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
加力涡轮喷气发动机
Ta*f T4*
af
af 加力加热比 F பைடு நூலகம்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
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。
加力比对性能的影响
第四节 加力涡轮喷气发动机
加力 发动机在最大状态 工作产生最大推力的 基础上，再增加推力。 方法
喷液加力 复燃加力
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。
= 常数
nnd 转速 qmf
调节器
n
发
qmf.af 动
T3*和Taf*将随飞 行马赫数增加而
T* T*d
T*
调节器
超完美飞行器发动机的分类
当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。
压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达6O到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2000到250O度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。
4、涡轮风扇发动机
5、脉动喷气发动机
6、涡轮轴发动机
7、涡轮螺旋桨发动机
8、螺桨风扇发动机
9、冲压喷气发动机
10、火箭发动机
11、喷气发动机的热效率
12、喷气发动机的推重比
13、推进效率
14、涡轮风扇发动机的涵道比
showell 2005-04-06 08:52
虚幻天空论坛 -> 虚幻航空学院 -> [虚幻空军学院]普及教育第三篇：关于飞行器发动机（图配文） 登录 -> 注册 -> 回复主题 -> 发表主题
showell 2005-04-06 08:52
飞行器发动机的分类
目录
1、飞行器发动机的分类
2、活塞式发动机
3、涡轮喷气发动机
（二）活塞式发动机的工作原理
活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。
飞机的动力装置
飞机的动力装置3.3.1 概述为航空器提供动力，推动航空器前进的装置，称为航空动力装置，也称航空推进系统。
它包括航空发动机以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、点火系统、启动系统和防火系统等。
航空推进系统是利用反作用原理为航空器提供推力的。
根据牛顿第三定律，航空推进系统驱使一种工质(工作介质)沿飞行相反方向加速流动，工质就在航空器上施加一个反作用力。
推动航空器前进的这个反作用力就是推力，其大小等于工质质量与工质在推进系统内加速度的乘积。
发动机是飞行器的动力源，它的性能对飞行器性能有极重要的影响。
人们常形象地称之为飞行器的心脏。
与航空器的发展史一样，航空发动机也经历了百余年的发展。
1885年，美国人莱特兄弟在技师泰勒的帮助下，设计制造了一台活塞式汽油发动机，1903年将这种发动机和螺旋桨装于莱特兄弟制造的一架双翼飞机，完成了人类历史上的首次有动力的飞行，开创了飞行的新纪元。
从二十世纪初到二十世纪四十年代中期，所有带动力的飞行器都毫无例外的以活塞式发动机/螺旋桨为动力装置。
飞行速度乘推力即是发动机需要提供的推进功率。
如果不考虑由螺旋桨轴功率转变为推进功率过程的损失，则发动机的输出功率就等于推进功率。
1943年左右，活塞式发动机已发展到很高的水平，单台发动机的功率可达2800kW,，耗油率近似为0.3kg/(kW.h),功率与发动机质量的比值等于1.0～1.4kW/kg,1935年，德国人汉斯 • 冯 • 奥海因 (Hans von Ohain) 博士开始世界上第一台离心式喷气发动机 HeS-3A 的设计，于1936年完成研制。
该发动机的发展型 HeS-3B 由海特尔 • 昆特 (Hertel Günter) 博士完成，推力约400daN ，装于首架喷气式飞机亨克尔He-178 上，1939年8月27日完成首飞，使飞机的飞行速度达到700 km/h 。
1942 年，另一位德国人海尔伯特 • 瓦格纳 (Herbert Wagner) 教授完成了世界上第一台轴流燃气涡轮发动机的研制。
第一章 涡轮发动机分类及其性能指标
二. 双轴涡轮喷气发动机(two-spool turbojet)
与单轴涡喷发动机相比，其进气道、燃烧室和尾喷管是一样的，产生反作用 力的原理也完全相同。所不同的是：压气机分成低压压气机和高压压气机，涡轮 也分为高压涡轮和低压涡轮。高压压气机和高压涡轮由一根轴联接形成高压转子， 低压压气机机和低压涡轮由一根轴联接形成低压转子。 人们习惯将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可作为燃气发生器。 在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机 的燃气发生器部分还应该包括低压压气机和低压涡轮。因此，核心机与燃气发生 器是二个不同的概念。
单轴涡轮喷气发动机
压气机、燃烧室和涡轮的组合称为燃气发生器, 其作用是产生高温高压的燃气。 发动机工作时，外界空气流入进气道，在较大的飞行速度下气流经过进气道时速 度减小而压力提高；气流流过压气机时进一步增压，特别是在低速飞行时，压气机是 增压气流的主要部件；燃烧室利用燃油燃烧时放出的热量对气流加热；从燃烧室流出 的高温高压气流推动涡轮旋转，涡轮与压气机之间有轴联接，涡轮发出的功率提供给 压气机；涡轮出口的气流仍具有较高的压力和温度，流经尾喷管时压力减低而速度增 高。
吸气式发动机用途
亚燃冲压发动机及其组合动力主要用于：超音速导弹、无人 机的动力装置。 超燃冲压发动机及其组合动力主要用于：高超音速巡航导 弹; 高超音速飞机; 跨大气层飞行的空天飞机的动力装置， 目前尚处于研究阶段。 脉冲式发动机及其组合动力：主要用于导弹、无人机的动力 装置，目前尚处于研究阶段。
涡轮喷气发动机与活塞式发动机的比较
相同之处 （1） 均以空气和燃气作为工作介质。 （2）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。 不同之处 （1）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。 （2） 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。
航空燃气涡轮发动机概述
w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
布莱顿循环的理想循环效率为：
T
w0 q1
1 q2 q1
1 T4 T1 T3 T2
结构简单,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
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比： 外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
4、单位迎面推力FA
定义：发动机推力/发动机最大迎风面积
最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量
推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
改写为：
T
1 T4 T1 T3 T2
1 T1(T4 T1 1) T2 (T3 T2 1)
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1
(
p1
k 1
)k
T2 p2
T4
(
p4
)
k 1 k
T3 p3
米高扬的扛鼎之作——享誉世界的米格-21战斗机家族
米高扬的扛鼎之作——享誉世界的米格-21战斗机家族今天开始介绍苏联/俄罗斯的另一大军用飞机派系——米高扬·格列维奇设计局研制的米格系作战飞机。
遥想当年，米格就是苏俄先进战机的代名词。
米格战机也是冷战铁幕下苏联对抗西方国家的一线主力。
本次介绍苏联米高扬设计局研制的蜚声国内外的第二代战斗机——米格-21。
本文约4500字，主要从发展概况、主要特点、基本性能、型号类别、服役状况和实战应用等方面，对米格-21战斗机做一个简要的全景描绘。
文章内容大部分内容源自国外和国内的各种公开信息。
米格-21“鱼窝” Fishbed发展概况米格-21是苏联米高扬设计局（原米高扬·格列维奇设计局，俄文Микоян и Гуревич）1950年代研制的单发轻型超声速防空截击机。
苏联绰号“三角琴”，北约绰号“鱼窝”（Fishbed）。
1950 年代初，苏联第二代喷气机米格-19开始取代第一代喷气机米格-17。
米格-19 的最大速度略超过声速。
1953年夏，苏联部长会议决定研制速度更快的新型超声速歼击机，要求轻巧、灵活、爬升快、跨声速和超声速操纵性好，火力强，其中高空高速性能被摆在了首要位置。
米高扬设计局和苏霍伊设计局同时展开研制工作，都以当苏联中央航空流体动力研究院的最新研究成果为基础。
米高扬设计局为了寻找最优方案，同时研制了后掠翼和三角翼两种不同构型的试验机。
后掠翼试验机是在在米格-19的基础上改装的，编号为Ye-2，三角翼试验机为Ye-4。
1955年2月14日，米高扬设计局的后掠翼试验机Ye-2首次试飞。
同年6月14日，新设计的三角翼试验机Ye-4首次试飞。
1956年9月1日，经过改进的三角翼原型机Ye-5试飞，最大平飞速度达到M1.8。
Ye-5继续试验，进一步改进为Ye-6，到1957年底，获得正式编号米格-21。
1958年5月，试验工作结束。
第二年初，米格-21开始进入苏联空军部队服役。
主要特点▼米格-21MF的四视图米格-21为突出高空高速性能，采用机头进气，大后掠角三角形中单翼，单发单垂尾气动布局。
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。
航空航天概论试卷答案
2008航概试卷A、B参考答案一、填空题（共50分）：1. 请在空格内填入正确的年份、人名、国名或飞行器名称。
⑴—1903—年美国的—莱特兄弟—制造成功世界公认的第一架飞机—飞行者一号—。
（2） _ 1957_年—苏联—成功发射世界上第一颗人造地球卫星。
（3） _ 1969_牟_美国—宇航员乘坐—阿波罗11号_飞船首次登月成功，开创了人类涉足地球外天体的记录。
（4） 我国第一颗人造地球卫星—东方红一号于_1970—年发射成功。
（5） 2003年我国宇航员杨莉伟乘坐神州5号飞船首次进入太空。
2. 低速飞行时飞机上的阻力可分为—摩擦 __阻力，—压差—阻力,—诱导 —阻力和干扰阻力；超音速飞行时还有—激波—阻力。
3. 采用—后掠角—和_薄翼型―可有效提高飞机的临界马赫数。
4. 通常，我们用物理量马赫数来衡量空气被压缩的程度。
5. 机翼的结构形式可以分为—梁式_、_单块式—、—整体壁板式—等三种类型。
6. 航空燃气涡轮发动机主要苛以芬为涡轮喷气发动机—、涡轮风扇疫动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机等几大类。
航空燃气涡轮发动机的核心机（燃气发生器）由压气机、燃烧室、和_涡轮三部分构成。
7. 低速风洞可以分为直流式 __风洞和—回流式— 风洞。
8. 目前飞行器通常釆用的导航技术有（任写出三种）： __, __, __，（无线电导航、惯性导航、卫星导航、图像匹配导航、天文导航、组合导航）-6.低速不可压缩气流在截面变化的管道中作定常流动时，截面面积大的地方压强大，截面小的地方压强小。
-7.当气流通过激波时，气流的速度减小，压强增大，温度增大，密度増大-8.陀贏的两个基本特性是定轴性和进动性。
-9.压力式速度表通过测量气流的总压和静压来指示飞机的飞行速度。
-10.低速飞机的阻力按其产生的原因可分为摩擦阻力，压差阻力，诱导阻力和干扰阻力。
三、判断题（共15分）：正确的在（）内打“””，错误的在（）内打“X”。
瑞典J35“龙”战斗机
瑞典J35"龙"战斗机Saab J35“龙”是瑞典第二代超音速截击机，在世界上率先采用极具特色的双三角翼外形。
即使从现在的角度来看，决定要发展这种气动外形布局的Saab J35“龙”截击机，也是瑞典航空工业发展历史中最大胆的章节。
Saab J35“龙”截击机是针对前苏联发展的产物，面对前苏联强大的军事力量，瑞典认为根本不可能顶住其第一波攻击。
为快速反应、极力减少损失和在恶劣的环境中增强军事对抗能力，尤其是持续反击能力。
瑞典空军要求研制出一种截击机：可以拦截高空高速轰炸机；最大飞行速度不低于1.4马赫；缩短起降距离，具备快速起飞能力；瑞典公路设施基础发达，因此要求截击机具有从公路起飞的能力。
有利分散隐蔽部署，即实现快速反应，又能避免遭受一次性毁灭打击；构造不能过于复杂、易于维护、价格低廉、操纵简单。
上述设计要求一直被延用到最新型JAS39“鹰狮”（Gripen）轻型多用途战斗机上，值得称道。
为了满足上述要求，在研制初期，萨伯－斯堪尼亚公司决定采用无尾双三角翼气动布局，并制造了一架装小型涡轮喷气发动机(推力7.29千牛，合743千克)的缩比模型机进行试飞，取得了相当数量的双三角翼低速特性数据。
最终设计定型为，机翼为双三角翼结构，后掠角达到80度的内段机翼采用大厚度翼身融合设计，为容纳燃油和主起落架提供了宽敞的空间；外翼段为薄翼型的小型三角翼，前缘后掠角57度，外翼段这样的设计有利于改善战机的低速性能和缩短起降距离，同时保留高速飞行时的低阻特性；垂直尾翼也采用后掠设计。
设计完成后在美国进行一系列风洞试验，制造出一架70％比例的实验验证机原型，被命名为Saab 210“小龙”（Lill Draken）。
进行飞行测试后，1953年瑞典政府订购三架原型机和三架预生产型Saab J35截击机。
1955年10月25日，Saab J35的原型机首飞成功，随后最高飞行速度达到了1.4马赫。
随后，第二和第三架原型机分别于1956年1月和6月首次试飞，并在试飞中达到设计速度M1.4。
喷气发动机的种类及其原理
弗兰克·惠特尔喷气发动机（Jet engine）是一种通过加速和排出的高速流体做功的热机或电机。
它既可以输出推力，也可以输出轴功率。
大部分喷气发动机都是依靠牛顿第三定律工作的内燃机[编辑]涡轮喷气式发动机完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。
这种发动机的推力和油耗都很高。
适合于高速飞行。
也是最早的喷气发动机。
[编辑]离心式涡轮喷气发动机使用离心叶轮作为压气机。
这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。
但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。
[编辑]轴流式涡轮喷气发动机使用扇叶作为压气机。
这样的发动机克服了离心式发动机的缺点，因此具有很高的性能。
缺点是制造工艺苛刻。
现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。
[编辑]涡轮风扇发动机一台涡扇发动机的一级压气机主条目：涡轮风扇发动机在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风扇的发动机。
一级压气机风扇因为体积大，除了可以压缩空气外，还能当作螺旋桨使用。
涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发动机要高。
[编辑]涡轮轴发动机主条目：涡轮轴发动机涡轮轴发动机类似涡桨发动机，但拥有更大的扭矩，并且他的输出轴和涡轮轴是不平行的(一般是垂直)，输出轴减速器也不在发动机上。
所以他更类似于飞机上用的燃气轮机。
涡轴发动机的大扭矩使他经常用于需要带动大螺旋桨的直升机。
它的结构和车用燃气轮机区别不大。
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。
燃气涡轮发动机(第二版)第3章
(2)大气温度
飞行速度保持不变时，大气 温度越低，空气越易于压缩，冲 压比越大；反之，大气温度越高， 冲压比越小。 飞行高度变化时，冲压 比是否变化，取决于大气温度的 变化。在11000米高度以下，飞行 高度升高时，大气温度降低，冲 压比增大；在11000米高度以上， 飞行高度改变时，大气温度保持 不变，冲压比也就保持不变。在 没有流动损失的情况下，冲压比 随飞行高度变化的情形，如图2— 5的曲线所示。
影响冲压比的因素
• 影响冲压比的因素有飞行速度(V)、大气温度(T0)和流动损 失。下面进行分析。 • (1)飞行速度 • 大气温度不变时，飞行速度越大，空气流过进气道时速度降 低得越多，有更多的动能用来提高空气的压力，所以飞行速 度增大时冲压比增大。 • 图2—4的曲线表示在没有流过损失的情况下。冲压比随飞行 速度变化的情形。图上表明，飞行速度增大时，冲压比增大， 而且飞行速度越大，冲压比增加得越快
燃气涡轮发动机（第二版）
第3章 发动机部件 刘成英
• 航空燃气涡轮喷气发动机主要由进气道（Intake）、压气 机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡 轮（turbine）、喷管（Exhaust）等部分构成。
•
3.1
• 3.1.1 1.类型 类型和参数
进气装置
安装在叶轮的进口处， 其通道是收敛形的
功用
使气流拐弯并以一定 方向均匀进入工作叶 轮, 以减小流动损失 此过程中气流加速， 防止出现拐弯分离流
气流参数变化
空气在流过它时速度 增大,而压力和温度 下降
叶轮：
1. 单面叶轮 2. 双面叶轮 叶轮高速旋转，对流过的空气做功，加速空气的 流速，同时提高空气压力。
压气机特性实验
喷气式发动机结构图
喷气式发动机 2008-05-21 下午 03:20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。
但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。
因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。
涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机吸入的空气一部分从外部管道(外涵道)后吹，一部分送入内涵道核心机(相当于一个纯涡喷发动机)。
最前端的“风扇”作用类似螺旋桨，通过降低排气速度达到提高喷气发动机推进效率的目的。
同时通过精确设计，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，同样解决了排气速度过快的问题，从而降低了发动机的油耗。
由于该风扇设计要兼顾内外涵道的需要，因此难度远大于涡喷发动机。
冲压喷气发动机此类发动机没有风扇等器件，完全靠高速飞行时产生的冲压效应压缩吸入的空气，点火、燃烧、后喷等原理。
因此其优点为结构简单、体积小、推力大、加速快。
缺点是需要外部能源进行启动(通常为火箭助推)，不适合循环使用。
涡喷发动机剖视示意图国产涡喷-7涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。
涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。
风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。
航空发动机结构
❖ 涡喷6发动机歼六，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8发动机是轰六飞机的动力装置，涡喷8 发动机的主要结构形式与涡喷6大体相同，结 构如下图：
АЛ-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：
2.2 几种典型的涡扇发动机
❖ CFM56-3典型发动机结构
CFM56-3型发动机于1984年取得适航证， 并于1984年11月于波音737-300型飞机上投 入航线营动。目前此系列发动机已发展了4型 号用于波音737-300、-400、-500系飞机上。
CFM56-3高涵道比发动机属结构紧凑的双 转子轴流式发动机，CFM56-3发动机由单级 风扇加三级增压机（或称低压压气机）、9级
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。
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。
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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
max
2.0～2.5。
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。
20世纪50年代60年代涡桨发动机广泛用于民用和军用运输机，20世纪末期欧洲8国计划设计的A400M 军用运输机采用4台涡轮螺浆发动机。
直升机用的发动机，在20世纪50年代中期以前都是活塞式发动机，之后，涡轮轴发动机(简称涡轴发动机)开始用于直升机。
60年代后，新的直升机几乎完全都采用涡轮轴发动机。
图3.3.5为涡轴发动机原理图。
发动机本身与涡桨发动机没有什么差别，不同的只是动力涡轮的功率驱动旋翼，旋翼产生直升机需要的升力和拉力，动力涡轮后的气流能量较低，排气管出口的速度较小，发动机本身基本上不产生反作用推力。
图3.3.4涡浆发动机原理图
图3.3.5 涡轴发动机原理图
涡桨发动机具有良好的经济性，但螺旋桨尺寸太大，难以进一步提高飞行速度，因此20世纪60年代末期出现了大涵道比的涡轮风扇发动机，图3.3.6是典型的大涵道比涡轮风扇发动机简图，图3.3.7为GP7000大涵道比涡轮风扇发动机。
图3.3.6 大涵道比涡轮风扇发动机简图
图3.3.7 GP7000 大涵道比涡轮风扇发动机
大涵道比涡轮风扇发动机可以视为涡浆发动机的变种，即把螺旋桨的尺寸缩小、桨叶的数目增加、采用先进的设计技术，并置于外涵道之中以提高其效率。
大涵道比涡轮风扇发动机一般是分别排气的，气流经风扇后分为两路，一路经外涵道并经外涵尾喷管排出；另一路流经入内涵的压气机(可以分中压和高压压气机)、燃烧室、涡轮，最后由内涵尾喷管排出。
流经外涵的空气质量流量与内涵的空气质量流量之比称为涵道比。
通常风扇和中压压气机(如果有中压压气机的话)在一根轴上由低压涡轮驱动，高压压气机由高压涡轮在一根轴上。
图3.3.6所示的是双轴分别排气大涵道比涡轮风扇发动机，也有的发动机采用三轴方案。
依据涵道比划分，涡扇发动机分为低涵道比（1.0 以下）、中等涵道比（1.0～ 3.0）和高涵道比（3.0 以上）三类。
依据排气方式划分，涡扇发动机分为分开排气和混合排气两类。
依据转子数目划分，分为单轴、双轴和三轴三类。
按是否带加力燃烧室，分为加力与不加力涡扇发动机。
现役的第三代战斗机采用的都是低涵道比双轴混合排气加力涡轮风扇发动机。
大型运输机和远程轰炸机多采用大涵道比双轴分开排气涡扇发动机。
20世纪70年代世界航空发达国家开始研制桨扇发动机。
它是一种性能介于涡桨和涡扇发动机之间的发动机，图3.3.8所示的浆扇发动机可看作采用先进技术的涡桨发动机。
图3.3.9为一种具有外涵道的桨扇发动机，可以视为超高涵道比的涡扇发动机（涵道比为15～20量级）。
普通螺旋桨一般由3—4片直叶片组成，而桨扇则由8—10片后叶片组成，该叶片还具有叶型薄、最大厚度位置后移等特点。
这些特点克服了一般螺旋桨在飞行马赫数Ma 到0.65 后效率就急剧下降的缺点，而使桨扇直到飞行马赫数Ma0.8左右仍具有较高的效率。
与高涵道比分别排气涡扇发动机相比，桨扇发动机更适用于巡航马赫数为0.7～0.8 的中短途运输机。