航空发动机构造

1 绪论

1.1 基本类型

1.1.1活塞式+螺旋桨

汽油机—— 等容循环（OTTO循环）

柴油机—— 等压循环（Disel循环）

做功特点：

(1)进气量小

(2)各冲(过)程在同一汽缸内按序完成（“个体作业”）→ 功率(生产

率)受限。

1．1．2 燃气涡轮机

做功特点：

(1)进气量小

(2)各过程分别由专门部件连续完成(“流水作业”) →功率(生产率) 大。

·五大基本部件(进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置)；

·三大核心部件(压气机、燃烧室、涡轮)——核心机，燃气发生器

·其它部件随用途(WP、WZ、WJ、WS)而异。如:加力燃烧室、减速器

（1）涡轮喷气发动机（WP）

·结构简单

·能量损失大、油耗高，加力耗油成倍增长

WP6:最大 sfc=0.99kg/daN.h;加力：1.63

·加力燃烧室+可调喷管

p

(2)涡轮螺旋桨发动机（WJ）

·燃气发生器出来的能量绝大部分在动力涡轮中膨胀做功→减速器n1000-2000rpm→螺旋桨；

·燃气剩下的能量一部分在尾喷管中继续膨胀，产生一小部分推力；

·螺旋桨直径大，飞行速度受到限制，M=0.5-0.7；

·排气能力损失少，推进效率高，油耗小；

(3)涡轮轴发动机（WZ）

·燃气发生器排出的燃气能量几乎全部在动力涡轮中膨胀做功，由尾喷管排出时，速度很低；

·输出转速高，以减少由发动机传到直升机主减速器的传动扭矩，使输出轴的直径与重量较小。两种形式：

A．动力涡轮直接输出→主减

B．动力涡轮→小减速器（体减）→n6000-8000rpm→主减 （直九为B型）

·航机它用为WZ

任何形式的航空发动机（WP、WS、WJ）均可以改型为地面及舰船用动力。

(4)涡轮风扇发动机(WS)

后风扇（未广泛使用）

·方案简单；

·浪费大（高温合金昂贵）、加工困难；

·风扇增压比受到限制。

前风扇（广泛使用）

·油耗低、噪声小；

·迎风面积比WP大，但比WJ小，小流量比可以高速飞行。

EX：民用大流量比发动机从前能够看透到后，即透过外函道。

(5)桨扇发动机（JS）

80年代石油危机引起。

(6)冲压发动机（导弹上用）

当M数为3.5~4时，压气机压比为1，必须放弃压气机，而采用冲压发动机。

1．2 航空发动机发展简史

1．2．1 发展简史

航空发展始于本世纪初，前四十年为活塞时代(继承于内燃机)，后六十年为喷气时代。

综观航空喷气发展史：“竞争是动力，战备为先导，效益作基础，军用民用交替发展，并正向齐头并进转化”。

热战时期(二次大战末期)： 以军为主，出现“喷气”；

冷战时期：以军作主导，军民交替发展'。

(1)“军”突破“音障”；“民”出现 WJ。

(2)“热障”(M≥3)出现并克服。

(3) 60年前后

(苏) 57年人造卫星上天，引发西方军备紧跟和扩充.从而“导弹走俏，喷气转民”，民用型 WS (SPEY) 与 WZ (陆用) 悄然出现。

(4) 63年苏联航空节

(苏) 军用型常规喷气飞机大出风头 (以 WP 为主)。

(美)“又一次面临喷气转向”. 此时 WS 由民转军，随之出现V/S、远程轰炸机。

(5)大动荡时期：70年后逐渐向军民并进转化。

中东战争要求：飞机具有中空(H=6--8KM)、高速(M

“风扇军转民化”并要求“三高一低”(高流量比、高压比、高温、低油耗)。 民用有向“桨扇”转化的趋势（但目前并未普及，仍然是WS）。

总之,目前已形成美、俄、英(老牌)、法(小发为主)四国的技术主流。

1．2．2 先进发动机介绍

军用：小流量比WS

美国 F15-E,F16-C/D——F110-GE-100(7.07,加力12268daN) F100-PW-220(7.4,10590daN)

F16-A/B——F100-PW-200 (7.7,10590daN)

YF22 —— F119( >10,15560daN)

俄罗斯 Su27 —— AЛ31-Ф(AL31-F)(7.14,12258daN) 法 国 Rafale —— M88(9.0,7500daN)

欧 洲 EFA(欧洲战斗机)——EJ200(10,9000daN)

中 国 F10 ——WS10(10A)

民用：大流量比WS

Boeing777——GE90 34.25-44.5 吨

流量比 9.0

增压比 45

风扇直径 3.124米

PW4048 32.3-40.0 吨

流量比 7.0

增压比 36

风扇直径 2.844米

湍达（Trent）882(R&R) 31.7-37.5吨

流量比 6.01

增压比 39.3

风扇直径 2.794米

（一机多发，也说明结构问题没有唯一解）

Boeing737-300，400，500，600，700，800

A340-200,-300,KC-135R—— CFM56 4.7-5.50,8220-16000daN

1.3 我国发动机简介

(1)WP6 (单转子加力WP)——J6,强5

(2)WP7系列(双转子加力WP)——J7,J8

(3)WP13系列(双转子加力WP)

(4)WS9（双转子加力WS）

(5)运7 —— WJ5

运8 —— WJ6

运12 —— WJ9

直9 —— WZ8

轰6 —— WP8

(6) 在研

１.4 基本设计要求

(1) 先进性(战技指标)

(2) 安全可靠性(以保护人与机为前提)

(3)工艺性—— 针对客观条件,正确权衡先进性与可行性间的关系。

(4)使用维护性——注意单元体设计、检查窗口设计与维护检测设计，降低

维护费用。

(5) 继承性

(6) 经济性

2发动机受力分析

由结构完整性计划看出，载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。

2.1 载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用

2.1.1 静载荷是发动机结构静强度设计的基础

P P

A

(2)设计方法

确定载荷P的大小→求出应力→是否满足设计准则？

↑

叶型设计提供面积A

2.1.2 载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础

通俗地说，载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱研究包括两个方面：

(1) 飞行任务剖面

随发动机的使用不同而不同。

(2)飞行任务混频

* 载荷谱研究花费很大。

2.2 作用在各零部件上负荷

2.2.1负荷类型(实际指“负荷的产生”)

(1)气体力 —— 气体对各零组件表面的作用(压)力。

与气体接触的所有零件均有气体力。

(2)质量负荷——具有质量(或点)的构件在力场(通常指速度矢量变化引起的惯性力场)中受有的作用力。

(3) 温度负荷

因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零组件本身或相互间的约束，从而产生“内在”的作用力。

2发动机受力分析

由结构完整性计划看出，载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。

2.1 载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用

2.1.1 静载荷是发动机结构静强度设计的基础

P P A

(2)设计方法

确定载荷P的大小→求出应力→是否满足设计准则？ ↑

叶型设计提供面积A

2.1.2 载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础

通俗地说，载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱研究包括两个方面： (1) 飞行任务剖面

随发动机的使用不同而不同。

(2)飞行任务混频

* 载荷谱研究花费很大。

2.2 作用在各零部件上负荷

2.2.1负荷类型(实际指“负荷的产生”)

(1)气体力 —— 气体对各零组件表面的作用(压)力。

与气体接触的所有零件均有气体力。

(2)质量负荷——具有质量(或点)的构件在力场(通常指速度矢量变化引起的惯性力场)中受有的作用力。 (3) 温度负荷

因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零组件本身或相互间的约束，从而产生“内在”的作用力。

(4) 其它负荷

摩擦力、挤压力等。

2.2.2 负荷方向

上述负荷通常均以分布力(体力、面力)出现。实际使用中，可用合力或合力矩表示，它们的方向有轴向、横向（径向）、切向之分。

2.2.3负荷传递性

(1) 定义

传递性系指负荷沿给定物体(零组件、气体、液体)的传递过程。它们的传递路线主要用于定性分析时的结构强度要求。(目的) (2) 传递特点

a) 处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式”。如果“封闭路线”位于研究对象的范围内，那么它们的负荷则称为内在力；否则为外传力。 b) 随着研究对象的范围划分和约束的位置变化, 内在力和外传力要发生相互转化。

(3) 传递方式

a.不同零组件间必须要有承压面┬─ 传递压力

└─ 传递摩擦力(剪切力)

举例：两个用螺栓连接在一起的机匣，受拉和受压时承压面的不同。

b)同一零件本身┬ 取决于作用力与约束间的相对位置

└ 单向应力按流线比拟(注意圣维南原理模糊区)

(3)发动机中载荷的传递方式

a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。 如：离心力、轮盘的热应力

b.有些虽然传递给相邻的组件或零件，但在发动机内部抵消不传给飞机。 如：部分轴向力或扭矩

c.有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。 如：大部分的轴向力及惯性力

２.2.４ 负荷引起的失效模式

机械构件的失效模式是多样化的(含不确定性)，主要取决于负荷引起的应力变化与性质，而不是仅仅取决于应力的分布和水平。 负荷大小与其变化规律统称为“谱”。

┌ 静强度 、 静刚度 ─┐

不同载荷谱(或应力谱) ┼ 动强度(疲劳)、 动刚度┼引起不同失效模式 └ 断裂强度(裂纹扩展) ─┘

2．3 气体力计算

2．3．1 动量定律

在定常流动中，管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差，等于作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。

m1-m0=R体+R面

把面力分为两部分：（1）管壁反力R壁和截面0-0、1-1处管外流体压力R

截

，因此：

R壁=（m1-m0）+（-R体-R截）

管内流体作用于管壁的压力为/

壁

，等于-壁，即

/

壁

=-壁=（m0-m1）+（体+截）

对于气体：体=0，因此：

/

壁

=-R壁=（mv0-mv1）+ R截

２.3.2 直管通道

设定图示为正方向“+”， R壁 为壁面对气体的作用力(为“+”方向)，由动量定理可得，

mc1-mc0=P0F0-P1F1+R壁

R壁=mc1-mc0-P0F0+P1F1=(mc1+P1F1)-(mc0+P0F0)

/

作用于内壁表面的气体力R壁为 /

R壁＝- R壁= - [(mc1+P1F1) - (mc0+P0F0)] └───┘ └───┘

出口 ≥ 进口 （试证明！）

结论：

(1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关。 (2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。 (3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和。 (4)直管气体力恒指向收敛方向。（式子中的“-”表示）

推论：

弯管气体力的大小和方向是进出口截面气体力的矢量和(方向恒指离心方向)。

直观解释：

思考题：

(1)收敛喷管的受力向后，问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大？ (2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变，那么发动机的推力为什么增大？

２.3.２ 叶栅通道

对于压气机而言：（下标z———转子，下标j——静子）

轴向（下标0）

Pz0=ｍ(ｃ2a-ｃ1a)+ｐ2F2-ｐ1F1 （向前） Pj0=ｍ(ｃ3a-ｃ2a)+ｐ3F3-ｐ2F2 （向后） 切向（下标t）

Pzt=ｍ(ｃ2u-ｃ1u) （与转向相反） Pjt=ｍ(ｃ3u-ｃ2u) （与转向相同） 对于涡轮而言：(内容雷同，从略)

叶栅受力特点：

压气机：动叶┬ 轴力与流向相反(向前) └ 切力与转向相反

静叶┬ 轴力与流向相反(向前) └ 切力与转向相同(逆于动叶) 涡 轮：动叶┬ 轴力与流向相同(向后) └ 切力与转向相同

静叶┬ 轴力同于动叶 （向后） └ 切力与转向相反(逆于动叶)

２.3.３ 涡轮转子轴向力计算

(1)叶片上的气体力

P1＝ｍg(ｃ2a-ｃ1a)＋ｐ2F2－ｐ1F1 ≤0 (实际为负值，即向后) (2)盘前密封齿以外的气体力

22

P2＝π(ｄ2－ｄ3)ｐa /4 (3)盘前密封齿以外的气体力

2

P3＝πｄ3ｐb/4 (4)盘后端面的气体力

2

P4＝πｄ2ｐc/4 总的轴向气体力为：

Ptz＝P1－P2－P3＋P4 (实际为负值，即向后)

* 转子受力特点：

1) 部件轴力是气体对所有外表面的作用力的轴向分量代数和； 2) 多级转子轴力应是各级外表面气体轴力的代数和。

２.3.４ 典型发动机的气体轴力分布

(1) 轴力分布特点：

a.推力是发动机所有部件气体轴力(通过传递后)的代数和。

气体轴力通常以扩压器为界，前者向前，后者向后。承力壳体以受拉为主。如果出现受压则应有局部加强措施。

b.飞行状态变→轴力分布变→推力变 (以加力状态为例) c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必经之路。 可见，发动机的主轴承是转子向静子传力的关键件(不仅支撑，还要传力)，径向止推轴承尤其显得重要。 (2) 卸荷：

目的：适当减小径向止推轴承的轴向负荷，以保证其可靠工作。 措施：

1) 后腔(B腔)减压到0.13--0.16 MPa，则压气机转子由[+52000]降至(+29000)，而轴承机匣相应由[-20100]增至(+2900 dan)；

2) 前腔(A腔)增压，使压气机转子由(29000)降至25400dan，而前机匣则由(-100)增至3500 dan；

3) 压气机(OK)与涡轮(TY)转子相连(共轴).25400-23100=2300 dan.

压气机转 子

压气机静 子+6500

燃烧室 进气锥

轴 承机 匣-20100+2900

涡 轮转 子-23100

涡 轮静 子-12700

尾喷管 推 力

卸荷前 +52000B 腔

+29000

通大气 A 腔

+25400

通大气

+12500

-100 +3500

-6300

+8700 +8700 +8700

原理：卸荷的实质是利用各部件气体轴力的重新分配，实现减小整个转子的外传轴力 (通过径向止推轴承传出)。故而对推力无影响。

注意：每套径向止推轴承允许承受的轴力控制在1000 dan左右，过小会引起反向冲击与滚动表面蹭伤。

2.4 气体力作用于组合件上的扭矩

（气体的动量矩方程）

2.4.1 涡轮

(1)静子

涡轮静子作用于气流的扭矩为

Mtj’=mg(c1ur1-c0ur0)

通常涡轮为轴向进气，即c0u=0,则

Mtj’=mgc1ur1

根据反作用力原理，气流给静子的扭矩为

Mtj=- Mtj’=- mgc1ur1

(2)转子

涡轮转子作用于气流的扭矩为

Mtz’=mg(c2ur2-c1ur1)

由于涡轮出口气流的方向一般接近轴向，可认为c2u=0，则

Mtz’=-mgc1ur1

根据反作用力原理，气流给转子的扭矩为

Mtz=-Mtz’=mgc1ur1

因此，

Mtj= -Mtz

即涡轮转子与涡轮静子所承受的扭矩大小相等，方向相反。

2.4.2 压气机

从整个压气机来说，进、出口气流均为轴向，

c1u=c2u=0

故无动量矩变化，也就是作用于整个压气机的扭矩为零。这就说明作用于各级静子叶片扭矩总和的大小等于作用于各级转子叶片的扭矩总和，但方向相反，

Mcj=-Mcz

2.4.3 WP发动机

略去机械损失，不计传动附件的扭矩，那么发动机在稳定工作状态下，涡轮转子的扭矩大约等于压气机转子的反扭矩， McZ=-MtZ因此 Mcj= -Mtj

思考题：（1）发动机在非稳定状态下，扭矩关系如何？

（2）将发动机看成整体，根据其进出口气流的方向，运用动量 矩定律分析其扭矩关系。 2.4.4 WJ发动机

因为 Mcz+M桨=-Mtz

所以 M桨=-Mtz-Mcz ≥ 0 这样 Mtj≠Mcj

| Mtj|≥|Mcj|

发动机承受的总的扭矩也不为零，剩余的扭矩通过安装节传递到飞机上，

其数值大约等于螺旋桨的扭矩。

思考题：若通过减速器带动螺旋桨，减速比为I，则扭矩如何变化？

2.5 机动飞行时的惯性力与惯性力矩

飞机作不等速直线或曲线飞行，在发动机上产生惯性里力或惯性力矩。

２.5.１ 惯性力

转子的惯性离心力为

Pj=mRΩ=

2

w

RΩ2=nW g

式中W——重量，R——飞行轨迹的曲率半径；

RΩ2

n= ——过载系数，表示发动机、飞机零部件的质量惯性力是

g

其重量的n倍。

歼击机7~8，最大10；轰炸机最大3。 例：（1）电梯上的过载； （2）汽车上、下坡；

（3）飞行员训练的旋转装置；

（4）新百门口的“挑战者”号模拟器。

２.5.２ 惯性力矩 (着重讨论陀螺现象)

(1)定义

高速旋转的物体的自转轴被迫改变方向，就会产生陀螺力矩，出现陀螺效应。陀螺对外力矩的施力体的反作用力矩称为陀螺力矩（或回转力矩）。（实质是转子上各质点受有哥氏惯性力的合力矩。）与陀螺相关的效应称为陀螺效应（或回转效应）。

G=J0×

大小：|MG|=J0ωΩsin(,)

方向：（右手定则）；

2

式中 J0——转子对旋转轴转动惯量（J0=∑mr） ——转子旋转角速度 ，——飞机转弯角速度 当(,)=90°时，sin(,)=1