02第二章涡轮喷气发动机的性能资料
燃气涡轮发动机
谈谈目前民航飞机为什么要采用涡轮风扇发动机绪论现代民用交通工具有很多，如汽车、火车、飞机、还有现在的高铁，磁悬浮等等。
他们的驱动核心都是发动机，发动机作为诸多运输工具的心脏有很多的作用，所谓发动机又称引擎，是一种能够把一种形式的能转化为另一种更有用的能的机器，通常是把化学能转化为机械能，有时它既适用于动力发生装置，也可指包括动力装置的整个机器，比如汽油发动机，航空发动机。
也正是发动机带来的各种动力作用才使社会经济快速发展，驱动经济全球化的统一。
一、发动机的发展和分类（一）发动机的历史有人把引擎称为发动机，其实，发动机是一整套动力输出设备，包括变速齿轮，引擎和传动轴等等，可见引擎称为发动机也不为过，随着科技的进步，人们不断地研制出不同用途多种类型的发动机，但是，不管哪种发动机，它的基本前提都是要以某种燃料燃烧来产生动力。
所以，以电为能量来源的电动机，不属于发动机的范畴，回顾发动机产生和发展历史，它经历了外燃机和内燃机两个发展阶段。
1、外燃机所谓外燃机，就是说它的燃料在发动机外部燃烧，发动机将这种燃料产生的热能转化为动能，瓦特改良的蒸汽机就是一种典型的外燃机，当大量的煤燃烧产生的热能把水推动机械做功，从而完成了向动能的转化，这种早期的动力装置只适用于水蒸气对外做功的实例中，所以其有很大的局限性，也因此会被历史的脚步所践踏。
2、内燃机明白了什么是外燃机，那内燃机也就了解了，顾名思义这一类型的发动机与外燃机的最大不同在于它的燃料在其内部燃烧。
内燃机的种类十分繁多，我们不常见的火箭发动机和飞机上装配的喷气式发动机也属于内燃机，一般的，在地面上使用多的是前者，在空中使用较的为后者，当然有些汽车也随着经济的快速发展采用喷气式发动机，但是这总是很特殊的类型，并不存在批量生产的适用性。
除此之外还有燃气轮机，这种发动机的工作特点是燃烧产生高压燃气，利用燃气的高压推动燃气轮机的也叶片旋转，从而输出动力。
燃气轮机使用范围很广，但由于很难精细的调节输出的功率，所以汽车和摩托车很少使用燃气轮机，只有部分赛车装用过燃气轮机，人类的智慧是无穷无尽的各种类型的发动机不断的被研制出来。
涡喷2
18．内外涵发动机的一个重要设计特点是涵道比，即通过外涵道的冷空气流量与通过高压系统的空气流量之比。涵道比低，比如在1：1的量级时，这二股气流通常在从发动机排出之前混合在一起。风扇发动机可视为内外涵原理的扩展。高达5：1的高涵道比的要求大多是用双轴或三轴结构中的前风扇求满足(风扇就装于轴上，实际上成为低压压气机)。两股气流可以混合。也可以不混合。很高的涵道比(在15：1的量级)是用螺桨风扇来实现。它是涡轮螺桨理论的演变，但具有能在高飞行速度下高效率工作的先进技术螺旋桨。
8.在发动机工作循环中有三个主要状态会发生上述变化。在压缩过程中，通过做功来增加空气的压力和减小其体积，温度相应上升。燃烧期间，当燃油加入空气并燃烧以提高其温度时，体积相应增大，而压力保持几乎不变。膨胀时，当涡轮部件从燃气流中将功抽出来时，温度和压力减小，而体积相应增大。
9．从图2-5中的气流图可以看出空气的温度和压力在一台发动机中的变化。由于气流是连续的，速度变化时就出现体积的变化。
4．图2-2用最简单的形式表示了燃气涡轮发动机运行的工作循环。也即在压力-体积图上画出来的循环。点A表示大气压下的空气，它沿AB线得到压缩。从B到C靠引入燃油并在等压下燃烧向空气加热，因而空气的体积增加很多。燃烧室(第4章)中的压力损失用B和C间的压降表示。从C到D表示燃烧产生的燃气通过涡轮和喷管膨胀并且排入大气。在循环的这 一部分，膨胀燃气中的部分能量靠涡轮转变成机械功率；其余的能量，在它排入大气时提供推进喷气流。
13．这些不同的变化受空气流过发动机时的涵道尺寸和形状的影响。在要求速度(动)能转换成压力的地方，通道呈扩张形。反之，在要求将燃气中储存的能量转换成速度能的场合，便采用收敛通道或喷管工作循环和气流(图2-3)。这些形状适用于气流速度是亚音速或音速(即当地声速)的燃气涡轮发动机。在遇到超音速的场合，如火箭的推进喷管，冲压式空气喷气发动机和某些喷气发动机(第6章)。便采用收敛-扩散喷管即文氏管(图2-4)，以便将燃气中的能量最大限度地转换成动能。
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。
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
燃气涡轮喷气发动机喷管的实际落压比
燃气涡轮喷气发动机喷管的实际落压比燃气涡轮喷气发动机是现代航空工业中最重要的发动机类型之一。
喷管作为其关键部件之一，在发动机工作过程中起到了至关重要的作用。
实际落压比是喷管设计中一个关键参数，它直接影响发动机的性能表现和燃烧效率。
本文将深入探讨燃气涡轮喷气发动机喷管实际落压比的意义和影响，并分享关于这个主题的个人观点和理解。
1. 实际落压比的定义实际落压比是指燃气涡轮喷气发动机在喷管出口处的总压与大气静压之比。
它是静态部分和动态部分的压力损失的综合体现，代表了发动机内部流动的能量损失情况。
2. 实际落压比的影响因素（1）高温燃气流：燃气涡轮发动机工作时，燃烧后的高温燃气通过涡轮叶片加速流过喷管。
高温燃气对喷管材料的耐久性提出了极高的要求，因为喷管要能够承受高温和高压的冲击，同时保持稳定的工作状态。
（2）流量损失：由于喷管内部存在复杂的曲线和结构，流动会产生阻力。
而喷管中的阻力直接影响实际落压比的大小，因此优化喷管的设计可以减少压力损失，提高实际落压比，从而提高发动机的性能。
（3）航空器尺寸和用途：不同型号的航空器对发动机性能的要求各不相同，因此实际落压比的大小也会有所不同。
小型商用飞机和大型客机的喷管设计会有所区别，因为它们在速度、载荷和燃油消耗等方面存在差异。
3. 实际落压比的意义（1）燃烧效率：实际落压比直接影响发动机的燃烧效率。
较高的实际落压比可以提高燃烧过程的效率，使燃料更完全燃烧，减少废气排放和烟雾产生。
这对于环境保护和减少能源浪费都非常重要。
（2）推力性能：实际落压比对发动机的推力性能有着直接的影响。
较高的实际落压比可以提供更大的推力输出，使飞机在起飞、爬升和高空巡航等工况中表现更为出色。
对于商业航空公司来说，提高推力性能可以减少航班时间和燃油消耗，带来更好的经济效益。
4. 燃气涡轮喷气发动机喷管实际落压比的优化（1）材料选择：选择高温合金材料可以提高喷管的耐温性能，减少高温燃气对喷管的损伤。
涡轮喷气式发动机
涡轮喷气发动机李飞龙运航1101 201173619涡轮喷气发动机，它包括有外壳、轴承、转轴、进气外定子、进气定子、轴套、尾排气定子、整流罩、尾轴螺母、排气定子、排气叶轮、控制装置，它还包括有前轴螺母、大轴套、燃烧室，所述转轴的前轴伸端和后轴伸端设有外螺纹，在转轴的前轴伸端的外螺纹上旋有前轴螺母，并且在转轴上向后依次设置有进气叶轮、轴套、一对支撑轴承、轴套、排气叶轮，在后轴伸端的外螺纹上旋有尾轴螺母，所述进气叶轮和排气叶轮与转轴相固定连接。
涡轮喷气发动机包含四节：压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。
压缩器部分空气以高速度通过进气道到达燃烧室。
燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。
膨胀的空气驱动涡轮，涡轮通过轴连接到压缩器，支持发动机的运行。
从发动机排出加速的排气提供推力。
这是基本应用了压缩空气，点燃油气混合物，产生动力以自维持发动机运行，和用于推进的排气。
进气道在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器。
其气道前方未受扰动气流的速度，与飞行速度大小相等，方向相反。
空气流出进气道的速度(c1)就是压缩器的进口气流速度。
在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道，流速减小，压力和温度升高，空气受到了压缩。
在飞行速度小于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道时，流速增大，压力和温度降低，这时没有动力压缩。
目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压缩器进口气流速度。
因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。
空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离损失和激波损失等三种1.摩擦损失进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁表面形成了附面层而产生的。
摩擦损失的大小，除了取决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有关。
因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意防止划伤进气道的表面，并且保持进气道的清洁，以免增大摩擦损失，使发动机推力减小。
2.分离损失分离损失主要是由于气流在进气道进口的流动方向与进气道前缘内壁的方向不一致而产生的。
涡轮喷气发动机的推力产生原理
涡轮喷气发动机的推力产生原理涡轮喷气发动机的推力产生原理是基于牛顿第三定律——作用力与反作用力相等反向。
具体来说，涡轮喷气发动机通过燃烧燃料使得高温高压的气体产生，并通过喷嘴喷出，气体的喷出形成了一个快速的喷气流，同时也产生了一种反向的推力。
涡轮喷气发动机包括了压气机、燃烧室、涡轮和喷管等组成部分。
当空气通过压气机进入燃烧室时，燃料被喷入并与空气混合并燃烧，产生高温高压的燃烧气体。
这些气体通过喷嘴喷出，同时也作用在喷嘴上产生一个反向的推力。
在涡轮的部分，燃烧气体的推力作用在涡轮上，使其快速旋转。
涡轮与压气机共用同一轴线，因此旋转的涡轮带动了压气机的转动，使其能够提供更多的气体进入燃烧室，从而形成正反馈的循环，增加了喷气流的推力。
最后，在喷管部分，喷嘴所喷出的高速喷气流会与周围的空气发生相互作用，并产生一个反向的推力，进而将喷气发动机向前推动。
总结起来，涡轮喷气发动机的推力产生可以归结为燃烧气体的推力作用在涡轮上，推动压气机旋转，进而使燃烧室中产生更多的推力气体，并通过喷嘴喷出形成高速喷气流，从而产生一个反向的推力。
涡轮喷气原理
涡轮喷气原理涡轮喷气原理是现代喷气式飞机动力系统的核心，它是通过将空气和燃料混合燃烧产生的高温高压气体喷出，从而驱动涡轮转动，进而驱动飞机前进的动力系统。
涡轮喷气原理的应用，使得飞机在空中飞行时能够获得足够的动力支持，从而实现高速、高效率的飞行。
首先，涡轮喷气原理的核心是涡轮发动机。
涡轮发动机由压气机、燃烧室、涡轮和喷管等部分组成。
当飞机起飞时，压气机将外界空气压缩，然后将压缩空气送入燃烧室。
在燃烧室内，燃料与压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
燃气通过涡轮，使得涡轮旋转，产生动力。
最后，高速的燃气从喷管喷出，产生推力，推动飞机前进。
其次，涡轮喷气原理的优势在于其高效率和高推力。
相比于传统的螺旋桨发动机，涡轮喷气发动机具有更高的推力和更快的飞行速度。
这得益于涡轮喷气发动机能够将空气压缩、燃烧和喷出的过程高度优化，从而提高了动力输出效率。
此外，涡轮喷气发动机还具有响应速度快、动力输出平稳等特点，使得飞机在飞行过程中能够更加灵活、稳定。
再者，涡轮喷气原理的应用也推动了飞机技术的不断发展。
随着科学技术的不断进步，涡轮喷气原理也在不断得到改进和优化。
现代涡轮喷气发动机已经能够实现更高的推力输出、更低的燃油消耗，从而使得飞机的性能得到了大幅提升。
同时，涡轮喷气原理的应用也推动了飞机的设计和制造技术的进步，使得飞机在安全性、舒适性、环保性等方面都取得了长足的进步。
综上所述，涡轮喷气原理作为现代喷气式飞机动力系统的核心，具有高效率、高推力和不断创新的特点。
它的应用推动了飞机技术的不断发展，使得飞机在性能和安全性方面都取得了长足的进步。
相信随着科学技术的不断进步，涡轮喷气原理将会在未来发展出更加先进、高效的动力系统，为飞机的发展注入新的活力。
涡轮发动机基础知识—发动机推力原理
F m（
a c5 c）
空气流量
进排气速度差值
高压 、高温
二 推力原理
讨论
超高速飞行器上会使用喷气发动机吗
高速飞行器（M>3）会采用涡轮喷气发动机吗
A
会采用
B
不会采用
提交
小 结
航空发动机推力产生原理
发动机特性
一、发动机工作状态
飞行中不同的飞行阶段对发动机的推力（功率）有不同要求，因而发
速一致。
2）流量连续：
对于压气机设有放气装置的发动机来说，流过涡轮的燃气流量等于流
过压气机的空气流量与在燃烧室内加入的燃料流量之和，再扣除由压气机
引往其他部分（如对涡轮进行冷却）的空气量。一般认为加入的燃料流量
与扣除的空气流量近似相等。所以，可以认为流过涡轮的燃气流量与流过
4.巡航状态：飞机作巡航飞行时所使用的发动机状态。连续使用时间不受
限制，发动机转速为最大转速的85%。
巡航状态用于飞机巡航飞行，连续使用时间不受限制。
5.慢车状态：发动机稳定、连续工作的最小转速工作状态。连续使用时间
不受限制。发动机推力约为最大推力的5%，转速为最大转速的20~35%。这
一状态下涡轮前总温较高，连续工作时间限制在30~60min。
由热能转换成气体动能增量过程中的能量损失大小，评定涡轮喷气发动机作为
热机的经济性。目前燃气涡轮发动机的热效率为25%～40%。
燃料的理论放热量，不可能全部转换成气体动能增量，其中损失的能量有：
（1）高温燃气自喷管喷出时所带走的热量；
（2）发动机表面的散热损失和滑油所带走的热量；
（3）燃烧室中不完全燃烧和燃烧产物的离解损失，因未释放出热能的燃料及
➢ 推力相等的发动机，可以用燃油消耗量来比较经济性；
涡轮发动机的工作原理、特点
一.涡轮发动机的工作原理、特点答：1.燃气涡轮喷气发动机工作原理：航空燃气涡轮喷气发动机是一种热机，将燃油燃烧释放出的热能转变为流经发动机气流的动能。
由于气流的速度增加而直接产生反作用推力，因此，这种发动机既是热机也是推进器特点：与航空活塞发动机相比，燃气涡轮喷气发动机结构简单，重量轻，推力大，推进效率高，而且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，然而其较高的耗油率逐渐被涡扇发动机所替代。
2.涡轮风扇发动机组成：进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管工作原理：涡扇发动机内路的工作情形与涡喷发动机相同。
即流入内含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做功，压缩空气，提高空气压力。
高压空气在燃烧室内和燃气混合，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，然后再低压涡轮内膨胀，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。
特点：与涡喷发动机相比，涡扇发动机具有推力大，推进效率高，噪音低，在一定的飞行速度范围内燃油消耗率低等优点。
但涡扇发动机结构复杂，速度特性差。
目前民航干线飞机大多装配涡扇发动机。
二．轴流式压气机的基元增压原理答：轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力的。
（根据气动知识得知亚音速气流流过扩张形通道时）速度降低，压力升高。
参数分析。
基元级组成：由工作叶栅和整流器叶栅组成，两处叶栅通道均是扩形的三．压气机转子的结构形式分析图3-40答：（图3-40为CFM56发动机风扇后增压级转子，鼓筒靠精密螺栓固定于风扇轮盘后端，其外圆上作出三道凸缘，用拉刀一次拉出三级燕尾形榫槽，因此三级叶片数目相同，虽然对性能有一定影响，但加工却大大地简化）轴流式压气机转子的基本结构型式有三种：鼓式盘式鼓盘式特点鼓式：结构简单、零件数目少、加工方便、有较高的抗弯刚度，但由于受到强度的限制，目前在实际中应用的不广泛。
02 第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
发动机的增压比和它的功率输出能力与效率有很大的关系，增 压比越高，单位空气量的输出功率越大，同时，效率也越高。 提高增压比的过程中主要解决单级增压比和多级匹配问题、压 气机的稳定性和高温材料与冷却问题。
2 压气机的增压比（Compressor pressure ratio / Compression ratio）
k 2 ( k 1)
最大单位空气流量推力的最佳增压比为
燃油消耗率与单位空气流量推力的关系为
opt m c e
sfc Q H uT
随着增压比的提高，压气机出口空气温度也越高，可加入的燃油量 便越少。
* Q C p T4 T3*
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
3、涡轮前的最高燃气温度（TIT-Turbine Inlet Temperature / EGTExhaust Gas Temperature）
涡轮前的最高燃气温度是发动机热力循环的重要参数，温度越高，加热量越大，循 环有效功也越大。温度的限制主要来自材料的承受能力。不仅是燃烧室结构材料，更重要 的是涡轮叶片的承受能力。60年来，提高涡轮前燃气温度花费了大量的人力、物力，获得 了巨大的进展。涡轮前燃气温度由1000K提高到目前的1850K。 关键是两方面：提高材料的耐热性能和有效的冷却措施，这两者的贡献基本上是对半 分，有效的冷却可以使零件实际受到的温度比燃气温度低350-400K。目前，在这两方面仍 然在继续研究发展。
FN, sfc sfc FN
n%
2.2 燃气涡轮发动机的性能
3 涡轮喷气发动机的速度特性
发动机的推力与飞行速度有密切关系，由推力公式可见，当迎 面气流速度增大时， 在相同的排气速度下，推力成比例下降；另 一方面，进气速度提高将引起空气流量的增加。这两个相互矛盾的 影响，使推力出现先下降而后提高，在一定的速度下，达到最大值， 而后，迅速下降，直到完全没有推力。 随着飞行速度提高，单位推力下降，故耗油率不断上升。
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。
不加力式涡扇发动机实际上较为容易辨认，其外部有一直径很大的风扇外壳。
航空燃气涡轮发动机概述
§ 定压放热过程只有热损失，没有流动损失，所 以，实际的放热过程与理想循环的放热过程相 同。
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
•摩擦降低了总压，热阻损失降低了总
温
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
第三节 涡轮喷气发动机推力和 效率（*）
航空燃气涡轮发动机概述
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
喷气发动机的分类
§ 发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机 械能的装置
§ 喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机 高速喷出燃气的动能，从而获得反作用力， 推进飞行器飞行的发动机。
PPT文档演模板
航空燃气涡轮发动机概述
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。
§ 有效推力＝发动机内推力 － 短舱的阻力
航空燃气涡轮发动机概述
§ 燃气涡轮喷气发动机的理想化条件
Ø 假设工质完成的是一个封闭的热力循环
Ø 略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽 略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之
《喷气发动机》 知识清单
《喷气发动机》知识清单一、喷气发动机的定义与工作原理喷气发动机是一种通过燃烧燃料产生高温高压气体，然后将这些气体高速喷出，从而产生推力的动力装置。
其工作原理可以简单概括为：空气首先被吸入发动机，经过压缩后与燃料混合并在燃烧室中燃烧。
燃烧产生的高温高压气体迅速膨胀，通过喷管高速喷出，根据牛顿第三定律，即作用力与反作用力定律，产生向前的推力，推动飞机或其他飞行器前进。
二、喷气发动机的主要类型1、涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机是最早出现的喷气发动机类型之一。
它主要由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
空气经过进气道被压气机压缩，提高压力和温度，然后进入燃烧室与燃料混合燃烧。
燃烧后的高温高压气体驱动涡轮旋转，涡轮再带动压气机工作，最后气体从尾喷管高速喷出。
2、涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机在涡轮喷气发动机的基础上增加了外涵道。
一部分空气经过内涵道，如同涡轮喷气发动机的工作流程；另一部分空气则经过外涵道，不经过燃烧直接与内涵道喷出的气体混合后排出。
外涵道的空气流量通常大于内涵道，这使得涡轮风扇发动机在亚音速飞行时具有更高的燃油效率和较低的噪音。
3、涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机的特点是将燃气产生的大部分能量通过涡轮传递给螺旋桨，螺旋桨产生主要的拉力，喷气产生的推力只占一小部分。
这种发动机通常用于低速飞机，如一些支线客机和通用飞机。
4、涡轮轴发动机涡轮轴发动机主要用于直升机，其工作原理与涡轮喷气发动机类似，但燃气的能量主要用于驱动直升机的旋翼。
5、冲压发动机冲压发动机没有压气机和涡轮等旋转部件，它依靠高速飞行时的冲压作用将空气压缩。
在较低速度时无法工作，通常在高超音速飞行中使用。
6、脉冲喷气发动机脉冲喷气发动机的工作过程是间歇的，通过燃烧室内的周期性燃烧产生推力。
这种发动机结构简单，但效率较低，常用于一些小型飞行器或特殊用途的飞机。
三、喷气发动机的关键部件1、进气道进气道的作用是引导空气以合适的速度和压力进入发动机。
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。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
3、涡轮前的最高燃气温度（TIT-Turbine Inlet Temperature / EGTExhaust Gas Temperature）
涡轮前的最高燃气温度是发动机热力循环的重要参数，温度越高，加热量越大，循环 有效功也越大。温度的限制主要来自材料的承受能力。不仅是燃烧室结构材料，更重要的 是涡轮叶片的承受能力。60年来，提高涡轮前燃气温度花费了大量的人力、物力，获得了 巨大的进展。涡轮前燃气温度由1000K提高到目前的1850K。
关键是两方面：提高材料的耐热性能和有效的冷却措施，这两者的贡献基本上是对半分， 有效的冷却可以使零件实际受到的温度比燃气温度低350-400K。目前，在这两方面仍然 在继续研究发展。
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
4 喷气速度（发动机压力比EPR）
高温燃气从尾喷管喷出的速度决定了发动机可发出的推力的水平， 而喷气速度的大小取决于气体在尾喷管中的可能的压降，也就是燃 气还有多少压头可以用来转变成为动能。故在民用飞机上，把发动 机的推力状态用“发动机压力比”（EPR）来表征。
第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数 1 空气流量（Air mass flow rate） 2 压气机的增压比（Compressor pressure ratio / Compression ratio） 3 涡轮前的最高燃气温度（TIT-Turbine Inlet Temperature / EGT-Exhaust Gas Temperature） 4 喷气速度（发动机压力比EPR） 2.2 燃气涡轮发动机的性能 1 燃气涡轮发动机的性能指标（performance criteria） 2 涡轮喷气发动机的转速特性（节流特性） 3 涡轮喷气发动机的速度特性 4 涡轮喷气发动机的高度特性
早期的涡轮喷气发动机的耗油率超过120g/N/h，而现代战斗机用 发动机的耗油率约为70g/N/h;民用涡扇发动机的耗油率只有 35g/N/h左右，新一代发动机的耗油率要再降低大约20%左右。
耗油率与涵道比的关系最密切，涵道比越高，耗油率越低。这也 就是为什么许多民用发动机尽力在提高涵道比的根本原因。GEnx 的涵道比超过10。压气机增压比也有密切关系，新一代发动机的总 增压比达到50。对于军用发动机，经济性不占首位，而应服从于推 力、机动性等战术技术性能指标的需求。
第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
1 空气流量（Air mass flow rate）
在其它各参数一定的条件下，发动机的推力与通过发动机的空气 流量成正比。
空气流量增加意味着发动机的径向尺寸加大，其迎面阻力也相应 加大。因此，空气流量的大小，只意味着发动机的大小，不代表发 动机的性能水平的高低。
当然，设计与制造空气流量特别大的发动机具有很多技术难题需 要解决，这也就是当今世界在研制大推力发动机方面所面临的挑战。 B777需要单台发动机推力超过400千牛顿，代表了当前推力的最高 水平，发动机的转子最大直径超过3米，通过发动机的空气流量超 过1000公斤/秒。
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
mec
1 1 0 kk1
ka 1 ka
c
sfc
T Fn / M
Q
FN/Ma=T
1
πopt
πecon
π2opt
2.2 燃气涡轮发动机的性能
1 燃气涡轮发动机的性能指标（performance criteria）
（1）推力（Thrust）
发动机的推力是发动机的第一性能指标。 推力是一种需要，根据需要确定所需要的发动机尺寸，以适应某 个飞机的具体需要。正因为如此，推力在一定意义上，也成为表征 发动机性能的重要指标。 代表发动机性能水平的是指单位推力。通常指每公斤空气流量所 能发出的推力值。大多数军用发动机要求有较高的单位推力，约 600牛/公斤/秒，带加力燃烧室的发动机超过1000牛/公斤/秒。高 涵道比的民用涡扇发动机，只有250-300牛/公斤/秒。 另一种单位推力是指单位迎风面积推力，它反映发动机的相对迎 风面积的大小。 对于高速飞行用的发动机，尤其是军用发动机，有比较高的要求； 对于亚音速飞行的民用发动机，要求就比较放宽。
随着增压比的提高，压气机出口空气温度也越高，可加入的燃油量 便越少。
Q C p T4* T3*
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
k
opt mce 2(k1)
2 opt
mec
k k 1
L
kg kg 1
RgT4* 1
1 mec
kk1
kg 1 kg
e
ka ka 1
RaTo
2 压气机的增压比（Compressor pressure ratio / Compression ratio）
发动机的增压比和它的功率输出能力与效率有很大的关系，增压 比越高，单位空气量的输出功率越大，同时，效率也越高。
提高增压比的过程中主要解决单级增压比和多级匹配问题、压气 机的稳定性和高温材料与冷却问题。
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
发动机的单位空气流量推力可用循环有效功L来表示
L
k
k
g
g
1
Rg
T4*
1
1
kg 1 kg
e
ka ka 1
RaTo ka 1 ka11c
最大单位空气流量推力的最佳增压比为
k
opt mce 2(k1)
燃油消耗率与单位空气流量推力的关系为
sfc Q HuT
主要的军用涡轮发动机的性能数据
型号 F404-GE-400
F414 F101-GE-102 F110-GE-100 F110-GE-129 TF-34-GE-100
TF30-P-3 TF30-P-414 F100-PW-100 F100-PW-229
2.2 燃气涡轮发动机的性能
1 燃气涡轮发动机的性能指标（performance criteria）
(1)推力（Thrust） (2)耗油率（Specific Fuel Consumption, SFC）
发动机的耗油率是发动机的第一性能指标，它反映了发动机的经 济性。降低发动机的耗油率始终是发动机设计、研制中的一项重要 目标。