航空发动机概述..

注：2---压气机入口，2.5（内涵）---低压压气机出口，32 （外涵）---外涵风扇出口，3---燃烧室入口，4---涡轮入口， 4.5---高压涡轮出口，5---尾喷管入口，8---尾喷管临界截 面，92---外涵尾喷管出口
各类发动机简图

带加力燃烧室的涡轮喷气发动机 对于带有加力燃烧室的涡喷或混排涡扇发动机， 加力燃烧室进口截面为6截面，加力燃烧室出口截 面为7截面。

第三节 喷气发动机的推力

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。 涡轮喷气发动机作为一个热机，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。

使用液体火箭发动机创造大气层内飞机飞行速 度纪录6.72马赫的X-15高超音速试验机。
液体火箭发动机液体燃料输送系统、燃烧室、喷管组成。 燃料剂和氧化剂在燃烧室气化、混合、燃烧，从喷管喷 出产生推进力。
2、空气喷气发动机
空气喷气发动机自身只带有燃料，燃料燃 烧时用外界空气中的氧气助燃。 只能在大气中工作，飞行高度受到一定的 限制。 工质是空气。
① ②
③
2、涡轮螺桨发动机



飞机的螺桨是发动机的主要推进器。 飞行高度低飞行速度慢是使用涡轮螺桨发动机的 主要缺点。飞行高度不超过5000米，飞行速度一 般不超过700公里/小时。 图
3、涡轮风扇发动机


涡轮风扇发动机有内外两个涵道，在内涵燃气发 生器出口增加动力涡轮，将燃气发生器产生的一 部分或大部分可用功，通过动力涡轮传递给外涵 通道中的压气机，大多数情况下，外涵压气机叶 片是将内涵压气机叶片向外延伸，习惯上将内外 涵共用的压气机称为风扇。 在外涵道中的风扇叶片、尾喷管和内涵尾喷管是 涡轮风扇发动机的推进器。 外涵空气流量与内涵空气流量之比，称为涵道比， 用B表示。
四、布莱顿循环
①
②
实际循环与理想循环的差异： 压缩、膨胀过程并非严格的绝热过程，存在流 动损失、散热损失； 燃烧过程并非严格的等压加热，实际加热过程 是通过组织燃油与空气燃烧，释放化学能而实 现的，存在流动损失、热阻损失和不完全燃烧 损失等。 结论：实际发动机的热效率更低，因此，应提 高增压比，降低工作过程损失以提高热效率。

涡轮轴发动机简图
发动机在飞机上的位置
机身内后部
发动机在飞机上的位置
机翼根部
发动机在飞机上的位置
机翼下（多用于旅客机）
发动机在飞机上的位置
机身后部平尾根部
第二节 典型燃气涡轮动力装置的一般介绍

发动机的主要部件：进气道、压气机、燃 烧室、涡轮和尾喷管。
一、各部件的作用
进气道：用来引导足够数量的空气顺利进 入发动机，在飞行中还可通过冲压作用提 高气体压力。 压气机：用来提高气体的压力，它通过高 速旋转的叶轮，对进入压气机的气体做功， 达到增压目的。 燃烧室：用来组织燃油与空气混合、燃烧， 释放化学能，不断给气体加热，以提高气 体温度。


一、推力的产生
燃气涡轮发动机产生连续推力的原因： 1. 发动机推力的产生是发动机与工质气体作用与 反作用力的结果。 2. 稳定的燃烧是产生推力的能量基础。 3. 等压循环是产生连续推力的基础。
二、推力公式

根据动量方程，可以得到推力公式：
燃气C5 m 空v飞 Rm

燃气＝m 燃油＋m 空 其中，m
一、航空活塞式发动机
按混合气着火的方法区分 点燃式发动机 电嘴产生电火花点燃混合气 压燃式发动机 不装电嘴
一、航空活塞式发动机
按冷却发动机的方法区分 气冷式发动机 直接利用飞行中的迎面气流来冷却气缸 液冷式发动机 利用循环流动的冷却液来冷却气缸
一、航空活塞式发动机
按气缸排列的方式区分 直列型发动机 直立型、对立型、V型、W型、H型、X型 等 星型发动机 单排、双排、多排
火箭发动机
液体火箭发动机 冲压式喷气发动机 脉动式喷气发动机 涡轮喷气发动机 有压气机式空气喷 气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡轮轴发动机
无压气机式空 气喷气发动机
空气喷气发动机
1、火箭发动机
火箭发动机自身带有氧化剂，燃料燃烧时 不需要外界输入空气来助燃，可以在真空 中飞行，飞行高度不受限制。 根据采用的燃料不同，分为固体燃料火箭 发动机和液体燃料火箭发动机两种。



三、推力的分布




涡轮喷气发动机的推力是发动机内外气体在各个部件表面 上作用力的合力。气体在各个部件上作用力的轴向分力并 不都是与推力方向相同的。 例如涡轮与尾喷管受到的是向后的轴向力，而压气机部件 受到的是向前的轴向力（它比推力大得多）。 图 计算发动机推力时，把发动机看成一个整体，通过计算发 动机进口和出口气流动量的变化来确定发动机的推力。

一、各部件的作用
涡轮：用来带动压气机转动，涡轮在燃烧 室的出口，在高温、高压燃气作用下旋转， 并将燃气热能转换为涡轮机械功。 喷管：用来使高温、高压燃气膨胀，将部 分热能转换成气体的动能，最后高速喷出。

二、发动机的几个系统
工作系统 燃油系统 滑油系统 防冰系统 防火系统 启动系统
第一章 航空发动机 概述
第一节 喷气发动机的特点和分类
航空发动机的分类
1、航空活塞式发动机 在航空活塞式发动机内，燃料燃烧后放出的热能， 通过气体膨胀，推动活塞而转换为机械能，机械 能用来带动螺旋桨而产生拉力。
2、喷气式发动机 喷气发动机把燃料燃烧后放出的热能转换为气体 的动能，使气体向外高速喷出而产生推力。
ek q1
式中，q1 — 加给1kg工质的热量； ek — 1kg工质气体在发动机中的 动能增量。
推导得， 热＝ 1－
1
*
k 1 k
式中， * —发动机总压比， * p 2 * p0 ；k — 空气绝热系数。
四、布莱顿循环

结论：布莱顿循环热效率的大小取决于发动机的 总压比（增压比）。总压比越大，热效率越高。

四、布莱顿循环
1-2 绝热压缩过程－进气道和压气机； 2-3 等压加热过程－燃烧室； 3-4 绝热膨胀过程－涡轮和喷管； 4-1 等压放热过程－外部大气中。
附：理想燃气轮机循环过程图
四、布莱顿循环

布莱顿循环热效率定义： 在理想情况下，气体动能增量与加给1kg工 质气体热量的比值。公式为
热
3、涡轮风扇发动机

目前民用旅客机都采用大涵道比的涡轮风扇发 动机，而军用歼击机所用的涡轮风扇发动机则 为带有加力燃烧室的小涵通比涡轮风扇发动机。
①
② ③
涡轮风扇发动机图 民用大涵道比涡轮风扇发动机 军用小涵道比涡轮风扇发动机
4、涡轮轴发动机

涡轮轴发动机用于直升机，与涡桨发动机相类似， 将燃气发生器产生的可用功几乎全部从动力涡轮 轴上输出，带动直升机的旋翼和尾桨。
（2）燃气涡轮喷气发动机

发动机工作时，空气的压缩除了利用冲压 的作用外，主要依靠专门的压气机来完成。
燃气涡轮喷气发动机的分类 用于飞机的航空燃气轮机： 涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机 用于直升飞机的航空燃气轮机： 涡轮轴发动机

1、涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机是最简单的一种航空燃气轮机， 它只是在燃气发生器出口处安装了尾喷管，将 高温高压燃气的能量通过尾喷管(推进器) 转变 为燃气的动能，使发动机产生反作用推力 。 单轴涡轮喷气发动机 双轴涡轮喷气发动机 加力涡轮喷气发动机（涡轮与尾喷管之间设置 加力燃烧室）

2、空气喷气发动机 根据有无压气机分为： 冲压喷气发动机 燃气涡轮喷气发动机
（1）冲压喷气发动机

飞行时，迎面气流在发动机前和进入进气道内依 靠降低速度，增大压力，然后在燃烧室内与燃料 混合并燃烧，高温、高压燃气在喷管内膨胀加速， 最后向外喷出，产生推力。
冲压空气喷气发动机
脉动式空气喷气发动机

2---压气机入口，2.5---低压压气机出口，3---燃烧室入口， 4---涡轮入口，4.5---高压涡轮出口，5---尾喷管入口， 6---加力燃烧室入口，7---加力燃烧室出口， 8---尾喷管临界截面，9---尾喷管出口
循环过程作如下两点假设以后称为理想循环： 1. 工质是空气，可视为理想气体。整个工作过程中， 空气的比热为常数，不随气体的温度和压力而变 化。 2. 整个工作过程中没有流动损失，压缩过程与膨胀 过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损 失(排热过程除外)和机械损失。
一、航空活塞式发动机
按基本工作原理方面的差别区分 四行程发动机 二行程发动机
一、航空活塞式发动机
按发动机使用的燃料种类区分 轻油发动机 使用汽油、酒精等挥发性较高的燃料 重油发动机 使用柴油等挥发性较低的燃料
一、航空活塞式发动机
按形成混合气的方式区分 汽化器式发动机 直接喷射式发动机
一、航空活塞式发动机
按空气进入气缸以前是否增压区分 吸气式发动机 外界空气直接吸入气缸 增压式发动机 空气经增压器提高压力后进入气缸
气冷式（星型）
液冷式（V型）
二、喷气发动机


Fra Baidu bibliotek
涡喷发动机工作时，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。 涡喷发动机既是热机，又是推进器。
四、燃气轮机的理想循环——布莱顿循环
循环过程作如下两点假设以后称为理想循环： 1. 工质是空气，可视为理想气体。整个工作过程中， 空气的比热为常数，不随气体的温度和压力而变 化。 2. 整个工作过程中没有流动损失，压缩过程与膨胀 过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损 失(排热过程除外)和机械损失。 理想燃气轮机循环由布雷顿于1872年提出 。 燃气轮机循环布置如图，其中C为压气机，B为燃 烧室，T为涡轮。
发动机的耗油量仅为空气流量的1％－2％，通常可以忽略 燃油质量计算推力。
二、推力公式

当气体在发动机中膨胀不完全，喷口处静压力大 于大气压力，应加上进、出口压差产生的附加推 力。完整推力公式为：
空 C v飞 p p A Rm 5 5 0 5
R — —发动机推力； C5 — —喷气轴向速度； p5 — —喷口 处静压； A 5 — —喷口截面 积。 空 — —发动机空气流量； m v飞 — —飞行速度； p 0 — —大气压气压
二、喷气发动机
喷气发动机和活塞发动机比较 相同：均以空气和燃气为工作介质。 不同：
进入活塞发动机的空气不是连续的，而燃气 轮机的空气是连续的。 ② 活塞发动机－等容燃烧；燃气轮机－等压燃 烧。
①
二、喷气发动机
（一）推力（功率）大，质量小 （二）速度性能好 （三）应用广泛
二、喷气发动机
固体火箭发动机

三、发动机的工作和截面划分



0-0 发动机前方未受扰动截面；1-1 进气道出口截面； 2-2 压气机出口截面； 3-3 燃烧室出口截面； 4-4 涡轮出口截面； 5-5 喷管出口截面。
各类发动机简图

双轴发动机截面划分 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。

（1）固体燃料火箭发动机 发动机采用黑色火药、无烟火药等固体燃 料。 固体燃料火箭发动机能产生巨大的推力， 但工作时间段且不易控制。

（2）液体燃料火箭发动机 发动机通常以煤油、酒精或液态氢作为燃 料，以液态氧、硝酸等作为氧化剂。 液体燃料火箭发动机工作时间长，推力大 且可调节。 主要用于发射人造地球卫星、载人宇宙飞 船、航天飞机等大型宇宙飞行器。

注：2---压气机入口，2.5---低压压气机出口，3---燃烧室入 口，4---涡轮入口，4.5---高压涡轮出口，5---尾喷管入口， 8---尾喷管临界截面，9---尾喷管出口
各类发动机简图

涡扇发动机截面划分 对于涡扇发动机，其内涵截面标注方法与涡喷发 动机相同。其外涵截面标注方法在相应截面后加2。 如风扇压气机出口3截面写为32截面，尾喷管出 口9截面写为92截面。