。
第三章 小结
共同工作线的物理意义及用途 共同工作点的移动对进气道工作状态的影响 发动机典型工作状态 三个特性（转速、速度、高度）的定义、图形及性能 变化主要原因 提高加速性的意义及影响加速性的因素 双轴发动机的防喘机理 复燃加力增加推力的工作原理、经济性变化。 复燃加力发动机尾喷管临界截面积必须可调
h
P2* 理想
P2*不喷水
压缩功
P1*
S
推力增加程度正比于 喷水量 优点
加力效果明显 经济性好
缺点
用水量大 腐蚀 结冰
仅限于起飞使用
二、复燃加力
在涡轮后再增加一个燃烧室，利用燃气中剩余 的氧，再次喷油燃烧。
两个燃烧室
前面称为主燃烧室 后面称为加力燃烧室，参数下标“af”
F Faf F
Ta*f T4*
af
af 加力加热比 F 加力比
af=2~2.5， 推力增加40~50%
2. 理想循环
循环过程
多一个等压加热过程
循环加热量q0
循环功W af
循环热效率 th.af
q 0
q 0
q 0.af
W q q
af
0
2
W af
1
加力比对性能的影响
3. 加力发动机的A8必须可调
尾喷管与涡轮 流量连续
（推导详见P105）
qmgT
K pd*x Adxq(dx )
Td*x
K p3* dx Adxq(dx )
T3*
如果A8不可调，
加力使： 涡轮膨胀比
减小 超温 压气机喘振
qmgN
K p8* A8q(8 )
一、喷射液体加力
在压气机进口或燃烧室中喷入易蒸发的 液体（水+甲醇） 压气机进口喷水加力的工作原理：
喷入的液体吸收气流中热而蒸发，将气 体的吸热（熵增）压缩过程变为放热 （熵减）压缩过程，在压缩功不变的条 件下可以获得更高的压气机增压比。
增压比增加，空气流量增加，排气速度 增加 ，推力增加。
P2*喷水
1. 加力工作原理 V9af
因涡轮后无高速旋
2CpTa*f
[1
(
e
1 pa*f p0
1
) ]
转件, 冷却问题比较 好解决, 再次喷油燃 烧使气流温度Taf*达
V9
2CpT4*[1
(
1
p4* e p0
1
) ]
2000 ~ 2100K V0 0
涡轮出口温度T4* 800 ~ 1100K
T8*
K p4* af e A8q(8 )
Ta*f
qmgT qmgN
* T
p3* p4*
[
af
e
A8
dx Adx
T4* Ta*f
2n
] n1
为保持发动机
工作点不变， A8必须调大。 调节影响喷管外部阻力(后体阻力)
A8af A8
Ta*f T4*
4. 调节规律和特性
n= 常数
T* = 常数
qmf n= 常
数
nnd 转速 qmf
n
qmf.af ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ*
= 常数
调节器
发
qmf.af 动
T*
机
T3*和Taf*将随飞 T* T*d 调节器 行马赫数增加而
T*
增大。
速度特性
在任何飞行速度下， 加力推力比大于1； 加力使推力达最大所 对应的马赫数更高； 加力温度越高，特点 越显著； 加力使经济性变差， 但随飞行速度提高， 差距减小。