航空发动机燃油喷嘴详细介绍
航空发动机燃烧室燃油喷嘴
I.燃烧室的基本类型
1.单管燃烧室（无燃油喷嘴）
单管燃烧室由多个(一般是8～16个)单个燃烧室组成。它们之间有联焰管相联，起传播火焰和均压的作用。在早期的涡轮喷气发动机用得较多，与离心式压气机配合使用，在结构上比较简单。可以单独的拆换，维护比较方便。缺点主要是它的空间利用率低；在重量上不仅本身比较重，而且因为它不能传递涡轮和压气机壳体上的扭矩，还要增加其他结构部件(轴承机匣)的重量。
2.联管燃烧室（无燃油喷嘴）
与单管燃烧室相同的是：联管燃烧室也是有单独的火焰筒。但是这些火焰筒被包容在一个共同的环形腔道里。联管燃烧室的优点是结构比较紧凑，外壳可传递扭矩，因而有利于减轻发动机的结构重量。此外，它的火焰筒与单管燃烧室相似，因而对设计调试仍较方便。
3.环形燃烧室（现代主流燃烧室，有一圈燃油喷嘴）
由四个同心的圆筒组成。在火焰筒的头部装有一圈燃油喷嘴和火焰稳定装置。与压气机出口和涡轮进口的环形气流通道可以有很好的气动配合，可以减少流动损失，缩短燃烧室头部的扩压段。可以得到较均匀的出口周向温度场。空间利用率最高，壳体结构有利于扭矩和力的传递。更有利于减轻重量。缺点首先是沿圆周均匀分布的各个离心喷嘴喷油所形成的燃油分布和环形通道的进气不易配合好。设计调试比较困难，需要有大型的气源设备。使用中装拆维护也比较复杂。
环形燃烧室（含喷嘴位置）清晰图
II.燃烧室的气动原理和技术指标
根据气流走燃烧室内的流动方式，环形燃烧室又可以进一步分为直流式、折流式和回流式。
III.燃油喷嘴
IV.燃油喷嘴的市场研究（付费）
航空发动机燃油喷嘴市场消费能力及需求潜力调研报告
https://www.wendangku.net/doc/b6559548.html,/02/cdbhbdgdf.shtml
2013年中国航空发动机燃油喷嘴市场调查及投资策略分析报告
https://www.wendangku.net/doc/b6559548.html,/report/tzcl/341458.shtml
V.燃油喷嘴的生产厂家
欧美航空发动机制造商，都是将航发燃烧室的喷嘴和涡流器外包到专门的供货商，这些供货商具有设计和制造喷嘴的能力，最著名的喷嘴供货商是Parker公司，它设计和制造了GE、普惠、和R.R. 三大发动机制造公司的大部分发动机燃油喷嘴。
国内的体制与国外不同，实际上说到底，航空的企业就一家，中航集团。中航下面是研究所只管设计和试验，以及部分售后技术支援，而加工厂只管生产，相当于设计和生产是脱节的。一般常规的离心雾化喷嘴，研究所基本能设计，加工航空喷嘴的企业现在主要有430和贵航。
最近在X所，也开始尝试从有军品生产资质的民营企业购买喷嘴。
2010年西安航空发动机公司与意大利的AVIO共同建立一个研发、制造和装配民用航空发动机燃烧室、燃气轮机燃烧室，及其各种零部件和备件产品的高效公司。
航空发动机发展的瓶颈
中国航空发动机发展的瓶颈 发表日期：2012-11-3 16:32:03 航空发动机一直就是中国的软肋。 从周恩来总理在世时评论中国飞机的“心脏病”开始，到现在50多年了。中国的发动机依然是兵器工业最大的软肋。 不仅仅是你提到的歼击机和大运的涡扇发动机，就是直升飞机的涡轴发动机，中型运输机的涡浆发动机，大型舰船的燃气轮机，中小型舰船和坦克的柴油发动机……无一例外，都是中国的软肋。航空发动机，更是软肋中的软肋。 与美国至少差距30年，什么意思，差一代到一代半吧。这个是事实，没有争议的。 但是另外两个问题就有争议了。一个是这样落后的原因是什么。另一个是，我们究竟什么时候能赶上去。其实这两个问题有内在关系的，搞清楚原因是什么，就更好判断什么时候赶上去。简要提供一些个人的看法，不一定正确。 落后的原因 一：底子太差 新中国建国时，工业基础太差。别说航空发动机，像样的工具钢都没有。要不是朝鲜战争，中国人用大量年轻士兵的无价鲜血去消耗美国的廉价钢铁，换来苏联人把涡轮喷射发动机的制造技术给我们，中国是不可能在1957年就能生产涡喷-5发动机的。 二：航空发动机工业的涉及面太广 虽然同样底子差，同样有文革的挫折，同样有改革开放的机遇，为什么航空发动机就是赶不上来？ 对比之下，中国造电冰箱、电视，甚至造手机、雷达、火箭、飞船都慢慢赶上来了：洛阳光电展上曝光的歼击机最新航电系统直追F22，美国人看了也吃一惊;中国空空导弹专家悠然的说，我们距离美国人，也就10年吧，一脸的骄傲自满;美国官方认为，中国的空警2000，在技术体制先进性上超过了美国现有装备一代。真的，兵器上，我们很多东西距离美国的差距就是10年。什么意思，就是至少没有代差。 而航空发动机呢，差一代到一代半。原因在于，航空发动机工业涉及的面太
航空发动机附件传动系统研究
成都理工大学工程技术学院毕业论文 航空发动机附件传动系统研究 作者姓名：vvvvvv 专业名称：机械工程及自动化 指导老师：xxxxx 讲师
摘要 现代航空发动机功率和附件转速日益提高，需要高转速的附件传动系统与之匹配。高转速的附件传动系统，不仅能够传递更大的功率，而且减轻发动机的重量，提高推重比。 首先，论文阐述了附件传动设计的基本方法，对航空附件传动系统的特点进行分析，研究了将起动传动系统与高转速附件传动系统联结成一个传动系统的结构设计方法，并阐明了实现这种设计的关键是高速斜撑超越离合器。论文分析了将起动传动系统与附件传动系统联结成一个传动系统的关键件——超越离合器的工作原理。滑油系统是航空发动机机械系统的重要组成部分。随着中国航空发动机的发展，对其滑油系统的研究逐步深入，在系统的设计原理“系统热分析”系统组成部件“润滑油”系统检测等几个方面正在从仿制走向自行研制的道路。对发动机滑油系统的发展现状进行了分类描述，总结了未来发动机研制滑油系统的发展方向。 关键词：航空发动机高速附件传动超越离合器润滑油系统
Abstract Modern aviation engine power and accessories speed increasing, need high speed matching accessories for transmission system. High speed transmission of attachment, not only can deliver more power, and reduce the weight of the engine, increase in esteem. First of all, the thesis expounds the attachment transmission design, the basic method to analyze the characteristics of aviation accessory drive system; Will start transmission system is studied with high speed accessory drive system connected into the structure of a drive system design method, and illustrates the key is to realize the design of high-speed sprang overrunning clutch. Papers will start transmission system are analyzed and the accessory drive system connected into a transmission key-module, overrunning clutch working principle; Lubricating oil system is an important part of mechanical aircraft engine! With the development of China's aviation engine, the lubricating oil system of research gradually thorough, the design principle of the system “system thermal analysis system" compo nents “lubricating oil" system test and so on several aspects are developed by from imitation to road! Development status of engine lubricating oil system are classified description, summarizes the development direction of engine lubricating oil system in the future。 Keywords: aero-engine, high-speed, Thehigh-speedtrans missionat tachment, Lubricating oil system
第四代军用航空发动机(F119和EJ2000)
第四代军用航空发动机（F119和EJ2000） 资料来源：西北工业大学 F119 ： 结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机 推力范围：加力 15568daN中间 9786daN 用途： F22 结构与系统： 风扇：3级轴流式，无进口导流叶片，宽弦设计 高压压气机：6级轴流式，整体叶盘结构 燃烧室：环型，浮壁结构 高压涡轮：单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料，隔热涂层和先进冷却结构低压涡轮：单级轴流式，与高压涡轮对转 加力燃烧室：整体式，内外涵各设单圈喷油环 矢量喷管：二元矢量收敛－扩张喷管，俯仰方向可作-20度到 +20度的偏转 控制系统：第三代双余度FADEC 装备F119的F22
研制概况： F119 是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机．其设计目标是：不加力超音速巡航，非常规机动和短距起落能力，隐身性能，寿命费用降低至 25% ，零件数减少 40%~60% ，推重比提高 20%, 耐久性提高两倍，零件寿命延长 50% ．F119 上采用的先进技术有：三维粘性叶轮机设计方法，整体叶盘结构，高紊流度强旋流主燃烧室头部，浮壁式燃烧室结构，高低压涡轮旋向相反，整体加力式燃烧室设计，二元矢量喷管和第三代双余度 FADEC 等 . 试车台上的F119
收敛－扩张型尾喷管
EJ2000 ： 结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机 推力范围：中间6000daN加力9000daN 用途：欧洲战斗机EF2000 结构与系统： 风扇：3级轴流式，采用三维跨音速宽弦叶片，无进口导流叶片．压比约为4.0 高压压气机：5级轴流式 燃烧室：环型，蒸发式喷油嘴 涡轮：单级轴流式低压涡轮＋单级轴流式高压涡轮 加力燃烧室：燃烧和混合型，采用多根径向火焰稳定器 尾喷管：全程可调收敛－扩张式 控制系统：FADEC，具有故障诊断和状态监视能力 装配EJ2000发动机的EF2000战斗机
航空发动机燃油喷嘴实训和实验台技术要求
https://www.wendangku.net/doc/b6559548.html, 航空发动机燃油喷嘴实训和实验台技术要求 为完成我院教学大纲中关于发动机燃油系统实训内容的教学要求，使机电维修专业的学生实训更加接近实际工作要求。学生可以通过对航空发动机燃油喷嘴的检测试验过程，对发动机附件维修的整个过程有更加深入的了解。我们拟建设一个燃油喷嘴实验台，该实验台的技术要求详述如下： 1、总体设计要求 拟以三种型号发动机的燃油喷嘴作为实训和实验的附件，型号分别为CFM56-3发动机、涡喷6发动机和斯贝515发动机。采用航空煤油为实验用油液，模拟真实的燃油喷射过程，通过检测固定工况下燃油喷嘴的喷射角度来说明喷嘴的检测是否合格。发动机燃油喷嘴由我方提供。 实验台共分两个区域，一个是操作工作区，一个是实验观察区。操作区内包含操作面板和相应的显示仪表，以便控制和调节供油压力；实验观察区则包含固定工装和观察窗口，以便于学生们能够拆装和更换不同型号燃油喷嘴并清晰地观察到喷嘴的实验结果。故整体实验台需要采用不锈钢板材制作，观察窗口需要采用钢化透明玻璃制作，以保证观察效果和实验台寿命。显示仪表包括三个燃油喷嘴的供油压力表和一个流量表等。 依据发动机燃油喷嘴实际的工作情况，燃油喷嘴的供油压力分别为两种工况：15PSI,和120PSI，这两种工况下分别对应两种燃油喷射角度：64度和125度（针对CFM56机型）。故燃油供给压力应该可以在0到150PSI 之间可以调节，燃油供给流量也是可调的且最大供油量为10L/MIN.。 2、外观设计要求 外观设计以方便学生操作和观察为主，结实耐用和安全。 3、主要附件技术要求 供油泵：为齿轮泵，供油压力和流量都可以调节，最大供油压力为150PSI，最大供油量为10L/MIN。符合航空煤油为油液的特殊供压要求。 电动机：功率根据供油泵的型号配套。 供油管：不锈钢供油管。 压力表：最大显示压力为200 PSI即可 调压阀：全部采用不锈钢球阀。
航空活塞式发动机组成及工作原理
航空活塞式发动机组成及工作原理 航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合,在密闭的容器(气缸)内燃烧,膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨,由螺旋桨产生推(拉)力。所以,作为飞机的动力装置时,发动机与螺旋桨是不能分割的。(一)活塞式发动机的主要组成
主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气(汽油和空气)进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞(俗称电嘴),以及进、排气门。发动机时气缸温度很高,所以气缸外壁上有许多散热片,用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体(机匣)上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、
14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下,气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动,并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时,通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外,曲轴还要带动一些附件(如各种油泵、发电机等)。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关
闭。 (二)活塞式发动机的原理 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。发动机开始时,首先进入“进气冲程”,气缸头上的进气门打开,排气门关闭,活塞从上死点向下滑动到下死点为止,气缸内的容积逐渐增大,气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体,通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例,一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。
军用航空发动机可靠性和寿命管理
2003年1月第5卷第1期 中国工程科学Engineering Science Jan.2003Vol 15No 11 研究报告 [收稿日期] 2002-06-20;修回日期 2002-09-18 [作者简介] 徐可君(1963-),男,山东莱州市人,海军航空工程学院青岛分院副教授,博士生 军用航空发动机可靠性和寿命管理 徐可君,江龙平 (海军航空工程学院青岛分院航空机械系,山东青岛 266041) [摘要] 以西方军用航空发动机可靠性和寿命管理为蓝本,阐述了可靠性和寿命管理的基本要素,并结合我 国航空发动机可靠性和寿命管理的现状,讨论了我国航空发动机可靠性和寿命管理工作存在的差距和误区,指出了我国航空发动机可靠性寿命管理工作落后的根源在于管理观念落后、管理体制不健全、基础工作薄弱、标准不完善。参照西方国家的管理理念,构建和完善我国航空发动机可靠性和寿命管理是必要的,但完全照搬西方标准并不可取。正确做法是结合我国的现状,走出一条合乎国情的道路。[关键词] 航空发动机;可靠性;寿命;管理[中图分类号]V235 [文献标识码]A [文章编号]1009-1742(2003)01-0082-07 1 引言 20世纪70年代中期,发达国家在追求高性能 军用航空发动机的研制思想指导下,突出推重比、 高涡轮前燃气温度和高增压比。如美国,15年间涡轮前燃气温度提高了430℃,推重比增加了1倍,耗油率降低了15%,与此相适应,涡轮部件的周向应力提高了92%。引发的突出矛盾是,一方面高增压比、高涡轮前燃气温度使得构件所承受的气动负荷、热负荷和离心负荷大幅度增加,另一方面高推重比又要求减轻零件的质量,提高构件的工作应力,其结果使得发动机的结构故障显著增加。据统计,在1963—1978年的15年间,美空军战斗机由发动机引起的飞行事故有1664起,占全部飞行事故的4315%,而其中因结构强度和疲劳寿命问题导致的事故占90%以上。具有代表性的F100发动机,装备部队后故障频频,致使1979年F100发动机曾短缺90～100台,1980年亦有90架F -15、F -16战斗机无发动机可装,战备完好率下降。美军方在总结单纯追求高性能,忽视可靠性和耐久性的惨痛教训基础上,提出了设计发动机 时必须从规定发动机的最高性能转向制定更高耐久 性,于1984年11月30日发布了M IL -STD -1783《发动机结构完整性大纲》(ENSIP )。ENSIP 是一项对发动机设计、分析、研制、生产及寿命管理的有组织、有步骤的改进措施,其目的在于通过显著减少发动机在使用期间发生的结构耐久性问题,确保发动机结构安全,延长使用期限,降低寿命期成本。结构完整性的内容有:结构耐久性准则,耐久性设计要求,维修性准则,材料与处理特性计划,环境说明,地面广泛检验,使用与跟踪政策。F404发动机的研制遵循了结构完整性要求,采取了作战适用性、可靠性、维护性、费用、性能和重量的优先顺序,取得了良好的效果。 国产发动机在使用中亦曾多次发生结构故障,并造成事故。如WP -6发动机涡轮轴折断、九级盘镉脆、五级盘破裂,WP -7发动机四级盘爆破,其他各型发动机转子与静子叶片损伤、折断等。这些故障均属结构完整性问题。有资料表明,国产发动机结构完整性故障约占故障总量的6215%。为此,国内从1984年起相应开展了结构完整性研究工作。但由于基础工作薄弱,认识不统一,致使可
航空发动机期末复习习题
一、填空题（请把正确答案写在试卷有下划线的空格处） 容易题目 1.推力是发动机所有部件上气体轴向力的代数和。 2.航空涡轮发动机的五大部件为进气装置；压气机；燃烧室；涡轮和排气装置； 其中“三大核心”部件为：压气机；燃烧室和涡轮。 3.压气机的作用提高空气压力，分成轴流式、离心式和组合式三种 4.离心式压气机的组成：离心式叶轮，叶片式扩压器，压气机机匣 5.压气机增压比的定义是压气机出口压力与进口压力的比值，反映了气流在压气 机内压力提高的程度。 6.压气机由转子和静子等组成，静子包括机匣和整流器 7.压气机转子可分为鼓式、盘式和鼓盘式。 8.转子（工作）叶片的部分组成：叶身、榫头、中间叶根 8.压气机的盘式转子可分为盘式和加强盘式。 9.压气机叶片的榫头联结形式有销钉式榫头；燕尾式榫头；和枞树形榫头。 10.压气机转子叶片通过燕尾形榫头与轮盘上燕尾形榫槽连接在轮盘。 11压气机静子的固定形式燕尾形榫头；柱形榫头和焊接在中间环或者机匣上。 12压气机进口整流罩的功用是减小流动损失。 13.压气机进口整流罩做成双层的目的是通加温热空气
14.轴流式压气机转子的组成盘；鼓（轴）和叶片。 15.压气机进口可变弯度导流叶片(或可调整流叶片)的作用是防止压气机喘振。 16.压气机是安装放气带或者放气活门的作用是防止压气机喘振 17.采用双转子压气机的作用是防止压气机喘振。 18压气机机匣的基本结构形式：整体式、分半式、分段式。 19压气机机匣的功用：提高压气机效率；承受和传递的负载；包容能力 20整流叶片与机匣联接的三种基本方法：榫头联接；焊接；环 21.多级轴流式压气机由前向后，转子叶片的长度的变化规律是逐渐缩短。 22.轴流式压气机叶栅通道形状是扩散形。 23.轴流式压气机级是由工作叶轮和整流环组成的。 24.在轴流式压气机的工作叶轮内，气流相对速度减小，压力、密度增加。 25.在轴流式压气机的整流环内，气流绝对速度减小，压力增加。 26.叶冠的作用：①可减少径向漏气而提高涡轮效率；②可抑制振动。 27.叶身凸台的作用：阻尼减振，避免发生共振或颤震，降低叶片根部的弯曲扭 转应力（防止叶片振动）。 28.涡轮工作条件：燃气温度高，转速高，负荷高，功率大 29.涡轮的基本类型：轴流式涡轮，径向式涡轮
航空发动机的一种新型主燃油泵设计
航空发动机的一种新型主燃油泵设计 离心泵是航空发动机燃油系统应用最多的增压泵，结构简单，体积小，质量轻，抗污染能力强，寿命长。具有同样优点的齿轮泵已成为采用最多的主燃油泵。若将离心泵和齿轮泵合为一体，设计成组合泵，既简化了传动机匣的设计，又减轻了质量，因此，这种组合泵的应用很有前途，尤其是在民航领域。但是，随着航空发动机推重比（或功质比）的不断增高，对泵的要求也在提篼，为此，在不断挖掘各种泵的潜力的同时，还要对新型燃油泵进行研究。 2航空发动机对主燃油泵的新要求寿命增压温升可靠性进口压力7Zm为满足上述要求，在泵的组合形式、设计计算、材料选择等方面均需有新的思路和创新。 3选型的创新众所周知，提高泵的转速是减轻泵的质量的主要途径，对现有广泛采用的离心-齿轮组合泵来说，离心增压泵提高转速的潜力很大，转速提高后，若要改善泵的吸人性能、提高汽蚀比转速，在其叶轮进口设置诱导轮即可。而齿轮泵则难以满足要求，其原因：一是齿轮栗在高速、高压、长寿命时值过大，滑动轴承设计困难，所以齿轮泵对转速的提高有一定的限制；二是在高流量比时，齿轮泵的大量回油将使低的温升目标难以实现。 经过俄罗斯和美国专家的共同研究试验，试制成功一种由带诱导轮的低压离心栗、变流量的高压离心泵和三级旋涡泵组合而成的新型
的主燃油泵，简称离心-高压变流量旋涡泵，如所示。这种泵的最大转速为27000r/min.为满足发动机对泵的新要求，这种组合泵中的离心泵在其设计思想上有着大胆的创新。 4.2航空发动机用离心泵的工作特点由于航空发动机有慢车、巡航、额定、最大（起飞）等工作状态，离心泵亦有与之相对应的不同的供油量，在这种情况下，传统设计把最大流量定为设计流量显然不合理，因为发动机在该状态下工作的时间短，高效率状态未充分显示出优越性。为了减少功率消耗，减轻泵的质量，应该选择发动机工作时间最长的巡航状态的流量作为设计流量。 4.3离心泵设计流量的确定发动机巡航状态的需油量约为最大流量的70%，这时离心泵的效率曲线如所示。在这种情况下，发动机最大状态时泵的效率还是比较高的，但由于设计流量是原来的70%，泵的体积就可明显减小，以利于泵的功质比的提高；而在发动机巡航状态，由于泵的效率的提高，则又可减少发动机的功率消耗。 4设计思想的创新设计思想的创新主要表现在离心泵设计点流量的选择与传统设计不同。 4.1民用泵的运行区间离心泵的特性曲线一般是指转速一定时，泵的扬程H（AP）、效率7、温升At、消耗的功率N与流量Q的关系曲线，心=/（<3）及JV=/（Q），如所示。设计理想的离心泵应该在设计流量Qd运行时，扬程达到设计要求Hd，同时效率要最高。为了扩大泵的使用范围，又不使效率过低，一般将设计流量的80% ~120%定为离心泵的运行区间。
航空发动机燃油喷嘴
航空涡轮发动机使用的喷油嘴有离心式喷油嘴、气动式喷油嘴、蒸发管式喷油嘴和甩油喷嘴。 离心式喷油嘴内装有一个旋流器，其工作原理如图所示。燃油从切向孔进入旋流室内，在旋流室内作急速的旋转运动，燃油从喷孔喷出后，受惯性力和空气撞击力的作用破裂成无数细小的油珠，从而获得良好的雾化结果。 由于发动机在不同的转速下工作时，所需油量的变化很大。大转速时的供油量，一般比小转速时的供油量大十几至几十倍。只有一条通路面积的单路喷油嘴就不能满足要求，所以目前有的发动机使用双路离心喷油嘴。 离心喷嘴的优点是能够形成均匀的混合气保证燃烧室在宽广的混合比例范围内工作，工作可靠，结构坚固易于调试，在航空发动机中使用广泛。 其缺点是1，供油压力要求高2，存在高温富油区，易造成发烟污染3，出口温度场不均匀4，与环形燃烧室不协调。
气动式喷油嘴的出现,克服了离心式喷油嘴的以下两个缺点：喷油量与喷油雾化质量都直接与供油压力相关：在大供油量时,由于雾化质量好，大部分是小直径的油珠,由于其动量小,都聚集在喷油嘴附近,容易形成积炭。而气动式喷油嘴油量的改变是依靠供油压力，而雾化质量则依靠另外的气动因素。 气动式喷嘴油气混合均匀，避免了主燃区的局部富油区，减少了冒烟和积碳；火焰呈蓝色，辐射热量少使火焰筒壁温较低，气动喷嘴不要求很高的供油压力，而且在较宽的工作范围内，喷雾锥角大致保持不变，所以容易使燃烧室出口温度场分布比较均匀稳定。气动式喷嘴简化了供油管道仅用单管供油。其缺点是：由于油气充分掺混贫油熄火极限大大降低，使燃烧室稳定工作范围变窄；在启动时，气流速度较低，压力较小，雾化不良。 在装用蒸发管的燃烧室内，油气的混合提前在蒸发管内进行，如图所示。经在 T 型热管壁加热蒸发，进一步与这部分高温空气掺合。实践证明使用蒸发管的燃烧室燃烧效率较高，不冒烟，出口温度场比较稳定。这种蒸发管式的供油装置与环形燃烧室相回合,得到广泛的应用。 甩油喷嘴在高转速、小流量的折流环形燃烧室中得到广泛运用
航空发动机原理复习题
发动机原理部分 进气道 1.进气道的功用： 在各种状态下, 将足够量的空气, 以最小的流动损失, 顺利地引入压气机; 2.涡轮发动机进气道功能 冲压恢复—尽可能多的恢复自由气流的总压并输入该压力到压气机。提供均匀的气流到压气机使压气机有效的工作.当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时, 通过冲压压缩空气, 提高空气的压力 3.进气道类型： 亚音进气道：扩张型、收敛型；超音速：内压式、外压式、混合式 4.冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值∏i=P1*/P0*。 影响进气道冲压比的因素：流动损失、飞行速度、大气温度。 5.空气流量：单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。 影响因素:大气密度, 飞行速度、压气机的转速 压气机 6.压气机功用：对流过它的空气进行压缩，提高空气的压力。供给发动机工作时所需 要的压缩空气，也可以为坐舱增压、涡轮散热和其他发动机的起动提供压缩空气。7.压气机分类及其原理、特点和应用 （1）离心式压气机：空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动. （2）轴流式压气机：空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动. （3）混合式压气机： 8.阻尼台和宽叶片功用 阻尼台：对于长叶片，为了避免发生危险的共振或颤振，在叶身中部带一个减振凸台。 宽弦叶片：大大改善叶片减振特性。与带减振凸台的窄弦风扇叶片比，具有流道面积大，喘振裕度宽，及效率高和减振性好的优点。 9.压气机喘振： 是气流沿压气机轴向发生的低频率、高振幅的气流振荡现象。 10.喘振的表现: 发动机声音由尖锐转为低沉，出现强烈机械振动. 压气机出口压力和流量大幅度波动，出现发动机熄火. 发动机进口处有明显的气流吞吐现象，并伴有放炮声. 11.造成喘振的原因 气流攻角过大，使气流在大多数叶片的叶背处发生分离。 燃烧室 12.燃烧室的功用及有几种基本类型 功用：用来将燃油中的化学能转变为热能，将压气机增压后的高压空气加热到涡轮前允许的温度，以便进入涡轮和排气装置内膨胀做功。 分类：单管（多个单管）、环管和环形三种基本类型 13.简述燃烧室的主要要求点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、燃烧室出口温度场符合要 求、压力损失小、尺寸小、重量轻、排气污染少 14.环形燃烧室的结构特点、优缺点 结构特点：火焰筒和壳体都是同心环形结构，无需联焰管 优点：与压气机配合获得最佳的气动设计，压力损失最小；空间利用率最高，迎风面积最小；可得到均匀的出口周向温度场；无需联焰管，点火时容易传焰。 缺点：调试时需要大型气源； 采用单个燃油喷嘴，燃油—空气匹配不够好； 火焰筒刚性差；
航空发动机专业词汇
航空发动机专业词汇 Part 1 Para. 1 gas turbine engine 燃气涡轮发动机 aircraft 飞机，飞行器（单复同形）power plant 发动机，动力装置appreciate 理解，意思到 prior to 在…之前 propulsion 推进 reaction 反作用 jet 喷气, 喷射, 喷气发动机designer 设计师 initially 最初，开始时unsuitability 不适应性 piston engine 活塞发动机airflow 空气流 present 带来, 产生 obstacle 障碍 Para. 2 patent 专利, 获得专利 jet propulsion engine 喷气推进发动机 athodyd 冲压式喷气发动机 heat resisting material 耐热材料develop 研究出，研制出 in the second place 其次inefficient 效率底的 ram jet, ramjet冲压式喷气发动机 conception 构想, 设计，概念Para. 3 grant 授予 propulsive jet 推进喷射 turbo-jet engine 涡轮喷气发动机 turbojet turbo-propeller engine涡轮螺桨发动机 turboprop Vickers Viscount aircraft 维克斯子爵式飞机 be fitted with 配备 term 术语, 称为, 叫做 twin-spool engine 双转子发动机triple-spool engine三转子发动机by-pass engine 双涵道发动机ducted fan 涵道风扇发动机unducted fan (UDF) 无涵道风扇发动机propfan 桨扇发动机 inevitable 不可避免的, 必然的 p.4 propeller 螺旋桨 basic principle 基本原理 effect 产生 propel 推进 solely 单独, 只 thrust 推力 p.5 popularly 普遍地, 一般地 pulse jet 脉动式喷气发动机 turbo/ram jet 涡轮冲压式喷气发 动机 turbo-rocket 涡轮火箭 p.6 accelerate 加速 acceleration 加速度 apparatus 装置, 机器 slipstream 滑流 p.7 momentum 动量 issue 冒出 to impart M to N 把M给与N revolve 旋转 p.8 whirl 旋转 sprinkler 喷水器 mechanism 机构 by [in] virtue of 依靠 hose 软管 afford 提供 carnival 狂欢节 p.9 definitely 确切地, 明确地 assume 想象, 以为 expel 排出, 驱逐 propulsive efficiency 推进效率 Page 3 p.10 differ 不同 convert 转换 p.11 thermodynamic 热动力的 divergent 扩散 diverge 扩散 convergent 收敛 converge收敛 entry 进气段 exit 排气管 kinetic energy 动能 air intake 空气进口 diverging duct 扩散管道 outlet duct 排气管 missile 导弹 target vehicle 靶机 p.12 intermittent combustion 间断式 燃烧 aerodynamic 空气动力的 involve 具有 robust 结实的, 坚固的 inlet valve 进气阀 inject 喷入 eject 喷出 depression 降压, 减压 exhaust 排气 cycle 循环 helicopter rotor propulsion 直升飞机旋翼驱动器 dispense with 省去, 无需 resonate 共振 resonating cycle 共振循环 fuel consumption 燃油消耗 equal 比得上 performance 性能 p.13 decompose 分解 p.14 inherent 固有的 draw 吸入 p.15 arrangement 结构 simplicity 简单性 subsequent 接下来的 thermodynamic 热力的 Page 7 p.16 disturbance 扰动 blade-tip 叶尖 departure from 背离 p.17 offset 抵消 exceed 超过 p.18 Mach number 马赫数 p.19 variable intake 可变进口 afterburning 加力燃烧 variable nozzle 可调喷口
航空发动机设计的总体强度
航空发动机设计的总体强度 众所周知，航空发动机是一种高温、高压、高转速的精密机械，那强度，必须刚刚的！！上一期的总体结构想必大家还念念不忘，本期借着结构的东风讲讲发动机的总体强度。 第一个问题，强度专业是干啥滴？通俗地讲，“大发”作为一个干得多吃得少的新时代好青年，没有一个强健的身体可不行呢，这个强健，既体现在普通意义的强度上面（抗拉抗弯还要抗扭），还体现在抗疲劳能力（怎么折腾都不坏）和抗打击能力（无知的小鸟呼啦啦地撞上来）等方方面面，总的来说，生活在 航空发动机这样一个地狱般的工作环境里，没有一副打不坏、耐力好、贼扛揍 的好身板是不行的。为了确保发动机方方面面的零组件都能符合这样变态的标准，我们的强度攻城狮们可谓是殚精竭虑。 今天，我们首先为大家介绍的是总体强度专业。 在国内，很少有总体强度这样一个概念，那总体强度是干什么的呢？其主要有三个方面：用洋文来说分别为Load, WEM and Rotor Dynamics。发动机行业内有句名言，载荷先行活看结构，这个载荷呢就是这里的Load；WEM作为一个 洋小伙，其全称为Whole Engine Model，凡是和整机模型相关的各种任务都 找他；最后一位就是本期的主角，RotorDynamics，转子动力学。 下面客官请听我娓娓道来。 1转子动力学的前生后世 为满足航空器日益增长的舒适性、经济性、高效率等要求，现代民用航空发动机被设计为带涡轮和压气机的旋转机械。为保障不同涡轮和压气机的工作性能，发动机主要采用双轴和三轴的结构布局，而转速往往达到每分钟几千（低压部件）或几万转（高压部件）。在这种严酷的工作条件下，发动机转子动力学设计就显得尤为重要了。 发动机转子动力学设计的优劣，直接影响着发动机整机振动的好坏与否。 如果将航空发动机拟化为一个人，涡轮、压气机、燃烧室等部件结构代表 着发动机的骨骼与肌肉，燃油和空气代表着食物与血液，性能等代表着物理特
全球航空发动机制造技术经验状况
精心整理 全球航空发动机制造技术状况 ???航空制造是制造业中高新技术最集中的领域，整个制造过程对材料、工艺、加工手段、试验测试等都有极高的要求，而航空发动机技术则是高新技术中的尖端代表。美国国家关键技术计划说明文件将航空发动机技术描绘成“是一个技术精深得使新手难以进入的领域，它需要国家充分保护并利用该领域的成果，长期数据和经验的积累，以及国家大量的投资。 （一）航空发动机技术特点 ???航空发动机的特点在于其工作状况复杂、制造要求高、研制周期长、研制费用高。 表1?航空发动机特点 ???经过半个多世纪的发展，全球航空涡轮发动机技术取得了较大的进步： 表2?发动机性能特点 ???国外的航空发动机制造已经达到了相当高的技术水平，其发展趋势主要体现在战斗机、运输机和直升机这三种类型的发动机上： 表3?三类涡轮发动机发展趋势 ???战斗机发动机和运输机发动机在性能的要求上是各有不同的，战斗机发动机追求的是极限性能和高负荷；而运输机发动机则要求的是可靠性、经济性等指标。而越来越显着的特点就是高性价比则是军用和民用发动机都追求的目标。 ???处于航空发动机技术前列的国家不断实施各种技术发展计划，推动着发动机各项性能的提高，在实施这些技术发展计划的过程中，不断涌现着新技术。这些新技术的趋势显示出高效和经济性是发动机未来发展方向。 表4?航空燃气涡轮发动机不断涌现的新技术 #p#分页标题#e# （二）国内外航空发动机应用 ???1、军用航空发动机国内外仍具有代差 ???军用航空发动机整机研制生产的国家不多，这与航空发动机技术在各国之间市场化交流相对较少，处于较封闭的状态有关。为了战略考虑，一般各国战斗机所装配的发动机在各国国内或联盟内采购。
飞行学院《航空发动机原理与构造》复习
飞行学院《航空发动机原理与构造》复习资料 第一部分：航空发动机构造 一、单项选择题（每题2分） 1.涡喷涡扇涡桨涡轴发动机中,耗油率或当量耗油率的关系是（A） 2.A．sfc涡喷>sfc涡扇>sfc涡桨>sfc涡轴B．sfc涡扇>sfc涡桨>sfc涡轴>sfc涡喷 3.C．sfc涡桨>sfc涡轴>sfc涡喷>sfc涡扇D．sfc涡轴>sfc涡喷>sfc涡扇>sfc涡桨 4.发动机转子卸荷措施的目的是（B）。 5.A．减少发动机转子负荷，降低了发动机推力，以提高发动机运行可靠性 6.B．减少发动机转子轴向力，减少止推轴承数量，提高转子工作可靠性 7.C．减少发动机转子负荷，提高发动机推力 8.D．减少发动机转子负荷，降低转子应力水平，提高转子结构强度 9.涡扇发动机中，忽略附件传动功率，涡轮转子与压气机转子扭矩之间的关系是（D）。 10.A．M涡轮＞－M压气机B．M涡轮＜－M压气机 11.C．M涡轮＝M压气机D．M涡轮＝－M压气机 12.压气机转子结构中，加强盘式转子是为了（B）。 13.A．加强转子强度，提高转子可靠性 14.B．加强转子刚度，提高转子运行稳定性 15.C．加强转子冷却效果，降低温度应力 16.D．加强转子流通能力，提高压气机效率 17.压气机转子结构中（B）。 18.A．鼓式转子的强度＞盘式转子的强度 19.B．鼓式转子的强度＜盘式转子的强度 20.C．鼓式转子的强度＝盘式转子的强度 21.D．鼓式转子与盘式转子强度比较关系不确定 22.压气机转子结构中的刚度（A） 23.A．盘鼓混合式转子＞盘式转子 24.B．盘鼓混合式转子＜盘式转子 25.C．盘鼓混合式转子＝盘式转子 26.D．盘鼓混合式与盘式转子刚度大小关系不确定
美国军用航空发动机发展历程
高性能军用发动机――美利坚大国地位的动力基石 C-5“银河”运输机、“阿利?伯克”级驱逐舰、UH-1“休伊”直升机和M1“艾布拉姆斯”主战坦克和之间到底有什么关系？如果一定要找，那么请记住，它们之间最为重要的关系便是，都有一颗“飞翔的心”。“阿利?伯克”使用的通用电气LM2500船用燃气轮机，先祖便是“银河”的TF39高涵道比涡扇发动机；而驱动“艾布拉姆斯”的霍尼韦尔AGT1500燃气轮机，其原型则是“休伊”的涡轴发动机T-53。这样的例子在航空强国不胜枚举。如果调查一下美国军用航空喷气技术在民航、车辆以及船舶制造等诸多领域的扩散效应，不难得出这样的结论――先进喷气发动机技术是构成美国航空技术优势乃至其大国地位的一块重要的基石。这块基石是怎样修筑起来的？美国的航空喷气推进技术是怎样走到的今天？期间又有哪些值得总结和注意的经验？希望本文能够找到一些线索。 美利坚的喷气曙光 喷气推进技术第一缕曙光初露的时候，美国并没有给予太多的重视，但也并非没有任何行动，通用电气、普惠、洛克希德和诺斯罗普公司等公司都进行过相关研究，但面对二战的紧张军需生产现状，美国政府甚至强制要求各军工企业放缓喷气推进研究，全力生产现有军备。即便如此，美国军方仍然有人在密切关注航空喷气发动机，这就是美国陆军航空队司令亨利?阿诺德上将。1941年初，阿诺德和部分通用电气公司负责人获悉英国正在从事喷气推进研究，而且已经开发出了惠特尔发动机，于是通过美国政府斡旋，最终从英国获得了惠特尔的技术成果，并交由通用电气涡轮增压器分部制造，以协助美国尽快开发喷气式战斗机。与此同时，贝尔飞机公司接到政府订单，要求与通用电气制造的惠特尔发动机（GE 1-A）相匹配的喷气式飞机，即后来的XP-59。在喷气发动机研发中，包括通用电气、普惠、威斯汀豪斯、洛克希德、诺斯罗普等许多美国公司都获得过政府的经费支持。但后来的事实证明，被寄予厚望的XP-59在测试中和英国“流星”一样，性能平平，其中的原因并不复杂――当时的惠特尔发动机离心压气机存在不少问
航空发动机分类与简介
飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示： 吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。 火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。 按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。 间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。
哈工大课程设计—发动机热力计算
H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y 课程设计说明书（论文） 课程名称： 设计题目：发动机气动热力计算 院系：能源学院 班级： 设计者： 学号： 指导教师： 设计时间： 哈尔滨工业大学
哈尔滨工业大学课程设计任务书
一、课程设计的目的和意义 航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。 第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。 第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。 第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。 根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。 表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[ 序号发动机主要特点典型飞机装备时间 第一代涡轮喷气发动机，如J57J， BK-1 推重比3～4 涡轮前温度1200~1300K F-86F-100，米格-15， 米格-19 40年代末 第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇 发动机，如J79，TF30， M53-P2，P29-300 推重比5～6 涡轮前温度1400~1500K F-4，F-104，米格-21， 米格-23，幻影-F1 60年代中 第三代加力涡轮风扇发动机，如 F100，F110，F404，RB199， M88-2 推重比7～8 涡轮前温度1600~1700K F-15，F-16，F-18， 米格-29，苏-27，狂 风幻影-2000 70年代初 第四代高推重比涡轮风扇发动机， 如F119，EJ200，M88-3 推重比9～10 涡轮前温度1850~2000K F-22，JSF，EF2000， I.42，S-37/54 21世纪初 可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。 未来军用发动机的发展主要有两个趋势： 一种是自适应变循环发动机。未来发动机要具有基本的两个工作点：高速大推力状态和低油耗的经济工作状态。变循环发动机则采用涡轮风扇体制，将气流分在三个涵道，但这三个涵道可以变换大小口径，通过组合搭配成就最佳的工作模式。而所谓自适应发动机技术，是由于传感器技术和全权限数字电子控制技术的成熟，使工作点的控制更连续，容易实现对飞行阶段全过程的适应性控制与调节。
航空发动机行业现状及发展趋势预测分析
航空发动机行业现状及发 展趋势预测分析 Prepared on 24 November 2020
2016年我国航空发动机行业现状及2017市场发展趋势预测分析 中商情报网讯：近年来，我国已经形成较完整的航空发动机产业链和相应 的生产布局。2011年我国整个航空发动机市场规模约为200亿元人民币，其中 军用约占70%；民用约占30%，预计到2020年，我国航空发动机产业市场规 模将突破千亿元大关。 中国航空发动机市场规模及预测，2011年-2020年如下图所示： 一、航空发动机整体情况 航空发动机作为飞机动力源，是决定飞机性能的重要因素。航空发动机集 中了机械制造行业几乎所有的高精尖技术，因此航空发动机技术水平的高低是 一个国家工业实力的重要标志。目前世界上能制造飞机的国家很多，但是能独 立研制航空发动机的只有美国、俄罗斯、英国、法国、中国等少数几个国家， 而全球民用航空发动机市场基本被欧美企业垄断。 航空发动机产业空间广阔，未来20年全球民用航空发动机市场规模将达到 14,360亿美元，军用航空发动机市场规模将达到4,300亿美元。 二、航空发动机电子技术 随着发动机测试技术和控制技术的快速发展，发动机系统已从传统的机械 系统向机电系统发展，而且发动机电子技术所占比例不断提高。在航空发动机 领域，以发动机参数采集器和发动机电子控制系统为代表的发动机电子系统的 采用极大推动了发动机电子技术的发展。 （一）发动机参数采集器基本情况 发动机参数采集器属于发动机状态监视装置。这类设备主要进行发动机重 要参数的采集、处理和存储，发动机气路参数趋势分析，发动使用寿命监视， 发动机振动监视，发动机健康管理等。发动机参数采集器可以跟踪采集航空发 动机运行中的工作状态和故障信息，并进行处理，分析出航空发动机部件的性 能退化情况或者根据处理后的数据对故障进行诊断、分析故障原因、性质、部 位及发展趋势，根据具体情况采取必要的维护措施。这类电子状态监视与故障 诊断系统对航空发动机早期故障诊断征兆的及时发现与及时处理具有重要作 用，可以避免相关事故的发生，保障飞行安全，同时还可以“视情维修”，大大 节省维修成本与维修时间，对使用方和维修商都会带来明显的经济效益。 目前国内外飞机都逐渐采用发动机参数采集器取代传统的发动机仪表，新 飞机制造和老飞机改造产生了较大容量的市场。晨曦航空是国内率先研制发动 机参数采集器的企业之一，是国内直升机发动机参数采集器最大供应商。 （二）航空发动机电子控制领域基本情况