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。

CFM的建立

在20世纪70年代，斯奈克玛公司为了进军民用市场，选择美国通用动力公司作为合作伙伴，准备以B—1轰炸机的F101发动机核心机作为原准机，开发商用发动机。但是，F101发动机属于战略平台的核心装备，美国政府与国防部都不批准这个合作项目。当时，普·惠公司的F100发动机已经占据了美国空军战斗机动力的统治地位，其3T3D和。ITSD等民用发动机的销售情况也是形势大好，它们在1965年世界民用发动机市场上的份额甚至高达92.4％。迫于生存压力，通用动力公司为了争取到这个翻身的机会，不仅大力游说政府高层，还提出不让斯奈克玛公司接触F101的核心技术，并按照“需要和了解”的基础交换资料。整个项目由通用动力公司负责系统一体化实施，并且民用F101发动机的核心及设计参数将降适当降低。通用动力公司还进一步建议美国国务院和商务部监督资料的交换过程，以保证其符合美国政策。

1973年5月30日，美国总统尼克松和法国总统蓬皮杜在葡萄牙亚速尔群岛进行双边高峰会议，CFM56赫然列在日程表上。在准备工作中，尼克松表示，他期待的是政治讨论，但是被“某种喷气发动机”的事项打了岔。尼克松驳回了所有反对意见，按照通用动力公司的建议批准了该项目。当日，尼克松与蓬皮杜联合宣布了此项决定。1973年6月4日，国务卿基辛格代表总统发布220号国家安全决策备忘录，批准该合作项目，但附加下列条件：

与法国政府达成关于出口发动机核心机的物理安全和技术保护的满意协议；

关于法国政府不谋求对美国进入欧盟的飞机征收新的关税。

于是，1973年9月两国恢复合作，并于1974年9月28日正式成立CFM国际公司。虽然美国政府在合作协议中对技术保密仍然持谨慎态度，但是斯奈克玛公司凭借着自己在所负责工作上的出色表现，获得了与通用动力更深程度的技术交流。同时，斯奈克玛公司使用特殊手段得到了F101发动机核心机GE9和演化型号E88的技术，M88发动机的起源可以说很大程度来源于此。

技术特点

压气机M88-2发动机的结构为风扇3级，第一级带凸肩。高压压气机6级，采用三维设计技术，前3排整流叶片可调，在第4和第5级之间设引气口，高级负荷。相比基于类似核心设计的F404发动机，M88-2少一级高压压气机，其总压比为24.5，F404则为26，同样改进自F404的RM12也达到了27.5。由此可以看出，因为M88-2少一级高压压气机给总压比带来了不利影响，不过级数减少也能部分减轻结构重量和几何长度，适当缩小载机的发动机舱轮廓。

M88-2风扇压大约在4以内，高于F404的3.641；而高压压气机压比则为6.125，低于F404的7.14。级压比方面，M88-2为1.35，只略高于F404的1.324，更加低于RMl2。考虑到M88与F404的高压段有很大的继承性，两者性能参数上的差异表明法国在压气机设计上仍然有所不足。相比之下，F414发动机采用3级风扇、7级高压，达到30以上的总压比。EJ200发动机的总压比为26，虽然不算太高，但只用了3级风扇、5级高压结构，比同样总压比的F404减少了2级。

燃烧室采用了低污染的双环腔带多孔气膜冷却结构，与通用动力公司同系列产品的结构与特点类似。目前，苏

霍伊SSJl00支线客机已确定以M88核心机为基础，发展SAM-146大涵道中等推力发动机。M88-2燃烧室上构造的特点，显示了它身上有着无可否认的F101发动机血统。

涡轮部分高低压涡轮均为单级结构，都使用气膜冷却，高压涡轮叶片具备主动间隙控制，叶片材料使用AMl单晶合金。由于采用了高温高负荷设计，其涡轮进口温度高达1850K。

涡轮盘采用粉末冶金制造工艺，轮盘材料试验型为Astroloy粉末冶金，生产型为N18合金。加力燃烧室为整体式，由中心单圈环形稳定器和9根径向火焰稳定器组成。尾喷管为引射式，喉部面积和引射喷口面积均可调，喷口调节片用碳化硅基陶瓷材料制造。发动机采用双余度全权限数字化发动机控制系统(FADEC)，可在3秒内从怠速加速到全加力状态，在飞行包线范围内无顾虑操作。外涵机匣则采用树脂基复合材料PMR－15制造。

全机分为21个模块设计，每个模块都能由简单工具拆装更换，达到减少备件数量、快速更换、简化维修程序和时间的目的，整机拆卸及维修总共只需4

小时。

特点分析

M88发动机的涡轮前温度相当高，不仅高于同类中等推力发动机和90年代初的大推力发动机，甚至和某些下一代大推力发动机相同，如俄罗斯AL-41F。其根本原因在于M88的压气机性能不够，总压比偏低，为了保证推力只能采用较高的涡轮前温度来弥补。较高的涡轮前温度可以相对提高不加力推力和燃烧效率，降低油耗，并能提高单位推力。但一味提高涡轮前温度，将对发动机热端部件的寿命造成影响，缩短翻修间隔时间。法国自身的材料与冶金水平在西方发达国家中实力本就略显平庸，而选取的指标却高出同类产品一筹，结果M88·2El 投入使用时的初始检修间隔只有150小时，验证后达到的指标也仅为500小时。直到2001开始大规模生产时，M88—2E4的初始检修间隔才达到800～1000小时，TAC循环为2000次。相比之下，80年代中后期美国空军就开始要求热段部件检修间隔达到4000次TAC循环，如F100-PW-220／229和F110-GE.129。日本自1991年开始生产的F100-IHI-220E上安装的自产单晶涡轮叶片也到了4000次TAC循环指标，而且在实际使用时有一定的温度裕度，大约在100～110度上下。因此，这些发动机都有在战时通过增加转速和供油量等方法，提高额定推力的VMAX模式，短期使用也不会对发动机造成伤害，以取得需用推力与部件耐久性、可靠性和维护成本的平衡。现今美国第三代大推力发动机的新一代改型，如F11－GE－132／134已经达到6000次TAC循环，F414的发展型EDE则大幅度提高到了6000小时(推力与使用寿命之间可以转换，通过牺牲部分寿命换取高推力)，并已通过验证。

通常而言，涡轮前温度越高，总压比越大，则燃油经济性越好。但是M88-2的燃油经济性在中等推力发动机中却居于劣势，即使是燃油消耗量比M88-2E1

降低了2％～4％的M88-2E4，油耗也比早年的F404-GE-400／402要高。虽然燃油经济性与涡轮效率及其他一些因素也有关联，但无疑压气机性能不足是其中的

重要原因。

衡量发动机性能的两个最主要指标是单位推力、单位燃油效率以及推重比。M88-2E4的单位推力仅同F404-GE-402差不多，比起瑞典RMl2也是略有不及。和F414、EJ200相比则差距甚大。M88—2E4的推重比达到8.5，部分原因是因为其使用PMR—15热固性聚酰亚胺树脂材料制造外涵机匣，和钛合金外涵机匣相比，重量可减轻23％～30％，成本减少28％。例如F136发动机采用与F110-GE －132发动机相似的复合材料外涵机匣，重量减少了9公斤：JTAGG验证机的进气机匣采用碳纤维增强的PMRl5树脂基复合材料，较铝合金材料减轻了26％。同时，M88的喷管鱼鳞片也采用树脂基复合材料制造。同类型号里只有F414使用这些材料，即便EJ200使用的也是化学铣切钛合金机匣。然而在这种情况下，M88—2E4的推重比依然落后EJ200，相比F404与RM12提高的也很有限。和第4代大推力发动机相比，虽然M88的涡轮前温度相差不多，但前者的推重比要求普遍在10左右，推力也远大于M88。由此可见，压气机设计水平严重制约了M88的性能指标。由于热力学循环参数同结构强度之间存在一定的均衡，在给定压气机总压比的条件下，要保证一定的推重比指标，通常采用提高涡轮前温度的办法，但这样会影响部件的寿命。要保证部件的寿命和可靠性，必须在原温度下增加涡轮强度和耐温能力，例如增加叶片厚度，不仅费用激增，发动机重量也要增加，推重比又要受影响。而单纯增加压气机级数和部件强度的办法，又会让发动机的长度、重量增加。影响载机发动机舱的设计和重量配平。

未来发展

为了弥补M88的性能不足和“阵风”战斗机节节攀升的重量，斯奈克玛公司加紧发展后续型号M88-3，通过把风扇进口流量从M88-2的65公斤增加到72公斤，M88-3的推力提高到90千牛。不过限于经费不足，M88-3可能要推迟到2010年之后才会配装到“阵风”上。其实，与现在推力已达到90千牛以上的F414

和EJ200相比，M88-3难说有哪些优势可言。更重要的是，前两者的发展型

F414EDE与EJ230／270都达到120千牛推力级别，推重比高达11左右，属于采用全新技术与结构的产物。如果F／A－18E／F与“台风”今后分别装备了上述两款改进型号发动机，那么装备M88—3的“阵风”在发动机和相关性能上的差距反而还会拉大。近来，由M88核心机发展来的A400M军用运输机动力

——TP400-D6涡桨发动机屡次出现试验故障，而且仅达到最大额定功率的75％，给本就延期的A400M项目雪上加霜。空客公司的母公司——EADS公司甚至威胁要冻结A400M的生产，让人们对M88以及斯奈克玛公司的能力又有了新的质疑。

笔者以为，M88采用了先进的材料与加工工艺，使用维护简便可靠，但同时因为设计水平欠缺和沿袭较多参考机型的特点，以致其技术指标较为平庸，与同时出现的美、英新一代同类发动机有着不小的差距。因此，赋予M88发动机如“法国完全独立研制的第4代先进发动机”等这样的称号，并不符实际。就如同号称“第三代半战机佼佼者”的“阵风”，其实只不过达到了F／A一18C／D“大黄蜂”和F—16后期型的同等水平一样，说明法国的基础工业水平距离欧美先进国家还有不小的距离。当然，作为斯奈克玛公司一改传统单转子结构发动机的产物，M88的作用也是开创性的。它使得法国发动机的设计理念回归到主流，而且还具有相当的改进潜力。

除了推力与推重比提高的发展型，法国还以M88核心机为基础，衍生出商用

大涵道比涡扇SAM-146和军用涡桨发动机TP400-D6。与当年通美国人的合作相比，如今法国以M88为核心，作为SAM-146项目的主导者与俄罗斯合作，进入商用支线客机市场。斯奈克玛公司30年间角色位置的转变，充分见证了其利用国际项目的合作与分工、吸收先进技术与理念的成功经验：在作好自身工作的同时，把所学转为己所用，就可以有效提高自身水平，从次级合作者变成主要合作者，乃至主导者，并达成从提供低压部件到核心部件的推进目标，赢得伙伴与市场、顾客的信任和尊重。

当然，M88的发展过程对于我们还有更深层的借鉴与启示：在世界航空工业史上没有跨越式发展这条路可走，要发展具备先进、可靠且高规范标准的航空技术与产品，除了型号项目的研制外。更需要有完善、坚实的工业基础支撑。没有工业基础支撑的航空技术始终都只是无根之木，而这更需要各个行业，甚至几代人共同的艰苦努力才能实现。

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

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。

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；

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

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。

发动机原理

1.涡轮喷气发动机与活塞式发动机的比较 相同之处（（11））均以空气和燃气作为工作介质。（（22））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。 不同之处（1）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。（2）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。 （3）涡喷发动机的推力在相当大的飞行速度范围内是随飞行速度增加而增加的。活塞式发动机的功率决定于气缸的尺寸和数目，可以认为与飞行速度无关。 2涡轮发动机主要性能指标 (1) 推力F单位推力每公斤空气流量所能产生的推力。Fs＝F/Wa (2) 单位燃油消耗率（sfc）燃油流量：单位时间内消耗的燃料质量（Wf）；耗油率：1小时每产生1牛顿推力所消耗的燃油量。（sfc＝3600Wf/F)－(kg/N.s、kg/daN (3)推质比F/M每公斤质量所能产生的推力。 (4)单位迎面推力（Fa＝F/A）单位横截面积所能产生的推力，与阻力相关。

(5)使用性能：a. 起动可靠性b. 加速性（5～18s)c. 工作安全可靠性d. 寿命 e. 维护性、噪声、污染排放、成本等 3.涡轴发动机主要性能指标 (1)功率（N＝Wa××L＝流量××动力涡轮轴功）－（kw) (2)单位功率（Ns＝N/Wa）－（kw.s/kg) (3)耗油率sfc（sfc＝3600Wf/N) －(kg/kw.s、kg/kw.h.h)1小时每产生1kw功率所消耗的燃油量。(4) 功重比N/G －(kw/kg)

航空发动机原理与构造知识点

航空发动机原理与构造知识点 1.热力系 2.热力学状态参数 3.热力学温标表示方法 4.滞止参数在流动中的变化规律 5.连续方程、伯努利方程 6.激波 7.燃气涡轮发动机分类及应用 8.燃气涡轮喷气发动机即使热机也是推进器 9.涡喷发动机结构、组成部件及工作原理 10.涡扇发动机结构、组成部件及工作原理 11.涡桨发动机结构、组成部件及工作原理 12.涡轴发动机结构、组成部件及工作原理 13.EPR、EGT、涡轮前燃气总温含义 14.喷气发动机热力循环（理想循环、实际循环） 15.最佳增压比、最经济增压比 16.热效率、推进效率、总效率 17.喷气发动机推力指标 18.发动机中各部件推力方向 19.喷气发动机经济指标 20.涡扇发动机中N1、涡扇发动机涵道比的定义 21.涡扇发动机的优缺点及质量附加原理 22.发动机的工作原理（涡喷、涡扇、涡轴和涡桨） 23.发动机各主要部件功用和原理，各部件热力过程和热力循环 24.进气道的分类及功用 25.总压恢复系数和冲压比的定义 26.超音速进气道三种类型 27.超音速进气道工作原理（参数变化） 28.离心式压气机组成部件 29.离心式压气机增压原理 30.离心式压气机优缺点 31.轴流式压气机组成部件 32.轴流式压气机优缺点 33.压气机叶片做成扭转的原因 34.压气机基元级速度三角形及基元级增压原理 35.扭速 36.多级轴流式压气机特点 37.喘振现象原因及防喘措施（原因） 38.轴流式压气机转子结构形式、优缺点 39.鼓盘式转子级间连接形式 40.叶片榫头类型、优缺点

41.减振凸台的作用以及优缺点 42.压气机级的流动损失 43.多级轴流压气机流程形式，机匣结构形式 44.压气机喘振现象、根本原因、机理过程 45.压气机防喘措施、防喘措施原理 46.燃烧室的功用和基本要求 47.余气系数、油气比、容热强度的定义 48.燃烧室出口温度分布要求 49.燃烧室分类及优缺点 50.环形燃烧室的分类及区别 51.燃烧室稳定燃烧的条件和如何实现 52.燃烧室分股进气作用 53.燃烧室的组成基本构件及功用 54.旋流器功用 55.涡轮的功用和特点（与压气机比较） 56.涡轮叶片的分类和结构 57.一级涡轮为何可以带动更多级压气机 58.提高涡轮前温度措施 59.带冠叶片优缺点 60.间歇控制定义、发动机在起动巡航、停车时间隙变化情况 61.如何实现涡轮主动间隙控制 62.涡轮叶片冷却方式 63.喷管功用 64.亚音速喷管工作原理（参数变化） 65.亚音速喷管三种工作状态（亚临界、临界和超临界）的判别 66.超音速喷管形状 67.发动机噪声源及解决措施 68.发动机的基本工作状态 69.发动机特性（定义、表述） 70.涡喷发动机稳态工作条件（4个）举例说明如何保持稳态工作 71.稳态下涡轮前温度随转速变化规律 72.剩余功率的定义 73.发动机加速的条件 74.联轴器的分类及作用 75.封严装置的作用、基本类型 76.双转子、三转子支承方案 77.中介支点、止推支点作用 78.封严件作用和主要类型 79.燃油系统功用和主要组件功用 80.燃油泵分类和特点 81.燃油喷嘴分类和特点 82.发动机控制系统分类 83.滑油系统功用、主要部件及分类，滑油性能指标 84.起动过程的定义

GE90 系列 [军用民用涡扇发动机]汇总

牌号GE90 用途军用/民用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商通用电气公司航空发动机集团生产现状生产装机对象大型民用和军用运输机，如先进的波音777、道格拉斯的MD-12X、空中客车公司的A330的派生型等。研制情况1990年1月16日，美国通用电气公司(GE正式推出大推力、高涵道比涡轮风扇发动机GE90。它满足了B777的需要，也能适应未来民航市场的发展。1992年11月23日GE90首次进行核心机试验，1993年3月29日进行全尺寸的发动机试验，1995年2月2日获得FAA发动机适航证。装GE90的B777于1995年8月取得适航证，9月投入使用。GE90 发动机的研制费约12～30亿美元，研制计划以GE公司为主，它承担57%的份额。法国SNECMA公司承担25%，负责低压和高压压气机以及增压级、润滑系统、全权数字式电子控制系统的子部件和起动机，此外，还从事备份的钛合金风扇和10级压气机的发展工作，日本石川岛播磨重工业公司承担8%，负责低压涡轮和主轴；意大利菲亚特公司承担7%，负责齿轮箱和传动系统，并参与低压涡轮的设计和研制工作。GE90发动机采用了通用电气公司CF6和CFM56系列发动机的经验以及通用电气公司与NASA合作的节能发动机E3的先进技术。除了能提供最大推力以外，GE90与现有的高涵道比发动机相比，将降低耗油率9%，减少氧化氮排放33%。GE90采用直径为3124mm的宽弦复合材料风扇以及与之匹配的E3的10级压气机，其优异的效率和操作性能业已得到证实。该发动机的双环腔燃烧室极为经久耐用，且排放污染非常低。同样地，双级高压涡轮采用先进材料和主动间隙控制技术，以提高效率和使用寿命。6级低压涡轮则采用CF6和CFM56系列发动机极其成功的经验。GE90取适航证时的推力为37675daN，但装在B777“A”市场飞机时用降功率(降低10%工作，即以34250daN的推力投入初期服役。在发展试验中，发动机推力在大于取证推力下累积的工作时间达380h。其中，有7台发动机推力超过44480daN(100000 lb，工作时间为65h。 截至1995年8月24日，GE90发展试验已累积地面工作5153h，15079循环，飞行226次计501.5h。其主要改型有：GE90-B3用于B777“A”市场，该型为1995年投入使用的初始型号，推力为34250 daN。GE90-B2用于 B777“A”市场，改进了高空性能，推力为34250daN。GE90-B1用于

涡扇发动机原理及图片

涡扇发动机原理 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该算得上是涡喷发动机的变种。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。涡扇发动机仗着自已身上的几页风扇也青出于蓝。 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靠性，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。