《航空发动机涡喷涡扇系列》
涡扇和涡喷发动机
气向后高速喷出获得反推力，同时驱动排气通道内的涡轮， 由涡轮带动同轴的位于进气通道内的压气机，提高燃烧室内 气压，增加工质，获得更高的热值，提高推力，第一代和第 二代战斗机以这种发动机为主要动力，特点是高速飞行时， 效率高，但低速飞行时性能很差，由于排气温度高，热效很 低，现在基本属于淘汰的边缘。 • 特点：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。 • 分类：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。
涡轮螺旋桨发机
涡轮轴发动机 桨扇发动机
燃气涡轮发动机
•包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、 涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机，都 具有压气机、燃烧室和燃气涡轮。 •涡轮螺旋桨发动机主要用于时速小于 800千米的飞机； •涡轮轴发动机主要用作直升机的动力； •涡轮风扇发动机主要用于速度更高的飞 机； •涡轮喷气发动机主要用于超声速飞机。
涡轮风扇发动机
•在涡喷发动机的涡轮后面，再加装一套涡轮，让燃气 在这后一涡轮中膨胀，驱动此涡轮高速旋转并发出一 定功率，将此涡轮的前轴从原来的涡轮、压气机转子 轴中穿过，带动一个直径比压气机大的风扇，这样， 就变成了涡轮风扇发动机 。
涡轮风扇发动机
涡 轮 风 扇 发 动 机 剖 面 图
涡轮喷气式发动机
我国涡喷、涡扇发动机介绍
《航空涡喷,涡扇发动机结构设计准则（研究报告）》的出版在发动机研制中的...
《航空涡喷,涡扇发动机结构设计准则（研究报告）》的出版
在发动机研制中的...
吴大观
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】1997(000)003
【总页数】3页(P42-43,47)
【作者】吴大观
【作者单位】航空工业总公司科技委
【正文语种】中文
【中图分类】V235.1
【相关文献】
1.航空涡喷涡扇发动机多参数载荷谱编制方法研究 [J], 张勇;蔚夺魁
2.航空涡喷、涡扇发动机强度设计系统 [J], 周柏卓;杨士杰
3.军用航空涡喷和涡扇发动机吞鸟试验 [J], 葛治美;姜锡明
4.航空发动机适航规章衍变与民用航空大涵道比涡扇发动机研制的关联性 [J], 鲍梦瑶;吕忠;李果;赵阳
5.涡轴(涡桨)/涡扇(涡喷)发动机通用核心机技术 [J], 尹泽勇;曾源江;石建成;罗安阳因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
中国涡扇系列-涡扇 -9 ( WS-9 )
中国涡扇系列-涡扇 -9 （ WS-9 ）资料来源：西北工业大学涡扇 -9 （ WS-9 ）：用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商西安航空发动机公司生产现状用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产装机对象歼击轰炸机概述：涡扇 9 发动机是我国 70 年代中期根据从英国罗尔斯·罗伊斯公司购买的“斯贝”MK202 型涡扇发动机的生产许可证生产的一种中等推力发动机，也是我国第一种从西方国家以许可证方式引进的发动机，提高了我国航空发动机的研制水平。
“秦岭”发动机( 涡扇 -9)是英国斯贝 MK202 发动机的国产型。
MK202 曾是英国皇家空军 F-4 “鬼怪”式战斗机的标准发动机“斯贝”MK202 型是英国在 60 年代中期研制的一种性能较为先进的涡扇发动机，长 5025 毫米，直径 1093 毫米，重 1850 千克，最大推力 54.5 千牛，加力推力 91.1 千牛，推重比 5.05 ，最大军用耗油率 0.684 千克 / 牛·小时，最大加力耗油率 2.0 千克/牛·小时，涵道比 0.62 ，与当时国内的涡喷发动机相比，具有推力大、耗油低、可维护性好、使用寿命长的特点。
历史：70 年代，我国航空发动机工业受到“文化大革命”的影响，这个时期所生产的航空发动机的质量明显下降，性能上与当时的国际先进水平相比存在着很大差距。
对这种不利的状况，周恩来总理在 11 月份召开的航空产品质量座谈会上语重心长地指出，“飞机的关键在发动机，发动机是心脏，心脏不好，问题不解决，何以打仗”。
周总理的话一针见血。
会后，全国包括航空发动机厂在内的航空制造单位开始了全面的质量整顿，以保证现阶段研制生产的航空产品的质量要求，并考虑从国外引进先进技术的问题。
从当时的国际环境看，要从国外航空发达国家引进先进发动机是有很大困难的，直接引进较先进的军用航空发动机的可能性较小。
1972 年，我国开始与英国接触，讨论引进其“斯贝”MK511 型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。
涡喷、涡扇、涡桨、涡轴傻傻分不清？今天我们就来讲讲清楚
涡喷、涡扇、涡桨、涡轴傻傻分不清？今天我们就来讲讲清楚提及航空发动机，其种类之多让我们眼花缭乱，⽽涡喷、涡扇、涡桨、涡轴这四⼤类航空发动机出现频率是最⾼的，但是有多少⼈清楚的知道他们之间的区别、优劣以及性能呢？你真的能分清它们吗？今天，就让我来为⼤家简单介绍⼀下。
涡轮喷⽓发动机涡喷发动机通常⽤于⾼速飞机，其完全依赖燃⽓流产⽣推⼒，它主要有两种类型，分别是离⼼式（离⼼式由英国⼈弗兰克·惠特尔爵⼠于1930年发明，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第⼀次上天，也没有参加第⼆次世界⼤战）和轴流式（诞⽣在德国，世界上第⼀款喷⽓式发动机——Me-262就是采⽤轴流式涡喷发动机作为动⼒）。
涡喷发动机⼤体由进⽓道、压⽓机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，飞机飞⾏时空⽓先进⼊进⽓道，通过管道调整使⽓流达到合适的速度，之后压⽓机对⽓流加压加热（在亚⾳速时，压⽓机是⽓流增压的主要部件），流⼊燃烧室后形成⾼温⾼压燃⽓，在涡轮内经过燃烧后的⽓流能量⼤⼤增加，由于涡轮内的膨胀⽐远⼤于压⽓机中的压缩包，因此涡轮出⼝处的⽓流压⼒和温度要⽐进⽓⼝处⾼很多，这部分⾼温⾼压⽓流在尾喷管内继续膨胀，随后⾼速沿发动机轴向从喷⼝向后排出，就是这部分⽓流使涡喷发动机产⽣了推⼒。
理论上来说，⽓流从燃烧室中出来后，温度越⾼能量就越⼤，发动机所获得的推⼒也就越⼤，但是由于涡轮材料的限制，推⼒最多只能达到1650KN左右，⽽要想在短时间内增加推⼒，现代的普遍做法是在涡轮后再加上⼀个加⼒燃烧室，在其中喷⼊燃油让未充分燃烧的燃⽓与喷⼊的燃油混合再次燃烧，由于加⼒燃烧室内⽆旋转部件，温度可达2000℃，能使发动机的推⼒增加⾄原来的1.5倍左右。
但是其缺点就是会使油耗急剧加⼤，同时过⾼的温度也会影响发动机的寿命。
▲前苏联的传奇战⽃机⽶格-25⾼空超⾳速战机即采⽤留⾥卡设计局的涡喷发动机作为动⼒，曾经创下3.3马赫的战⽃机速度纪录与37250⽶的升限纪录。
航空涡喷涡扇发动机主要零部件定寿指南-概述说明以及解释
航空涡喷涡扇发动机主要零部件定寿指南-概述说明以及解释1.引言1.1 概述航空涡喷涡扇发动机是现代民航飞机中最常用的动力装置之一，它通过将空气与燃料混合后在燃烧室中燃烧产生高温高压气体，并利用涡轮的动力将这部分气流推动后方的螺旋桨或风扇进行推力输出，从而产生推动力。
本文旨在为航空涡喷涡扇发动机的主要零部件提供定寿指南，以确保发动机的可靠性和安全性。
航空涡喷涡扇发动机主要包括高压压缩机部分、燃烧室部分和高压涡轮部分。
针对这些重要部件，我们将详细讨论定寿指南的要点，以便飞机维修人员在维护和维修过程中能够根据规定进行寿命评估和部件更换。
高压压缩机是发动机中负责将空气压缩至更高压力的关键部件。
本文将介绍高压压缩机的工作原理和结构，并重点探讨高压压缩机部分的定寿指南要点，包括定期检查和维护的关键环节。
燃烧室是将空气与燃料混合并进行燃烧的部分，其工作稳定性和可靠性对发动机的运行至关重要。
在本文中，我们将介绍燃烧室的结构和燃烧原理，并对燃烧室部分的定寿指南要点进行详细分析，包括定期清洗和更换烧嘴等关键方面。
高压涡轮是将燃烧室中高温高压气体的能量转换为机械能的关键部件。
我们将深入研究高压涡轮的组成和工作原理，并重点探讨高压涡轮部分的定寿指南要点，包括定期检查和更换叶片的重要内容。
通过对航空涡喷涡扇发动机主要零部件的定寿指南进行详细阐述，本文旨在帮助维修人员更好地理解和掌握发动机的寿命评估和维修方法，提高发动机的可靠性和使用寿命。
总体而言，本文对航空涡喷涡扇发动机的维护和维修具有重要的理论和实践意义。
1.2文章结构文章结构部分主要介绍本文的结构和内容安排。
本文主要分为引言、正文和结论三部分。
引言部分主要包括概述、文章结构和目的。
概述部分简要说明本文所要讨论的主题，即航空涡喷涡扇发动机主要零部件的定寿指南。
文章结构部分介绍了整篇文章的组织结构，包括引言、正文和结论三个部分的内容安排。
目的部分明确了本文的目标和意义，即为航空涡喷涡扇发动机主要零部件的定寿提供指南。
涡扇6发动机
涡扇6(WS6)WS6涡扇发动机结构牌号涡扇6用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司生产现状完成飞行前规定试车后，停止研制装机对象涡扇6歼击机涡扇6G歼击机涡扇6甲运输机研制情况1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。
此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。
1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。
第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。
第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。
1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。
“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。
1980年10月，性能达到设计指标。
19 82年10月通过24h飞行前规定试车。
整机试车共334h。
后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1 984年停止研制。
涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。
它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。
在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。
选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。
选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。
该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。
转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。
因此，发动机重量轻，推重比大。
涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。
主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。
中国航空发动机生产厂、型号和机型
C919大客：用的是：初期用CFM研发LEAP-X1C，后期预计用涡扇SF-A涡扇发动机。
J10系列战机：现用的是俄制AL-31FN涡扇发动机，以后预计用的是涡扇WS10G太行、涡扇WS15峨眉涡扇发动机。
【涡喷WP13F】（仿苏联改型），中推力涡喷 ，加力推力8.2T，1995年已批量生产，用于战机J7、J8系列、教练机JL9。
5、辽宁沈阳黎明航发公司：
【涡扇WS10A太行】（参照美制核心），大推力涡扇，加力推力12.5T，2006年已批量生产，用于战机J11系列。
【涡扇WS10G太行】大推力涡扇，加力推力13.8T，全权数控，2011年批量生产，用于战机J10、J11系列。
【涡轴WZ10】★（自研在研），大功率涡轴，功率1800千瓦，预计2015年批量生产，用于新型直升机（3发20T级）。
【涡轴WZ11】★（自研在研、参照加拿大普惠PT6B-67B），中功率涡轴，功率1500千瓦，预计2012年批量生产，用于直升机Z8F（AC313）、Z20（9吨机）系列。
【涡轴WZ16】★（同法国合研阿蒂丹3），中功率涡轴，功率1200千瓦，预计2014年批量生产，用于直升机WZ10、Z15（6吨机AC352）系列。
【涡扇WS13泰山】★（仿俄罗斯RD93改型），中推力涡扇 ，加力推力8.5T，预计2011年批量生产，用于FC1（枭龙）。
【涡扇WS12唐古拉】★（自研在研），中推力涡扇，加力推力9.5T，预计2014年批量生产， 用于战机FC1（枭龙）升级换代及未来中四代J21战机。
【涡扇WS12C】★（WS12核心大涵道比），中推力涡扇，推力8.0T，预计2015年批量生产， 用于中运Y21、支客ARJ-21（C909）。
四代航空发动机发展
典型参数： 涡轮前温度 1900K~ 推重比 9~10 增压比 26~ 翻修寿命 1000h~
第一代航空发动机
涡喷-6 发动机 典型结构形式： 单转子涡喷 实心涡轮叶片 典型参数： 涡轮前温度 1200K 推重比 4~5 增压比 8~ 翻修寿命 200h 英国“尼恩”发动机
第二代航空发动机
涡喷-7 发动机
典型结构形式： 双转子、双涵道 空心涡轮叶片
英国“斯贝”发动机
典型参数： 涡轮前温度 1440~K 推重比 5~6 增压比 20~ 翻修寿命 350h
第三代航空发动机
“太行” 发动机 典型结构形式： 小涵道比双转子涡扇 典型5支点支承布局 典型参数： 涡轮前温度 1700K~ 推重比 7~8 增压比 30~ 翻修寿命 500h
美国 F110发动机
第四代航空发动机
美国 F119-PW-100发动机
典型结构形式： 小涵道比双转子涡扇 典型5支点支承布局 矢量喷管
F404 系列 [军用涡扇发动机]
![F404 系列 [军用涡扇发动机]](https://img.taocdn.com/s3/m/bbe042345901020207409c3c.png)
-402 7.83
总空气流量(kg/s)
F404-GE-400 64.4
-402 66.0
F412 72.5
涵道比
F404-GE-400 0.34
F404-GE-100 原编号为F404-GE-F1G1。发动机基本结构与-400型相同，主要差别是采用了多余度的燃油控制系统和为单发飞机F-20专门设计的附件。一个数字式电子装置作为机械液压装置的备份，可提供机械液压装置的90%工作能力。此外高压涡轮更换了一些材料，改善了耐久性。该项目因1986年底F-20A工作的终止而未进行到底。
F404-GE-F1J1/RM12 是通用电气公司
与瑞典沃尔伏航空发动机公司合作研制的发动机。1983年开始进行风扇、压气机、核心机和整机试验。1988年12月开始装JAS39试飞，1993年开始交付使用。该机在-400型基础上核心机稍有修改，风扇流量增加到72.6kg/s，燃烧室采用了隔热涂层，使涡轮进口温度和高压涡轮效率有所提高。采用了数字式电子控制器。发动机加力推力为8050daN。
最大直径(mm)
F404-GE-400 884
-402 884
长度(含进气锥)(mm) 4033
质量(kg)
F404-GE-400 983
-402 1025
在研制F404时，美国海军根据以往的使用经验，突出了可靠性和维修性要求。据此，通用电气公司改变了过去强调性能，而忽视可靠性和维修性的作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险，这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。
8000(加力)
世界航空发动机手册
世界航空发动机手册一、航空发动机概述1.定义与作用航空发动机，作为飞机的“心脏”，是为飞行器提供动力的核心部件。
它将燃料的化学能转化为气流的动能，推动飞行器前进。
发动机的性能直接影响着飞机的飞行速度、高度、航程等各项性能指标。
2.发展历程与现状自从1903年美国莱特兄弟发明飞机以来，航空发动机就进入了人们的视野。
经过一百多年的发展，航空发动机技术不断革新，性能不断提高。
目前，世界上的航空发动机主要有涡喷、涡扇、涡轮螺旋桨、涡轮轴等类型。
二、航空发动机类型及特点1.涡喷发动机涡喷发动机是一种轴流式发动机，具有结构简单、重量轻、推力大等特点。
它广泛应用于战斗机和部分民用飞机上。
2.涡扇发动机涡扇发动机是一种高效率、低噪音、大推力的发动机，分为小涵道比和大涵道比两种。
它主要用于大型客机和军用运输机。
3.涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机是一种涡轮轴发动机的变种，具有较高的燃油效率和较低的噪音。
它主要应用于小型飞机和直升机。
4.涡轮轴发动机涡轮轴发动机是一种高速、高功率的发动机，主要用于直升机和部分军用飞机。
三、航空发动机关键技术1.高压比、高效率的压气机设计压气机是航空发动机的核心部件之一，其高压比和高效率对于提高发动机的整体性能至关重要。
设计师们需要不断优化压气机的气流布局、叶片形状等参数，以实现更高的压缩比和效率。
2.高效低污染的燃烧室设计燃烧室的设计关系到发动机的燃油消耗、排放污染物和噪音水平。
为了实现高效低污染的燃烧，设计师们需要研究新型燃烧过程、喷嘴结构和燃烧室形状。
3.高温材料及冷却技术随着航空发动机性能的提高，涡轮前温度不断升高，对高温材料和冷却技术提出了更高的要求。
研发新型高温材料和高效的冷却系统，是提高发动机寿命和可靠性的关键。
4.高精度、高可靠性的控制系统航空发动机控制系统是发动机正常运行的保证。
采用高精度、高可靠性的传感器和执行器，以及先进的控制算法，可以确保发动机在各种工况下的稳定运行。
航空发动机结构 第二章 几种典型的发动机
А Л -31Ф 发动机支承简图
АЛ-31Ф发动机转子支承方案，全机共有 六个支点，高压转子为1-0-1支承方案，低压 转子为1-2-1四支点支承方案，低压涡轮转子 与风扇转子间采用了传递扭矩、轴向力的柔
性联轴器，以解决低压转子工作不正常对高 压转子的影响。
2.3 典型的涡轮螺旋桨发动机
涡桨6发动机是单转子涡轮螺旋桨飞机，是 运8飞机的动力装置。由单转子轴流式压气机， 环形燃烧室等组成。结构图如下：
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 。
航空发动机结构
第二讲 几种典型的航空发动机
2.1几种典型的涡喷发动机
涡喷5发动机是典型的第一代涡轮喷气发动 机，主要结构特点是采用离心式压气机和分 管式燃烧室，是歼五，轰五型飞机的动力装 置。具体结构如下：
涡喷6发动机是歼六，强五飞机的动力装 置，涡喷六发动机是第二代涡轮喷气发动机。 主要结构特点是采用单转子轴流式压气机和 环管型燃烧室。
涡喷发动机系列[权威资料]
![涡喷发动机系列[权威资料]](https://img.taocdn.com/s3/m/3a1e396700f69e3143323968011ca300a6c3f661.png)
涡喷发动机系列新中国成立后，中国政府认识到航空工业之于一国的重要性，立即着手建立中国的航空工业。
1951年4月17日，当时的政府下发《关于航空工业建立的决定》，重工业部航空工业局正式成立。
与此同时，诸如哈尔滨发动机修理厂、南昌飞机修理厂、沈阳发动机修理厂、沈阳飞机修理厂和株洲发动机修理厂先后成立。
中国航空工业从一穷二白的阶段进入了修理阶段。
这些一系列工厂的建立正式拉开中国航空工业的发展大幕。
随后爆发的朝鲜战争加速中国与苏联航空工业的联系进程。
在此期间，中国也正式开启国产航发之路。
一如中国众多工业发展轨迹，中国的航空工业发展也采用了仿制苏联同时代航发开始的。
这一仿制就是四个型号，分别是苏联的BK-1F、PⅡ-9B、P-11φ-300、PⅡ-3M四型发动机。
相对应的国产型号为：涡喷-5、涡喷-6、涡喷-7、涡喷-8四型发动机。
因此，后人戏称这四个仿制型号为“照葫芦画了四个瓢”。
第一个“瓢”――涡喷-5发动机新中国刚成立之际，战火逼近中国东北。
在苏联帮助下，中国在得到米格-15、米格-17战机之时便正式着手对其进行全方位的仿制。
其发动机BK-1F更是重中之重，是“一五”计划中最重要的一项航空项目，也是中国仿制的第一种涡喷发动机，国内代号涡喷-5。
研制单位是由原沈阳航空发动机修理厂改建而来的沈阳航空发动机厂。
计划在1957年国庆前进入批量生产状态。
BK-1F发动机虽为第一代喷气式发动机，但大量采用了高强度材料和耐高温合金。
这让基础薄弱的中国材料加工业颇费周折才研制出合格的材料。
而加力燃烧室薄壁焊接、复杂的喷管加工等多项先进加工工艺对中国当时的制造加工能力是一个相当大的考验。
经过多方面的通力合作，首批涡喷-5发动机在1956年9月通过鉴定，进入了批量生产阶段。
比原计划提前了一年。
为国产歼5战机的顺利诞生，迈出了十分关键的一步。
也标志着中国航空工业已从仿制活塞式发动机发展到喷气式发动机时代，成为当时世界上为数不多的几个可以批量生产喷气式发动机国家之一。
涡喷发动机
飞行原理（HowAndWhy）升力原理：飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。
而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。
在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。
机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快(V1=S1/T> V2=S2/T1)。
根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。
”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。
F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。
从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。
螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。
旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。
当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。
老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。
飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。
早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。
这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。
下图为典型的星型活塞发动机。
现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。
下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。
风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。
而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环涡轮喷气发动机这类发动机的原理基本与上面提到的喷气原理相同，具有加速快、设计简便等优点。
军用涡扇发动机系列[通用电气公司]
![军用涡扇发动机系列[通用电气公司]](https://img.taocdn.com/s3/m/c70c2910a216147917112831.png)
通用电气公司『GE』 F404 系列 [军用涡扇发动机]武器装备 2008-02-25 12:21:55 阅读154 评论0 字号：大中小订阅F404加力涡扇发动机外形牌号F404用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商通用电气公司航空发动机集团生产现状生产装机对象F404-GE-100D A-4换发。
F404-GE-400D A-6F。
F404-GE-F1D2 F-117A。
F404-GE-400 F/A-18、“阵风”A、X29A、X31A。
F404-GE-100A F-20A。
F404-GE-402 F/A-18。
F412(原F404-F5D2) A-12(已取消)。
研制情况F404发动机始于60年代通用电气公司的GE15。
GE15为诺斯罗普公司“眼镜蛇”P530的动力。
P530后来演变为 YF17，GE15演变为连续放气的涡喷发动机YJ101。
由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的F16取胜，诺斯罗普公司和麦道公司决定发展一种新飞机，即F/A-18，因而在YJ101基础上发展了低涵道比的F404涡轮风扇发动机。
1975年11月通用电气公司与美国海军签订了全面研制F404的合同。
1977年1月首台运转，1978年6月完成飞行前规定试验，11月装飞机试飞，1979年12月F404-GE-400通过定型试车并批准投入生产，1980年1月交付第一台生产型发动机。
F404的高压压气机、燃烧室和高压涡轮与YJ101相同，风扇、低压涡轮和加力燃烧室稍许放大，涵道比由YJ101的0.2提高为0.34，涡轮进口温度提高10℃，发动机推力比YJ101增加约17%。
在研制F404时，美国海军根据以往的使用经验，突出了可靠性和维修性要求。
据此，通用电气公司改变了过去强调性能，而忽视可靠性和维修性的作法，把作战适用性、可靠性和维修性放在首位，采用经过验证的最新技术，不追求过高的性能指标，注意保持发动机结构简单、费用合理和减少风险，这种作法对F404的顺利研制成功和赢得市场起了重要作用。
WS-18A航空发动机简介
WS-18A航空发动机简介WS-18A航空发动机简介基本情况：型号WS-18A用途军/民用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国研制单位和厂商624所和成都发动机厂，西安发动机厂联合研制。
装机对象轰-6k 轰油-6 西飞的大型军用运输机运-20初期阶段研制情况WS-18A是624所和成都发动机厂，西安发动机厂联合研制的。
是在WS-18（仿制D-30KP）的基础上，利用改型研制的大涵道比涡轮风扇发动机。
两者之间有百分之80的通用零件。
结构改进的特点是以WS-18为基础参照太行的燃烧室设计方案，改进设计了带气动雾化喷嘴的环形燃烧室，同时利用先进的设计技术和制造工艺，对风扇和高压压气机的进行现代化改进，如电子束焊技术和环形燕尾形榫头与盘连接技术，WS-18A涡扇发动机在保持WS-18发动机外廓尺寸和附件布局基本不变的情况下，在继承国内成熟技术的基础上，通过运用大量成熟的先进技术和多项预研成果，对WS-18进行现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能.WS-18A涡扇发动机于200X年3月核心机首次试验,对核心机进行了大量的可靠性与耐久性方面的试验,大幅度的提高热端部件寿命，200X年6月原型机首次运转并开始地面台架试车。
加速发动机的成熟，延长零部件的寿命，降低生产成本和后勤保障费用。
试飞前规定试验于2009年8月完成, 于2009年初,在伊尔76上进行首飞,于2010年中完成设计定型试验。
定于2012年末生产定型。
用于西飞的大型军用运输机为运-20的初期批生产型WS-18是成都发动机厂仿制D-30KP 的，WS-18与200X年装机首飞成功，已经通过国产化工程技术鉴定，获准投入批量生产。
性能参数WS-18A结构和系统进气口钛合金机匣。
固定进气锥。
26个进口导流叶片。
风扇3级轴流式，由低压涡轮驱动。
材料主要是钛合金。
风扇转子为鼓盘式结构,3级风扇转子用电子束焊焊为一体。
,第1级风扇叶片带中间阻尼凸台，叶片均以环形燕尾形榫头与盘连接，最大转速5380r/min。
中国涡扇系列-涡扇 -9 ( WS-9 )
中国涡扇系列-涡扇 -9 （ WS-9 ）资料来源：西北工业大学涡扇 -9 （ WS-9 ）：用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商西安航空发动机公司生产现状用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产装机对象歼击轰炸机概述：涡扇 9 发动机是我国 70 年代中期根据从英国罗尔斯·罗伊斯公司购买的“斯贝”MK202 型涡扇发动机的生产许可证生产的一种中等推力发动机，也是我国第一种从西方国家以许可证方式引进的发动机，提高了我国航空发动机的研制水平。
“秦岭”发动机( 涡扇 -9)是英国斯贝 MK202 发动机的国产型。
MK202 曾是英国皇家空军 F-4 “鬼怪”式战斗机的标准发动机“斯贝”MK202 型是英国在 60 年代中期研制的一种性能较为先进的涡扇发动机，长 5025 毫米，直径 1093 毫米，重 1850 千克，最大推力 54.5 千牛，加力推力 91.1 千牛，推重比 5.05 ，最大军用耗油率 0.684 千克 / 牛·小时，最大加力耗油率 2.0 千克/牛·小时，涵道比 0.62 ，与当时国内的涡喷发动机相比，具有推力大、耗油低、可维护性好、使用寿命长的特点。
历史：70 年代，我国航空发动机工业受到“文化大革命”的影响，这个时期所生产的航空发动机的质量明显下降，性能上与当时的国际先进水平相比存在着很大差距。
对这种不利的状况，周恩来总理在 11 月份召开的航空产品质量座谈会上语重心长地指出，“飞机的关键在发动机，发动机是心脏，心脏不好，问题不解决，何以打仗”。
周总理的话一针见血。
会后，全国包括航空发动机厂在内的航空制造单位开始了全面的质量整顿，以保证现阶段研制生产的航空产品的质量要求，并考虑从国外引进先进技术的问题。
从当时的国际环境看，要从国外航空发达国家引进先进发动机是有很大困难的，直接引进较先进的军用航空发动机的可能性较小。
1972 年，我国开始与英国接触，讨论引进其“斯贝”MK511 型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。
我国军用飞机发动机参数
我国军用飞机发动机参数全文共四篇示例，供读者参考第一篇示例：我国军用飞机发动机是我国军工技术领域的重要组成部分，发动机作为飞机的“心脏”，直接影响飞机的性能和战斗力。
我国军用飞机发动机在不断进行技术创新和提升，在飞行速度、航程、载荷等方面都取得了长足的进步。
接下来我们将重点介绍我国几款主要的军用飞机发动机参数。
首先我们来介绍国产舰载机歼-15的发动机-涡扇-15。
该发动机由西安航空发动机院自主研发，是我国第一款具有完全自主知识产权的舰载机发动机。
它采用了先进的涡轮风扇发动机技术，具有高技术含量和先进性能。
涡扇-15采用了双转子、双轴布局，具有高涵道比和高推重比，整机性能优越。
涡扇-15的参数为最大输出功率为125kN，燃油消耗率为0.785kg/(kgf·h)，最大飞行速度为超音速，最大航程为2000km，最大升限为18000m。
我国军用飞机发动机在技术水平和性能上取得了长足的进步，逐步向世界一流水平靠拢。
未来，我国军用飞机发动机将继续进行技术创新，不断提升飞机的性能和战斗力，为我国军事实力的发展做出更大的贡献。
【字数1999】第二篇示例：我国军用飞机发动机是当今国防事业的重要组成部分，发动机的性能直接影响着飞机的飞行性能和作战能力。
我国近年来在军用飞机发动机领域取得了长足的进步，不断推出性能先进的发动机，为我国的国防事业提供了有力支撑。
首先来介绍一下我国目前主要使用的军用飞机发动机。
目前我国军用飞机主要使用的发动机包括涡扇发动机、涡喷发动机和喷气发动机。
涡扇发动机是目前主要使用的军用飞机发动机之一，具有推力大、节能、供油方便等优点，广泛应用于一些战斗机、轰炸机和运输机上。
涡扇发动机被广泛认为是军用飞机发动机的最新发展方向，具有较好的发展前景。
涡喷发动机是目前广泛应用于军用飞机的一种发动机，具有推力大、燃油效率高等特点，适用于一些大型的战斗机和轰炸机。
涡喷发动机在我国的军用航空领域有较广泛的应用，为我国的军事实力提供了有力支持。
航空涡喷、涡扇发动机强度设计系统
航空涡喷、涡扇发动机强度设计系统
周柏卓;杨士杰
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2003(029)004
【摘要】介绍了由发动机强度设计规范及准则、强度设计软件及方法、强度设计数据库及准则库构成的航空涡喷、涡扇发动机强度设计系统.用该系统可进行发动机构件的应力、振动和寿命分析.
【总页数】3页(P32-34)
【作者】周柏卓;杨士杰
【作者单位】沈阳发动机设计研究所,沈阳,110015;沈阳发动机设计研究所,沈
阳,110015
【正文语种】中文
【中图分类】V23
【相关文献】
1.航空涡喷涡扇发动机多参数载荷谱编制方法研究 [J], 张勇;蔚夺魁
2.军用航空涡喷和涡扇发动机吞鸟试验 [J], 葛治美;姜锡明
3.《航空涡喷,涡扇发动机结构设计准则（研究报告）》的出版在发动机研制中的... [J], 吴大观
4.涡喷涡扇发动机试车台推力测量校准现状及展望 [J], 吴惠明
5.涡轴(涡桨)/涡扇(涡喷)发动机通用核心机技术 [J], 尹泽勇;曾源江;石建成;罗安阳
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1.01
1288
15 WP-13-300
6600
4100
5.45
0.96
1243
16 WP-14
7500
5270
6.5
0.95
1470
注： 1 kgf ＝ 9.806 65 N；daN = 10N = 1.01972 kg。（"daN"的英文就是"DecaNewton"。"deca"表示“十, 十倍”之意；"Newton"就是牛顿） 1 马力（hp/ps） = 735.49875 瓦特 = 0.7355 kW
《中国航空发动机》
2008-7-20
目录
1．各国典型航空发动机参数........................................................................................... 2 2．WP-14 涡轮喷气发动机................................................................................................3 3．WP-13 与 AI222K-25 发动机........................................................................................5 4．JL-9/FTC-2000 山鹰教练机........................................................................................8 5．美国 T-45“苍鹰”(Goshawk)高级教练机............................................................. 13 6．JL-8/K-8/L-11 教练机..............................................................................................16 7．《简氏防务周刊》中国航空发动机...........................................................................20
JL-9/FTC-2000“山鹰”教练机动力上配装的是一台国产的 WP13F 加力型涡喷发 动机。
WP13FI 是为满足 J-7Ⅲ飞机的改型要求而设计研制的。是 WP13 的性能改进型， 最大状态推力比 WP13 增加 588daN（WP-13F：44.1/66.7kN），全加力推力增加 392daN， 其性能结构的改进特点是重新设计了第 1 级压气机，转子叶片由 24 片改为 19 片， 增大空气流量 2kg/s，并在压气机上采用了附面层控制技 术。主燃烧室与涡轮部件 选用 WP13F 的成熟结构。加力燃烧室选用沙丘驻涡式火焰稳定器。在研制过程中重 新调整了加力燃油浓度场分布、改进设计了全长隔热屏，并对热端部件的材料与热 工艺技术做了多项改进。WP13FI 的外廓尺寸在安装关系不变的条件下总长前伸 16mm。
4-23
从以上情况看，WP-14 确实是一种相当优秀的发动机，即使用今天的眼光来看， 仍不时为一种优秀的发动机，并有很大的改进余地，当时厂家介绍，改装 WP-14 发 动机的 F-8II，在机动飞行性能上全面超过幻影 2000，看来并非自吹。
然尔，令人遗憾的是，从 90 年代后就再也没有听到 WP-14 的消息；而当年同时 列入重点研究项目的 WP-13 改（WP-13 是仿制米格 21M 的发动机 P-13-300，发动机 推重比比 P-13-300 小，表明材料和制造工艺仍有差距）反而十分活跃，频频露面， 成了 F-7E 和 F-8II 的配套发动机。为何不用性能更先进的 WP-14，反而对性能比较 落后的 WP-13 改了又改，确实让人无法理解。当然机会确实非常重要，WP-14 出生时 正逢百万大裁军，中央确定以经济建设为重点，要求军队要忍耐，军费大幅下调， 军队的各种科研项目和采购、装备全面压缩，WP-14 真是生不逢时，变成英雄无用武 之地。
1230
装备机型 F-7、F-8 米格-21M F-104G F-4E 幻影 III 幻影 F-1 幻影 2000
从上述表中可知,WP-14 的主要技术性能在当时是非常先进的，其油耗、推重比、 总压比、涡轮前温度等几项指标都明显优于当时世界主要现役机种的发动机，不仅 如此，甚至与幻影 2000 装备的 M-53 涡扇发动机相比，也占尽优势(除发动机最大状 态耗油量外)。应当说，除了与美国当时先进的涡扇发动机相比，有一定差距外，在 中挡发动机中属先进机型。
发动机型号
WP-14 P13-300 J-79GE-11A J-79GE-17 阿塔-09C3 阿塔-09K50 M-53(涡扇)
世界主要涡轮喷气发动机情况
推重比 6.5 5.8 4.33 4.66 4.13 4.55 6.2
总压比 13.5 10.3 12.8 12.8 5.6 6.0 9.5
涡轮前温度℃ 1470 1000
备注
J-11 J-10 Mig-29 JF-17/FC-1 JH-7A L-11 K-8 L-15 T-45A T-45 K-8 H-6K F-22 Q-5 飞机 J-7 Mig21 J-8 J-7 JL-9 J-8III
2-23
2．WP-14 涡轮喷气发动机 WP-14 发动机，是我国自行研制的新一代涡喷发动机，1983 年初设计，1985 年 12 月试车，1986 年 9 月达到经证机的设计指标，该发动机可用于 F-7 系列、F-8 系 列飞机。代号“昆仑”。 该发动机与仿制的 WP-7、WP-13 相比有较大的进步。 发动机加力推力：WP-7 甲是 6000kg，WP-13 是 6600kg，WP-14 是 7500kg。 加力耗油率(kg/kg.n)：WP-7 甲是 2.0，WP-13 是 2.25，WP-14 是 1.87。 不开加力推力：分别是 4300kg、4100kg、5270kg。 不开加力耗油(kg/kg.n)：分别是 1.01、0.96、0.95。 总增压比：分别是 8.85，8.85，13.5。 涡轮前温度(度)：分别是 1288，1243，1470。 推重比：分别为 5.22，5.45，6.5。 作为涡轮喷气发动机，WP-14 是十分先进的，与第一代和第二代米格-21 的发动 机相比，确实有很大的进步。这在发动机的总增压比、涡轮前温度、推重比方面特 别突出。 WP-14 发动机可广泛运用于 F-7II、F-7III、F-8II 等飞机上，据悉，安装 WP-14 发动机的 F-8II 飞机，其飞行机动能力全面超过幻影-2000。 WP-14 发动机作为我国新一代发动机，有广泛的运用空间，利用该机的核心技术， 也可发展成为推重比为 7.5-8，推力为 8000-9000kg 的小涵道比的涡扇发动机。该发 动机的研制成功，有助于形成我国自己的核心技术，为我国航空发动机的发展打下 了良好的基础。
WP-14 P13-300 J-79GE-11A J-79GE-17 阿塔-09C3 阿塔-09K50 M-53(涡扇)
WP-14 与当时世界著名发动机的对比情况
国别 中 苏 美 美 法 法 法
推力（加力/最大） 7500kg/5270kg 6000kg/5100kg 7181kg/4536kg 8120kg/5385kg 6012kg/4280kg 7200kg/5020kg 9018kg/5610kg
WP-14 发动机的自重与 WP-7(F-7)、WP-7 甲(F-8)基本相同(分别为 1154g、 1150kg、1149kg)，而推力却要大 30.43%和 25%，这无疑将大大提升 F-7 系列和 F-8 系列飞机的作战推重比，极大地改善其机动飞行能力(以 F-7II 为例，换装 WP-14 后， 作战推重比由原来的 0.8 提高到 1.04，其作战推重比与第三代战机相拟)；WP-14 的 耗油量指标也明显低于 WP-7 和 WP-7 甲发动机，由此可知，换装 WP-14 发动机的 F-7 系列、F-8 系列飞机在机载油量、气动外型不变的情况下，其飞行航程也将有明显的 增加。即使与 WP-13 相比，WP-14 在各方面的优势也是显而易见的。
2970 780
1.84
0.8
9 TFE1042-70
4115
2680
6.81
Ø591
3561 617
2.1
0.816
10 AI-25 TLK
1690
4.9
Ø990
3350 350
11 D-30KP-2
-
11770
12 F-119
13 WP-6
3187
2550
Ø
14 WP-7A
6000
4300
5.22
1-23
1．各国典型航空发动机参数
典型涡扇发动机技术参数
序号
型号
1 WS-10 2 AL-31F 3 RD-33 4 WS-13 5 WS-9(斯贝 MK202)
加力推力 daN/kg 12600 12258
8130 8637 9110
中间推力 daN/kg
7350 7620 5000 5120 5450
推比
7.9 7.14 7.9 7.8 5.05
进口直径 mm
Ø1201 Ø1300 Ø1040 Ø1020 Ø 1093
长度 mm
4950 4250 4140 5025
干重 kg 1997 1750 1055 1130 1850
加力油耗 kg/(daN.h)
2.08 2.00 2.01 2.02 2.0
耗油 kg/kg.n(加力/最大) 1.87/0.95 2.25/0.96 1.97/0.84 1.97/0.84 2.03/1.01 1.96/0.97 2.03/0.87