第六章双轴涡轮喷气发动机

Twin spool turbo-jet engine

第6.1节双轴涡轮喷气发动机的防喘原理和性能优点Avoiding surge occurred and other adventages of Twin spool turbo-jet engine

采用双轴涡轮喷气发动机的主要目的是防止压气机喘振。双轴发动机把一台高设计增压比的压气机分为二台低设计增压比的压气机，分别由各自的涡轮带动。低压压气机与低压涡轮组成低压转子，高压压气机与高压涡轮组成高压转子，双轴发动机的结构方案如图6.1.1。

图6.1.1 双轴发动机简图

为什么双轴发动机在转速降低时有效的防止压气机喘振？这个问题在前面已经讨论过了，现在联系涡轮的工作状态进一步说明如下：

单轴的高设计增压比压气机在非设计状态下工作严重恶化，是由于沿压气机气流通道轴向速度的重新分布所引起的，根据压气机进口和出口流量相等的条件，可以得到

式中A

2、A

3

、c

2z

、c

3z

、ρ

2

和ρ

3

分别代表压气机进出口的面积、气流轴向分速度

和密度。上式可以改写为

由多变压缩过程的关系可得：

式中 n——多变指数

分别用压气机进出口的周向速度u

2和u

3

除上式左边的分子和分母，可得

上两式中K

1和K

2

为常数。在速度三角形中c

z

/u称为耗量系数。

由上两式可见，压气机增压比的变化将导致压气机进出口轴向速度之比和耗量系数之比也相应地变化。当发动机相似参数变化时，就会产生这种情

况。发动机相似参数的变化可能是由于转速的变化引起的，也可能是在转速不变时压气机进口温度变化引起的，这两种情况没有本质的差别。

由压气机的气流速度三角形可以知道，耗量系数的变化影响着速度三角形的形状，使气流流入压气机叶片的攻角发生变化。例如，压气机进口耗量系数c

2z 降低，将引起第一级压气机叶片的攻角增大；而压气机出口耗量系数c

3z

增加，将引起末级压气机叶片攻角减小。

因此，当发动机转速相似参数降低后，压气机的最前面几级和末后几级都将

偏离它们的设计状态，中间各级由于耗量系数c

z

变化不大，因而工作状态变化不大。压气机前后各级的攻角偏离设计状态，首先使压气机级效率降低，进一步发展将会导致压气机喘振。在非设计状态下前后各级工作不协调的现象对于高设计增压比的压气机将更为严重。

通过上述分析，可以知道，要达到在非设计状态下前后各级协调地工作，最有效的方法是使各级的转速相应于各级进口气流轴向速度的重新分布而各自变

化，以保证各级耗量系数c

z

不变。然而这在结构上是不可能的，也不需要这样。在一般情况下只要把压气机分成两组就足够了。这就成为双轴压气机和双轴发动机。

当双轴发动机的转速相似参数降低以后，高压转子和低压转子的转速自动地进行调整，使前后各级能够协调工作。为了说明这个现象，再进一步分析压气机和涡轮工作的某些特点。

压气机由设计状态降低转速和增压比时，前后各级的气流轴向速度和耗量系数都将重新分布，前几级的耗量系数降低，攻角加大；而后几级的耗量系数加大，

攻角减小。攻角的改变将引起各级加功量w

c,i

的变化。

对于前面几级，攻角加大时，工作轮出口的气流相对速度方向基本不变，因

而气流转角Δβ加大，扭速Δw

u

加大。如果是压气机进口温度增加使转速相似参数降低而工作轮切线速度u不变时，级的加功量也加大。

对于后面几级，流入角减小时，将使气流转角Δβ减小，扭速Δw

u

减小，

因而级加功量w

c,i

减小。

总之，当压气机增压比降低时，低压压气机的加功量w

c,l

和高压压气机的加

功量w

c,h

之比将加大，即

式中下角注s表示设计状态下的比值。

如果低压压气机和高压压气机用同一个比值降低转速(这在双轴发动机上当然是不可能的，但为了便于分析，姑且这样假设)，那末上述加功量比值的变化关系仍然是正确的。因为

在较低的转速下，压气机增压比降低，高低压压气机扭速的不同变化使得

综上所述，无论是由于压气机进口总温增高或是由于转速下降引起转速相似参数降低，都会引起加功量的重新分配。

实验指出：某双轴发动机的压气机当π

c *

,d

=8时，，当转速

相似参数降低使π

c

*降低到1.5时，。加功量重新分配的结果，将使低压压气机要求较大的力矩才能带动，而高压压气机要求较小的力矩。或者说，带动低压压气机显得很“重”，而带动高压压气机则较“轻”。

下面再分析涡轮工作的特点。目前涡轮喷气发动机上所采用的多级涡轮的第一级涡轮导向器一般是在临界或接近临界的工作状态，因此，具有以下特点：

①当发动机的尾喷管不可调，并处于临界或超临界状态工作时，各级涡轮膨胀比是不变的。为了证明这种情况，写出涡轮导向器和尾喷管之间的流量连续方程：

(6.1-1)

式中A

t,h 和A

t,l

分别代表高压涡轮和低压涡轮导向器的出口面积。

根据多变过程方程

可得

式中n'为膨胀过程的多变指数。将此式代入(6.1-1)，可得

同理可得

式中π

t *

,h

和π

t

*

,l

分别代表高压涡轮和低压涡轮的膨胀比。涡轮工作状态变化时，

涡轮效率以及多变指数n'变化不大。当尾喷管在临界或超临界状态下工作时，

q(λ

t,h )、q(λ

t,l

)、q(λ

9

)都是常数。在这种条件下，从上式可以看出，高压涡

轮和低压涡轮的膨胀比都不变，即

涡轮总膨胀比π

t

*也不变，即

②当发动机的尾喷管不可调，并处于临界或超临界状态工作时，发动机转动

降低使各级涡轮前的燃气温度与T

4

*成正比变化，涡轮功在各级中的分配保持同样的比例。

由于发动机工作状态变化时，涡轮效率变化不大，涡轮膨胀比保持常数，根据涡轮功的公式，可得

(6.1-2)

总的涡轮功为

(6.1-3)

低压涡轮功为

(6.1-4)

由(6.1-2)和(6.1-4)式，可得

(6.1-5)

由(6.1-5)式可以看出，当尾喷管处于临界或超临界状态下工作时，低压涡轮功和高压涡轮功之比等于常数。

③当发动机转速相似参数降低，发动机总的可用膨胀比下降，使尾喷管进入亚临界状态工作时，涡轮膨胀比的减小首先发生在涡轮的最后一级，使低

压涡轮膨胀比和低压涡轮功下降。只有当发动机转速相似参数降得很低时，高压涡轮的膨胀比才开始降低。

因此，当尾喷管在亚临界状态工作时，涡轮功之比将发生变化，即

以上分析了发动机转速相似参数降低时，压气机功和涡轮功在高低压转子之间重新分配的特点，它将使高低压转子的转速自动的进行调整。

*不变，发动机转速下降，则先设想高低压转子用譬如，压气机进口温度T

2

机械方法联接在一起，高低压转子转速按相同的比例下降，由于压气机增压比降低，低压压气机的气流攻角加大，而高压压气机的气流攻角减小，低压和高压压气机功之比也增加。低压和高压涡轮功之比则保持不变，当尾喷管处于亚临界状态下工作时涡轮功之比还有所下降。这时候，如果“拆除”高低压转子之间的机械联系，低压转子则由于低压压气机负荷较“重”而进一步降低转速，高压转子则由于高压压气机负荷较“轻”而稍微提高转速。转速的重新调整，保证了低压压气机功与高压压气机功之比达到涡轮所维持的比值。

*增加使发动机相似参数降低又譬如，发动机转速不变，压气机进口温度T

2

时，压气机增压比降低，也将引起低压与高压压气机功之比增加。这时候若保持高压转子转速不变，低压转子转速必将降低，若保持低压转子转速不变，高压转子转速必将有所增加。

高低压转子转速的自动调整，正是为改善压气机在非设计状态下工作所需要

和流入的。这就使得双轴发动机的压气机前后几级在非设计状态下耗量系数c

z

角与设计值的偏离比单轴发动机的压气机小得多，这从根本上决定了双轴发动机比单轴发动机在非设计状态下工作时有明显的优越性。

双轴发动机与单轴发动机相比，具有如下优点：

①双轴发动机与具有相同增压比的单轴发动机相比较，可以使压气机在更广阔的转速相似参数范围内稳定的工作，是防止压气机喘振的有效措施之一。

②双轴发动机在低转速下具有较高的压气机效率和较低的涡轮前燃气温度，因此双轴发动机在低转速工作时耗油率要比单轴发动机低得多。

③双轴发动机与单轴发动机相比，由于在低转速时具有较低的涡轮前燃气温度，而且压气机不易产生喘振，因而在加速时可以喷入更多的燃料，使双轴发动机具有良好的加速性。

④双轴发动机在起动时，起动机只需要带动一个转子，与同样参数的单轴发动机相比，可以采用功率较小的起动机。

目前有的双轴发动机同时采用可调导流叶片或压气机放气结构，其压气机设计增压比达到20以上。也有的发动机采用了三轴的结构形式，其工作原理与双轴发动机是相同的。

思考题:

⑴为什么要采用双轴发动机？

第6.2节高低压压气机压缩功的分配和转速的选择Distribution of compression work between high pressure compressor and low pressure compressor, and selection of rotor speed

高低压压气机之间压缩功的分配如果相差十分悬殊，必然会失去使用双轴发动机的优越性，而与单轴发动机特性相接近。因此压缩功在高低压压气机之间的分配不应相差太大。压缩功的分配主要根据高压涡轮和低压涡轮的级数以及各级涡轮功的大小来确定。

例如，发动机使用二级涡轮，高低压压气机分别由一级涡轮带动，由于高压涡轮在较高的燃气温度下工作，高压涡轮功应该大于低压涡轮功，因此高压压气机的压缩功就应该大于低压压气机的压缩功。

又例如，发动机有三级涡轮，低压压气机可以由一级或二级涡轮带动。如用二级涡轮带动低压压气机，那么低压压气机的压缩功将大于高压压气机的压缩功。

至于高低压转子转速的大小，分别由其本身的限制条件来确定，如压气机进口叶尖相对Ma数的大小、叶片强度等。由于高压压气机进口空气温度大于低压压气机进口空气温度，而高压涡轮进口燃气温度则大于低压涡轮进口燃气温度，因此高压转子的转速一般都大于低压转子的转速。

思考题:

⑴高低压压气机之间压缩功怎样分配？高低压转子的转速如何选择？

第6.3节稳态下各部件的相互制约

Components restricted each other on stable state

可以把双轴发动机的高压转子看成一台单轴发动机，低压压气机出口的气体参数就是这台单轴发动机的进口参数，把低压涡轮导向器最小截面作为这台单轴发动机的尾喷管临界截面。因此对于高压转子各部件工作的相互制约以及在设计状态下的部件匹配等问题与一般单轴发动机完全相同，可以参考第五章中5.1和5.2节的内容。

在这里着重讨论低压转子的工作情况。

由于在低压压气机和低压涡轮之间存在着高压转子，因此高压转子的工作情况直接影响低压转子的工作。

一、低压压气机特性图上共同工作线的位置

同样可以把双轴发动机的低压转子看成一台单轴发动机。它与一般单轴发动机所不同的是：在低压压气机与低压涡轮之间本应存在燃烧室的地方却被高压转子所代替，使得气流从低压压气机流出以后在进入低压涡轮之前总压有了进一步

升高，其升压比为(下角注25代表高压压气机进口截面，下角注45代表高压涡轮出口截面)。低压转子的低压涡轮导向器截面积的设计是考虑到有这样一个升压比的数值。

当双轴发动机关小油门时，高压转子的转速和低压转子的转速同时降低，升压比的数值也随之下降。

假设，当发动机转速降低时，高压转子的升压比能够保持不变，那

么低压压气机特性图上共同工作线的位置与一般单轴发动机相同。事实上，当发动机转速降低时，升压比的数值降低，由于低压压气机出口的气流在通

过高压转子的时候不能得到足够的压缩，致使低压涡轮导向器截面积显得太小，低压压气机出口气流不能“通畅”的流过低压涡轮导向器而显得有所“阻塞”，因此，当低压转子转速降低时，低压压气机在特性图上共同工作线的位置由于受

到升压比降低的影响面趋近喘振边界。

图6.3.1 双轴发动机低压压气机特性图上共同工作线的位置图6.3.1给出了双轴发动机低压压气机特性图上共同工作线的位置，为了进行比较，同样画出了该压气机若用于一般单轴发动机时的共同工作线位置，如图中虚线所示。

二、尾喷管临界截面积的大小对双轴发动机工作的影响

由于双轴发动机的低压转子和高压转子之间没有机械联系，因此燃油自动调

节器只能保证低压转子转速n

1或高压转子转速n

2

二者之一为常数。

分析双轴发动机在一定的飞行条件下工作时，若燃油自动调节器保持低压转

子转速n

1为常数，减小发动机尾喷管临界截面积A

8

对双轴发动机工作的影响。

减小发动机尾喷管临界截面积A

8

，首先使得低压涡轮膨胀比减小，为了不让低压转子转速下降，燃油自动调节器增加主燃烧室的供油量使高压涡轮前燃气温

度T

4*增加于是高压转子转速上升了，低压涡轮进口的总压p

45

*和总温T

45

*亦随之

增加，这就保证了低压转子转速维持原来的数值不变。高压转子转速上升以后，通过发动机的空气流量增加了。对于低压压气机来说，转速不变，而通过低压压气机的空气流量却增加了，这就使得低压压气机在特性图上工作点的位置远离喘振边界。反之，增加发动机尾喷管临界截面积A

8

，低压压气机在特性图上工作点的位置则移向喘振边界。这个规律与一般单轴发动机恰恰相反。图6.3.2给出了不同尾喷管临界截面积时，低压压气机特性图上共同工作线的位置。

图6.3.2 不同尾喷管临界截面积时，双轴发动机的低压压气机特性图上共同工作线的位置

思考题:

⑴同一台压气机，若作为双轴发动机的低压压气机和作为单轴发动机的压气机，两者的共同工作线位置有什么不同？为什么？

⑵其他条件不变时，减小双轴涡轮喷气发动机的尾喷管出口截面积，保持低压转子转速不变，低压压气机特性图上的共同工作点位置如何变化？为什么？

⑶一台双轴涡轮喷气发动机，在地面标准大气条件下试车时保持低压转子转速不变，若减小双轴涡轮喷气发动机的尾喷管出口截面积，则

高压转子转速将下降低压压气机增压比将减小

低压压气机特性图上的共同工作点将移向喘振边界

高压压气机特性图上的共同工作点将移向喘振边界

第6.4节设计状态下的部件匹配

Match of components on design point

一、高压转子

双轴发动机的高压转子可以看作一台单轴发动机。对于高压转子来说，低压涡轮导向器最小截面积起着一般单轴发动机的尾喷管临界截面积的作用，它的大小直接影响高压涡轮的膨胀比。

在高压转子中各个部件的相互匹配问题与一般单轴发动机相同，可参考第五章5.1节的内容。

二、低压转子

在这一节里，着重讨论低压转子与高压转子的相互匹配以及低压压气机与低压涡轮的匹配问题。现认为高压转子各部件已经作为一台单轴发动机调试完毕，其部件已经能够在设计状态下匹配工作。

首先，讨论低压转子与高压转子的相互匹配。当双轴发动机在标准大气条件

下工作时，可以通过燃油流量q

mf 和尾喷管临界截面积A

9

使高压转子和低压转子

的转速都达到设计值。这时候低压转子与高压转子的相互匹配主要表现为通过低压压气机的空气流量和通过高压转子的空气流量应相互匹配，使得低压压气机在特性图上的工作点处于设计位置，低压压气机的增压比达到设计值。对于新设计试制的双轴发动机，在调试中若产生低压压气机的空气流量和高压转子的空气流量不相匹配的情况，可以在适当的范围内改变低压转子或高压转子的转速。如果不相匹配的情况比较严重，无法用改变转速的方法加以修正，则需要修改低压压气机或高压转子的部件设计。

其次，讨论低压压气机与低压涡轮的匹配。低压压气机与低压涡轮的相互匹配主要表现为低压涡轮产生的功率应与低压压气机消耗的功率相当。在一般的情况下，改变双轴发动机尾喷管临界截面积的大小，可以改变低压涡轮膨胀比和低压涡轮产生的功率。但是当低压涡轮的功率与低压压气机消耗的功率相差太远时，仍用改变尾喷管临界截面积的方法进行调整，会降低涡轮的效率，在这种情况下，必须修改低压涡轮的设计，使低压涡轮功率与低压压气机功率相匹配。

第6.5节双轴发动机的调节规律

Control rule of twin spool gas turbine engine

和单轴发动机一样，双轴发动机最大状态调节规律也可分为尾喷管面积可调和不可调二种情况。尾喷管出口面积可调的调节规律能较好地发挥发动机性能的潜力，但调节机构复杂。尾喷管出口面积不可调时，只有供油量一个调节中介，所以只能保证一个被调参数随飞行条件按一定规律变化。

现只讨论尾喷管出口面积不可调(A

9

=常数)时的调节规律。常用的有：

①保持低压转子转速不变的调节规律

n 1=常数，A

9

=常数

②保持高压转子转速不变的调节规律

n 2=常数，A

9

=常数

③保持涡轮前温度不变的调节规律

T 4*=常数，A

9

=常数

④保持发动机压比EPR不变的调节规律

p

5*/p

2

*=常数，A

9

=常数

对于尾喷管出口面积不可调的双轴涡轮喷气发动机来说，当发动机保持某一个转速不变时，随着飞行状态的变化，就靠另一个转子转速的改变来使压气机的

功重新分配，以适应涡轮功的比值。

尾喷管出口面积不可调的这三种调节规律的比较见图6.5.1(a)、(b)、(c)、(d)。在以下的讨论分析中，均假设尾喷管为临界或超临界工作状态。

图6.5.1 尾喷管出口面积不可调时这三种调节规律的比较图中的T

2

*反映了飞行高度和飞行Ma数的变化。

下面以第一种调节规律n

1=常数为例来解释曲线变化的原因。当T

2

*增加，保

持n

1

不变，减小，低压转子的共同工作点沿共同工作线向下移

动，q(λ

2

)减小，低压压气机“加重”了。要保持低压转子转速不变，在涡轮膨

胀比π*

t1不变时，T

4

*必须加大，这就使高压转子的转速加大，转速比n

h

/n

l

加大，

但因T

2*增加，所以总的增压比π*

c

仍是下降的。可以看出，采用

的调节规律，由于它保持了相似工作状态，当T

2*增大时，T

4

*成比例的增加，当

T 4*超过限制值时，可以保持较低的值，避免T

4

*超过规定。

比较这四种调节规律，其优缺点分别是：

调节规律①，保持低压转子转速不变，而高压转子的转速和涡轮前燃气温度

的变化都不太大。在飞行Ma数加大时，T

2*增加，T

4

*会提高，如果涡轮叶片强度

允许的话，可以得到较大的推力。

调节规律②，随着飞行高度的增加，T

2

*下降，高压转子转速保持不变，低压转子的转速将增大，这就缓和了高度增加时推力的降低。

调节规律③，T

4*=常数、A

9

=常数，是介于上面两种调节规律之间的调节规律。

随着飞行Ma数的增加，在T

4*=常数时，两个涡轮的功是不变的。在T

2

*增大时，

低压压气机需要的功加大，低压涡轮功就显得不够了，因此低压转子的转速下降。高压压气机需要的功减小，高压涡轮功显得太大，所以高压转子的转速升高。转

子的转速比n

h /n

l

增加。这种调节规律的主要优点是发动机始终允许在最大热负

荷条件下工作，推力也较大。

在实际使用中，有时用几种调节规律的组合，如在某一飞行范围里用n

1

=常

数的调节规律，而在其它飞行范围里用n

2

=常数的调节规律。

调节规律④，p

5*/p

2

*=常数，A

9

=常数，当压气机进口温度变化时，转速比n

h

/n

l

不变，压气机增压比不变，q(λ)不变。其他各参数的相似参数值保持不变。当

T 2*变化时，T

4

*成比例的随之变化，因此当T

2

*较低时，T

4

*也较低，为了能充分发

挥发动机的推力潜力，应使p

5*/p

2

*值随T

2

*的变化保持在不同的数值上，使T

4

*既

不致过低也不致超过限制值。

第6.6节双轴发动机的特性

Performance of twin spool gas turbine engine

一、转速特性

在任意工作状态下，双轴涡轮喷气发动机两个转子的转速互不相同，但两者之间有着对应的关系。图6.6.1表示了某一台双轴涡轮喷气发动机两个转子转速的相互关系。例如，图中低压转子转速相对值为0.8时，高压转子转速相对值为0.9。

图6.6.1 某双轴涡轮喷气发动机两个转子转速的相互关系由于两个转子之间有这样一个单值的关系，所以通过研究双轴发动机的推力和耗油率随任一个转子转速的变化，就可以得到双轴涡轮喷气发动机的转速特性。

图6.6.2是某双轴涡轮喷气发动机台架试车得到的转速特性。

图6.6.2 某双轴涡轮喷气发动机的转速特性

从图中可以看出双轴发动机转速特性的变化规律与一般单轴发动机基本相同。图上还画出了涡轮前燃气温度随低压转子转速的变化曲线。从图中可以看出，在中低转速下双轴发动机具有较低的涡轮前燃气温度，这主要是在中低转速下双轴发动机的压气机效率比单轴发动机高的缘故，如图6.6.3所示。

图6.6.3 单轴发动机与双轴发动机η*c和sfc的比较

由于双轴涡轮喷气发动机在中等转速以下涡轮前燃气温度较低，而且压气机效率较高，所以，它与设计参数相同的单轴涡轮喷气发动机相比，它的耗油率sfc在较宽广的工作范围内比单轴涡轮喷气发动机低。这是双轴涡轮喷气发动机转速特性的重要特点。

二、速度特性

双轴涡轮喷气发动机的速度特性也和发动机的调节规律有关。图6.6.4给出了飞行高度为6Km时三种不同调节规律下的速度特性。(该发动机以地面静止状

态为发动机的设计状态π

c,d *=12，T*

4max,d

=1400K)

(a) (b) 图6.6.4 不同调节规律下双轴涡轮喷气发动机的速度特性

在n

1=常数，A

8

=常数的调节规律下，当飞行Ma数增大时，速度冲压增加，

压气机进口的气流总温T*

2增加。在讨论调节规律时曾经提到，这时n

h

和T*

4

都将

增大，愈低，T*

4愈高。因此，采用这种调节规律时，T*

4

的最大值是在最

大飞行Ma数时达到。当飞行Ma数小于最大飞行Ma数时，T*

4将低于T*

4max

。从图

6.6.4(a)可见，这种调节规律的单位推力在低飞行Ma数范围内将低于其它两种

调节规律。在同样的飞行条件下，这种调节规律的q(λ

2

)较高(图6.5.1(d))，因此，空气流量最大(图6.5.1(b))。综合单位推力和空气流量的变化规律，采

用n

l

=常数的调节规律在高飞行Ma数下推力较大，而在低飞行Ma数下的推力较低。显然，对于要求在高飞行Ma数下推力性能好的发动机，采用这种调节规律比较合适。

在n

h =常数的调节规律下，随着飞行Ma数的增大，n

l

和T*

4

都将减小。因此，

若地面设计状态时T*

4为最大值T*

4max

，则在飞行中，当小于设计值时，

T*

4将低于T*

4max

；而当大于设计值时，T*

4

将超过设计所允许的T*

4max

，实际

上这是不允许的，如图6.6.4(a)中虚线所示。这种调节规律的单位推力低于T*

4

=

常数的调节规律，在高飞行Ma数时，还可能低于n

1

=常数的调节规律。和其它两

种调节规律相比，它的q(λ2)值最小、q ma 最小。综合单位推力和空气流量的变化，它的推力在低飞行Ma 数时较高，而在高飞行Ma 数时较低。

T *4=常数的调节规律的单位推力将高于上述两种调节规律，空气流量和推力的变化介于上述两种调节规律之间。

至于耗油率的变化规律，n h =常数和T *4=常数这两种调节规律基本上相同。这是因为在高的飞行Ma 数下，n h =常数的T *4较高，而T *4=常数的增压比较高，两者对耗油率的影响大体相同。在低飞行Ma 数下这两种调节规律的参数很接近。n 1=常数的调节规律在大部分飞行Ma 数下的T *4较低，增压比较高，所以耗油率也比较低。

三、高度特性

用n 1=常数和n h =常数两种调节规律来说明双轴涡轮喷气发动机的高度特性。 图6.6.5(a)是n 1=常数调节规律下的高度特性。

图6.6.5 双轴涡轮喷气发动机的高度特性

由图可以看出，当飞行高度小于11Km 时，随着飞行高度增加，T 0减小，

增大，这种调节规律下的n h 和T *4都要减小。更主要的是大气密度减小，

所以，推力随飞行高度升高而减小。

图6.6.5(b)是n h =常数调节规律下的高度特性。图中所示的发动机是以11Km 为设计高度，这时的T *4和n 1为最大值。飞行高度低于11Km 时，T *4和n 1将小于最大值。当飞行高度高于11Km 时，T *4和n 1将保持不变。随着飞行高度的增加，发动机推力主要是因大气密度的减小而降低。

思考题:

⑴若保持低压转子转速不变，当飞行速度增加时，高压转子转速和涡轮前燃气温度如何变化？当飞行高度增加时，高压转子转速和涡轮前燃气温度如何变化？ ⑵双轴发动机的转速特性与单轴发动机的转速特性相比较有什么特点？

⑶一台双轴涡轮喷气发动机保持n l =常数、A 9=常数，在高空(H≦11公里)以等飞行Ma 数爬高时

n h 增大

n h 不变

T 4*降低

T 4*不变

第6.7节 双轴发动机的台架调试

Adjustment of twin spool gas turbine engine on test bed

成批生产的双轴发动机在地面台架试车时需要检查和调整高压涡轮导向器面积A t ，h 、低压涡轮第一级导向器面积A t ，l 以及尾喷管临界截面积A 8。 把高压转子看成一台单轴发动机，低压压气机出口的气体参数就是单轴发动机(高压转子)进口的气体参数，低压涡轮第一级导向器最小截面对于高压转子来说相当于单轴发动机的尾喷管最小截面积。在台架调试过程中首先要把高压转子调整好，即把高压涡轮导向器面积A t ，h 和低压涡轮第一级导向器面积A t ，l 调整好，然后进一步调整双轴发动机尾喷管 临界截面积A 8。

根据单轴发动机的工作原理，可以知道，当高压转子的转速相似参数保持一定时，调整高压涡轮导向器面积A t ，h 和低压涡轮第一级导向器面积A t ，l 可以改变压气机的增压比πc *,h 和涡轮前燃气温度相似参数。 当高压转子调整完毕后，再进一步调整双轴发动机尾喷管临界截面积A 8。使高低压转子转速差保持在规定的范围内。

一、台架调试的依据——标准发动机

成批生产发动机进行台架调试的依据是一台经过挑选鉴定的标准发动机，录取标准发动机的转速特性线如图6.7.1所示。 在标准发动机特性曲线的二侧取公差带。使成批生产发动机调整后的参数进入公差带内，就认为发动机调整合格。

二、台架调试的要求

台架调试可以调整A t ，h 、A t ，l 、A 8三个截面积，使得π

c,h

、T 4*/T 2*和三

个参数符合要求。

成批生产的发动机，往往在装配中规定高压涡轮导向器面积在较小的公差范围内，因而一般情况下在试车中不去检查高压压气机的增压比πc *,h ，对高压涡轮导向器面积A t ，h 也不作调整。

成批生产的发动机在台架试车时要求检查涡轮前燃气温度相似参数T 4*/T 2*，若不符合要求，则返回装配车间调整低压涡轮第一级导向器面积A t ，l 。这种调整在有的工厂中俗称为“转差调整”。 当高压转子调整完毕后，在检验试车中调整尾喷管最小截面积A 8，使高低压转子的转速差保持在规定的范围内。

三、台架调试的具体步骤 ①录取最大工作状态性能 原则上说，有了标准发动机的转速特性线，被检查的成批生产发动机可以录取其任意一个转速下的性能参数进行检查。实际上，往往规定录取最大工作状态(n l =n l,max )的性能参数，或换算转速为最大值(n l,cor =n l,cor,max )的性能参数。 记录参数：

②算出上述参数的相似参数或换算参数：

或

并在标准发动机转速特性图上作出相应的工作点，检查工作点是否落在标准发动机特性曲线二侧允许的公差范围内。

③为了得到标准大气条件下最大工作状态的T

4

*数值，将上面计算中算出的工作点沿标准发动机的转速特性曲线平行的移动，直到高压转子转速相似参数达

到设计值，如图6.7.1所示，查出相应的参数：，并算出T

4

*数值，记入试车记录单。

图6.7.1 标准发动机特性曲线

严格的说，首先应该检查低压转子转速相似参数。用改变尾喷管最

小截面积A

8

的方法使高压转子转速相似参数达到设计值时低压转子转速相似参数也同时达到设计值。但是在实际调试过程中，有时可以不去检查和调整低压转子转速相似参数，而直接检查涡轮前燃气温度相似参

数T

4*/T

2

*。这是因为，低压转子转速的变化影响高压转子的进口总温T

25

*，但高

压转子是一台低设计增压比的单轴发动机，大量实验已经证明，当低设计增压比的单轴发动机在最大工作状态附近工作时，单轴发动机进口温度的变化对转速和T

4

*度温之间的相互关系影响甚微。

思考题:

⑴成批生产双轴发动机时，如何利用标准双轴发动机的转速特性来检查和调整高

压涡轮导向器面积A

t,h 、低压涡轮第一级导向器面积A

t,l

、以及尾喷管临界截面积

A

8？

航模涡轮喷气发动机制造安装

航模涡轮喷气发动机制造安装 HerrSchreckling早期受到过基础技术教育，后来又修完了重点在应用物理学方面的工程课程。之后又在一家大型的化工公司从事工程控制和系3统控制方面的工作。HerrSchreckling在15岁之前已经有了飞行模型的经验，那是他第一次把一套飞机模型套件组装起来后的事。几年之后他开始学习制造模型飞机和无线电控制设备。他特别钟情于模型的动力系统，但那时还没有重大的进展。因此他投入了相当多的时在电动飞行器方面的开发：可调螺距的推进系统和计算机优化的电动飞行系统。接下来他的首次成功尝试是用他自己制作的一套电动直升机，随后是他为WolfgangKueppers设计了电动系统，并创造了竞速模型的速度记录。再随后的五年中他把他的全部业余时间投入了喷气发动机的开发，并且抽出时间写出他在这方面的成功经验。因此，如决定要开发专业级的模型喷气发动机的话，HerrSchreckling 是最适合的合作人选。虽然HerrSchreckling并不是非常好的模型飞行员，但是他具有独创的见解，并且在一个领域有独创，并把他自己做的发动机装到了模型中并且飞了起来，因此他必定是我们这个时代最多才多艺最有经验的模型制造者。至今已经有很多种成功类型的FD3/64涡轮喷气发动机被制造出来，这促使我决定要给这本新版本的书添加一个附录，涉及到喷气发动机的一些特殊问题，但是如果我要写一个很透切的附录那肯定会超出本书的范围，甚至会让读者困惑。很多问题摆在我面前，比如说：“为什么你把FD3/64发动机设计

成这个样子而不是那样？”对于这个问题我只能作一些比较片面的回答。当面对一个比较棘手的问题，比如轴承润滑的供给，我试图使用一些简单实用的解决方案而不使用比较完善但复杂的测试每一种方法找出最好的系统的方法。有很多在喷气模型方面比较成功的模型爱好者，他们的活动在1994年在Nordheim举行的争夺战利品Ohain/Whittle中形成了一个高潮。尽管是作为一个非完全专业的模型爱好者来参加竞赛的，但是由ReinerEckstein制作并操作使用FD3/64涡轮喷气发动机的一架“涡轮驯马师”获得了quotBestofShowquot奖。自从第一个版本出现以后很多真正的开发工作已经进行，并且在半像真比例模型和FD3发动机的飞行中获得了很多经验，这导致了一种新的更精确完美的设计的产生：FD3/67LS涡轮喷气发动机套件。当然我会很愿意对按我的图纸制作发动机中遇到的问题进行解释，对于过去在电话中耐心的听我指导的模型爱好者我在这向他们表示感谢。 简介22222.1简单的涡轮喷气发动机如何工作2.2一个用业余制作燃气轮机的好方法2.3燃烧系统2.3.1燃料2.3.2燃烧室和燃油喷射器2.4温度问题2.5冷却33333.1涡轮喷气推进和螺旋桨推进的本质区别3.2在典型的模型飞行器飞行中的动力效应3.2.1滑跑起飞3.2.2爬升性能和最大速度3.2.3典型的动力运动：圆周运动3.3涡轮喷气模型的飞行经验3.3.1今天的涡轮喷气发动机模型3.3.2涡轮喷气发动机模型的特性3.4飞行中的涡轮喷气发动机3.5噪声3.6模型介绍44444.1角速度和平面速度4.2涡轮的设计过程54.3压缩机的设计过程4.3.1增压涡轮的设计与空气动力的关系4.3.2扩散系统的设计4.3.3

喷气发动机原理简介

喷气发动机原理简介

分类 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。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。 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。 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。 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。 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

小型涡喷发动机制造材料总结

小型涡喷发动机制造材料总结 我是王开心,欢迎大家加入ＣＨNJET中国喷气爱好者原地！介于大家对小型涡喷发动机的热爱以及对制造一个属于自己小型涡喷发动机的追求,在此我写下这点总结以备大家在制造和生产小型涡喷发动机的过程中对于制造材料产生疑惑时做以参考,同时在这里也纠正一些刚刚了解到涡喷发动机和金属材料的朋友们的一个直观错误：选择耐高温材料并不单单只看这个金属材料的熔点,而是应多方面考虑到这个金属材料的蠕变强度，热疲劳性，高温抗氧化性以及高温下金属会产生晶粒长大效应等等因素。 相关名词的解释说明——晶粒长大效应：晶粒长大是金属的一种缺陷,晶粒越大,晶界越少,晶界少了金属各部分抵御外界的能力就变小了，因此晶粒长大效应是判断金属在高温下性能好坏的重要指标。 大家在制造小型涡喷发动机的过程中最能接触到的金属材料我总结为以下几种：304不锈钢，316L不锈钢，310S不锈钢，NAＳ8０0，NAS600和K４１8耐高温合金。下面对上述几种材料在加工和生产中容易遇到的问题和使用中容易遇到的问题做以介绍。 首先304不锈钢,３1６Ｌ不锈钢,３１0Ｓ不锈钢,NAS８００，NAS600都属于“奥氏体不锈钢”奥氏体不锈钢具有很高的耐蚀性，良好的冷加工性和良好的韧性、塑性、焊接性和无磁性,下面我们就来分析一下这几种金属在制造微型涡喷发动机时所要了解到的一些特性。

ＳUS30４ ３0４不锈钢介绍:３04不锈钢由于含碳量较低,因而有良好的加工成型性和抗氧化性，同时该钢具有良好的焊接性能，适用于各种方法的焊接（备注:该钢焊接后不需进行热处理工艺）。 ３04不锈钢的抗氧化特性：1,该钢在７00－800℃氧化时具有优异的抗氧化性能,属于完全抗氧化级。2,该钢在900℃时表面形成的氧化膜开始脱落，属于抗氧化级。3,该钢在1０00℃时属于次抗氧化级。304不锈钢管最高使用温度在7５０度-86０度但是，实际上达不到860度这么高。450度时有个临界点,情况如下：3０４不锈钢不易保持在45０到8６０度,因为在45０度以上的时候，会稀释碳周围的铬,形成碳化铭,造成贫铬区,从而改变不锈钢性能材质;而且,45０的温度外加屈服力会使得奥氏体向马氏体转化。说简单通俗一点，经常在450度以上环境下使用,３０4不锈钢的性能和结构都发生变化。 总结得出:30４不锈钢在９00℃以下的热空气中具有稳定的抗氧化性，同时在900℃时3０4不锈钢具有较小的晶粒尺寸，在800-1000℃时产生了奥氏体晶粒长大效应,加温为1０00℃时，晶粒的平均截距开始增大。所以在制造小型涡喷发动机时如果设计温度在600－9０0℃时不建议长期使用3０4不锈钢。但是，在模友制造过程中 如果受到经费的限制可以考虑用304不锈钢制造一个低推力的小型涡喷发动机的主轴，燃烧室及尾喷口。 SUS316Ｌ

第六章 双轴涡轮喷气发动机

第六章双轴涡轮喷气发动机 Twin spool turbo-jet engine 第6.1节双轴涡轮喷气发动机的防喘原理和性能优点Avoiding surge occurred and other adventages of Twin spool turbo-jet engine 采用双轴涡轮喷气发动机的主要目的是防止压气机喘振。双轴发动机把一台高设计增压比的压气机分为二台低设计增压比的压气机，分别由各自的涡轮带动。低压压气机与低压涡轮组成低压转子，高压压气机与高压涡轮组成高压转子，双轴发动机的结构方案如图6.1.1。 图6.1.1 双轴发动机简图 为什么双轴发动机在转速降低时有效的防止压气机喘振？这个问题在前面已经讨论过了，现在联系涡轮的工作状态进一步说明如下： 单轴的高设计增压比压气机在非设计状态下工作严重恶化，是由于沿压气机气流通道轴向速度的重新分布所引起的，根据压气机进口和出口流量相等的条件，可以得到 式中A 2、A 3 、c 2z 、c 3z 、ρ 2 和ρ 3 分别代表压气机进出口的面积、气流轴向分速度 和密度。上式可以改写为 由多变压缩过程的关系可得： 式中 n——多变指数 分别用压气机进出口的周向速度u 2和u 3 除上式左边的分子和分母，可得

上两式中K 1和K 2 为常数。在速度三角形中c z /u称为耗量系数。 由上两式可见，压气机增压比的变化将导致压气机进出口轴向速度之比和耗量系数之比也相应地变化。当发动机相似参数变化时，就会产生这种情 况。发动机相似参数的变化可能是由于转速的变化引起的，也可能是在转速不变时压气机进口温度变化引起的，这两种情况没有本质的差别。 由压气机的气流速度三角形可以知道，耗量系数的变化影响着速度三角形的形状，使气流流入压气机叶片的攻角发生变化。例如，压气机进口耗量系数c 2z 降低，将引起第一级压气机叶片的攻角增大；而压气机出口耗量系数c 3z 增加，将引起末级压气机叶片攻角减小。 因此，当发动机转速相似参数降低后，压气机的最前面几级和末后几级都将 偏离它们的设计状态，中间各级由于耗量系数c z 变化不大，因而工作状态变化不大。压气机前后各级的攻角偏离设计状态，首先使压气机级效率降低，进一步发展将会导致压气机喘振。在非设计状态下前后各级工作不协调的现象对于高设计增压比的压气机将更为严重。 通过上述分析，可以知道，要达到在非设计状态下前后各级协调地工作，最有效的方法是使各级的转速相应于各级进口气流轴向速度的重新分布而各自变 化，以保证各级耗量系数c z 不变。然而这在结构上是不可能的，也不需要这样。在一般情况下只要把压气机分成两组就足够了。这就成为双轴压气机和双轴发动机。 当双轴发动机的转速相似参数降低以后，高压转子和低压转子的转速自动地进行调整，使前后各级能够协调工作。为了说明这个现象，再进一步分析压气机和涡轮工作的某些特点。 压气机由设计状态降低转速和增压比时，前后各级的气流轴向速度和耗量系数都将重新分布，前几级的耗量系数降低，攻角加大；而后几级的耗量系数加大， 攻角减小。攻角的改变将引起各级加功量w c,i 的变化。 对于前面几级，攻角加大时，工作轮出口的气流相对速度方向基本不变，因 而气流转角Δβ加大，扭速Δw u 加大。如果是压气机进口温度增加使转速相似参数降低而工作轮切线速度u不变时，级的加功量也加大。 对于后面几级，流入角减小时，将使气流转角Δβ减小，扭速Δw u 减小， 因而级加功量w c,i 减小。 总之，当压气机增压比降低时，低压压气机的加功量w c,l 和高压压气机的加 功量w c,h 之比将加大，即 式中下角注s表示设计状态下的比值。 如果低压压气机和高压压气机用同一个比值降低转速(这在双轴发动机上当然是不可能的，但为了便于分析，姑且这样假设)，那末上述加功量比值的变化关系仍然是正确的。因为

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 1 结构 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 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

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。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 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 两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到附面层（boundary layer，或邊界層）的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角（angle of attack，AOA）时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。 湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机制、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。 压气机 压气机由定子（stator）叶片与转子（rotor）叶片交错组成，一对定子叶片与转子叶片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－

涡喷发动机的工作原理

1.涡喷发动机的工作原理？ 涡喷发动机以空气为介质，进气道将所需的的外界空气以最小的流动损失送到压气机；压气机通过高速旋转的叶片对空气压缩做功，提高空气的压力；空气在燃烧室内和燃油混合燃烧，将燃料化学能转变成热能，生成高温高压燃气；燃气在涡轮内膨胀，将热能转为机械能，驱动涡轮旋转，带动压气机；燃气在喷管内继续膨胀，加速燃气，燃气以较高速度排出，产生推力。 2.涡轮发动机的特征，什么是燃气涡轮发动机的特性？发动机特性分哪几种？ 特征：发动机作为一个热机，它将燃料的热能转变为机械能，同时作为一个推进器，它利用所产生的机械能使发动机获得推力。 发动机的特性：燃气涡轮发动机的推力和燃油消耗率随发动机转速、飞行高度和飞行速度的变化规律叫发动机特性。发动机特性分为：保持飞机高度和飞机速度不变的情况下，发动机推力和燃油消耗率随发动机转速的变化规律叫发动机转速特性。在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞机速度不变时，发动机的推力和燃油消耗率随飞机的高度的变化规律叫高度特性。在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞行高度不变时，发动机的推力和燃油消耗量随飞机速度（或马赫数）的变化规律叫速度特性。 3.净推力和总推力 根据牛顿第2，第3定律，气流进入发动机和离开发动机的动量发生变化，产生推力。 净推力：取决于离开发动机的燃气动量与进来的空气动量加进来的燃油动量。净推力还包括喷管出口的静压超过周围空气的静压产生的推力。Fn=Qma(Vj-Va)+Aj(Pj-Pam) 总推力：是指当飞机静止时发动机排气产生的推力，包括排气动量产生的推力和喷口静压和环境空气静压之差产生的附加推力。Fg=Qma(Vj)+Aj(Pj-Pam)。 正常飞行时，压气机、扩压器、燃烧室、排气锥产生向前推力，涡轮、尾喷口产生向后的推力。 4.影响热效率的因素？ 热效率表明，在循环中加入的热量有多少变为机械功。影响因素有：加热比（涡轮前燃气总温），压气机增压比，压气机效率和涡轮效率。加热比、压气机效率和涡轮效率增大，热效率也增大。压气机增压比提高，热效率增大，当增压比等于最经济增压比时，热效率最大，继续提高增压比，热效率反而下降。热效率也称做内效率。 5.进气道的作用？什么是进气道总压恢复系数？ 一是尽可能多的恢复自由气流的总压并输送该压力到压气机，这就是冲压恢复或压力恢复；二是提供均匀的气流到压气机使压气机有效地工作。进气道出口截面的总压与进气道前方来流的总压比值，叫做进气道总压恢复系数，该系数是小于1的数值，表示进气道的流动损失。 6.进气道冲压比的定义，影响冲压比的因素？ 进气道的冲压比是：进气道出口处的总压与远方气流静压的比值。冲压比越大，说明空气在压气机前的冲压压缩程度越大，影响冲压比因素：流动损失，飞行速度和大气温度。（大气密度、高度、发动机转速）：当大气温度和飞行速度一定时，流动损失大，则冲压比下降；当大气温度和流动损失一定时，飞行速度越大，则冲压比增加；当飞行速度和流动损失一定时，大气温度上升，则冲压比下降。 7.压气机分哪两种？目前燃气涡轮发动机中常采用哪一种，为什么？ 离心式和轴流式。目前燃气涡轮发动机中常采用轴流式压气机。这是因为轴流式压气机具有下述优点：总的增压比高，压气机效率高，单位面积的流通能力高，迎风面积小，阻力小。缺点：单级增压比低，结构复杂 离心式优点：单级增压比高，压气机稳定工作范围宽，结构简单可靠，重量轻，长度短，起动功率小，缺点：流动损失大，效率低，单位面积的流通能力低，迎风面积大，阻力大 8.进口导向叶片的功能是什么？决定进入压气机叶片气流攻角的因素是什么？ 为了保证压气机工作稳定，有的在第1级工作叶轮前还有一排不动的叶片称为进口导向叶片。其功能是引导气流的流动方向产生预旋，使气流以合适的方向流入第1级工作叶轮。决定因素是：工作叶轮进口处的绝对速度（包括大小和方向），压气机的转速。 9.简要说明空气在多级压气机中的流动。 基元级的叶栅通道均是扩张形的。在叶轮内，绝对速度增大，相对速度减小。同时，总压、静压和总温、静温都升高；在整流器内，绝对速度减小；静压和静温升高，总压略有下降，总温保持不变。由此可见，空气流过基元级时，不仅在叶轮内受到压缩，而且在整流器内也受到压缩。

微型涡轮喷气发动机

产品名称: 微型涡轮喷气发动机 规格型号: 包装说明: 多种规格和型号的微型喷气发动机，推力60kg，40kg，12kg，6kg，能满足不同需要。 本实用新型涉及的一种微型涡轮喷气发动机，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；由于采用了本设计方案，提高了航模发动机推动力，大大提高了航模飞行的性能，拓展了航模在现代战争、军事演习和提高军事演练技能上发挥其重要的作用 20CM的涡扇发动机存在使用型号，但全是军用型号，用于某些巡航导弹的。也正因为如此，具体的数值保密，无法知道。但两位工程师大概估算了一下，根据构型不同，最大推力应当在200磅（离心式压气机构型），至400磅（轴流式压气机构型）之间。 航模协会的人说，用于航模的涡喷发动机口径4-8厘米。最大推力20-40公斤，相当吓人。他有一架装备4.3厘米口径涡喷发动机的模型，自重1.6公斤，最大飞行速度可达350公里/小时。 30厘米直径，10000牛？差不多一吨的推力？ 双路式涡轮喷气发动机 百科名片 涡轮发动机 涡轮发动机通过增加空气流过发动机的速度来产生推力。它包括进气道，压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。

如图1 涡轮发动机相比往复式发动机有下列优点：振动少，增加飞机性能，可靠性高，和容易操作。

涡轮发动机类型

涡轮发动机是根据它们使用的压缩器类型来分类的。压缩器类型分为三类：离心流式，轴流式，和离心轴流式。离心流式发动机中进气道空气是通过加速空气以垂直于机器纵轴的方向排出而得到压 缩的。轴流式发动机通过一系列旋转和平行于纵轴移动空气的固定翼形而压缩空气。离心轴流式设计使用这两类压缩器来获得需要的压缩。 空气经过发动机的路径和如何产生功率确定了发动机的类型。有四种类型的飞机涡轮发动机-涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机。

涡轮喷气发动机

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。 涡轮喷气发动机受限于航程和续航力。它们在低压缩器速度时对油门的反应也慢。

涡轮螺旋桨发动机

涡轮螺旋桨发动机是一个通过减速齿轮驱动螺旋桨的涡轮发动机。排出气体驱动一个动力涡轮机，它通过一个轴和减速齿轮组件连接。减速齿轮在涡轮螺旋桨发动机上是必须的，因为螺旋桨转速比发动机运行转速低得多的时候才能得到最佳螺旋桨性能。涡轮螺旋桨发动机是涡轮喷气发动机和往复式发动机的一个折衷产物。涡轮螺旋桨发动机最有效率的速度范围是250mph到400mph（英里每小时），高度位于18000英尺到30000英尺。它们在起飞和着陆时低空速状态也能很好的运行，燃油效率也好。涡轮螺旋桨发动机的最小单位燃油消耗通常位于高度范围25000英尺到对流层顶。

涡轮风扇发动机

涡轮风扇发动机的发展结合了涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的一些最好特征。涡轮风扇发动机的设计是通过转移燃烧室周围的次级气流来产生额外的推力。涡轮风扇发动机旁路空气产生了增强的推力，冷却了发动机，有助于抑制排气噪音。这能够获得涡轮喷气型发动机的巡航速度和更低的燃油消耗。 通过涡轮风扇发动机的进气道空气通常被分成两个分离的气流。一个气流通过发动机的中心部分，而另一股气流从发动机中心旁路通过。正是这个旁路的气流才有术

涡轮喷气发动机制作图结构设计

涡轮喷气发动机制作图结构设计 注意事项：个人自制涡喷是一项能力挑战，不建议无机械基础及未成年人尝试！！另外在此申明：本资料如用于商业产品开发，请自行解决相关版权。谢谢合作！！！另外，制作中一定要有安全意识，！！！切记与高速运转物体，与火打交道，安全第一！ 安全守则： 涡喷的制作不同于其他模型，由于涡喷在高温与高速条件下工作 如果你不想被当成烤鸭请注意下面的事项！！ 1.别被火喷成烤鸭，玩火要有科学知识指导。 2.涡轮一定要作动平衡才能用。

3.无论如何不要在共公场合试发动机，很多人围观不是好事。 4.涡轮转速高达70000转每分以上，没机械基础不要去试！！ 5.发动机试运与工作中，永远不要站在涡轮的两侧正对位，以免涡轮发生事故时，钢片高速飞出，象子弹一样，危及生命！！ 特别提醒!做涡喷一定要有机加工与材料常识，了解金属，火灾,爆炸原理，等安全知识，安全第一。 涡喷自制问题解答： 1:.发动机如何自己设计？到哪里找材料，价钱如何？ 模型用的发动机不是大的发动机的按比列缩小，任何试图这样做都很可能是失败。值得推荐的是英国人-Kurt Schreckling设计的FD3-64航模涡喷发动机的设计，开创了小型发动机设计先河，用一个简单方法制作的放射式压气机，环型燃烧室，一个用简单方法制做出来的涡轮，达到了良好的效果。他的理念已被最新改进的各种新的设计所证实，并且都是以他的设计为基础进行的提炼。数字显示，许多爱好者根据他的著作理论，成功地将发动机用在了航模上。

涡轮喷气发动机材料为不锈钢为主，材料成本很低，如果从材料本身的价值来说，以广州为例，也就100元上下，但由于个人爱好者，有些可能无机床，氩弧焊的话，到外面加工的人力成本会贵过材料费。但也无妨。再就是如果有认识不锈钢加工厂的话，找到边角料足矣做一台涡轮,如果你想省事些，可以用涡轮增压器上的压气轮来代替木头的压气轮。。 2.涡轮容易加工吗,没专业设备如何做动平衡？ 涡轮是由型号为301,2.5mm不锈板剪口弯成，用一个小电钻配小砂轮可以打磨出翼型即可，关键的动平衡测试，记住这一点很重要！！否则会导致发动机解体！！是用我们的大拇指与食指来感觉振动。灵敏度相当高。足以完成涡轮的动平衡调试。 3.散热与轴承问题 压缩空气将穿过轴套为轴承提供冷却，轴承为简单的滚珠轴承，用自身的压缩空气压油提供油雾润滑。可以用透平油，或低粘度的机械润滑油。 FD3-64的设计合理的利用压气机的空气，将温度控制在600度以下，从而保证各部件的强度。 在运行中我们要注意发动机的温度不能超高。

“超影”微型涡轮喷气发动机

项目名称： “超影”微型涡轮喷气发动机 来源： 第十一届“挑战杯”国赛作品 小类： 机械与控制 大类： 科技发明制作A类 简介： “超影”微型涡轮喷气发动机结合机械、材料科学、运动控制、流体力学等多学科理论， 进行技术创新与综合设计，完成了微型离心压气机，微型蒸发管式环形燃烧室，微型轴流涡轮，保形通道式扩压器以及微型控制器等的设计，用仅仅20个零部件就实现了发 动机8一级的推重比。“超影”可以直接装备到高级喷气航模、应急和科学实验平台以及高速靶机、微小型导弹等微小型无人武器系统，同时，以本作品为基础可以发展出用于分布式能源的发电装置和大飞机必备的APU核心组件。随着本作品工程化、产业化的推进必将产生良好的经济和社会效益。(收起) 详细介绍： 本作品旨在通过设计一台微型涡轮喷气发动机——“超影”，并将其改进发展成为飞行验 证机型，促进该微型发动机在微小型无人机方面的应用，推进产业化。“超影”可以直接 装备到高级喷气航模、应急和科学实验平台以及高速靶机等微小型无人武器系统，同时，以本作品为基础可以发展出用于分布式能源的发电装置和大飞机必备的APU核心组件。 随着本作品工程化、产业化的推进必将产生良好的经济和社会效益。微型涡轮喷气发动机涉及了微型涡轮发动机总体设计、机械、材料科学、运动控制、流体力学等多学科理论，“超影”的研制中通过技术创新，解决了微型化所带来的零部件气动、结构以及控制 系统设计等方面的部分技术难题，形成了多项专利技术。“超影”微型涡轮发动机采用了先进的保形通道式扩压器、微型发动机热管理与微型控制器等技术，并采用创新技术对发动机匹配进行工作调试。对压气机、燃烧室、涡轮等主要部件及总体设计的多次改进，使“超影”达到了85N的推力，实现了8一级的推重比。“超影”微型涡轮发动机已经替换某模型飞机的活塞发动机，进行了飞行验证，积累了对现有无人机进行发动机直接换装的经验，可以大大加速我国无人机性能提升。通过上述内容的研究获得了动力强劲的微型涡轮喷气发动机，它能够给微型飞行器带来真正日行万里的速度。(收起) 作品专业信息 设计、发明的目的和基本思路、创新点、技术关键和主要技术指标 为了突破微型涡轮发动机在部件气动设计、发动机控制、结构设计和加工制造工艺等方面存在的技术难题，促进微型涡轮发动机在微小型飞行器、分布式发电系统、辅助动力装置等方面的应用，推进微型涡轮发动机的产业化进程，我们设计制作了“超影”微型涡 轮发动机，并将其发展成为飞行验证机型。本作品主要工作内容包括：微型涡轮发动

小型涡喷发动机制造材料总结复习过程

小型涡喷发动机制造 材料总结

小型涡喷发动机制造材料总结 我是王开心，欢迎大家加入CHNJET中国喷气爱好者原地！介于大家对小型涡喷发动机的热爱以及对制造一个属于自己小型涡喷发动机的追求，在此我写下这点总结以备大家在制造和生产小型涡喷发动机的过程中对于制造材料产生疑惑时做以参考，同时在这里也纠正一些刚刚了解到涡喷发动机和金属材料的朋友们的一个直观错误：选择耐高温材料并不单单只看这个金属材料的熔点，而是应多方面考虑到这个金属材料的蠕变强度，热疲劳性，高温抗氧化性以及高温下金属会产生晶粒长大效应等等因素。 相关名词的解释说明——晶粒长大效应：晶粒长大是金属的一种缺陷，晶粒越大，晶界越少，晶界少了金属各部分抵御外界的能力就变小了，因此晶粒长大效应是判断金属在高温下性能好坏的重要指标。 大家在制造小型涡喷发动机的过程中最能接触到的金属材料我总结为以下几种：304不锈钢，316L不锈钢，310S不锈钢，NAS800，NAS600和K418耐高温合金。下面对上述几种材料在加工和生产中容易遇到的问题和使用中容易遇到的问题做以介绍。 首先304不锈钢，316L不锈钢，310S不锈钢，NAS800，NAS600都属于“奥氏体不锈钢”奥氏体不锈钢具有很高的耐蚀性，良好的冷加工性和良好的韧性、塑

性、焊接性和无磁性，下面我们就来分析一下这几种金属在制造微型涡喷发动机时所要了解到的一些特性。 SUS304 304不锈钢介绍：304不锈钢由于含碳量较低，因而有良好的加工成型性和抗氧化性，同时该钢具有良好的焊接性能，适用于各种方法的焊接（备注：该钢焊接后不需进行热处理工艺）。 304不锈钢的抗氧化特性：1,该钢在700-800℃氧化时具有优异的抗氧化性能，属于完全抗氧化级。2,该钢在900℃时表面形成的氧化膜开始脱落，属于抗氧化级。3,该钢在1000℃时属于次抗氧化级。304不锈钢管最高使用温度在750度-860度但是，实际上达不到860度这么高。450度时有个临界点，情况如下：304不锈钢不易保持在450到860度，因为在450度以上的时候，会稀释碳周围的铬,形成碳化铭，造成贫铬区，从而改变不锈钢性能材质；而且，450的温度外加屈服力会使得奥氏体向马氏体转化。说简单通俗一点，经常在450度以上环境下使用，304不锈钢的性能和结构都发生变化。 总结得出：304不锈钢在900℃以下的热空气中具有稳定的抗氧化性，同时在900℃时304不锈钢具有较小的晶粒尺寸，在800-1000℃时产生了奥氏体晶粒长大效应，加温为1000℃时，晶粒的平均截距开始增大。所以在制造小型涡喷发动机时如果设计温度在600-900℃时不建议长期使用304不锈钢。但是，在模友制造过程中

涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别_以及涡喷

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。 涡轮风扇喷气发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 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

涡轮喷气发动机力循环

涡轮喷气发动机热力循环 组成 单转子涡轮喷气发动机是由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、喷管五大部件组成。 各组成部分的功能如下: 进气道:将足够的空气量,以最小的流动损失顺利引入压气机；除此之外,当飞行速度大于压气机进口处的气流速度时,可以通过冲压压缩空气,提高空气的压力。 压气机:通过高速旋转的叶片对空气做功,压缩空气,提高空气的压力。 燃烧室:高压空气和燃油混合,燃烧,将化学能转变位热能,形成高压高温的燃气。 涡轮:高温高压的燃气在涡轮内膨胀,向外输出功，去带动压气机和其他附件。 喷管:使燃气继续膨胀,加速,提高燃气速度。 足够量的空气，通过进气道以最小的流动损失顺利地引入发动机。压气机以高速旋转地叶片对空气做功压缩空气，提高空气地压力。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，形成高温高压地燃气。高温高压地燃气首先在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转，去带动压气机。然后燃气在喷管内继续膨胀，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。 发动机中压力最高的位置是在燃烧室进口,温度最高的位置是在涡轮的进口,发动机出口的压力可以等于,也可以大于外界的大气压。 中间的三个部分:压气机、燃烧室、涡轮称为燃气发生器。 燃气发生器是各种发动机的核心。这是因为:燃气发生器可以完成发动机将热能转变为机械能的工作,即燃油在燃烧室燃烧,将化学能转变为热能；涡轮将部分热能转变为机械能；而热能转变为机械能需要在高压下进行,压气机就是来提高压力的。 燃气发生器所获得的机械能按其分配方式不同就形成了不同类型的燃气涡轮发动机,即涡扇发动机,涡桨发动机,涡轴发动机等；所以涡轮发动机中的风扇,涡桨发动机中的螺旋桨和直升机的旋翼所需的功率都来自燃气发生器。故又称为这几种发动机的核心机。 单转子涡喷发动机的站位 为了讨论方便，表示了单转子涡喷发动机的站位规定。

2.5公斤微型涡喷发动机图纸

2.5公斤微型涡喷发动机图纸 为满足广大涡喷爱好者的要求，继出版微型涡发动机结构与设计一书后，将微型涡喷发动机的设计结果公布出来，以图纸的形式公布，先将公布2.5公斤级微型涡喷发动机的图纸，并力争将涡喷发动机系列的图纸出版，该系列包括从2.5公斤到100公斤的宽广范围，具体含盖2.5公斤、4.5公斤、6公斤、10公斤、20公斤、30公斤、50公斤、80公斤和100公斤级的发动机。如有问题可与本人（wangqingwu2004@https://www.wendangku.net/doc/2b4074709.html,）探讨。 2.5公斤级微型涡喷发动机压比2.2，转速19.9X104rpm，进气量0.0778kg/s，排气速度520m/s。 微型涡喷发动机的结构 1-启动电机2-离合器3-测速磁环4-进气道5-压气机叶轮6-压气机扩压器壳7-密封圈8-压气机扩压器9-燃油分管10-点火头11-蒸发管12-燃烧室13-轴套14-轴 15-涡轮导向器16-涡轮 一、压气机叶轮： 叶片后弯，出口叶片角30°，β角随叶片长度的变化。叶根：35 20 18 30°，叶顶：67 56 30 30°。

压气机叶轮β角示意图 压气机叶轮β角取值 12片含分流叶片的压气机叶轮 压气机叶轮结构尺寸 叶片的厚度，叶根取0.8mm ，顶取0.6 mm ，分流叶片的厚度与主叶片相同。叶片入口处圆弧半径取0.1mm 。

叶片厚度与叶片长度的关系 二、涡轮导向器： 采用中弧线+叶片厚度的方法建立叶片型线，厚度在中弧线两侧对称分布。导向器叶片出口角取65°。 β 50 o 65 o M 导向器的叶片角 导向器叶片的厚度 导向器9叶片结构

各种喷气式发动机简介

涡轮喷气发动机的诞生 二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。 这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。 早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个空想。1930年，英国人弗兰克·惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。 涡轮喷气发动机的原理 涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧

室。 涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。 工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。 压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。 随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。 高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。 从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。

飞机动力设备解析涡轮喷气发动机的优缺点

飞机动力设备解析：涡轮喷气发动机的优缺点 这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。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。 涡轮风扇喷气发动机 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。 涡轮风扇喷气发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。 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”）。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 涡轮风扇喷气发动机的优缺点 如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。 但涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。