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
航空发动机原理 航空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，航空发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。 航空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，航空发动机可分为两类 1、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。 2、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 1、直接反作用力发动机 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。 2、间接反作用力发动机两类。 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。 附图: 活塞式发动机 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。 为航空器提供飞行动力的往复式内燃机。发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。 从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。40
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
机械系统故障诊断 综合大作业 航空发动机的状态监测和故障诊断 1.研究背景与意义 航空发动机不但结构复杂，且工作在高温、大压力的苛刻条件下。从发动机发展现状看，无论设计、材料和工艺水平，抑或使用、维护和管理水平，都不可能完全保证其使用中的可靠性。而发动机故障在飞机飞行故障中往往是致命的，并且占有相当大的比例，因此常常因发动机的故障导致飞行中的灾难性事故。 随着航空科学技术的发展并总结航空发动机设计、研制和使用中的经验教训，航空发动机的可靠性和结构完整性已愈来愈受到关注。自70年代初期即逐步明确航空发动机的发展应全面满足适用性、可靠性和经济性的要求，也就是在保证达到发动机性能要求的同时，必须满足发动机的可靠性和经济性（维修性和耐久性）的要求。 可靠性工作应贯穿在发动机设计-生产-使用-维护全过程的始终。对新研制的发动机，应在设计阶段就同时进行可靠性设计、试验和预估；对在役的发动机，应经常进行可靠性评估、监视和维护。军机和民用飞机的主管部门，设计、生产、使用和维护等各部门，应形成有机的、闭环式的可靠性管理体制，共同促进航空发动机可靠性的完善和提高。 2.国内外进展 自70年代前期，国外一些先进的民用和军用航空公司即着手研究和装备发动机的状态监视和故障诊断系统。电子技术与计算机技术的迅速发展，大大促进了航空发动机的状态监视与故障诊断技术的发展。至今，监视与诊断技术作为一项综合技术，已发展成为一门独立的学科，其应用已日趋广泛和完善。 按民航适航条例规定航空发动机必须有15个以上的监视参数。现今美国普?惠公司由有限监视到扩展监视，逐步完善了其TEAMIII等系统，美国通用电气公司也不断在发展其ADEPT系统。 从各国空军飞机发动机的资料来看，大都采用了发动机状态监视与故障诊断系统。包括发动机监视系统EMS，发动机使用情况监视系统EUMS和低循环疲劳计数器LCFC等，同时为了帮助查找故障，近年来还发展了发动机故障诊断的专家系统，如XMAN和JET—X。美国自动车工程协会（SAE）E-32航空燃气涡轮监视委员会研究并颁布了一系列指南，包括航空燃气涡轮发动机监视系统指南、有限监视系统指南、滑油系统监视指南、振动监视系统指南、使用寿命监视及零件管理指南等。 我国相关民用航空公司和院校开展的发动机状态监测与故障诊断的研究工作已初见成效。并且对于新研制的高性能发动机已将实施状态监视列为重要的技、战术指标，因此正较全面的开展这方面的研究工作。但是总的看来，国内该项工作开展得还不够，亟待有计划、有步骤地借鉴国外的成功经验，发展并推广我们自己的状态监视与故障诊断技术，以适应飞机和发展的需要。
《气体动力学基础》试卷 一、 填空（30分，每空1分） 1. 气体密度是指_单位容积内气体的质量_。从微观上讲，密度的大小代表了_气体分子的疏密程度_。气体流过航空发动机的喷管时，其密度的变化规律是__减小__。 2．从微观上讲，气体压力是_大量气体分子无规则运动碰撞器壁的总效应_。在比容一定的情况下，气体温度升高，引起气体压力的变化规律是_增大 。 3．定压比热是指_在压力一定的条件下，1kg 气体温度升高或降低1℃，所需吸收或放出的热量_；定压比热与定容比热的关系式可以写成 R c c v p +=。 4．绝热过程是指 气体在和外界没有任何热交换的前提下，所进行的热力过程 ；在该过程中压力和比容的关系式可以写成k v v p p )(2 112=；该过程的外（容积）功的计算式可以写成)(1 11122v p v p k l --=。 5．“一维定常流”中“一维”是指_气流参数是一维坐标的函数_。 6.可压流的连续性方程可以写成 常数=V A ρ ，它说明_在一维定常流的条件下，流过各截面的气体流量相等_。 7. 一维定常流能量（焓）方程的一般形式是 1221222 i i V V l q -+-=±±外 。气体流过发动机的涡轮时，能量方程可以改写成 l V V i i +-=-2 212221 ，此方程表示的能量转换关系是 气体焓的下降，用来对外作功和增加气体的动能 ；气体流过发动机进气道时，能量方程可以改写成常数=+2 2 V i ，此方程表示的能量转换关系是_焓和动能之和保持不变 。 8.滞止压力（总压）是指_理想绝能条件下，将气流滞止到速度为零时的压力_。气体流过发动机的进气道时，在不考虑流动损失的情况下，总压的变化规律是 不变_的。
航空发动机主要有三种类型：活塞式航空发动机，燃气涡轮发动机和冲压发动机。 航空发动机的发展经历了活塞发动机，喷气时代的活塞发动机，燃气涡轮发动机，涡轮喷气发动机/涡轮风扇发动机，涡轮螺旋桨发动机/涡轮轴发动机。本文主要利用动态图来说明航空发动机的工作原理。 星型活塞发动机（常见于旧飞机，例如B-36，yun-5等）： 星型活塞发动机的原理与汽车发动机的原理相同。燃料在汽缸中爆炸并燃烧以推动活塞工作，但汽缸装置为星形。汽车上的活塞发动机通常以V或w的形式布置。活塞式航空发动机由于效率低，噪音大，燃油消耗大而已基本取消。 涡轮喷气发动机：（J-7，MiG-25等） 涡轮喷气发动机是涡轮发动机的一种。取决于气流产生推力。它通常用于为高速飞机提供动力，但其燃油消耗高于涡轮风扇发动机。著名的MiG-25和SR-71黑鸟侦察机均配备了涡轮喷气发动机，其最大速度可突破3马赫。由于油耗高，逐渐被涡轮风扇发动机取代。 涡轮螺旋桨发动机：（Y-8，C-130，a-400m等） 涡轮喷气发动机的本质类似于带有减速器和外部螺旋桨的涡轮喷气发动机。涡轮螺旋桨发动机的推力主要由螺旋桨产生，而喷气机产生的推力很小，仅为螺旋桨的十分之一。涡轮螺旋桨发动机的优点是速度低，效率高，适用于运输机，海上巡逻机等。由于螺旋桨旋转的面积较大，因此在高速飞行时会有很多阻力，因此涡轮螺旋桨发动
机不适合高速飞行。 涡轮风扇发动机：（涡轮风扇10，AL-31F，f-135等，cmf56）涡轮风扇发动机是从涡轮喷气发动机发展而来的。与涡轮喷气发动机相比，涡轮风扇发动机的主要特点是第一级压缩机的面积要大得多。目前，大多数先进的飞机都使用涡扇发动机。涡扇发动机相当于涡轮螺旋桨发动机和涡轮喷气发动机性能的折衷产品，适用于以400-1000 km / h的速度飞行。 优点：高推力，高推进效率，低噪音，低油耗，飞行距离长。 缺点：风扇直径大，迎风面大，阻力大，发动机结构复杂，设计困难。 螺旋桨风扇发动机：（ge-36） 螺旋桨式风扇发动机不仅可以被视为具有先进高速螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，而且除了外部管道外，还可以被视为超高旁通比涡轮风扇发动机。它具有涡轮螺旋桨发动机低油耗率和涡轮风扇发动机高飞行速度的优点。实验中的Ge36显示出非常低的燃料消耗，但是由于噪音，它并未在任何飞机上使用。
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
1. 理想气体的定义是：分子本身只有质量而不占有体积，分子间不存在吸引力 的气体。 2. 理想气体的状态方程式：pv = RT ，R 为气体常数 3. 热力学第一定律的解析式 dp = du + pdv ，u 为空气内能，pv 为位能 4. 热力发动机是一种连续不断地把热能转换为机械能的动力装置。 5. ???????????????????????????????????????????????????????????????????????????????????固体燃料火箭发动机火箭发动机液体燃料火箭发动机二行程 直列式活塞式吸气式四行程对列式增压式星型发动机冲压式航空发动机冲压式（无压气机） 脉动冲压式涡喷 空气喷气式涡扇 涡轮式（有压气机）涡轴 涡桨 6. 发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位 推力。F s = F / q m 7. 产生一牛（或十牛）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。sfc = 3600q mf / F 8. 单转子涡喷发动机的站位规定及相应气流参数有：0站位:发动机的远前方, 那里的气流参数为*0*0 0,,,,T p V T p o ;1站位:进气道的出口,压气机的进口,气流参数为*1*1 111,,,,T p V T p ;2站位:压气机的出口,燃烧室的进口,气流参数为 *2*2222,,,,T p V T p ;3站位:燃烧室的出口,涡轮的进口,气流参数为 *3*3333,,,,T p V T p ;4站位:涡轮的出口,喷管的进口,气流参数为 *4*4444,,,,T p V T p ;5站位:喷管的出口,气流参数为*5*5555,,,,T p V T p ; --------------------------------------------------------------------- 9. 进气道对发动机性能的影响主要体现在：一，气流经过进气道的总压恢复系 数影响流经发动机的空气流量，还影响循环的热效率；二，进气道本身的工作稳定性和出口气流流场是否均匀，前者会直接影响发动机的正常工作，后者会引起压气机效率下降甚至喘振；三，进气道对有效推力的影响，还包括 1.超音速飞行时会有附加阻力 2.进气道唇口的存在使外流急剧加速，可能引起气流分离或形成超音速区，使得外阻明显增加。 10. 燃气发生器包括：压气机，燃烧室，涡轮，又称发动机核心机。 --------------------------------------------------------------------- 11. 当发动机在空气湿度比较高和温度比较低的条件下工作时，在压气机进口部 分，（如整流罩和支板处）会出现结冰现象，危害包括：（1）冰层会引起发
先进航空发动机关键制造技术发展现状与趋势 一、轻量化、整体化新型冷却结构件制造技术1 整体叶盘制造技术整体叶盘是新一代航空发动机实现结构创新与 技术跨越的关键部件，通过将传统结构的叶片和轮盘设计成整体结构，省去传统连接方式采用的榫头、榫槽和锁紧装置，结构重量减轻、零件数减少，避免了榫头的气流损失，使发动机整体结构大为简化，推重比和可靠性明显提高。在第四代战斗机的动力装置推重比10 发动机F119 和EJ200上，风扇、压气机和涡轮采用整体叶盘结构，使发动机重量减轻20%~30%，效率提高5%~10%，零件数量减少50% 以上。目前，整体叶盘的制造方法主要有：电子束焊接法；扩散连接法；线性摩擦焊接法；五坐标数控铣削加工或电解加工法；锻接法；热等静压法等。在未来推重比15~20 的高性能发动机上，如欧洲未来推重比15~20 的发动机和美国的IHPTET 计划中的推重比20的发动机，将采用效果更好的SiC 陶瓷基复合材料或抗氧化的C/C 复合材料制造整体涡轮叶盘。2 整体叶环（无盘转子）制造技术如果将整体叶盘中的轮盘部分去掉，就成为整体叶环，零件的重量将进一步降低。在推重比15~20 高性能发动机上的压气机拟采用整体叶环，由于采用密度较小的复合材料制造，叶片减轻，可以直接固定在承力环上，从而取消了轮盘，使结构质量减轻70%。目前正
在研制的整体叶环是用连续单根碳化硅长纤维增强的钛基复合材料制造的。推重比15~20 高性能发动机，如美国XTX16/1A 变循环发动机的核心机第3、4 级压气机为整体叶环转子结构。该整体叶环转子及其间的隔环采用TiMC 金属基复合材料制造。英、法、德研制了TiMMC 叶环，用于改进EJ200的3级风扇、高压压气机和涡轮。3 大小叶片转子制造技术大小叶片转子技术是整体叶盘的特例，即在整体叶盘全弦长叶片通道后部中间增加一组分流小叶片，此分流小叶片具有大大提高轴流压气机叶片级增压比和减少气流引起的振动等特点，是使轴流压气机级增压比达到3 或3 以上的有发展潜力的技术。4 发动机机匣制造技术在新一代航空发动机上有很多机匣，如进气道机匣、外涵机匣、风扇机匣、压气机机匣、燃烧室机匣、涡轮机匣等，由于各机匣在发动机上的部位不同，其工作温度差别很大，各机匣的选材也不同，分别为树脂基复合材料、铁合金、高温合金。树脂基复合材料已广泛用于高性能发动机的低温部件，如F119 发动机的进气道机匣、外涵道筒体、中介机匣。至今成功应用的树脂基复合材料有PMR-15（热固性聚酰亚胺）及其发展型、Avimid（热固性聚酰亚胺）AFR700 等，最高耐热温度为290℃~371℃，2020 年前的目标是研制出在425℃温度下仍具有热稳定性的新型树脂基复合材料。树脂基复合材料构件的制造技术是集自动铺带技术（ATL）、自动纤维铺放
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。
1 国外几起严重飞行事件 1．1 B一1B轰炸机在海湾战争中却阵 1．1．1风扇叶片甩脱使B—lB全面停飞 1991年1月l 7日，海湾战争爆发时．在美国空军服役共有97架b-1轰炸机。这XIE飞机却因F101发动机故障全部趴窝．影响了正常的飞行。1990年10月初，一架B-lB轰炸机刚飞到1 800 m高度时，l号发动机突然起火，飞机紧急着陆。检查发现发动机第1级风扇转子的一片叶片断裂．造成锁住所有叶片的卡环损坏，导致这级全部叶片从轮盘上甩出。使发动机失火。为研究这一故障原因及处理意见，空军当局下令B一1B轰炸机在10月5日至17日 期间停飞待处理。刚刚结束“禁闭”期恢复飞行后，又有一架飞机在着陆后立即复飞的训练中，地面人员发现飞机的3号发动机失火，立即命令飞机紧急着陆，经检查又是第l级风扇叶片锁叶片的卡环损坏，使8片叶片甩离轮盘，造成风扇部件严重损坏，并引起发动机失火。因此，美国战略空军司令部再次下令，驻扎在4个空军基地的97架B一1B再次停飞到1 991年2月5日。此时海湾战争爆发，这一故障致使B一1B轰炸机未能参战。 经过对故障的认真分析和试验研究，发现原设计的锁住叶片的卡环强度不够，是这两次事件的肇事原因。据统计，自1 986年6月
29日第1架B-1B加入美国空军服役到1990年底，发动机累计工作时间超过10万小时，曾出现6次叶片甩离事件。 1.1．2造成叶片甩脱事件的原因 由于发动机风扇叶片工作一段时间后，叶片被吸入的细小沙石冲刷磨蚀，叶型略有变化因而改变了叶片的自然振动频率，在97％的风扇最大转速下叶片出现共振，振动应力很大。如果叶片存在一些缺陷．例如被外来沙石打出的小凹坑、锈蚀及加工中不注意留下来的某些划伤等，就会使叶片折断，转子上只要有l片叶片断裂，转子的平衡就被破坏，风扇转子就会产生高频振动．导致卡环断裂．造成更多的叶片从轮盘上甩出，结果引起发动机着火。 1.1.3改进措施 首先改进卡环的设计。将原来由不锈钢材料制造的厚度为l.6 mm 的卡环．改用镍基合金制造，厚度加大到3.68mm.卡环厚度加大后，强度提高约 2.5倍。更换材料使它的疲劳强度与耐腐性能均得到提高。新的卡环于1991年2月开始在飞机上换装．每天换装20台发动机(即5架飞机)．到8月底B-1B全部换装完毕。 为解决叶片断裂问题，发动机生产厂家GE公司还对风扇转子做了改进设计。在风扇叶片根部加装减振块，以降低风扇叶片的振动应力
《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 ） A.85-90％ B.10-15％ C.25% 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
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；
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。
第34卷第3期航空发动机Vol.34No.3 2008年9月Aer oengine Sep.2008 民用航空发动机性能故障诊断途径 史秀宇 (南方航空公司沈阳飞机维修基地,沈阳110169) 摘要:发动机性能状态监控是保证飞行安全的重要手段。航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存 取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用。介绍了多个综合利用AC ARS、QAR译码巡航报告 等信息对V2500发动机进行性能故障诊断的案例,对如何利用多种手段和EHM软件对V2500发动机进行故 障诊断作了总结。 关键词:V2500发动机;性能监控;故障诊断 Fault D i a gnosis Approach of Perfor mance for C i v il Aeroeng i n e SH I Xiu-yu (Shenyang Maintenance&Overhaul Base,China Southern A irlines CO.LT D,Shenyang110169,China) Abstract:Engine Perfor m ance M onitoring is extre m ely i m portant for Flight Safety A ssurance.A ircraft A ddressing and Reporting Syste m(ACARS)and Q uick A ccess Recorder(QAR)are adopted m ore and m ore w idely by the A irlines. So m e cases w ere presented w hich applied the infor m ation of decode cruise reports of ACARS and QAR and etc to perfor m perfor m ance fault diagnosis forV2500engine.The conclusions of ho w to use m ultiple tools and EH M soft w are to perfor m fault diagnosis for V2500engine are summ arized. Key words:V2500engine;perf or mance monit oring;fault diagnosis 1 引言 现代民用航空飞机发动机的使用维护以视情维护为主,而发动机性能状态监控是视情维护的重要组成部分。在当今的航空市场中,航空专用数据链通信系统(ACARS)和快速数据存取记录器(QAR)已经越来越普遍地被各航空公司所采用,在日常的飞机故障诊断特别是发动机性能监控工作中发挥着异常重要的作用。 而分析发动机性能变化趋势,不仅可以了解发动机的性能状况,而且还可以判断一些与发动机相关联的系统故障,比如指示系统故障、放气系统故障等。 本文以V2500发动机为对象,对民用航空发动机性能故障诊断的途径进行分析。 收稿日期:2007-12-06 作者简介:史秀宇(1974),女,工程师,从事民用航空发动机维护工作。2 结合ACARS巡航报告进行发动机性能故障诊断 沈阳飞机维修基地对A320系列及MD90飞机所装的V2500系列发动机,采用P W公司开发的Engine Health Monit oring(简称EH M)软件来比较和分析巡航数据,进行性能监控。系统需要的飞机参数有气压高度(ALT)、马赫数(MN)和总温(T AT)等,需要的发动机参数有发动机压力比(EPR)、排气温度(EGT)、燃油流量(W F)、低压转速(N1)和高压转速(N2)等。利用EH M软件,将每天通过ACARS 和QAR获取的实际发动机性能数据,与相同条件下系统内的标准值进行比较,得到主要性能参数的差值,即发动机性能参数值DEGT、DW F、DN1和DN2;根据这些差值,绘成对应的各种短期及长期性能变化趋势报告图。 2.1 飞机指示系统故障诊断 2006年12月29日,EH M趋势报告显示B-6270飞机(机型为A321)双发巡航参数偏移,即