航空发动机构造
课堂测试-1
1.航空发动机的研究和发展工作具有那些特点？
技术难度大；周期长；费用高
2.简述航空燃气涡轮发动机的作用。
是现代飞机与直升机的主要动力（少数轻型、小型飞机和直升机采用航空活塞式发动机），为飞机提供推进力，为直升机提供转动旋翼的功率。
3.航空燃气涡轮发动机包括哪几类？民航发动机主要采用哪种？
涡喷、涡桨、涡扇、涡轴、桨扇、齿扇等；涡扇。
4.高涵道比民用涡扇发动机的涵道比范围是多少？
5-12
课堂测试-2
1．发动机吊舱包括（进气道）、（整流罩）和（尾喷管）等。
2．对于民用飞机来说，动力装置的安装位置应该考虑到以下几点：
不影响进气道的效率；排气远离机身；容易接近，便于维护
3．在现代民用飞机上，发动机在飞机上的安装布局常见的有（翼下安装）、（翼下吊装和垂直尾翼安装）和（机身尾部安装）。
4．发动机安装节分两种：（主安装节）与（辅助安装节）。前者传递轴向力、径向力、扭矩，后者传递径向力、扭矩。一般主安装节装于（温度较低，靠近转子止推轴承处的压气机或风扇机匣上）上，辅助安装节装于（涡轮或喷管的外壳上）上。
5．涡轮喷气发动机的进气道可分为（亚音速）进气道和（超音速）进气道两大类。我国民航主要使用亚音速飞机，其发动机的进气道大多采用（亚音速）进气道。
6．通常在涡轮喷气和涡轮风扇发动机上采用（热空气）防冰的方式，在涡轮螺旋桨发动机上采用（电加热）防冰，或是两种结合的方式。
7．对于涡轮螺旋桨发动机来说，需要防冰的部位有（进气道）、（桨叶）和（进气锥）。
8．为了对吊舱进行通风冷却，一般把吊舱分成不同区域，各区之间靠（防火墙）隔开，以阻挡火焰的传播。9．发动机防火系统包括（火情探测）、（火情警告）和（灭火）三部分。
课堂测试-3
1.现代涡轮喷气发动机由（进气道）、（压气机）、（燃烧室）、（涡轮）、（尾喷管）五大部件和附件传动装置
与附属系统所组成。
2.发动机工作时，在所有的零部件上都作用着各种负荷。根据这些负荷的性质可以分为（气动）、（质量）
和（温度）三种。
3.航空燃气涡轮发动机主轴承均采用（滚动）轴承，其中（滚棒轴承）仅承受径向载荷，（滚珠轴承）可承
受径向载荷与轴向载荷。
4.转子上的止推支点除承受转子的（轴向）负荷、（径向）负荷外，还决定了转子相对于机匣的（轴向）位
置。因此每个转子有（一）个止推支点，一般置于温度较（低）的地方。
5.压气机转子轴和涡轮转子轴由（联轴器）连接形成发动机转子，分为（柔性联轴器）和（刚性联轴器）。
其中（柔性联轴器）允许涡轮转子相对压气机转子轴线有一定的偏斜角。
6.结合图3.9，简述发动机的减荷措施有哪些？这些措施是否会减少发动机推力？
减荷措施：
1）将压气机转子与涡轮转子作成刚性联接或用可以传递轴向力的联轴器联接。
2）B腔通大气
3）A腔引入高压气体
采用减荷措施减少的是作用在转子或者滚动轴承上的轴向力，不会减少发动机推力。
7.图3.20和图3.21分别为JT9D和PW4000发动机的转子支承方案简图。试回答以下问题：
(1) 写出各转子支承方案代号，并指出止推支点的序号。
(2) 对两支承方案进行对比，分析各自特点。
（1）支承方案代号及止推支点：
JT9D低压转子：0-1-1，1为止推支点（2分）
JT9D高压转子：1-1-0，2为止推支点（2分）
PW4000低压转子：0-2-1，1为止推支点（2分）
PW4000高压转子：1-1-0，3为止推支点（2分）
（2）支承方案特点：
a. JT9D低压转子采用两支点支承方案，结构简单，但因低压轴有近3米长，两支点跨距太大，转子刚
性较差，易于变形而造成转子与机匣相碰，使发动机性能衰退变快。（1分）
b. PW4000发动机低压转子在风扇后滚珠轴承后面增加一个滚棒轴承，刚性增加，不易变形、振动。（1
分）
课堂测试-4
1.装于发动机转子上的轴承，一般称为发动机（主轴承），以与（附件传动）中采用的轴承相区别。
2.滑油供入轴承的方法有两种：（侧向喷射）和（环下供油）。
3.一个支点采用双排滚珠轴承的关键问题在于如何保证（如何保证两个轴承同时承受轴向负荷），而且（承
荷均匀）。
4.发动机工作时，转子的不平衡力通过支承结构传给机匣，使发动机产生振动。减振结构一般有（挤压油
膜）和（弹性支座）。
5.封严装置的作用是什么？常用的封严装置有哪几种形式？
功用：防止滑油从发动机轴承腔漏出，控制冷却空气流和防止主气流的燃气进入封严腔。
类型：篦齿式、涨圈式、浮动环式、液压式、石墨、刷式等。
6.以上为RB211涡扇发动机的结构简图，分析该发动机的承力系统包括了哪几种承力框架？
1、2号支点：中压压气机进口导流叶片、风扇出口整流叶片
3、4、5号支点：中、高压压气机间中介机匣（铸造机匣）
6、7号支点：高、中压涡轮间的中压涡轮导向器内的承力构件
8号支点：低压涡轮后轴承机匣
7.简述采用双层机匣的优势。
外层机匣作为承力壳体，内层机匣作为包容气流的外壳，形成气流通道。
既能保证承力的可靠性，又能保持气流通道的完整性，使叶尖间隙容易保持均匀，提高发动机效率。课堂测试-5
1.根据压气机的结构形式和气流的流动特点，压气机可分为（离心式）和（轴流式）两种。
2.轴流式压气机由（静子）和（转子）两部分组成。
3.轴流式压气机转子一般由（叶片）、（轮盘（鼓筒））、（轴）和一些连接件所组成。
4.在鼓盘混合式转子中，盘、鼓和轴的连接类型可分为（不可拆卸式）和（可拆卸式）两种。
5.工作叶片主要由（叶身）和（榫头）两部分组成。
6.轴流式压气机静子是压气机中不转动的部分，由（机匣）和（静子叶片）组成。
7.静子叶片的安装包括（直接固定）和（间接固定）两种方案。
8.轴流式压气机的防喘方法有：（压气机的中间级放气机构）、（可调进口导流叶片和静子叶片）、（可变弯
度的进口导流叶片）、（进气处理机匣）和（多转子结构设计）。
9.轴流式压气机转子的基本结构类型有哪些？各有什么特点？
轴流式压气机转子的基本结构形式：鼓式、盘式和鼓盘混合式。特点如下：
a. 鼓式转子：结构简单、零件数目少、加工方便；抗弯刚性好；强度差。转子圆周速度受限制，应用较
少。
b. 盘式转子：强度好；抗弯刚性差，易产生振动。只用在单盘或小流量压气机上。
c. 混合式转子：抗弯刚性好，强度高，应用广泛。
10.轴流式压气机转子叶片的榫头分为哪几种类型？各有什么特点？
销钉式榫头、燕尾形榫头和枞树形榫头。特点：
a. 销钉式榫头：不用专用设备加工，有减振、自位作用；尺寸和重量大，承载能力较低。较少采用。
b. 燕尾形榫头：尺寸小、重量轻、结构简单、装拆容易。应用广泛。
c. 枞树形榫头：尺寸小、重量轻、强度高、装拆容易；应力集中严重，加工工艺性差。压气机上较少采
用，广泛用在涡轮上。
11.压气机的中机匣有哪两种结构？各有什么特点？
分半式和整体式（整环式）。特点：
分半式：刚性好，装配维修性好；机匣的周向刚性较差，重量较大。
整体式：重量轻，加工量少，周向刚性均匀，但是压气机的装配较复杂，一般要求转子是可拆卸式的。
在压气机级数较少的情况下，常常采用整环式。
课堂测试-6
1.燃烧室位于压气机和涡轮之间，其功用是使高压（空气）与燃油混合、燃烧，将（化学）能转变为（热）
能，形成高温高压的（燃气）。
2.扩压器安装在（压气机）和（燃烧室）之间，其通道是（扩张）形的。它的功用是使气流速度（下降），
为燃烧室内的稳定燃烧创造条件。
3.燃烧室火焰筒筒壁目前都采用（气膜）冷却方式。
4.旋流器装在火焰筒的前端，其作用是使高温燃气在火焰筒头部产生（低速回流区），以稳定火焰。有（叶
片式）和（非叶片式）两种形式。
5.发动机的点火装置可分为（直接点火）和（间接点火）两种。
6.分管燃烧室中，（联焰管）的功用是传播火焰以及均衡各火焰筒的压力。
7.燃烧室是发动机的重要部件之一。请回答以下问题：
(1) 燃烧室为满足基本功能而采用的措施包括哪些？
(2) 根据主要构件的结构形式，燃烧室分为哪几类？简述其结构特点。
(3) 现代燃气涡轮发动机普遍采用哪种结构形式的燃烧室？
解答：
（1）燃烧室采用的基本措施：a. 空气分股；b. 形成低速区和回流区；c. 在燃烧室区内形成非均一的混合气
（2）根据主要构件的结构形式，燃烧室分为分管燃烧室、联管燃烧室和环形燃烧室。结构特点：
a. 分管燃烧室：由若干个单管燃烧室组成，每个单管燃烧室由一个管形的火焰筒及其外围单独的外壳组成，沿发动机圆周均匀地分布，各个单管燃烧室之间用联焰管联通，传播火焰和均衡压力。
b. 联管燃烧室：燃烧室的内、外壳体构成环形气流通道，若干个管式火焰筒，沿圆周均匀安装在环形气流通道里，相邻火焰筒燃烧区之间用联焰管联接。在每个火焰筒前安装有旋流器、喷油嘴，通常只在两个火焰筒上装有点火装置。
c. 环形燃烧室：燃烧室的内、外壳体构成环形气流通道，通道内安装一个由内、外壁构成的环形火焰筒，因而燃烧是在环形的燃烧区和掺混区进行的。
（3）现代涡轮燃气发动机普遍采用环形燃烧室。
8.燃烧室中喷油嘴的作用是什么？常用的喷油嘴有哪几种形式？各有什么特点？
（1）喷油嘴的功用是将燃油雾化（或汽化），加速混合气的形成，保证稳定燃烧和提高燃烧效率。
（2）类型：离心式喷油嘴、气动式喷油嘴、蒸发管式喷油嘴、甩油喷嘴（亦称甩油盘）。（4分）
（3）特点：
a. 离心式喷油嘴：工作可靠，有较好的雾化质量。但雾化质量与供油量（供油压力）有关，需采用双路喷嘴保证不同供油量下的雾化。
b. 气动式喷油嘴：气动喷嘴不要求很高的供油压力，燃烧室出口温度场分布比较均匀、稳定；仅用单管供油。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；在起动时，气流速度较低，压力较小，雾化不良。
c. 蒸发管式喷油嘴：具有气动喷嘴类似的优点，燃烧效率较高，不冒烟，出口温度场较稳定。缺点是燃烧室稳定工作范围较窄，蒸发管本身冷却困难；管内预混油气存在自燃问题；需要辅助起动供油系统等缺点。
d. 甩油喷嘴：甩油喷嘴在高转速、小流量的折流环形燃烧室中得到采用。甩油喷嘴燃油雾化是转速的作用，不受燃油流量的影响。
课堂测试-7
1.按气流流动方向是否和涡轮旋转轴轴线方向大体一致，涡轮可分为（轴流式）和（径流式）两类。目前
航空燃气涡轮发动机上多采用（轴流式）涡轮。
2.多级轴流式涡轮的转子多采用（鼓盘混合式）转子，而（鼓式）转子在涡轮中基本不用。
3.为保证涡轮的工作叶片在高温、高负荷下可靠工作，当前一方面不断研制新的（耐高温）材料，另一方
面不断发展各种（冷却）技术。
4.轴流式涡轮工作叶片一般由（叶身）、（榫头）及（中间叶根）三部分组成。
5.和压气机工作叶片相比，涡轮工作叶片的叶身厚度（较大），弯曲程度（较大），截面积沿叶高的变化（较
急剧）。
6.涡轮叶片分为（带冠）和（不带冠）的两种，（不带冠）的叶片常用于高速转子。
7.涡轮静子由机匣和（导向器）两部分组成，是涡轮部分的主要传力件。涡轮机匣多采用（整体式）机匣。
8.设计涡轮转子和设计压气机转子相比，其特殊要求主要有哪些？
（1）减少轮盘向轴的传热量，以改善轴承的工作条件。
（2）在各种工作状态下，保持各零件间定心可靠。
（3）在多级涡轮中，转子的结构方案要和静子结构方案相协调，以利于涡轮部件的装配。
9.什么是涡轮径向间隙？涡轮径向间隙对涡轮性能有什么影响？减小径向间隙的措施有哪些？
（1）涡轮径向间隙：涡轮机匣与工作叶片叶尖之间的径向距离。
（2）对涡轮性能的影响：涡轮径向间隙对涡轮效率有很大的影响，径向间隙增加将使发动机耗油率明显增加。为了减少损失，提高效率，应尽可能减小径向间隙。
（3）减小径向间隙的措施：尽量减小装配间隙；采用双层机匣；采用低线膨胀系数的合金做涡轮机匣；
采用机匣冷却措施和主动间隙控制。
10.榫头的作用是将工作叶片连接到轮盘上。请回答下列问题：
(1) 发动机中常用的榫头形式有哪些？
(2) 压气机常用哪种形式的榫头？涡轮常用哪种形式的榫头？为什么？
（1）销钉式榫头、燕尾形榫头和枞树形榫头
（2）压气机常用燕尾形榫头，涡轮常用枞树形榫头。原因：
a. 枞树形榫头受力均匀，适合高负荷工作的涡轮；对压气机燕尾形榫头受力足够。
b. 枞树形榫头一般与榫槽配合间隙比燕尾形大，在高温下允许膨胀，而且还可以在非支承表面间通入冷却空气，能满足高温下工作的涡轮的需要。
c. 枞树形榫头应力集中的现象在低温下更敏感，不适合压气机。
11.根据下图分析，涡轮转子采用径向销钉连接时如何实现工作热定心？
至少沿圆周均布三个销钉，在各种工作状态下，相互配合的两个零件可以自由径向变形而它们的中心位置始终保持不变，这种功能叫做自动热定心或工作定心。
12.下图为JT3D发动机单级高压涡轮转子。试从以下几方面分析其结构特点：
(1) 盘轴间装配定心；
(2) 盘轴间工作定心；
(3) 降低轴承工作温度的措施；
(4) 涡轮轴后端壁向后凸出（外缘向前）的目的。
（1）盘轴间装配定心：圆柱面。
（2）盘轴间工作定心：精密短螺栓。
（3）降低轴承工作温度的措施：
a. 轮盘前端伸出一段较长薄壁筒，上面开有冷却空气通气孔，减少盘向轴的传热
b. 轴承内环内表面开有轴向槽，引入滑油润滑冷却轴承，不仅可减少轴向轴承传热，还可以改善轴承的冷却效果。
（4）涡轮轴后端壁向后凸出：可以缩短盘与轴承间的距离，增强刚性。
课堂测试-8
1.发动机的排气装置是指涡轮或加力燃烧室以后组织排气的构件，包括（尾喷管）、（反推力装置）和
（消音装置）等。
2.尾喷管分为（亚音速）喷管和（超音速）喷管。
3.亚音速喷管是（收敛形）的管道，而超音速喷管是（先收敛后扩张形）的管道。
4.为了缩短飞机着陆后的滑跑距离，并在机场跑道湿滑或者结冰时保障飞机安全着陆，民用飞机的涡喷
和涡扇发动机上设有（反推力装置）以产生（反推力），常见包括（蛤壳形门）式、（戽斗门）式（堵塞片）式和（旋转门）式等几种形式。
课堂测试-9
1.在航空发动机中，除了压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等主要部件外，还有一些保证发动机正常工作所
需的各种附属系统，称为（发动机系统），如（起动系统）、（燃油系统）、（滑油系统）、（空气系统）等。
2.将发动机转子的功率、转速传输到附件并驱动附件以一定的转速和转向工作的齿轮系及传动轴的组合体，
称为（附件传动装置）。
3.附件传动装置一般由（中心传动装置（内部齿轮箱））和（外部传动装置（外部齿轮箱））两部分组成。
4.在多转子发动机中，附件传动装置的驱动力主要来源于（高压转子）。
5.附件传动装置在发动机上的安装位置，除应考虑环境温度的影响，即不要安装于高温区外，还应考虑到
应使维修人员便于接近附件，即应具有较好的（可达性）。
6.为了减少发动机附件的数目，减轻发动机的重量，有些发动机将起动机与发电机作为一体，成为（起动
—发电机）。
7.在大中型飞机上，所采用的电源均为400Hz、115V的交流电。交流电的质量取决于其频率的恒定，取
得恒频交流电的方法目前有两种：（电子式）和（机械式）。
8.恒速传动装置的输入轴与发动机（附件传动装置）相连，转速是（变化）的，输出轴与（交流发电机）
轴相连，转速是（恒定）的。其工作状态包括三种，（增速传动状态）、（减速传动状态）和（直接传动状态）。
9.简述双速传动装置的作用和工作过程。在下图中用方框分别圈出双速传动装置和起动-发电机的位置，
并标出起动过程和发电状态两种工作状态的传动路线。
画图：蓝线为起动状态；绿线为发电状态。如下页所示图2。
（1）作用：为了减少发动机附件的数目，减轻发动机的重量，有些发动机将起动机与发电机作为一体，成为起动-发电机。发动机起动时，作为直流电动机使用，起动后，作为发电机使用。双速传动装置的作用是借助两套超越离合器，通过两条不同的传动路线，自动地获得在起动与发电两种工作状态下所需要的两种传动比。
（2）工作过程：
a. 起动发动机时，起动-发电机通过摩擦离合器经两级齿轮减速后驱动发动机转子。
b. 在起动-发电机处于发电状态时，发动机转子经附件主传动轴通过滚棒离合器、摩擦离合器直接驱动发电机工作。
课堂测试-10
1.航空发动机的滑油系统主要有以下功用：（润滑）、（冷却）、（清洁）、（腐蚀）等。
2.单位时间内供给发动机的滑油量称为滑油系统的（循环量）。
3.滑油散热器分为（空气/滑油）散热器和（燃油/滑油）散热器两种。
4.磁性金属屑探测器也称为磁堵，安装在（回油路）上，用来探测发动机机件的工作情况，判断轴承和齿
轮的（磨损）情况。
5.典型的发动机的滑油系统由（供油系统）、（回油系统）和（通气系统）三部分组成。
6.滑油系统有全耗式和再循环式之分。（全耗式）滑油系统没有回油系统，润滑过的滑油直接排出机外。
7.干槽再循环式滑油系统按照循环性质可分为（调压活门式）滑油系统和（全流式）滑油系统。其中（全
流式）滑油系统在所有发动机正常工作转速下都提供恒定的供油压力。
8.干槽再循环式滑油系统按循环方式分为（单回路）系统和（双回路）系统。
9.单回路循环滑油系统，依据滑油散热器在循环系统中所处的位置不同，可分为（冷油箱）和（热油箱）
滑油系统两类。
10.热油箱滑油系统中的散热器安装在（供油路）上；冷油箱滑油系统中的散热器安装在（回油路）上。
11.双回路循环系统按回油路线的不同，可分为（长循环式）和（短循环式）两类。
12.滑油的主要性能指标有哪些？
粘度，粘度指数，闪点，燃点，凝点，抗氧化性和抗泡沫性，腐蚀性和毒性，残碳量
13.一般回油泵的容积至少大于增压泵容积的两倍，为什么？
由于回油温度高，且有泡沫，使回油滑油的容积大于供油容积，故增压泵的容积和能力低于回油泵的容积和能力。一般一般回油泵的容积至少大于增压泵容积的两倍。
14.上图为CFM56-7B发动机的滑油系统。试回答以下问题：
(1) 画出该滑油系统循环方框图（图中滑油箱、滑油泵、滑油滤、散热器、调压活门或释压活门等主要
部件以及发动机用方框表示，如滑油箱）。
(2) 说明回油滤组件中旁通活门和压差电门的功用。(注：其他主要部件功能亦要掌握)
(3) 指出该滑油系统的循环性质（调压活门式或全流式）和循环方式（热油箱、冷油箱、双回路长循环、
双回路短循环）。
（2）回油滤旁通活门：当油滤堵塞而使油滤前、后压差过大时，旁通活门打开，滑油不通过油滤，直接回到油箱。
压差电门：当油滤前、后压差过大时，压差电门闭合，给出油滤堵塞信号。
（3）全流式，冷油箱。
课堂测试-11
1.为了保证航空燃气涡轮发动机能顺利起动，需要有两个相互协调工作的系统：（起动系统）和（点火系
统）。
2.使发动机转子的转速由零增加到（慢车转速）的过程称为起动过程。
3.燃气涡轮发动机常用的起动机有（电动）起动机、（燃气涡轮）起动机和（空气涡轮）起动机等几种，民
用航空发动机大多采用（空气涡轮）起动机。
4.所有燃气涡轮发动机都采用（高能）点火装置，而且总是装备（双套）系统。点火系统的功用是产生（电
火花），点燃（混合气）。
5.依据使用的低压电源不同，高能点火器分为（直流）高能点火器和（交流）高能点火器两种。
6.什么情况下需要起动系统和点火系统同时协调工作？什么情况下需要起动系统单独工作？什么情况下
需要点火系统单独工作？
两系统协调工作：地面正常起动
起动系统单独工作：干冷转、湿冷转
点火系统单独工作：空中再点火、恶劣天气下为防止发动机熄火而进行的长明灯式的持续点火
7.根据发动机起动过程中带动转子转动的扭矩与转子阻力矩的变化情况，简述发动机起动过程的三个阶段，
并写出每一阶段作用在转子上的加速力矩表达式。并说明什么是自维持转速。书本318
（1）三个阶段：
第一阶段：由起动机开始带动发动机转子转动起，到涡轮开始发出功率时止。Ma=Ms-Mf
第二阶段：由涡轮开始发出功率时起，到起动机脱开时止。Ma=Ms+MT-Mf
第三阶段：由起动机脱开时起，到发动机进入慢车状态时止。Ma=MT-Mf
（2）自维持转速是指在上述第二阶段中,，涡轮转子产生的扭矩和转子阻力矩相等即MT=Mf时的转速。
课堂测试-12
1.APU一般安装在飞机机身尾部非增压舱内，位于方向舵的下面。由（防火墙）将APU短舱与机体和
水平尾翼分隔开。
2.APU起动只能在（驾驶舱）内进行，但停车可以在（驾驶舱）和（轮舱APU地面控制面板）上进行。
3.APU主要由（小型燃气涡轮发动机）、（附件齿轮箱）和（供气系统）等组成。
4.（电子转速电门）的功用是在起动时按一定的程序进行电路的自动控制。它有三个特征控制转速，也
称（三速电门）。第一个特征转速为（电动起动机脱开转速），第二个特征转速为（APU工作控制转速），第三个特征转速为（超转控制转速）。
5.简述APU的功用。
辅助动力装置是装在飞机上的一套不依赖于机外任何能源、自成独立体系的小型动力装置。在地面为飞机提供电源和气源，用于向飞机电网供电、起动主发动机以及向飞机空调系统提供压缩空气。在空中提供备用电源和气源，即，飞机爬升到一定高度后，辅助动力装置即自动停车，但是当飞机在飞行过程中遇到发动机停车故障时，辅助动力装置可重新起动作为应急动力源，为飞机提供电源和气源（超过一定高度后，仅能提供电源）。
航空发动机构造及强度复习 一、基本概念 1. 转子叶片的弯矩补偿 2. 转子的自位作用 3. 动不平衡与动不平衡度 4. 静不平衡与静不平衡度 5. 挠轴转子与刚轴转子 6. 转子叶片的静频与动频 7. 转子的临界转速8. 转子的同步正涡动与同步反涡动 9. 转子的同步正进动与同步反进动10. 持久条件疲劳极限 11. 尾流激振12. 恰当半径 13. 陀螺力矩14. 压气机叶片的安全系数 15. 轮盘的破裂转速16. 应力比 17. 动刚度18. 动波 19. 低循环疲劳20. 轮盘的局部安全系数与总安全系数 二、基本问题 1.航空燃气涡轮发动机有哪几种基本类型？ 2.航空发动机工作叶片受到哪些负荷？ 3.风扇叶片叶尖凸台的作用是什么？ 4.航空燃气涡轮发动机中，两种基本类型发动机的优缺点有哪些？ 5.列举整流叶片与机匣联接的三种基本方法。 6.压气机转子设计应遵循哪些基本原则？ 7.压气机防喘在结构设计方面有哪些措施？ 8.压气机转子有哪三种结构形式？各有何优缺点？ 9.发动机转子轴向力减荷有哪三项措施？ 10.叶片颤振的必要条件是什么？说明颤振与共振的区别。 11.疲劳破坏有哪些基本特征？ 12.燕尾形榫头与枞树形榫头有哪些主要特点？ 13.说明疲劳损伤的理论要点。 14.轮盘有几种振动形式，各举例画出一个振型图。 15.航空发动机燃烧室由哪些基本构件组成？ 16.排除叶片共振故障应从哪几个方面考虑？举例说明各方面的具体措施。 17.什么是等温度盘，为什么采用等温度盘，其温度条件是什么？ 18.涡轮相比的结构特点是什么？ 19.涡轮部件冷却的目的及对冷却气的要求是什么？在涡轮部件上采用的冷却、散热、 隔热措施有哪些？
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
一、选择题 1．燃气涡轮发动机的核心机包括 C 。 A．压气机、燃烧室和加力燃室B．燃烧室、涡轮和加力燃室 C．压气机、燃烧室和涡轮D．燃烧室、加力燃室和喷管 2．在0～9截面划分法中，压气机出口截面是 B 。 A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 3．在0～9截面划分法中，燃烧室出口截面是。 C A．1—1截面B．3—3截面C．4—4截面D．6—6截面 4．发动机正常工作时，燃气涡轮发动机的涡轮是_____B____旋转的。 A．压气机带动B．燃气推动 C．电动机带动D．燃气涡轮起动机带动 5．气流在轴流式压气机基元级工作叶轮内流动，其_____C____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 6．气流在轴流式压气机基元级整流环内流动，其____C_____。 A．相对速度增加，压力下降B．绝对速度增加，压力增加 C．相对速度降低，压力增加D．绝对速度下降，压力增加 7．气流流过轴流式压气机，其____C_____。 A．压力下降，温度增加B．压力下降，温度下降 C．压力增加，温度上升D．压力增加，温度下降 8．轴流式压气机基元级工作叶轮叶片通道和整流环叶片通道的形状是____C_____。A．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是收敛形的 B．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是扩散形的 C．工作叶轮叶片通道是扩散形的，整流环叶片通道是扩散形的 D．工作叶轮叶片通道是收敛形的，整流环叶片通道是收敛形的 9．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 10．轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A．工作叶轮在前，不转动；整流环在后，转动 B．工作叶轮在前，转动；整流环在后，不转动 C．整流环在前，不转动；工作叶轮在后，转动 D．整流环在前，转动；工作叶轮在后，不转动 11．多级轴流式压气机由前向后，____A_____。 A．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐增多 B．叶片长度逐渐减小，叶片数量逐渐减小 C．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐增多 D．叶片长度逐渐增大，叶片数量逐渐减小 12．涡轮由导向器和工作叶轮等组成，它们的排列顺序和旋转情况是___A_____。A．导向器在前，不转动；工作叶轮在后，转动 B．导向器在前，转动；工作叶轮在后，不转动
航空发动机构造及强度复习题（参考答案） 一、 基本概念 1. 转子叶片的弯矩补偿 适当地设计叶片各截面重心的连线，即改变离心力弯矩，使其与气体力弯矩方向相反，互相抵消，使合成弯矩适当减小，甚至为零，称为弯矩补偿。 2. 罩量 通常将叶片各截面的重心相对于z 轴作适当的偏移，以达到弯矩补偿的目的，这个偏移量称为罩量。 3. 轮盘的局部安全系数与总安全系数 局部安全系数是在轮盘工作温度与工作时数下材料的持久强度极限t T σ，与计算轮盘应力中最大周向应力或径向应力之比值。0.2~5.1/max ≥=σσt T K 总安全系数是由轮盘在工作条件下达到破裂或变形达到不允许的程度时的转速c n ，与工作的最大转速m ax n 之比值。max /n n K c d = 4. 轮盘的破裂转速 随着转速的提高，轮盘负荷不断增加，在高应力区首先产生塑性变形并逐渐扩大， 使应力趋于均匀，直至整个轮盘都产生塑性变形，并导致轮盘破裂，此时对应的转速称为破裂转速。 5. 转子叶片的静频与动频 静止着的叶片的自振频率称为静频； 旋转着的叶片的自振频率称为动频；由于离心力的作用，叶片弯曲刚度增加，自振频率较静频高。 6. 尾流激振 气流通过发动机内流道时，在内部障碍物后（如燃烧室后）造成气流周向不均匀，从而对后面转子叶片形成激振。 7. 转子的自位作用 转子在超临界状态下工作时，其挠度与偏心距是反向的，即轮盘质心位于轴挠曲线的内侧，不平衡离心力相应减小，使轴挠度急剧减小，并逐渐趋于偏心距e ，称为“自位”作用。
8. 静不平衡与静不平衡度 由不平衡力引起的不平衡称为静不平衡；静不平衡度是指静不平衡的程度，用质量与偏心矩的乘积me 表示，常用单位为cm g ?。 9. 动不平衡与动不平衡度 由不平衡力矩引起的不平衡称为动不平衡；动不平衡度是指动不平衡的程度，用me 表示，常用单位是cm g ?。 10. 动平衡 动平衡就是把转子放在动平衡机床上进行旋转，通过在指定位置上添加配重，以消除不平衡力矩。 11. 挠性转子与刚性转子 轴的刚性相对于支承的刚度很小的转子系统称为挠性转子；转子的刚性相对于支承的刚性很大的转子称为刚性转子。 12. 转子的临界转速 转子在转速增加到某些特定转速时，转子的挠度会明显增大，当转速超过该转速时，挠度又明显减小，这种特定的转速称为转子的临界转速，是转子的固有特性。 13. 涡动 转轴既要绕其本身轴线旋转，同时，该轴又带动着轮盘绕两轴承中心的连线旋转，这种复合运动的总称为涡动。 14. 自转与公转（进动） 轮盘绕轴旋转称为自转；挠曲的轴线绕轴承连线旋转称为公转或进动。 15. 转子的同步正涡动与同步反涡动 自转角速度与进动角速度大小与转向均相同的涡动称为同步正涡动；自转角速度与进动角速度大小相等，但转向相反的涡动称为同步反涡动； 16. 转子的协调正进动与协调反进动 自转角速度与进动角速度大小与转向均相同的涡动称为同步正涡动，对应的进动称为协调正进动；自转角速度与进动角速度大小相等，但转向相反的涡动称为同步反涡动，对应的进动称为协调反进动。 17. 持久条件疲劳极限 规定一个足够的循环次数L N ，以确定L N 下的“持久疲劳极限”，称为“持久条件疲劳极限”。
《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。
航空发动机强度与振动课程设计报告 题目及要求 题目基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析 1.叶片模型 研究对象为压气机叶片，叶片所用材料为 TC4 钛合 金，相关参数如下： 材料密度：4400kg/m3弹性模量：1.09*1011Pa 泊松比： 0.34 屈服应力：820Mpa 叶片模型如图 1 所示。把叶片简化为根部固装的等截
面悬臂梁。叶型由叶背和叶盆两条曲线组成，可由每条曲 线上 4 个点通过 spline（样条曲线）功能生成，各点位置 如图 2 所示，其坐标如表 1 所示。 注：叶片尾缘过薄，可以对尾缘进行修改，设置一定的圆角 2.叶片的静力分析 （1）叶片在转速为 1500rad/s 下的静力分析。 要求：得到 von Mises 等效应力分布图，对叶片应力分布进行分析说明。并计算叶片的安全系数，进行强度校核。 3.叶片的振动分析 （1）叶片静频计算与分析 要求：给出 1 到 6 阶的叶片振型图，并说明其对应振动类型。
（2）叶片动频计算与分析 要求：列表给出叶片在转速为 500rad/s，1000rad/s,1500rad/s, 2000rad/s 下的动频值。 （3）共振分析 要求：根据前面的计算结果，做出叶片共振图（或称 Campbell 图），找出叶片的共振点及共振转速。因为叶片一弯、二弯、一扭振动比较危险，故只对这些情况进行共振分析。 3. 按要求撰写课程设计报告 说明：网格划分必须保证结果具有一定精度。各输出结果图形必须用ANSYS 的图片输出功能，不允许截图，即图片背景不能为黑色。 课程设计报告 基于 ANSYS 的叶片强度与振动分析1. ANSYS 有限元分析的一般步骤 （1）前处理 前处理的目的是建立一个符合实际情况的结构有限元模型。在Preprocessor 处理器中进行。包括：分析环境设置（指定分析工作名称、分析标题）、定义单元类型、定义实常数、定义材料属性（如线弹性材料的弹性模量、泊松比、密度）、建立几何模型（一般用自底向上建模：先定义关键点，由这些点连成线，由线组成面，再由线形
航空发动机试验测试技术 航空发动机是当代最精密的机械产品之一，由于航空发动机涉及气动、热工、结构与 强度、控制、测试、计算机、制造技术和材料等多种学科，一台发动机内有十几个部件和 系统以及数以万计的零件，其应力、温度、转速、压力、振动、间隙等工作条件远比飞机 其它分系统复杂和苛刻，而且对性能、重量、适用性、可靠性、耐久性和环境特性又有很 高的要求，因此发动机的研制过程是一个设计、制造、试验、修改设计的多次迭代性过程。在有良好技术储备的基础上，研制一种新的发动机尚要做一万小时的整机试验和十万小时 的部件及系统试验，需要庞大而精密的试验设备。试验测试技术是发展先进航空发动机的 关键技术之一，试验测试结果既是验证和修改发动机设计的重要依据，也是评价发动机部 件和整机性能的重要判定条件。因此“航空发动机是试出来的”已成为行业共识。 从航空发动机各组成部分的试验来分类，可分为部件试验和全台发动机的整机试验， 一般也将全台发动机的试验称为试车。部件试验主要有：进气道试验、压气机试验、平面 叶栅试验、燃烧室试验、涡轮试验、加力燃烧室试验、尾喷管试验、附件试验以及零、组 件的强度、振动试验等。整机试验有：整机地面试验、高空模拟试验、环境试验和飞行试 验等。下面详细介绍几种试验。 1进气道试验 研究飞行器进气道性能的风洞试验。一般先进行小缩比尺寸模型的风洞试验，主 要是验证和修改初步设计的进气道静特性。然后还需在较大的风洞上进行l／6或l／5的 缩尺模型试验，以便验证进气道全部设计要求。进气道与发动机是共同工作的，在不同状 态下都要求进气道与发动机的流量匹配和流场匹配，相容性要好。实现相容目前主要依靠 进气道与发动机联合试验。 2，压气机试验 对压气机性能进行的试验。压气机性能试验主要是在不同的转速下，测取压气机特性 参数(空气流量、增压比、效率和喘振点等)，以便验证设计、计算是否正确、合理，找出 不足之处，便于修改、完善设计。压气机试验可分为： (1)压气机模型试验：用满足几何相似的缩小或放大的压气机模型件，在压气机试验台上按任务要求进行的试验。 (2)全尺寸压气机试验：用全尺寸的压气机试验件在压气机试验台上测取压气机特性，确定稳定工作边界，研究流动损失及检查压气机调节系统可靠性等所进行的试验。 (3)在发动机上进行的全尺寸压气机试验：在发动机上试验压气机，主要包括部件间的匹配和进行一些特种试验，如侧风试验、叶片应力测量试验和压气机防喘系统试验等。 3，燃烧室试验 在专门的燃烧室试验设备上，模拟发动机燃烧室的进口气流条件(压力、温度、流量) 所进行的各种试验。主要试验内容有：燃烧效率、流体阻力、稳定工作范围、加速性、出 口温度分布、火焰筒壁温与寿命、喷嘴积炭、排气污染、点火范围等。 由于燃烧室中发生的物理化学过程十分复杂，目前还没有一套精确的设计计算方法。因此，燃烧室的研制和发展主要靠大量试验来完成。根据试验目的，在不同试验器上，采 用不同的模拟准则，进行多次反复试验并进行修改调整，以满足设计要求，因此燃烧室试 验对新机研制或改进改型是必不可少的关键性试验。
《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
ARTICLES 学术论文 引言 航空发动机的设计、材料与制造技术对于航空工业的发展起着关键性的作用，先进的航空动力是体现一个国家科技水平、军事实力和综合国力的重要标志之一。随着航空科技的迅速发展，面对不断提高的国防建设要求，航空发动机必须满足超高速、高空、长航时、超远航程的新一代飞机的需求。 近年来，航空工业发达国家都在研制高性能航空发动机上投入了大量的资金和人力，实施一系列技术开发和验证计划，如“先进战术战斗机发动机计划（ATFE ）”、“综合高性能涡轮发动机技术（IHPTET ）计划”及后续的VAATE 计划、英法合作军用发动机技术计划（AMET ）等。在这些计划的支持下，美国的F119、欧洲的 EJ200、法国的M88和俄罗斯的AL-41F 等推重比10 一级发动机陆续问世。 为了提高发动机的可靠性和推力，先进高性能发动机采用了大量新材料，且结构越来越复杂，加工精度要求越来越高，对制造工艺提出了更高的要求。而且，在新一代航空发动机性能的提高中，制造技术与材料的贡献率为 50%~70%，在发动机减重方面，制造技术和材料的贡献率占70%~80%，这也充分表明先进的材料和工艺是航空发动机实现减重、增效、改善性能的关键。 1 航空发动机的材料、结构及工艺特点 在提高发动机可靠性和维护性的同时，为了提高发动机的推力和推重比，航空发动机普遍采用轻量化、整体化结构，如整体叶盘、叶环结构。钛合金、镍基高温合金，以及比强度高、比模量大、抗疲劳性能好的树脂基复合材 先进航空发动机关键制造技术研究 黄维，黄春峰，王永明，陈建民 （中国燃气涡轮研究院，四川 江油 621703） Key manufacturing technology research of advanced aero-engine HUANG Wei ，HUANG Chun-feng ，WANG Yong-ming ，CHEN Jian-min （China Gas Turbine Establishment ，Jiangyou 621703，China ） Abstract ：This paper describes the features of aero-engine material ，structure and technology ，and then ，development status and trend of key manufacturing technology for advanced aero-engine was analyzed. Finally ，the development of advanced aero-engine manufacturing technology in China is introduced and some proposals are put forward. Key Words ： aero-engine ，manufacturing ，summarization 作者简介： 黄维（1982—），男，四川仁寿人，中国燃气涡轮研究院助理工程师，主要从事工艺技术研究。E-mail ：huangwei611@https://www.doczj.com/doc/4113317886.html,
一、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。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。发动机工作时气缸温度很高，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、涡轮喷气发动机 在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过的爆竹，就是依*尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是
航空发动机结构强度设计 大作业 王延荣主编 北京航空航天大学能源与动力工程学院 2013.3
2 1 某级涡轮转子的转速为4700r/min ，共有68片转子叶片，叶片材料GH33的密度ρ为8.2 ×103 kg/m 3，气流参数沿叶高均布，平均半径处叶栅进、出口的气流参数，叶片各截面的重心位置(X , Y , Z )，截面面积A ，主惯性矩I ξ，I η以及ξ轴与x 轴的夹角α，弯曲应力最大的A , B , C 三点的坐标ξA , ηA , ξB , ηB , ξC , ηc 列于下表，试求叶片各截面上的离心拉伸应力、气动力弯矩、离心力弯矩、合成弯矩及A ，B ，C 三点的弯曲应力和总应力。 截 面 0 Ⅰ Ⅱ Ⅲ Ⅳ Ⅴ X , cm 0.53 0.41 0.41 0.40 0.24 0.12 Y , cm -0.41 -0.38 -0.30 -0.19 -0.11 -0.02 Z , cm 62.8 59.1 56.0 53.0 49.4 45.8 A , cm 2 1.80 2.32 3.12 4.10 5.48 7.05 I ξ, cm 4 0.242 0.304 0.484 0.939 1.802 I η, cm 4 6.694 9.332 12.52 17.57 23.74 ξA , cm -2.685 -2.847 -2.938 -2.889 -2.894 ηA , cm 0.797 0.951 1.094 1.232 1.319 ξB , cm -0.084 -0.205 -0.303 -0.219 -0.302 ηB , cm -0.481 -0.521 -0.655 -0.749 -1.015 ξC , cm 3.728 3.909 4.060 4.366 4.597 ηC , cm 0.773 0.824 0.840 1.130 1.305 α 31o 40’ 27o 49’ 25o 19’ 22o 5’30’’ 16o 57’ 12o 43’ c 1am c 1um ρ1m p 1m c 2am c 2um ρ2m p 2m 297m/s -410m/s 0.894kg/m 3 0.222MPa 313m/s 38m/s 0.75 kg/m 3 0.178MPa 2 某一涡轮盘转速12500r/min，盘材料密度8.0×103kg/m 3 ， 泊松比0.3，轮缘径向应力140MPa，盘厚度h 、弹性模量E、线涨系数α及温度t 沿半径的分布列于下表，试用等厚圆环法计算其应力分布。 截面, n 半径r , cm 盘厚h , cm E, GPa t , ℃ α,10-6/℃平均半径 平均厚度 0 0.0 4.86 162 165 16.5 1 5.0 3.90 16 2 165 16.5 2.5 4.38 2 10.0 2.97 157 250 17.1 7.5 3.435 3 14.0 2.2 4 148 360 18.2 12.0 2.60 5 4 15.0 1.8 6 140 400 19.0 14.5 2.05 5 15.8 1.60 13 7 430 19.4 15.4 1.73 6 16.6 1.80 134 460 19.7 16.2 1.70 7 17.4 2.30 130 500 20.3 17.0 2.05 3 某转子叶片根部固定，其材料密度2850kg/m 3，弹性模量71.54GPa ，叶片长0.1m ，各截面 位置、面积、惯性矩列于下表，试求其前3阶固有静频。 截面号i 0 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 x , m 0.0 0.01 0.02 0.03 0.04 0.05 0.06 0.07 0.08 0.09 0.10 A , 10-4m 2 1.70 1.46 1.26 1.09 0.96 0.86 0.77 0.73 0.70 0.68 0.68 I , 10-8m 4 0.02790.0212 0.0157 0.01080.00840.00610.00450.00370.0032 0.0030 0.0030
美国GE 公司所生产的所有飞机发动机型号 发动机联盟（GP ）的GP7000型和罗尔斯罗伊斯（劳斯莱斯）的遄达900型区别 "发动机联盟"成立于1996年8月，是GE 和普惠投资各占50% 的有限责任公司，该公司负责开发、制造、销售新一代超大型（450座以上）宽体长航线客机系列的发动机，并为之提供技术支持。A380一旦服役，将成为航空史上有效载荷最大的民用飞机，最初型号的航程为7650海里到8000海里，计划以后还要扩大航程，因而需要可靠的新推力级（310～340千牛左右）的航空发动机。 GP7000是由GE 公司的GE90和普惠公司的PW4090这两款ETOPS （双发延程运行）发动机发展而来的，是一款基于成熟技术且不断改进的衍生体，恰好与罗·罗公司为A380设计遄达900的思路不谋而合。遄达900 和GP7000是全新的发动机，但是他们所用的技术都是基于已经验证过的成熟技术，再以此为基础，不断改进创新，然后水到渠成--成功开发出相当推力级的发动机。 部件特色
GP7000的机械部件由GE的核心机加上普惠的低压部分和齿轮箱组成。GE的核心机包括：9级高压压气机，2级高压涡轮和低排放的单环燃烧室；普惠低压部分则包括：1级风扇，5级低压压气机，6级低压涡轮。 风扇采用空心钛合金宽弦后掠风扇叶片，这种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究的，普惠在PW4084上已有运用。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，而后掠的作用是降低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。而遄达900也采用了宽弦的钛合金后掠风扇叶片，可见，掠形设计已逐渐成为风扇叶片的主流。包容系统采用凯夫拉-铝的复合材料，重量轻且抗腐蚀。GP7000的高压压气机吸收了GE公司从CF6，CFM56到GE90 的设计经验，其9级高压压气机的压比为19，由GE90发动机的10级高压压气机按0.72的比例缩小，并减少1级压气机。其特点是：使用三维气动设计的低展弦比叶片，具有更高效率、可防止外物损伤和更好的失速裕度；使用热匹配机匣和转子使叶片间摩擦减少，从而保证了较高的气动性能；1级宽弦前掠整体叶盘简化了装配结构，减少了维修费用。 燃烧室是结构简单、低废气排放量的单环结构，火焰筒内外壁均有多孔气膜冷却，头部有高压空气雾化喷嘴，采用单晶合金折流器，可提高头部耐久性，具有较好的高温抗氧化能力。采用富油-快速掺混-贫油燃烧方案，优化了燃气在燃烧室的滞留时间，减少了排放以满足目前和未来的CAEP4排放标准，并有一定的裕度。另一方面也可满足空中再点火的要求。 高压涡轮继承了GE90的2级轴流式。涡轮转子叶片用Rene N5单晶镍基合金铸成，轮盘采用具有损伤容限能力的编号为ME3的新型镍基粉末合金。这些材料是为超声速民用运输机发动机研究的，其高温强度、高温低周疲劳寿命和高温裂纹扩展都有所提高和改善。高压涡轮盘轮缘上不开孔以提高强度，同时可减少因螺栓头及螺帽引起的风阻损失，且能降低维修费用。 GP7000低压涡轮的设计目标是提高效率和降低成本，途经是高升力的三维叶片设计与低压涡轮各级导向器叶片周向相对位置合理布局相结合。低压转子内采用浮动中心环封严，较好地控制了径向间隙。涡轮转子叶片和静子叶片轴向间隙的优化有助于降低发动机噪声。 与罗·罗公司的三转子结构不同，GP7000沿用了GE和普惠运用成熟的双转子发动机结构，优点是结构简单，轴承、油槽、封严件和框架较少。单元体结构简化了发动机的维修。紧凑、高刚性的高压转子，以及普惠公司在PW4090上就已使用的"易脆"轴承，可提高性能保持能力并延长发动机的在翼时间。 控制系统
1转子叶片强度计算的目的是为了保证所设计的转子叶片能可靠工作,又使其尽可能轻。 2转子叶片受到的载荷:叶片自身质量产生的离心力;气流的横向气体力(弯曲应力和扭转应力);热负荷;振动负荷。 3简化假设和坐标系:将其看做根部完全固装的悬臂梁;叶片仅承受自身质量离心力和横向气体力,只计算拉伸应力和弯曲应力;扭转中心(刚心),气体压力中心与中心三者重合,离心力与气体力均作用于重心。 4计算点的选择:发动机设计点（H=0，V=0，n=n max ）;低空低温高速飞行状态（最大气体力状态H=0,V=V max ,n=n max ,t=233K ）;高空低速飞行状态（最小气体力状态H=H max ,V =V min ,n =n max ,t =t H ） 5推导气动力：(ρ2m c 2am t 2m ×1)c 2am ? ρ1m c 1am t 1m ×1 c 1am =2πQ Z m ρ2m c 2am 2? ρ1m c 1am 2 ; p 1m ?p 2m t m ×1=2πZ m Q p 1m ?p 2m ;p xm =2πZ m Q ρ1m c 1am 2?ρ2m c 2am 2)+ (p 1m ?p 2m ;p ym =2πZ m Q (ρ1m c 1am c 1um ?ρ2m c 2am c 2um ) 6离心力弯矩：若转子叶片各截面重心的连线不与Z 轴重合,则叶片旋转时产生的离心力将引起离心力弯矩.离心力平行于Z 轴所以对Z 轴没有矩,离心力必须垂直于转轴在X 轴方向的分力必然为0. 7罩量：通常将叶片各截面的重心相对于Z 轴作适当的偏移,以达到弯矩补偿的目的,这个偏移量称为罩量。 8罩量调整:合理地选择叶片各截面重心的罩量,使之既保证叶片在发动机经常工作的状态具有较低的应力,又照顾到在其它各种工作状态下的应力都不太大。在一般情况下，仅以根部截面作为调整对象。 9压气机与涡轮叶片所受气动力方向相反，重心连线偏斜方向总是与叶片所受的气体力的方向一致。 10以离心力弯矩补偿气体力弯矩时,还必须注意到这两个弯矩随工作状态的变化.往往取最大气体力弯矩和最小气体力弯矩的平均值作为离心力弯矩补偿的目标。 11弯曲应力：通过截面重心，有一对惯性主轴η、ξ,对η轴的惯性矩最小,对ξ轴的惯性矩最大。在距离η轴最远的A 、B 、C 三点在仅有作用时,弯曲应力最大。 12压气机叶片n s =?s ?总，max 一般n s =2.0~3.5 ;涡轮叶片n T =?T s ?总，max (一般n T =1.5~2.5) 13影响叶片强度:扭转应力(两个扭转力矩方向常常相反,所以可忽略);热应力(热端部件影响,热冲击反复产生致热疲劳);扭向(扭向愈大,对叶片截面上离心拉伸应力分布不均匀的影 响愈大);蠕变(采用叶片材料的蠕变极限?a /T t 作为许用应力,安全系数 n T =?a T t ?总，max (一般n T =1.5~2.5);;叶片弯曲变形(由于变形产生的附加弯矩,将使离心力弯 矩对气体力弯矩的补偿效果更好);叶冠(增大应力项);其它因素(不同的叶根形状将使叶片上的离心拉伸应力产生明显的分布不均现象) 20轮盘的破损形式：1,在轮盘外缘榫头部分断裂;2,轮盘外缘的径向裂纹，尤其在固定叶片的销孔处;3,由于材料内部缺陷(例如松孔或夹杂)导致盘中心断裂;4,由于轮盘在高温下工作，容易引起蠕变(甚至局部颈缩),使盘外径增大,最后导致轮盘破裂。 21轮盘强度计算主要考虑负荷：1安装在轮盘外缘上的叶片质量离心力以及轮盘本身的离心力;2沿盘半径方向受热不均引起的热负荷。其他负荷:1由叶片传来的气动力,以及轮盘前后端面上的气体压力;2机动飞行时产生的陀螺力矩；3叶片及盘振动时产生的动负荷；4盘与轴或盘与盘连接处的装配应力,或在某种工作状态下,由于变形不协调而产生的附加应力。 22轮盘强度计算的假设：1轴对称假设;2平面应力假设;3弹性假设。 23轮盘强度计算基本公式方程：平衡方程、几何方程、物理方程。计算方法：力法、位移法。 24轮盘的应力有三部分组成:1,由应力、位移、温度的边界条件决定的，它们通过常数K1和K2来表示;2,轮盘以角速度ω旋转引起的离心应力;3,由于温度影响引起的热应力。 25等厚圆环法的基本思路:1，将剖面形状复杂的轮盘沿半径方向划分成有限个段，每段构成一个等厚圆环，相互套接在一起，虽然整个轮盘的温度分布沿径向是不均匀的，但对于每
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。
气体动力学基础 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 1C,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 C p c v R 。 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 邑 （上）k ;该过程的外（容积）功的计算式可以写 P l V 2 、 1 成丨 （p 2 V 2 p 1v 1 ）。 k 1 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 A V 常数，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 i 2 i 1。气体流 过发动机的涡轮时，能量方程可以改写成 V 22 丨，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V 2 方程可以改写成i ——常数，此方程表示的能量转换关系是焓和动能之和保持不变。 2 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。
D-18A 涡轮风扇发动机外形 牌号D-18A 结构形式双转子 推力范围1765daN 现状研制中 装机对象 研制情况 D-18A 是波兰航空研究所研制的一种全新双转子涡轮风扇发动 机，1992 年4 月16 日首次试车。 K-15 涡喷发动机外形 牌号K-15 结构形式单转子 推力范围1470daN 现状生产 装机对象波兰1-22 串列双座教练机、侦察机和对地攻击机。 研制情况 K-15 是波兰航空研究所研制的单转子涡轮喷气发动机。计划于1988 年中公布，目前正由波兰热舒夫工厂生产。 SO-1/SO-3 牌号SO-1/SO-3 结构形式单转子 推力范围980～1080daN UnRegistered 现状停产 产量SO-1 共生产30 台，SO-3 共生产580 台 装机对象SO-1 TS-11 教练机。 SO-3B TS-11 教练机。 SO-3W22 I-22 教练机、侦察机和对地攻击机。 研制情况 SO-1 单转子涡轮喷气发动机是波兰航空研究所设计的，由波兰 热舒夫工厂生产。保证翻修寿命为200h。SO-3 是由SO-1 改进而来，适用于热天气候工作，对压气机、燃烧室和涡轮作了少量修改，外廓尺寸不变。翻修寿命400h。燃油喷嘴和火焰筒经修改后出口温度场 更均匀。 TWD-10B 涡桨发动机外形 牌号TWD-10B 结构形式自由涡轮式单转子 推力范围754kW 现状生产 装机对象安-28 短距起落轻型运输机。 研制情况 TWD-10B 涡桨发动机是波兰热舒夫工厂按前苏联鄂木斯克/格 鲁申柯夫设计局设计的ТВД-10Б涡桨发动机的许可证制造的。翻修寿命1000h。