涡扇发动机

涡扇发动机综述

The Summary Of Turbofan Aeroengine

摘要：本文系统的介绍了涡扇发动机的相关知识，分别涉及到其应用、发展概况、先

进技术、和我国涡扇发动机的发展情况及应对建议。 关键字：涡扇发动机 应用 先进技术

一、 涡扇发动机在民用客机上的应用一览表

二、 涡扇发动机的发展概况

发动机公司

发动机型号 推出年

份

应用飞机型号

GE

CF6 1971 A300 A310 A330 B767 B747 MD11

CF34 1983 小型民航飞机

GE90 1995 B777

Genx B787 B747Advanced A350 R ．R

RB211 1960 L-1011

RB211-524 1977 B747 B767-300 L-1011

RB211-535 1984 B757 TU-204

Trent700 1995 A330 Trent800 1995 B777 Trent500 2002 A340-500/600

Trent900 2006 A380 Trent1000 2008 B787

BR700 1990 湾流G500 G550 庞巴迪“环球快车” B717 普 惠

JT-8D 1963 （停产） PW2000 1984 B757

PW4000-94 1987 B747-400 B767-200/300 MD-11 A300-600

A310-300 PW4000-100 A330 PW4000-112 B777 PW4500 A340-500 PW6000 2005 A318 PW8000 1998

CFM

CFM56-3 1984 B737-300/400/500 CFM56-5 1988 A320 A340-200/300 CFM56-7 1997 B737-300/400/500 IAE

V2500

1989

A319 A320 A321 MD-90

20 世纪30 年代末Frank Whit tle 和Hansvon Ohain 相继发明了划时代的喷气发动机,从此推动人类进入了一个崭新的时代22喷气时代。经过60 多年持续不断的发展和创新,航空发动机和飞机的性能日益提高,已对人类社会的各个方面产生了重大而深远的影响。航空燃气涡轮发动机以其先进性和复杂性成为一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。

在各种航空燃气涡轮发动机中,军用发动机更主要追求高的推重比/ 功重比；而民用发动机则有更多方面的技术要求,如经济性、安全可靠性和环保等。与涡轮喷气发动机相比,涡轮风扇发动机由于其特有的技术优势,自上世纪50 年代以来,在军用和民用航空发动机中一直占据主流地位。目前我国已将大型民用客机正式列为中长期发展规划中的重大专项, 而世界干线客机的动力100 %均采用涡轮风扇发动机,这种状态在未来相当长的时期内不会有根本性的变化。作为大型客机的动力装置,涡轮风扇发动机的主要优势在于:不仅能提供较快的飞行速度,而且具有良好的经济性、安全性、可靠性和维修性,也能满足国际民航组织等提出的环保等方面的要求

目前现役大型客机的典型技术指标如下：

●飞行速度: 800 ～850 km/ h ( Ma = 0。

75 ～018 ,11 km 高空) ；

●巡航耗油率:0。55～0。6 kg/ daN ·h ；●空中停车率: 不大于0。002 ～0。005 次/1 000飞行小时；

●寿命约5 万小时。

目前大涵道比涡扇发动机的循环压比已经提高到40 左右,涡轮前温度已提高到1 400～1 500℃的水平,下一代高涵道比涡扇发动机的循环压比将提高到50 左右,温度将再提高100 ℃左右。半个多世纪以来航空涡轮发动机总效率的提高依赖于推进效率和循环效率不断提高的情况,这也将是21 世纪航空发动机效率提高的规律, 到2020 年左右,高涵道比涡扇发动机的耗油率将比目前水平进一步降低15 %～20 %。表1 列出了典型大涵道比涡扇发动机的发展历程和循环参数。进入21 世纪后,大涵道比涡扇发动机的性能在进一步提高的同时,更加重视大幅度降低污染物排放和噪声；表2 给出了美国和欧盟制定中长期技术发展目标,以满足未来社会发展的需求。

飞行噪声由发动机噪声和飞机噪声两部分构成,而发动机产生的噪声则远大于飞机。发动机噪声主要来源于风扇、喷流、燃烧和涡轮,其中风扇噪声和喷流噪声较大,因此美国和欧盟在过去20 年投入大量人力、物力和财力加强对发动机各种降噪技术的研究,为了达到更低的噪声水平,甚至不惜牺牲一些气动性能。为了满足未来发展的需要,美国和欧盟近期都制定了专门的噪声研究大型国家级规划,例如美国在1994 - 2001 年实施的先进亚音速技术计划(AST)

部署了降噪技术计划,从2001 年又开始实施的安静飞机技术研究计划(QA T) ,初期投资1 亿美元,该计划自2004 年起加大了投资力度;而欧盟从2001 年开始实施为期 5 年的相应计划———SIL ENCER ,是欧洲有史以来关于噪声研究的最大计划,投资高达1. 1 亿欧元。

为了降低噪声,当代大涵道比涡扇发动机不但大量采用声衬,而且在发动机的气动设计上采取了大量措施。 因此,过去20年大涵道比涡扇发动机降噪技术已经成为发动机气动设计技术的一个重要组成部分,特别是风扇和排气系统的设计,噪声水平已经成

为发动机气动设计的一个重要指标。

三、 涡扇发动机的先进技术

（一）、风扇和压气机技术 1.前、后掠叶片

前掠和后掠叶片是按叶片前缘法平面与当地来流的方向成一空间夹角设计的先进叶片#，该叶片能大大降低跨声速风扇转子的叶尖进口相对马赫数的法向分量，从而降低叶片的激波损失，提高风扇的效率。另外!，采用前掠叶片能降低端壁和附面层的损失，从而进一步提高效率， 还能使叶片

端区负荷后移，当反压升高时，叶中部分的波系首先被推出前缘，但叶尖部分激波还在槽道内，不易引起失速。

1991年，由美国海军、空军和普惠公司共同投资，研制出了2 级后掠叶片的整体叶盘风扇，与综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET ）计划的基准风扇相比，效率提高了5%，级压比增加了30%，效率和失速裕度都比当时最先进的风扇好。

20世纪90年代中期，由美国空军、海军和通用电气公司共同投资!设计并试验了前掠气动研究试验件（GESFAR）风扇，结果表明：与现役战斗机发动机的风扇相比，该风扇不但质量大大减轻，气动性能和稳定性也得到了较大的提高。1996年.通用电气公司为F414增推型发动机研制了2级整体叶盘结构的前掠叶片风扇，使流量增加了10%，压比提高了10%,部件数也大大减少,目前,通用电气公司在IHPTET计划支持下验证了其低展弦比前掠风扇叶片具有气动效率高、振裕度大、抗进气畸变能力强的特点。

20世纪末，CFM国际公司在TECH56计划下研制了空心和实心两种低展弦比掠形风扇叶片，试验结果比预期的要好。还研制了转子叶片为前掠、静子叶片为弓形、前两级采用整体叶盘结构的6级高压压气机，使压比达到了15叶片数减到了968片，失速裕度达到24%。

英国罗-罗公司利用一个使叶片掠形达到最优的三维气动力学分析软件，设计了直径为2.79m的掠形叶片风扇。该叶片前缘呈短弯刀形，使进入发动机的气流沿叶片展向平稳地减速，而不是突然地减速。即使叶尖在超声速条件下工作，激波也是斜激波，从而提高了叶片的效率。另外，该掠形叶片采用超塑成形/扩散焊接的低展弦比空心结构，大大减轻了质量，增强了风扇的抗鸟撞能力!，与不掠风扇比，该掠形风扇能使空气流量提高10%，叶片进口马赫数降低10%，抗鸟撞能力增强10%，巡航效率也有所提高。试验证明该掠形叶片设计是可行的。

2.整体叶盘

整体叶盘采用先进工艺将叶片和盘加工成一体，去掉常规连接的榫头和榫槽，具有大大简化结构，显著减轻风扇和压气机转子的质量，提高风扇和压气机的性能，延长转子的寿命和明显提高可靠性等特点。

通用电气公司已经将整体叶盘结构应用到了YF120、F110-132、F414增推型以及F136发动机的风扇和压气机上。20世纪90年代初，普惠公司将整体叶盘结构应用于F119发动机的风扇和压气机上，之后又设计并研制了带后掠叶片的整体叶盘结构的2级风扇，并在IHPTET计划验证发动机上进行了试验验证，目前已准备应用到F119和F100-PW-229A发动机上。罗-罗公司也将整体叶盘转子用于由英国、德国、意大利和西班牙联合研制的EJ200发动机的风扇和压气机和宝马.罗-罗公司研制的BR715民用大流量涡扇发动机上，并正在研制强度高、刚性大、密度小的硅碳增强钛合金复合材料的整体叶环转子，为EJ200改进型发动机的推重比在21世纪初达到15-20提供技术支持。

3.复合材料风扇叶片

复合材料风扇叶片除自身质量轻以外，还可减轻风扇包容系统、风扇盘以及整个转子系统的重量，因而可实现大涵道比进而达

到降低发动机油耗和提高发动机效率的目的。

GE90发动机风扇叶片采用复合材料制造。叶身和叶根由被称为“大力神”的8551-7/IM7复合材料制成一体。叶片的压力面涂有聚氨酯防腐涂层，叶身的吸力面涂有聚氨酯涂层。将钛合金薄片胶粘在叶片前缘上,以提高叶片抗大鸟撞击的能力。叶尖与后缘用Kevlar细线缝合，以避免复合材料叶片在工作中脱层。叶片的根部为三角形的燕尾形榫头，榫头承受压力的表面涂有低摩擦系数的耐磨材料。该叶片具有重量轻、成本低、抗颤振、性能好、抗损伤能力强的特点。20世纪90年代，通用电气公司又将复合材料空心叶片应用到增推型F414发动机的风扇上。另外，普惠公司正在开发在钛梁-环氧树脂复合材料壳体内填充泡沫的风扇叶片技术和全复合材料风扇叶片技术。

4.空心宽弦风扇叶片

空心宽弦风扇叶片是为减轻风扇振动、提高抗外物损伤能力和减轻叶片质量而研制的。目前已广泛地用于V2500、RB211、遄达800、F119、PW4084等军民用发动机上。空心风扇叶片并不是绝对空心的，在空腔中采用了一些加强的结构。遄达800发动机风扇叶片沿用了罗-罗公司在RB211发动机上采用的钛合金空心夹层结构，但芯部是桁架结构而不是原来的蜂窝板结构，采用超塑成形/扩散焊接工艺加工，这样使重量减轻了15%，F118和PW4084发动机的风扇叶片沿用了普惠公司为E3发动机研制的钛合金空心结构，叶片中空带肋但无芯部，也采用超塑成形/扩散焊接工艺加工。

5.弓形静子

弓形静子能够产生径向力，降低吸力面拐角处气流的扩散速度，从而推迟拐角气流的分离，减少端壁损失，提高压气机静子核心流段的压升能力，使压气机在整个流量范围内压力特性更稳定，效率大大提高。目前，F119、PW4084、F414增推型、F110-GE-129EFE都采用了三元气动设计的弓形静子。

（二）燃烧室技术

1. 径向分级低排放燃烧室

径向分级燃烧室为双环腔燃烧室结构，具有排放低、火焰筒的长、高比合理、长度短、重量轻、转子动力学问题少和防积炭等特点。通用电气公司开发的径向分级双环腔燃烧室在发动机起动/ 慢车状态，只向外环腔供油，此时外环腔油气比高、气流速度低、燃烧时间长，不仅降低了CO/CH排放水平，还提高了起动性能和空中点火能力，扩展了熄火边界；在其他工作状态，同时向两个环腔供油，由于内环腔是按大工况、高速度优化设计的，故头部的油气比低、气流速度高、燃烧时间短，可降低NOx的排放水平，并使燃烧室出口径向温度分布更均匀。另外，通用电气公司正在研制采用宏观分层技术喷嘴的双环腔预旋涡混合器燃烧室。

2. 轴向分级低排放燃烧室

轴向分级燃烧室的原理是不改变空气分配比，而是调节各区的燃料分配，从而使燃烧温度维持在一个相对恒定的水平上，并将慢车和起飞状态分开，以实现发动机低排放。当燃烧室开始工作时，首先将一部分燃料喷到燃烧室的第1燃烧区，其他的燃油先与空气混合，再喷入下游的第2燃烧区或主燃烧区!以使NOx排放量最低。第1燃烧区在发动机起动至慢车状态工作，第2燃烧区在大功率状态下工作。轴向分级燃烧室的优点是点火快速可靠、主区燃烧效率高、燃烧室出口径向温度剖面可发展到一个满意的水平，并且一旦发展到满意的水平就不再变化。

普惠公司研制的贫油预混轴向分级的燃烧系统3个不同的燃烧区，每个区的几何形状都是在不同的发动机功率范围和燃料/ 空气比下优化的。因此，该燃烧室不可能出现贫油燃烧。其控制系统的任务是根据发动机的工作状态向这3个区精确地分配燃料，以取得准确的燃料/ 空气比，使NOx 和CO 排放量达到最少。罗-罗公司也开发了轴向分级燃烧室，并已将其应用到BR715 发动机上.

3. 浮动壁火焰筒

浮动壁火焰筒由许多环形段和隔热环连接而成。环形段背向火焰的一面有对流散热的凸环，并有能形成冷却隔热气膜的缝隙。隔热环由“浮动瓦片”组成，并用螺栓连接在外环段上。“浮动瓦片”采用精密铸造，可以更换。在冷却隔热环的局部喷涂热障涂层，可以降低部件表面温度。浮动壁火焰筒具有改善火焰筒壁工作条件、延长火焰筒寿命、改善燃烧室温度分布等特点。

20世纪90年代初，普惠公司将浮动壁火焰筒应用到V2500发动机上，后来又应用到了F119军用发动机和PW4084、PW6000等民用发动机上。近年来，在IHPTET计划下，普惠公司又在全环形燃烧室试验件上验证了涂有SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层的“浮动瓦片”和冲击气膜冷却技术。SiC/SiC陶瓷基复合材料涂层是一种强化技术，能避免“浮动瓦片”受腐蚀，提高其耐高温能力，延长其寿命。而冲击气膜冷却技术可使浮动壁燃烧室在高温、高油气比下工作，获得均匀的温度场分布。

4.多孔冷却火焰筒

多孔冷却火焰筒由高温合金精密铸造，未采用常规的气膜冷却环，而是采用流过火焰筒上不同角度的大量斜孔的两股气流进行冷却。两股气流流入火焰筒时对其进行高效冷却（相当于发散冷却），冷却效率高达90%，可使冷却空气用量减少40%，燃烧室出口温度场比较均匀、燃烧室的长度较短。GE90和F414发动机均采用了由GTD222 合金加工的这种火焰筒.在推力相当的发动机中GE90发动机燃烧室的长度是最短的。

（三）涡轮技术

1.对转涡轮

对转的高、低压涡轮能够减少飞机机动飞行时作用于机匣和飞机上的陀螺力矩，而且可以取消低压涡轮导向叶片，使涡轮的零件数减少、研制和维护费用降低，还可使涡轮结构简化#尺寸缩短、重量减轻、减少冷却空气用量、降低因导向叶片引发的气动损失，进而提高涡轮的效率。

F119和YF120发动机的高、低压涡轮都采用对转结构，但F119没有取消高、低压涡轮间的导向叶片，而YF120取消了导向叶片。另外，CFM国际公司在TECH56计划下研制了两种对转的高、低压涡轮，高压涡轮采用了三维气动设计的导向叶片和转子叶片、刷式密封件和先进材料，低压涡轮采用高负荷气动叶片。与CFM56发动机的高压涡轮相比，新的高压涡轮的负荷提高了15%，叶片数减少了10%，冷却空气用量减少了22%，前缘激波强度降低了50%，效率提高了1%，与CFM56发动机的低压涡轮相比，新的低压涡轮的叶片数减少了19%，效率提高了近1%。

2.高效冷却技术

针对涡轮前温度的不断提高，普惠公司研制了简单冷却通道的“超冷”系统，通用电气公司开发了内部增强冷却的先进冷却技术，罗-罗公司研制了传热性能很好但工艺复杂的壁冷的温控系统。罗-罗公司现已将温控系统用于“遄达”800系列发动机的高压涡轮叶片上.

3. 尾迹管理技术

尾迹管理技术是一种将叶型进行时钟排列的技术。该技术能改变尾流/尾流和尾流/叶型的相互作，改善潜在的不稳定流场，降低叶型的不稳定气动负荷，进而达到提高叶型效率的目的#。普惠公司在PW4084发动机的高压涡轮上对第1和第2级静子叶型和/或第1级和第2级工作叶片叶型进行时钟排列，使工作叶片的效率提高0.3%，静子叶片的效率提高0.4%。

4. 先进材料和涂层

先进材料和涂层可以提高高压涡轮的耐高温能力。PW4084发动机高压涡轮采用由第3代单晶PW1487材料加工的叶片，并涂有热障涂层；F119发动机高压涡轮叶片也采用单晶材料加工；GE90发动机高压涡轮叶片采用ReneN5单晶材料加工，并涂有铝铂涂层；F414发动机高、低压涡轮叶片也由单晶材料加工，并涂有物理气相沉积热障涂层（PVDTBC）；EJ200发动机高压涡轮采用了由单晶材料加工的叶片。目前，普惠、通用电气和罗- 罗等公司正在开发更先进的材料和涂层。

5. 无螺栓挡板技术

涡轮叶片和盘之间无螺栓挡板连接技术取消了传统的将涡轮叶片固定到盘上的螺栓和螺孔，从而减少了轮盘空间的空气阻力，消除了带螺栓轮盘产生的应力集中系数，而且结构简单、安装容易。20 世纪70年代后期，通用电气公司就开始开发无螺栓挡板技术，现已发展成熟。

（四）加力燃烧室和喷管技术

1.加力燃烧室技术

加力燃烧室是军用发动机所独有的部件。通用电气公司的F120、F414和F110-GE-129EFE发动机先后采用了径向加力燃烧室。径向加力燃烧室由混合器、壁式火焰稳定器、径向隔热罩/火焰稳定器、中心体和喷油杆等构成。这一设计降低了发动机的复杂性，改善了维修性，提高了可靠性，同时由于采用了先进冷却技术而延长了部件寿命。

2. 推力矢量喷管技术

推力矢量喷管是通过改变排气方向产生非轴向力的技术，被誉为航空领域革命性的技术。20世纪70年代以来，美国、俄罗斯、西班牙等国家研究了球形收敛调节片推力矢量喷管（SCFN）、俯仰/偏航平衡梁推力矢量喷管(P/YBBN)、轴对称推力矢量喷管（A VEN）、具有俯仰功能的轴对称推力矢量喷管（AL37-FU发动机）和三环定向推力矢量喷管等多种推力矢量喷管,并于90年代进行了地面和飞行验证.目前,F119发动机配装F22飞机)的二元俯仰推力矢量喷管和AL37-FU发动机（配装SU-27飞机）的俯仰轴对称推力矢量喷管已接近实用。EJ200和F110-132发动机也准备采用推力矢量喷管。

（五）电调技术

通用电气公司目前在电调方面研制了高可靠性附件，提高了电子系统的能力。与第2代的全功能数字式发动机控制系统（FADEC）相比，第3代FADE的输出能力提高了10倍，存储能力增加了16倍，计划用于GE90-115B和GP7000系列发动机上。通用电气公司还开发了由单马达驱动多倍阀的液压多倍器，可以取代作动器和复杂的系统，使整个系统的重量减轻14%，部件数减少44%，可靠性提高30%以上，现已在GP7000核心机上得到验证。

（六）刷式密封技术

刷式密封由内、外夹板和1组紧密刷丝构成.紧密刷丝夹在内、外夹板之间，顺着转动方向倾斜45~50度，被固定在转动端面上，以减少摩擦和磨损。轴发生偏转时，偏置角可使刷丝弯曲而不致使之折损。刷丝贴着轴颈的表面涂层运转，防止或减少轴的磨损。即使轴瞬时发生很大的偏移，刷式密封也可以收到良好的密封效果。因而，与常规密封相比，刷式密封能更大幅度地减少泄漏量。

四、未来航空涡扇发动机技术

1.多电发动机

多电发动机是在传统航空燃气涡轮发动机基础上, 采用主动磁力轴承系统、内置式整体起动发电机、分布式控制系统、电动燃油泵和电力作动器等新技术系统研制的新型航空发动机, 被公司誉为世纪的推进装置。多电发动机最突出的特征是采用主动磁力轴承代替滚动轴承。其优点是：

取消了结构复杂的轴承腔、腔密封装置

及密封增压系统, 从而大大提高了发动机的效率；

取消了齿轮传动、外部附件齿轮箱和笨重的润滑系统, 从而减轻了发动机的质量预计大型航空发动机可减轻质量；

由于磁力轴承无摩擦和磨损, 无需维护和更换, 从而大大降低了维护成本；

可在比普通轴承更高的温度下工作，可根据需要, 布置在接近燃烧室或涡轮的部位, 而不需特殊的冷却, 从而使发动机结构更紧凑；

不再受传统滚动轴承刀刃值的限制, 从而改善了发动机转子动力学特性；

采用主动控制, 从而减小叶尖与密封的间隙, 提高了部件与发动机的效率。

2.智能发动机

智能发动机就是能够在整个寿命期内, 通过智能控制系统, 根据外部环境和自身状态, 重新规划、布设、优化、控制和管理自身性能、可靠性、任务、健康等状况的发动机。具体地讲, 就是指发动机主动控制系统和发动机健康管理系统能够依靠传感器数据和专家模型全面了解发动机和或部件的工作环境与发动机状态, 依据这些信息调整或修改发动机的工作状态燃油流量和空气流量等, 实现对发动机性能和状态的主动和自我管理, 并根据环境因素平衡任务要求, 提高发动机的性能、可操纵性和可靠性, 延长发动机的寿命, 降低发动机的使用与维修成本, 进而改善发动机的耐久性与经济可承受性。代表智能发动机最突出特征的是发动机智能控制系统。对它的研究工作始于20世纪80年代,NASA开展了可重复使用的空天推进系统的研究。990年代末, 美国NASA实施的UIEET计划的7大技术领域之一就是推进系统智能控制, 其目标是着重探索、开发和验证在部件试验台、发动机系统和飞机上验证叶轮机与燃烧室部件和发动机系统级的智能控制技术, 延长发动机部件寿命、提高发动机的安全性, 使推进系统得到前所未有的增益。

3.复合材料发动机

工程技术人员在不断改善航空发动机热力学特性的同时, 一直没有中止过对先进结构和材料的追求。为了不断地提高航空发动机性能, 特别是为减轻航空发动机质量, 人们将研究重点逐渐集中在比强度高、密度低、刚度高和耐温能力强的非金属材料上, 并提出了“非金属材料发动机”和“复合材料发动机”的概念。

树脂基复合材料耐温性较低, 但其比强度高、比刚度高、耐疲劳与耐腐蚀性好、阻噪能力强, 加之其材料和工艺比较成熟, 已经广泛应用于航空发动机进气机匣或外涵机匣、风扇静子叶片、包容环、反推力装置等冷端部件。金属基复合材料具有优于传统金属材料的比强度、比刚度、耐温性和结构稳定性,已经应用或将要应用于压气机静子转子叶片、整体叶环、盘、轴、机匣、尾部结构和作动杆等中温部件。GEAE、RR、

SNECMA、MTU等公司将用镍基合金整体叶盘替代钦合金整体叶盘, 并将采用更为先进的金属基复合材料整体叶环。

美国的IHPTET计划、先进高温发动机材料技术计划、UEET计划、V AA计划都将先进结构和材料作为开发的重点。在IHPTET计划中, 开发了高温超级合金和隔热涂层、高温高强度的有机物基复合材料、陶瓷基复合材料、超耐热合金基复合材料、碳碳复合材料、金属间复合材料等。在UEET 计划的高性能发动机材料和结构研究项目中, 研究和验证了先进的高温材料和计算材料科学的工具, 开发陶瓷基复合材料燃烧室火焰筒和涡轮导向叶片、先进的高温盘合金材料、涡轮叶片材料系统、高温聚合物基复合材料、革新的轻质材料和静态发动机结构件。另外, 与IHPTET计划相当的欧洲计划也将通过开发先进的高强度高温金属材料、高强度轻质复合材料和创新的结构, 获取改进EJ200与M88发动机和未来推重比发动机的技术, 并提出了“走向非金属发动机”的计划。

4.“绿色发动机”

所谓“绿色发动机”,是指在整个寿命期内对生态环境和相关人员健康与安全影响极小的发动机也就是说, 从材料的获取, 到整机和零部件的设计、加工、使用、维护, 甚至到报废后材料的重新利用等全过程都是“环保、健康且安全”的。除了开发研究齿轮驱动的涡扇发动机和间冷回热循环航空发动机等新型航空发动机技术外, 航空发动机设计与制造商目前将研究重点放在开发和验证先进的降低噪声技术及有效降低有害物质生成与排放技术上。

20世纪90年代，世界著名的航空发动机设计和制造商一直致力于降低发动机排放与噪声的研究, 开发和验证了大量的降低噪声和降低排放技术。如增大涵道比、优化处理进气风扇机匣、设计低噪声的风扇叶片、加大风扇与进口导流叶片的间距、加大风扇与导流叶片的间距、优化进口导流叶片数量、一体化设计进口导流叶片与短舱吊挂、吸声衬垫和长的整流罩等，收到了很好的降低噪声和降低排放的效果。

此外, 航空发动机设计与制造商也在集中研究航空发动机及其部件的材料选择、加工、制造、维护、直至报废后材料回收的整个寿命期内减少对环境、人类影响的措施和技术。PW和MTU等公司正在试图通过采用绿色设计、绿色选料、绿色制造、绿色维护、绿色回收、绿色合作伙伴等措施, 解决发动机在整个研制和使用期内有害气体与废物的生成和排放问题。

五、我国涡扇发动机的需求、现状

与对策

1.需求分析

研制大型飞机及其发动机是党中央、国务院在新世纪做出的具有重大战略意义的决策. 在《国家中长期科学和技术发展规划纲要》和“十一五”规划纲要中,国家已经把

大型飞机列为重大专项工程,而且要求最终配装具有自主知识产权的大涵道比涡扇发动机,包括军民用两型大型飞机发动机,这是必须实现的国家战略目标。

发动机是飞机的心脏,大涵道比涡扇发动机是自主研制大型飞机的关键,发动机技术不突破,就无法掌握大型飞机研制的主动权. 而民用航空发动机又是航空动力产业的重要支柱(国外民用发动机产值已达总产值的80 %) ,不发展民用大涵道比涡扇发动机,就没有独立、完整、强大的航空动力产业和航空工业。

据有关部门预测,我国未来20 年,仅150 座级干线客机就需要800 架左右,加上其他用途的大型飞机,共需军民用大涵道比涡扇发动机约2 750 台,总价值达412 亿美元,折合人民币3 300亿元左右. 大涵道比涡扇发动机用途广泛、市场巨大,经济、军事、社会效益显著,对国民经济发展、国防建设和科技进步具有重大推动作用和战略意义。

2.发展现状与差距

经过多年发展,我国在航空动力技术领域取得了一些成绩,在军用涡喷和小涵道比涡扇发动机方面已具有一定的研制生产能力,研制生产了数十个型号、6 万多台各类航空发动机,装备了几十种军民用飞机,为空军装备建设和民用航空事业的发展做出了自己的贡献. 在大型飞机使用的大涵道比涡扇发动机方面,对风扇/ 增压级、高压压气机等关键技术开展了初步研究,并在航空推进技术验证计划支持下,建立了以设计定型的太行发动机核心机为基础的大涵道比涡扇发动机整机验证平台. 但与国际先进水平相比差距仍然较大,技术基础相对薄弱,大量关键技术尚未突破和掌握,部分试验设备还存在缺门,工程设计和使用经验缺乏,自行独立研发还有较大困难。

3.解决对策

我国航空动力行业与世界先进水平相比,差距仍然较大,尤其在大涵道比涡扇发动机技术方面,基础十分薄弱,缺乏技术储备,大量关键技术尚未突破和掌握,没有工程经验,材料、工艺差距更大,试验设备不配套,缺乏高水平的人才,短期内完全自行研发出先进大涵道比涡扇发动机有很大困难. 为此,必须强化基础、自主创新,又要改革开放、借助外力,积极开展国际合作.同时,也应看到,国际合作发展民用航空发动机已成为当今世界的一大潮流. 为了筹措资金、技术互补、减少风险、扩大市场,即使实力超群的大国公司也在奉行合作开发的道路,表示了开展合作的意向. 尽管仍然存在着多种矛盾和风险,但和平开放的国际环境毕竟为开展大涵道比涡扇发动机的国际合作提供了比较有利的条件.

多年的实践证明,与俄罗斯开展技术合作,能够学到大部分关键设计技术,这是与西方国家合作所做不到的,而且俄罗斯也已经表现出与我合作的强烈意愿,所以在开展关键技术研究和验证机研制中,重点要抓紧对

俄合作的工作. 同时,也通过各种方式加强与西方的已有合作,并不断探索新的合作途径,通过与西方的商业合作加快型号产品的开发,尽快进入国际市场。

六、结束语

航空要振兴,动力须先行. 大型飞机列为国家重大专项工程,是一次难得的历史发展机遇. 我们一定要抓住机遇,迎难而上,不辜负国家的信任和人民的期望,发愤图强,团结拼搏,坚决把我国的大型飞机用大涵道比涡轮风扇发动机搞出来,为国产大飞机提供一颗健康、强劲的“中国心”。

七、参考文献

1.刘大响——大型飞机发动机的发展状和关键技术分析；

2.陈懋章, 刘宝杰——风扇-压气机气动设计技术发展趋势；

3.梁春华——未来的航空涡扇发动机技术；

4.梁春华——现代典型军民用涡扇发动机的先进技术。

涡扇发动机简介

有关涡扇发动机的介绍 引子: 涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机这个“小弟弟”仗着自已身上的几页风扇也青出与蓝。 现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能，较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时，如果本方机场遭到了对方破坏，战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时，F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。在降落时可以用60度的迎角作低速平飞，在不用减速伞和反推力的情况下，只要500米的跑道就可以安全降落。

更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话，其飞机的空战推重比就很难达到1，如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为 4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到1，苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%。相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右。 而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大，起飞重量也就越来越大，对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前，人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题。比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）。如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可*性，像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。 而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。 一，历史 在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机以经相当

发动机原理知识点

1.发动机的定义。 燃料在机器内部燃烧而将化学能转化为热能，再通过气体膨胀做功将其转化为机械能输出的机械设备。 2.发动机发展历经的三个阶段。 ①20世纪70年代之前（提高生产力） 目标：追求良好的动力性能。 措施：提高压缩比，提高转速。 指标：最高车速、加速性能、最大爬坡能力。三个指标均取决于发动机及其它动力装置。 ②20世纪70~80年代（石油危机） 目标：追求良好的经济性能。 措施：降低油耗、增大升功率、减轻比重量。 指标：百公里油耗。 ③20世纪80年代后期（环境污染） 目标：追求良好的环保性能。主要解决排放与噪声问题。 3.常规汽车能源和新型替代能源有哪些，各有何特点? ①汽油机：汽油和空气混合经压缩由火花塞点燃。 ②柴油机：柴油和空气混合经压缩自行着火燃烧。 ③天然气发动机LNG ④液化石油气发动机LPG ⑤酒精发动机 ⑥双燃料、多燃料发动机 4.热力系统基本概念; 在热力学中，将所要研究的对象从周围物体中隔离出来，构成一个热力系统。 系统以外的一切物质，称为外界，热力系统和外界的分界面，称为界面。5.热力学第一定律的实质; 当热能与其它形式的能量相互转换时，能的总量保持不变，只是能量的形式发生了变化—能量守衡。吸收的能量-散失的能量=储存能量的变化量 6.理想气体的四个基本热力过程; ①定容过程：热力过程进行中系统的容积（比容）保持不变的过程。 ②定压过程：热力过程进行中系统的压力保持不变。 ③定温过程：热力过程进行中系统的温度保持不变 ④绝热过程：热力过程进行中系统与外界没有热量的传递 7.四行程发动机的实际工作循环过程； 进气过程、压缩过程、燃烧过程、膨胀过程、排气过程 8.发动机实际循环向理论循环的简化条件； ①忽略进、排气过程（r-a,b-r), 排气放热简化为定容放热过程； ②压缩、膨胀过程（复杂的多变过程）简化为绝热过程； ③把燃料燃烧加热燃气的过程简化成工质从高温热源的吸热过程，分为定容 加热过程（c～z’）和定压加热过程（z’～z）； ④假定工质为定比热的理想气体。

军用发动机

罗尔斯·罗伊斯公司『RR』 TF41 系列 TF41 牌号TF41 用途军用涡扇发动机 类型涡轮风扇发动机 国家美国 厂商罗尔斯·罗伊斯公司/艾利逊发动机公司 生产现状停产 装机对象单发攻击机A-7D(空军型)、A-7E(海军型)、A-7H及其教练型TA-7H 研制情况 TF41是美国艾利逊公司和英国罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的涡轮风扇发动机。该发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司斯贝RB168-25的一种改型，用来装A-7攻击机。1966年美空军与这两家公司签订合同，艾利逊公司负责研制和生产TF41发动机特有的零部件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零部件。TF41-A-1发动机于1967年10月首次试车，1968年6月通过试飞前规定试验。1969年6月正式完成定型试验。在研制过程中，发动机积累了3600h以上的试验。经过多年的修改设计，使发动机翻修寿命达到1500h。 主要改型有TF41-A-1、TF41-A-2和TF41-A-100/-A-400。 结构和系统 (TF41-A-1) 进气口整体钢机匣。无进口导流叶片。 风扇及外涵3级轴流式。水平对开机匣。全外涵。 低压压气机2级轴流式，与风扇同轴。 高压压气机11级轴流式。 燃烧室环管形。有10个火焰筒和10个双油路喷嘴。 高压涡轮2级轴流式。2级导向器叶片和第1级转子叶片气冷。 低压涡轮2级轴流式。 尾喷管内、外涵气流经简单混合在喷管排气段内混合后排出。 控制系统机械液压式。转速和加速自动控制，应急时人工超控。 技术数据 (TF41-A-2) 起飞推力(daN) 6679 最大起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.66 推重比 4.97 空气流量(kg/s) 119.3 涵道比 0.74

涡扇发动机工作原理

动力原理： 涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机冲压喷气发动机涡轮轴发动机 升力原理： 飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。 在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快 (V1=S1/T >V2=S2/T1)。根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，这就产生了升力。 从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。 飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：

单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。下图为典型的星型活塞发动机。 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。

汽车发动机原理第4章 练习题

第4章练习题 一、解释术语 1、不规则燃烧 2、点火提前角 3、空燃比 二、选择题 1．提高汽油机的压缩比，要相应提高所使用汽油的（） A、热值 B、点火能量 C、辛烷值 D、馏程 2．汽油机的燃烧过程是（） A、温度传播过程 B、压力传播过程 C、热量传播过程 D、火焰传播过程 3、汽油机混合气形成过程中，燃料（）、燃料蒸汽与空气之间的扩散同步进行。 A、喷射 B、雾化 C、蒸发 D、混合 4、下面列出的（）属于汽油机的燃烧特点。 A、空气过量 B、有时缺氧 C、扩散燃烧 D、混合气不均匀 5、汽油机爆震燃烧的根本原因是远端混合气（） A、自燃 B、被火花塞点燃 C、火焰传播不到 D、被压缩 6、汽油机的火焰速度是（） A、燃烧速度 B、火焰锋面移动速度 C、扩散速度 D、气流运动速度 7、提高压缩比使汽油机的爆震倾向加大，为此，可采取（）的措施。 A、减小喷油提前角 B、减小点火提前角 C、加大喷油提前角 D、加大点火提前角 三、填空题 1、根据汽油机燃烧过程中气缸压力变化的特点，可以将汽油机燃烧过程分为、和三个阶段。 2、汽油机混合气的形成方式可以分为和两种。 3、压缩比是发动机热效率的重要因素。但高压缩比会给汽油机增加的趋 势。

4、对液态燃料，其混合气形成过程包括两个基本阶段： 和。 5、燃油的雾化是指燃油喷入_________________后被粉碎分散为细小液滴的过程。 6、发动机转速增加时，应该相应地____________点火提前角。 7、在汽油机上调节负荷是通过改变节气门开度来调节进入气缸_______________的多 少。 四、简答题 1、P—φ图上画出汽油机正常燃烧，爆震燃烧和早燃的示功图，并简要说明它们的区别？ 2. 用示功图说明汽油机点火提前角过大、过小，对燃烧过程和发动机性能的影响。 3. 汽油机燃烧室组织适当的紊流运动的作用有哪些？

航空涡扇发动机的工作原理

航空涡扇发动机的工作原理 ?发表于：2014-01-21 21:57:40 ?作者:江山红红发短信加好友更多作品 级别：上将积分：118791 航空喷气发动机主要有两种，一种是涡喷发动机，一种是锅扇发动机。在这里主要介绍大家关心的涡扇发动机的工作原理。 涡扇发动机是喷气发动机的一个分支，从血缘关系上来说，涡扇发动机应是涡喷发动机的变种。从结构上看，涡扇发动机是在涡喷发动机之前加装了风扇。这几叶风扇却把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。正是这几叶风扇，让涡扇发动机青出于蓝而胜于蓝。 研制涡扇发动机，首先是要确定它的总体结构。简单的讲，主要是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双转子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单尽管研制难度低，省钱！但要付出性能差的代价。 从理论上讲：单转子结构的涡扇发动机的压气机，可以作成任意多的级数，以期达到一定的增压比。可是由于单转子的结构限制，使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，在工作时，它们就必须要保持相同的转速，问题也跟着出来了。当单转子的发动机在工作时，如果其转速突然下降时，压气机的高压部分，就会因为得不到足够的转速，而效率严重下降；在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时，就会引起发动机的振喘。在正常的飞行中，发动机发生振喘是决对不允许的。因为发动机发生振喘，会严重危及飞机的安全。为了解决低压部分在工作中的过载，只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样一来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限，单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。 为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用，在压气机内的空气温度升高，其作用力随着空气温度的升高而增大。高压转子的转速可以设计的相对高一些，转速提高了，其高压转子的直径就可以做得小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。 然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气

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

我国涡扇10航空发动机内幕

我国涡扇10航空发动机内幕 八十年代初期，中国航空研究院606所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇10系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇10系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇10系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92年试车成功的624所中推核心机技术，性能要求全面超过F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇10是在F404 基础上放大而成，性能直逼F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来

结构： 涡扇10/10A是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的3+9+1+1结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣;，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带

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。 盘式：强度好，但抗弯刚性差，并容易发生振动。目前这种简单的盘式转子只用于单盘或小流量的压气机上。 鼓盘式：这种转子兼有鼓式转子抗弯性好和盘式转子强度高的优点在发动机广泛应用。 四．燃烧室的分类工作过程优缺点 分类：管型燃烧室，环型燃烧室，管环型燃烧室。 工作过程：发动机工作时，被压气机压缩的空气，进入燃烧室，它一边向后流动，一边与喷嘴喷出的燃油混合，组成混合气。发动机起动时，混合气由点火装置产生的火花点燃：起动后，点火装置不再产生火花，新鲜混合气全靠已燃混合气的火焰引火而燃烧。 混合气在燃烧室内燃烧时，喷嘴喷出的燃油与燃烧室中流动的空气不断混合组成新的混合气，以供连续不断的燃烧之用，这样就形成了燃边油与空气混合边燃烧的连续不断的

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.$ 6.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 7.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。8.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： 9.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。 10.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。 11.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. 12.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 13.| 14.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 15.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 16.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；

汽车发动机原理第4章 课后习题答案

第四章复习思考题 1.说明汽油机燃烧过程各阶段的主要特点。 答：燃烧过程：（1）着火落后期：它对每一循环都可能有变动，有时最大值是最小值的数倍。要求：为了提高效率，希望尽量缩短着火落后期，为了发动机稳定运行，希望着火落后期保持稳定（2）明显燃烧期：压力升高很快，压力升高率在0.2-0.4MPa/(°)。希望压力升高率合适（3）后燃期：湍流火焰前锋后面没有完全燃烧掉的燃料，以及附在气缸壁面上的混合气层继续燃烧。希望后燃期尽可能的短。 2.爆燃燃烧产生的原因是什么?它会带来什么不良后果? 答：燃烧室边缘区域混合气也就是末端混合气燃烧前化学反应过于迅速，以至在火焰锋面到达之前即以低温多阶段方式开始自然，引发爆燃爆燃会给柴油机带来很多危害，发生爆燃时，最高燃烧压力和压力升高率都急剧增大，因而相关零部件所受应力大幅增加，机械负荷增大；爆燃时压力冲击波冲击缸壁破坏了油膜层，导致活塞、气缸、活塞环磨损加剧，爆燃时剧烈无序的放热还使气缸内温度明显升高，热负荷及散热损失增加，这种不正常燃烧还使动力性和经济性恶化。 3.爆燃和早燃有什么区别? 答：早燃是指在火花塞点火之前，炽热表面点燃混合气的现象。爆燃是指末端混合气在火焰锋面到达之前即以低温多阶段方式开始自然的现象。早燃会诱发爆燃，爆燃又会让更多的炽热表面温度升高，促使更加剧烈的表面点火。两者相互促进，危害更大。另外，与爆燃不同的时，表面点火即早燃一般是在正常火焰烧到之前由炽热物点燃混合气所致，没有压力冲击波，敲缸声比较沉闷，主要是由活塞、连杆、曲轴等运动件受到冲击负荷产生震动而造成。 4.爆燃的机理是什么?如何避免发动机出现爆燃? 答：爆燃着火方式类似于柴油机，同时在较大面积上多点着火，所以放热速率极快，局部区域的温度压力急剧增加，这种类似阶越的压力变化，形成燃烧室内往复传播的激波，猛烈撞击燃烧室壁面，使壁面产生振动，发出高频振音（即敲缸声）。避免方法：适当提高燃料的辛烷值；适当降低压缩比，控制末端混合气的压力和温度；调整燃烧室形状，缩短火焰前锋传播到末端混合气的时间，如提高火焰传播速度、缩短火焰传播距离。 5.何谓汽油机表面点火?防止表面点火的主要措施有哪些? 答：在汽油机中，凡是不靠电火花点火而由燃烧室内炽热表面点燃混合气的现象，统称为表面点火。防止措施：1）适当降低压缩比。2）选用沸点低的汽油和成焦性小的润滑油。3）要避免长时间的低负荷运行和汽车频繁加减速行驶。 4)应用磷化合物为燃油添加剂使沉积物中的铅化物成为磷酸铅从而使碳的着火

发动机基本知识总结全集

发动机构造基本原理图解 发动机是一种由许多机构和系统组成的复杂机器。无论是汽油机,还是柴油机；无论是四行程发动机，还是二行程发动机；无论是单缸发动机,还是多缸发动机。要完成能量转换，实现工作循环，保证长时间连续正常工作,都必须具备以下一些机构和系统。 1、发动机总体构造 发动机是一台由多种机构和系统组成的复杂机器。现代汽车发动机的结构形式很多,发动机的具体构造也多种多样，但由于其基本工作原理一致，从总体功能来看,其基本结构大同小异,都是由二大机构和五大系统组成，即:曲柄连杆机构、配气机构、供给系统、冷却系统、润滑系统、起动系统、点火系统（柴油机没有)。我们以桑塔纳2000GSi型轿车装备的AJR型发动机的结构实例来分析发动机的总体构造。

（１) 曲柄连杆机构?曲柄连杆机构是发动机实现工作循环,完成能量转换的主要运动零件。它由机体组、活塞连杆组和曲轴飞轮组等组成。在做功行程中,活塞承受燃气压力在气缸内作直线运动，通过连杆转换成曲轴的旋转运动，并从曲轴对外输出动力。而在进气、压缩和排气行程中,飞轮释放能量又把曲轴的旋转运动转化成活塞的直线运动。

(2) 配气机构 配气机构的功用是根据发动机的工作顺序和工作过程,定时开启和关闭进气门和排气门，使可燃混合气或空气进入气缸,并使废气从气缸内排出，实现换气过程。配气机构大多采用顶置气门式配气机构,一般由气门组、气门传动组和气门驱动组组成。 （3) 燃料供给系统 汽油机燃料供给系的功用是根据发动机的要求,配制出一定数量和浓度的混合气,供入气缸,并将燃烧后的废气从气缸内排出到大气中去；柴油机燃料供给系的功用是把柴油和空气分别供入气缸,在燃烧室内形成混合气并燃烧，最后将燃烧后的废气排出。

级《航空发动机原理》期末考试复习

《航空发动机原理》复习 一、单项选择题（共20题每题2分共40分） 1.以下哪个是衡量发动机经济性的性能参数（ A ）。 A EPR B FF C SFC D EGT 2.涡轮风扇发动机的涵道比是（ D ）。 A流过发动机的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 B流过发动机的空气流量与流过外涵的空气流量之比 C流过内涵道的空气流量与流过外涵道的空气流量之比 D流过外涵道的空气流量与流过内涵道的空气流量之比 3.高涵道比涡扇发动机是指涵道比大于等于（ C ）. A 2 B 3 C 4 D 5 4.涵道比为4的燃气涡轮风扇发动机外涵产生的推力约占总（C ）。 A20％ B40％ C80％ D90％ 5.涡桨发动机的喷管产生的推力约占总推力的（ B ） ％％ % D. 0 6.涡桨发动机使用减速器的主要优点是：( C ) A能够增加螺旋桨转速而不增加发动机转速 B螺旋桨的直径和桨叶面积可以增加 C可以提高发动机转速而增大发动机的功率输出又能使螺旋桨保持在较低转速而效率较高 D在增大螺旋桨转速情况下，能增大发动机转速 7.双转子发动机高压转子转速Ｎ2与低压转子转速Ｎl之间有（ C ） A Ｎ2＜Ｎl B Ｎ2＝Ｎl C Ｎ2＞Ｎl D设计者确定哪个大 8.亚音速进气道是一个（ A ）的管道。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D圆柱形 9.亚音速进气道的气流通道面积是（ D ）的。 A扩张形 B收敛形 C先收敛后扩张形 D先扩张后收敛形 10.气流流过亚音速进气道时，（D ）。 A速度增加，温度和压力减小 B速度增加，压力增加，温度不变 C速度增加，压力减小，温度增加 D速度减小，压力和温度增加 11.在离心式压气机里两个起扩压作用的部件是（ D ）。 Ａ涡轮与压气机Ｂ压气机与歧管Ｃ叶片与膨胀器Ｄ叶轮与扩压器 12.轴流式压气机的一级由（C ）组成。 A转子和静子 B扩压器和导气管 C工作叶轮和整流环 D工作叶轮和导向器 13. 空气流过压气机工作叶轮时, 气流的（C ）。 A相对速度增加, 压力下降 B绝对速度增加, 压力下降 C相对速度下降, 压力增加 D绝对速度下降, 压力增加 14.空气流过压气机整流环时, 气流的（ C ）。 A速度增加, 压力下降 B速度增加, 压力增加 C速度下降, 压力增加 D速度下降, 压力下降 15.压气机出口处的总压与压气机进口处的总压之比称为（A ）。 A发动机的增压比 B发动机的压力比 C发动机的压缩比 D发动机的容积比

涡轮发动机飞机结构与系统

飞机系统 液压系统 1.变量泵为什么要装释压阀？P92 变量泵具有自动卸荷功能，因此设计系统时不用再考虑其卸荷问题。但为了系统的安全，回路上同样需加装安全阀，以防泵内压力补偿活门损坏或斜盘作动筒卡滞时造成系统压力过高。 2.液压系统渗漏检查方法？P129 （一）内漏检查法：流量表法和电流表法。 （1）流量表法操作： 关闭所有关断活门，保持规定压力（用电动泵），读出流量表读书Q0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，读出相应流量Q1，Q2，Q3 …… Qn; 计算各分支系统内漏量: 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （2）电流表法操作： 在电动马达驱动泵的供压线路上加装电流表； 启动、保持系统达到额定压力； 记录初始电流I0； 按手册要求，依次打开分系统隔离活门，分别记录相应电量值I1，I2，I3……In; 对照EMDP电流---流量曲线,分别查出对应的Q0，Q1，Q2，Q3 …… Qn； 分别计算每个分支系统的内漏量； 用实际泄漏量与维护手册给定的数值比较,应在规定范围内。如果超出规定值，则该分支存在超标泄漏。 （二）外漏检查： 接近发生外漏的部件； 清洁部件上外漏的油污； 为系统加压； 测量外漏泄漏速率，根据该机型的放行标准确定是否放行。 3.液压泵功率公式的推导？P92 4.液压油显示"过热"的原因及排除方法？P122

5.液压油滤滤芯分几类？各有什么作用？P115 常见的滤芯有三种：表面型滤芯、深度型滤芯、和磁性滤芯。 表面型滤芯：一般是金属丝编织的滤网，过滤能力低，一般作为粗滤安装在油箱加油管路上 磁性油滤依靠自身的磁性吸附油液中的铁磁性杂质颗粒，应用在发动机滑油系统管路中。 深度滤芯：液流通过的过滤介质有相当的厚度，在整个厚度内到处能吸收污染物。其过滤介质有—缠绕的金属丝网、烧结金属、纤维纺织物、压制纸等。 6.液压油温度与粘度的关系，对总效率的影响？P92 温度过高，会导致油液黏度下降。油液粘度过低时，会增加泵的内漏并降低油液的润滑性，继而导致容积效率和机械效率下降。 温度过低，会导致油也黏度上升。油液粘度过高时，油泵吸油阻力增大，油泵吸油困难，不能完全充满油腔，降低填充效率。黏度过高同样会造成油泵转动阻力增大，并增加流体的流动阻力，降低机械效率。 7.液压保险的作用？P106 液压系统某些传动部分的导管或附件损坏时，系统油液可能漏光，使得整个系统不能工作。为了防止这种现象，可在供油管上设置安全装置，这就是液压保险。在管路漏油时，当油液的流量或消耗量超过规定值时，自动堵死管路，防止系统内油液大量流失。 8.对恒压变量泵，当发动机驱动泵的开关在“开”和“关”位时，泵是怎样工作的?工作原理，开关原理？（124页） 在电门在“开”位时，发动机驱动泵EDP在泵内补偿活门控制下进行供压或进行自动卸荷；当泵发生故障时，将电门扳到“关”位，电磁活门线圈通电，使泵的出口压力在很低的情况下就能推动补偿活门作动，使油泵卸荷，即为“人工关断”。 9.油滤的压差活门控制的是什么参数？怎么控制的？ 压力参数。活门前压力和活门后压力参数差值。 当一定压力时候通过传感器，以电信号方式传递到驾驶舱。注意：可能有人认为可能是地面给人看的那个燃油油滤，其实不然，这个是指驾驶舱的那个。 10.液压系统包括几个部分，各操纵那些部件？ 有两种阐述方法：一种是按组成系统的液压元件的功能类型划分；另一种是按组成整个系统的分系统功能划分。 按液压元件的功能划分： a)动力元件：指液压泵，其作用是将电动机或者发动机产生的机械能转换成液体的 压力能 b)执行元件：其功能是将液体的压力能转换成为机械能，执行元件包括液压作动筒 和液压马达

PW6000涡扇发动机简介

行大量的补充摸底或验证试验,以得到大量试验数据来充实数据库,打好预研基础,为迎接21世纪研制先进发动机做好技术准备。亡羊补牢、时犹未晚。 另外、我们还可以利用计算流体力学(CFD)和计算机仿真成果,以缩短发动机设计技术与国际水平的差距。在当前知识经济到来的时代,航空发动机研制技术正在进行一场设计革命,基本形成“传统设计”向“预测设计”的转变.今后研制发动机的周期从过去的10～15年缩短到7～8年,甚至更短。试验机也可从过去的40～50台减少到10台左右。因此,我国若能老老实实补上打好预研基础这一课,利用CFD和计算机仿真成果,并争取更多的国际合作,通过大力协同建立我国自己的设计软件体系,这将是我国航空发动机研制走出困境的有效途径。 参　考　文　献 1　欧阳昌宇.乌鸦洞的奇迹—中国历史上第一个航空发动机制造厂建成始末(1940-1949).浙江大学出版,1998 2　英国罗罗公司.喷气发动机 3　刘大响.跨世纪航空发动机技术的发展和建议.航空动力集98珠海航空学术会议,1998 4　CF M56:Engine of Change Flight lnternational.19-25 May,1999 5　游光荣.我国科学技术投入少,效率低,影响力弱,任重道远.科技导报,1999(6) 6　不断创造新的“惊喜”-春兰集团发展纪实(一).人民日报,1999 PW6000涡扇发动机简介(见封面照片) 空中客车公司于1999年4月26日正式启动了A318双发短程客机项目。A318是已经获得巨大成功的A320系列的最小成员,其基本型的载客量为107人,航程为3700km。 空中客车公司已经与普惠公司达成协议,研制新的PW6000涡扇发动机作为A318首选动力装置。目前,配装PW6000发动机的A318已获得包括埃及航空公司、国际租赁金融公司和美国环球航空公司等共109架订货(法国航空公司则选用CF M56-5A/ B发动机作为其确认订购的15架A318的动力装置)。 研制计划初步确定为: 1999年7月:首台PW6000发动机试验。 2001年4月:在普惠加拿大公司的波音720试验台上进行飞行试验。 2001年8月:装在首架A318机上作飞行试验。 2002年四季度:A318投入运营。 PW6000发动机以普惠公司在美国“综合高性能涡轮发动机计划(IHPTET)”中研究的XT C-66这种最新的战斗机发动机的核心机验证机作为技术基础,是军用推进技术应用到商用发动机的最新范例。 PW6000结构特点: 风扇:单级,直径1.435m(56.5in),采用实心无冠(宽弦)叶片,钛合金。 低压压气机:　4级。 高压压气机:　5级。 燃烧室:以V2500发动机浮壁构型为基础,但采用激光钻孔。薄膜冷却的壁板。 高压涡轮:单级。 低压涡轮:3级。 PW6000发动机性能: 起飞推力:71171～102309N(16000～23000Ib f)。 涵道比:4.9。 总压比:31.2。 发动机长度:2743mm(108in)。 发动机净重:2195kg(4840Ib)。 4燃气涡轮试验与研究　第12卷第4期

完整版发动机原理知识点名词解释填空题

名词解释： 1.1、指示热效率：是发动机实际循环指示功与消耗燃料的热量的比值.。 1.2、压缩比：气缸容积与燃烧室容积之比。 1.3、燃油消耗率：发动机每发出1KW有效功率，在1h内所消耗的燃油质量。 1.4、平均有效压力：单位气缸工作容积所做的有效功。 1.5、有效燃料消耗率：是发动机发出单位有效功率时的耗油量。 1.6、升功率：在标定工况下，发动机每升气缸工作容积所发出的有效功率。 1.7、有效扭矩：曲轴的输出转矩。 1.8、平均指示压力：单位气缸容积所做的指示功。 1.9、示功图：发动机实际循环常用气缸内工质压力P随气缸容积V （或曲轴转角）而变化的曲。 2.1、配气相位：发动机进、排气门开闭角度相对于上、下止点的分布。 2.2、气门重叠：在四冲程发动机中，由于进气门提前开启和排气门迟后关闭，在上止点附近，存在进排气门同时开启的现象。 2.3、充气效率：指每一个进气行程所吸入的空气质量与标准状态下占有气缸活塞行程容积的干燥空气质量的比值。 2.4、可变技术：使发动机的某种结构参数可以随工况改变的技术。 2.5、残余废气系数：气缸中残余废气质量与实际新鲜充量的质量之比。 3.1、着火延迟：火花引燃或加热到燃料自然温度以上时，可燃混合气并不立即燃烧，需要经过一定延迟时间才能出现明显的火焰，放出热量。 3.2、过量空气系数：是指燃烧1KG燃料时实际供给的空气量1与理论空气量10之比。 3.3、空燃比：是指燃料实际燃烧时所供给的空气质量与燃油质量的比值。 3.4、着火方式：引发燃烧过程的手段。 4.1、燃烧速度：单位时间内燃烧混合气的质量。 4.2、火焰速度：火焰锋面移动速度。 4.3、滞燃期* :从喷油开始到压力线脱离压缩线所占用的曲轴转角。 第五章： R喷汕泵連度特性：喷油蘇油量调节机构的位薑芥变，供油蚩随喷油泵转速变化的关系 2*供油提前角，从出曲隗升起幵届供油到话堪到达上止点師对应的曲轴转甬. 2、毗汹提Oil/fj上从烘;由喷入气到法实到这上止点所时应的曲抽转4]. 4 柴汕机滞燃期；从喷沟开始到压力践脱离压编找所占用的曲轴转两 5. 顒油規迟：从鬲氐由亲供油开蜡到喷油蛊针阀抬起幵始喷油斫对应的时期. 2 缓燃期：从适离燃堤压力到出观験裔燃烧溫度听时毎的吋期. 7.啡油规律；单位时闫喷油器噴油谨与噴油浆凸轮转甬I时间｝的吳系一 9隣火力成’使燃料着火形减火焰的方式，眉点煥方式和自燃方式琴形式n 6.1、速度特性：油量调节机构不变时，发动机的各项性能参数随转速而变化的关系曲线。 6.2、负荷特性：发动机转速不变时，性能参数随负荷变化的关系。 6.3、发动机特性：性能指标（或性能参数）的变化规律。 6.4、调整特性：随调整情况而变化的关系。 6.5、机械损失：发动机曲轴输出的功或者功率与其气缸内气体膨胀所做的功或功率之差。 6.6、热值：在标况下1kg燃料完全燃烧所放出的热量。

阵风之心 法国M88军用涡扇发动机

阵风之心法国M88军用涡扇发动机 自从“幻影”F1战机与M53发动机的组合在“欧洲四国战斗机”项目选型中惨败于F—16后，不甘失败的法国人又回到了熟悉并且适合自身技术水平的无尾三角布局上，推出了“幻影”2000，其“搭档”依旧是M53。虽然该机与F—16之间的性能差距有所缩小，但无奈推出时间上的滞后使得“幻影”2000占有的国际市场份额与后者相比小得可怜，而且在价格和性能上也无法占优。为此，达索公司决定跳出单发中性战斗机这个圈子，向更大、更强、利润更高的双发战斗机领域进军。在“幻影”4000双发重型战斗机上验证了部分技术后，达索公司于1986年推出了“阵风”战机，并在当年的范堡罗航展上高调亮相。 “阵风”A原型机起初使用F／A－18A／B装备的F404－GE－400发动机，直到1990年5月斯奈克玛公司M88发动机完成为止。该发动机与斯奈克玛公司过去开发的“阿塔”和M53系列截然不同，使得发动机不再成为制约法国战斗机性能的主要瓶颈。然而，它的身世依然扑朔迷离。 法国制造的战斗机和攻击机装备的发动机，长期以来都是单转子结构。“阿塔”系列涡喷发动机几乎一统了当时法国开发的所有战斗机、攻击机和轰炸机的动力系统，即使是“幻影”2000上的M53涡扇发动机，也有着“超级阿塔”的别称。然而，单转子结构发动机高、低压段的转速只能取一个中间值，不能取相应的优化转速，涵道比也不能过大。如果涵道比过大，其带来的后果将是加力比小而加力推力不大。 单转子结构发动机还有一个缺点，就是喘振裕度不大，所以“阿塔”和M53都靠设置放气门来增加喘振裕度。但是这样一来又会使得增压比降低，推力减少。加之法国人的压气机设计水平不高，M53的压气机级数偏偏又少，仅有3级风扇、5级高压，这就造成其推重比和单位推力都比较低。与之相比，压气机增压比同样不高的俄制RD33发动机则采用了4级风扇、9级高压的设计。不过有弊也有利，较小涵道比带来的好处是迎风面积减小，单位迎风面积推力提高，高空高马赫数下加速能力较好。配合飞机进气道的设计特点，“幻影”2000在高空高速飞行包线内相对F－16有着很明显的优势。 值得一提的是，法国透博梅卡公司和英国罗尔斯·罗伊斯公司为“美洲虎”攻击机而联合研制了“阿杜尔”涡扇发动机。其中，罗尔斯·罗伊斯公司负责研制燃烧室、高／低压涡轮、低压轴、排气锥、混合器、滑油箱等；透博梅卡公司负责其余部件，如压气机、机匣和外部传动装置、加力燃烧室喷管延伸段等。发动机部件按分工制造，然后送到两国的总装线上进行最终装配。由此可以看出，占据主导地位的是罗尔斯·罗伊斯公司。 尽管从推力和推重比上看，“阿杜尔”的性能水平不算高，但其采用了大量在当时十分先进的技术，包括：定向凝固和单晶涡轮叶片，由此可以带来更高的涡轮前温度：环形结构燃烧室：可调收扩喷管：钛合金宽弦叶片制造的高压压气机叶片以及小展弦比叶型设计。 尽管出于成本、风险以及终端平台定位的考虑，英、法两国在合作时采用的设计相对保守。也没有刻意追求减重而大量使用钛合金。但是单晶涡轮叶片的使用让法国在涡轮叶片材料上接触到了领先者的技术。法国之所以后来能够在新型号发动机上大幅度提高涡轮前温度，这次合作颇有裨益。