航空发动机结构-第七章-总体结构
航空发动机结构..共30页
39、勿问成功的秘诀为何，且尽全力做你应该做的事吧。——美华纳
40、学而不思则罔，思而不学则殆。——孔子
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26、我们像鹰一样，生来就是自由的 ，但是 为了生 存，我 们不得 不为自 己编织 一个笼 子，然 后把自 己关在 里面。 ——博 莱索
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27、法律如果不讲道理，即使延续时 间再长 ，也还 是没有 制约力 的。— —爱·科 克
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28、好法律是由坏风俗创造出来的。 ——马 克罗维 乌斯
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29、在一切能够接受法律支配的人类 的状态 中，哪 里没有 法律， 那里就 没有自 由。— —洛克
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30、风俗可以造就法律，也可以废除 法律。 ——塞·约翰逊
航空发动机结构..
谢谢！
36、自己的鞋子，自己知道紧在哪里。——西班牙
37、我们唯一不会改正的缺! 38、我这个人走得很慢，但是我从不后退。——亚伯拉罕·林肯
航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍一、概述航空发动机是飞机运行的关键部件，它由许多主要部件组成。
本文将详细介绍航空发动机的主要部件及其功能。
二、涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机是目前使用最广泛的航空发动机类型。
它包括以下主要部件：2.1 压气机压气机是涡轮喷气发动机的核心部件之一，其主要功能是提供空气压缩。
它由若干级气动压缩机级组成，每级都通过叶轮将空气压缩。
压气机的压缩比决定了发动机的性能。
2.2 燃烧室燃烧室是将燃料与空气混合并燃烧的地方。
在燃烧室内，燃料喷射器将燃料喷入空气中，在点火后发生燃烧反应。
燃烧室的设计需要考虑到燃烧效率和减少排放物的要求。
2.3 涡轮涡轮是涡轮喷气发动机中的关键部件，它由高温高压的燃气推动。
涡轮主要分为高压涡轮和低压涡轮两部分，高压涡轮驱动压气机，低压涡轮驱动风扇。
2.4 推力收缩喷管推力收缩喷管是涡轮喷气发动机中的最后一个主要部件，它通过调整喷口面积来改变喷气速度，以实现不同飞行阶段的推力要求。
喷管的设计需要兼顾推力效率和噪音控制。
三、涡扇发动机涡扇发动机是一种在涡轮喷气发动机基础上发展而来的高涵道比发动机。
它相比于涡轮喷气发动机具有更高的推力效率和更低的噪音水平。
涡扇发动机的主要部件包括：3.1 高压压气机涡扇发动机中的高压压气机通常由若干级气动压缩机级组成，每级通过叶轮将空气压缩。
高压压气机的压缩比对发动机性能和燃烧室的设计有重要影响。
3.2 低压压气机涡扇发动机的低压压气机实现了更高的涵道比，通过进一步压缩空气提高推力效率。
低压压气机的设计需要考虑到噪音控制和轻量化。
3.3 涡轮涡扇发动机中的涡轮通常包括高压涡轮和低压涡轮，高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮驱动风扇。
涡轮的设计需要考虑到高温高压的环境和材料的耐久性。
3.4 风扇涡扇发动机的风扇是一种大直径、低压力比的叶轮，其主要作用是产生大部分的推力，同时提供额外的压缩空气。
风扇的设计需要兼顾推力效率和噪音控制。
四、涡桨发动机涡桨发动机是一种将燃气喷射到涡轮上推动叶轮旋转的发动机。
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。
07-航空燃气轮机结构设计-高涵道比讲义-马艳红 洪杰(简)
低涵道比的军用加力发动机（F为10780daN 推重比8.0 低 sfc） 高涵道比的商用发动机 （F为19600daN 低sfc）
一、商用涡扇发动机的发展
第三代：高涵道比（1970-1980年）
（F为19600daN sfc↓ 30% 三高的循环参数）
2.3 风扇/压气机设计技术
高压压气机
特点
• 叶-盘连接 气流通道等内径设计；可控扩散叶形； • 盘-盘连接 双层机匣；主动间隙控制技术 • 机匣与静叶
2.3 风扇/压气机设计技术
高压压气机
效率问题—机匣开斜槽
减小二次损失，提高叶片效率。
利用机匣壁上几何结构突变形成 稳定的湍流区以阻止气流流动 气动叶冠
机械加工+焊接火焰筒结构示意图
2.4 燃烧室设计技术
火焰筒
PW4090 浮壁式火燃筒
早期 机械加工火燃筒
2.4 燃烧室设计技术
24个单路气动喷嘴
优点：
油气混合均匀→冒烟↓积 炭 ↓； 不要求很高的供油压力； 出口温度场分布比较均匀 ←喷雾锥角度稳定
缺点：
起动时雾化不良 贫油熄火极限↓ 稳定工作范围↓
低压转子抗变形能力—风扇转子
套齿连接 螺栓连接
合理选择支承和连接位置提高轴的局部刚度和连接稳定性 57
3.3 转子结构设计与力学特征
低压转子抗变形能力—风扇转子
风扇转子结构与抗变形能力提高
合理选择轴承支点位置及悬臂转子结构的抗变形能 力提高 风扇转子是悬 臂安装结构 采用两个支点 承受弯曲力矩 前支点应尽量 靠近转子质心
2.2 航空发动机总体设计技术
低压联轴器-刚性套齿联轴器
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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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。
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。
航空发动机原理与构造-精选文档
起动系统的工作 1、地面起动 2、冷开车 3、油封冷开车 4、空中开车
六、压缩器与涡轮的共同工作
稳定工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、发动机稳定工作条件 2、用压缩器通用特性曲线研究压缩器 与涡轮的共同工作
六、压缩器与涡轮的共同工作
过渡工作状态下压缩器与涡轮 的共同工作 1、如何使加速时间短 影响加速时间的因素 怎样增大剩余功率 2、减速状态下压缩器与涡轮的共同工作
航空发动机原理与构造
飞机工艺教研室
主要内容
主要机件 滑油系统 燃料系统 工作状态操纵系统 起动系统 压缩机与涡轮的共同工作 涡论喷气发动机的特性 发动机的发展 发动机自动调节概述 发动机自动调节元件分析 发动机自动调节系统分析 喷嘴理论
一、主要机件
3、主燃料系统
供油量调节部分 用来调节发动机各种工作状态下的供油 量，保证发动机在各种条件下都能正常 工作。 包括：低压转子转速调节器、液压延迟 器、油量调节器、升压限制器和 启动供油调节装置等。
3、主燃料系统
放油活门和放气活门
4、加力燃料系统
加力供油部分 加力供油量调节部分 高压转子最大转速限制器 放气活门
概述 滑油系统的功用是将足够数量和适当 黏度的清洁滑油连续不断地喷到轴承和传 动齿轮的齿合处进行润滑和散热。
主要附件 滑油系统的维护
1、概述
组成 进油泵、滑油滤、主回油泵、油气分 离器、离心通风器和燃料滑油附件（包 括滑油箱、滑油散热器和燃料滤）等。 工作路线 滑油循环使用。 供油、回油、通气、放油。 主要数据
2、压缩器
压缩器是用来压缩进入发动机的空 气提高空气的压力，供给燃烧室以大量 高压空气的机件。压缩器提高空气压力 的目的是为燃气在发动机内部膨胀创造 有利条件。
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。
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）
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。
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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：
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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。
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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。
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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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燃气涡轮发动机的工作循环
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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。
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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。
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。
2. 设计方法和结构特点
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
V2500低压 转子
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
3.1 刚性联轴器
F404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
第七章 发动机总体结构
第一节 受力分析 第二节 支承方案 第三节 联轴器 第四节 支承结构 第五节 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。
及特点 ❖ 要求画出支承简图
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 转子
3.1 刚性联轴器
❖ V2500低压联轴器
❖ （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 米格-9
米格-9（前苏联）
2.1 单转子的支承方案
❖ 四支点（1-3-0）РД-20
❖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
2.2 双转子支承方案
❖ HP 1-1-0 LP 0-1-1
（1962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）
2.2 双转子支承方案
第二节 转子支承方案
❖ 内容:
转子的结构形式 确定转子支承的位置 所使用轴承的类型和联轴器的选取
❖ 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)
涡喷六（WP-6）发动机
❖ 带有加力燃烧 室的单转子涡 喷发动机
为什么？？？
二、轴向力和发动机的推力
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
2. 1 单转子的支承方案
❖ 浮动套齿联轴器
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
❖ 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）
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）
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
❖ WP6低压联轴器
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