《世界典型涡轮螺旋桨航空发动机参数》

国外涡桨发动机控制技术的发展陈怀荣;王曦【摘要】Development situation of turboprop engine in western countries was overviewed, and several key technologies related with the control system of turboprop engine were analyzed, including working parameters, features, performance, propeller model, design method of control system, fault diagnosis technology of different types of turboprop engines and so on. The adaptive fuel control logic and implementation method of the hydro-mechanical control system of Garret early YT76 single spool turboprop engine were mainly analyzed. In addition, the development process of Pratt&Whitney Canada three-spool turboprop engine from the first generation of supervisory digital electronic control with mechanical back up system of PW120 engine to the dual channel full authority digital eletronic control system of PW150 engine was selective analyzed. These efforts are intended to provide a clear idea for the technological development of domestic turboprop engine control system.%概述了国外涡桨发动机的发展状况，分析了涡桨发动机控制系统相关的若干关键技术，包括不同类别涡桨发动机的工作参数、特点、性能、螺旋桨模型、控制系统设计方法、故障诊断技术等。

当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。
压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达6O到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2000到250O度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。
4、涡轮风扇发动机
5、脉动喷气发动机
6、涡轮轴发动机
7、涡轮螺旋桨发动机
8、螺桨风扇发动机
9、冲压喷气发动机
10、火箭发动机
11、喷气发动机的热效率
12、喷气发动机的推重比
13、推进效率
14、涡轮风扇发动机的涵道比
showell 2005-04-06 08:52
虚幻天空论坛 -> 虚幻航空学院 -> [虚幻空军学院]普及教育第三篇：关于飞行器发动机（图配文） 登录 -> 注册 -> 回复主题 -> 发表主题
showell 2005-04-06 08:52
飞行器发动机的分类
目录
1、飞行器发动机的分类
2、活塞式发动机
3、涡轮喷气发动机
（二）活塞式发动机的工作原理
活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。

二. 双轴涡轮喷气发动机(two-spool turbojet)
与单轴涡喷发动机相比，其进气道、燃烧室和尾喷管是一样的，产生反作用 力的原理也完全相同。所不同的是：压气机分成低压压气机和高压压气机，涡轮 也分为高压涡轮和低压涡轮。高压压气机和高压涡轮由一根轴联接形成高压转子， 低压压气机机和低压涡轮由一根轴联接形成低压转子。 人们习惯将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可作为燃气发生器。 在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机 的燃气发生器部分还应该包括低压压气机和低压涡轮。因此，核心机与燃气发生 器是二个不同的概念。
单轴涡轮喷气发动机
压气机、燃烧室和涡轮的组合称为燃气发生器, 其作用是产生高温高压的燃气。 发动机工作时，外界空气流入进气道，在较大的飞行速度下气流经过进气道时速 度减小而压力提高；气流流过压气机时进一步增压，特别是在低速飞行时，压气机是 增压气流的主要部件；燃烧室利用燃油燃烧时放出的热量对气流加热；从燃烧室流出 的高温高压气流推动涡轮旋转，涡轮与压气机之间有轴联接，涡轮发出的功率提供给 压气机；涡轮出口的气流仍具有较高的压力和温度，流经尾喷管时压力减低而速度增 高。
吸气式发动机用途
亚燃冲压发动机及其组合动力主要用于：超音速导弹、无人 机的动力装置。 超燃冲压发动机及其组合动力主要用于：高超音速巡航导 弹; 高超音速飞机; 跨大气层飞行的空天飞机的动力装置， 目前尚处于研究阶段。 脉冲式发动机及其组合动力：主要用于导弹、无人机的动力 装置，目前尚处于研究阶段。
涡轮喷气发动机与活塞式发动机的比较
相同之处 （1） 均以空气和燃气作为工作介质。 （2）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。

涡轮风扇发动机的性能及使用学生：史瑞吉力指导教师：付尧明摘要涡轮风扇发动机在性能上具有独特的优越性，使其得到了迅速的发展和广泛的应用。

尤其是在民用航空业中，干线客机以及多数支线客机中均已使用。

本文通过质量附加原理的推导，简要分析了涡轮风扇发动机的性能及工作其特点，通过涡轮风扇发动与涡轮喷气式发动机性能的比较，进一步阐述了涡轮风扇发动机优越的性能特点，并简单分析了在安全使用中的特点和注意事项。

关键词：涡扇发动机；性能；使用特点；质量附加原理；分析。

Performance and Use of the Turbofan Engine Student : Shi Ruijie Teacher : Fu YaomingAbstract : Turbofan engine’s unique superiority at performance make it get fast development and extensive application. Especially in civil aviation industry, it has been used in arterial passenger plane and most branch line passenger plane . This paper briefly analyses performance and characteristics of operation of turbofan engine by Added Quality theory, compares with performance of turbine jet engine and turbofan ,.lastly analyses the characteristic and precautions in using safety.Keyword:Turbofan engine ; Performance ; Characteristics of operation ;Added Quality Theory ; Analyses.前言涡轮风扇发动机自六十年代初期问世以来，由于其耗油率低，噪音小的优越性，使喷气民航机变得更加经济和舒适，大大促进了民航运输业的发展。

CT7 系列 [民用涡桨发动机] CT7CT7涡轮螺旋桨发动机外形牌号CT7用途民用涡桨发动机类型涡轮螺旋桨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CT7-5A2 Saab 340A。

CT7-7A CN-235。

CT7-9 Do.328和Saab 340B。

CT7-9C CN-235-100、CN-235M和CN-235QC。

CT7-9D L-610G。

研制情况70年代中期，西方发生能源危机，西方发动机制造商纷纷研制30～50座支线飞机用的涡轮螺旋桨发动机。

通用电气公司对市场进行了深入调查分析，认为在T700涡轮轴发动机基础上，可通过最少改动、以最短的周期研制出80年代中后期30～50座支线飞机用的涡轮螺旋桨发动机。

于是该公司在1979年7月，以T700为基础开始研制CT7。

1982年3月CT7首次台架试验，1982年9月装“湾流”G1进行首次试飞，同年交付生产型发动机，1983年9月取得型号与生产合格证，1984年1月在SF-340上投入使用。

CT7采用轴流加离心组合式压气机结构，这在同一功率级发动机中是独一无二的(与之竞争的发动机都采用串列式离心压气机)。

压气机出口面积小。

每轴流级都采用叶盘结构，大大减少了零部件数。

离心压气机叶轮叶尖向后掠，这大大改善了气动性能与效率。

燃烧室是直流环形结构，火焰筒表面积小，为气动设计提供了良好的条件。

燃烧室环形内壁为整体结构，燃烧稳定性好，容热强度高，结构紧凑，迎风面积小。

从结构与加工工艺看，CT7的燃烧室是复杂的，成本高，但它使发动机必要的分解与拆卸次数减少，性能提高，寿命延长，冒烟少，外场维修要求少，因而节省了寿命期费用，所以整体来看这种结构是合理的。

CT7的核心机与T700的相同，但从涡轴型改为涡桨型，结构上的改进主要有：T700采用了分离效率达85%～95%的粒子分离器，而CT7采用了简化的粒子分离器，这使CT7的功率提高2.5%；增设了在低功率时照常给座舱提供高压空气的放气口；起动与排气系统也做了改进。

“子爵”：涡轮螺旋桨客机的领头羊作者：杭迅来源：《大飞机》2016年第05期第二次世界大战结束后，在民用航空客机喷气时代即将来临之际，英国维克斯公司从1945年开始研制以涡轮螺旋桨发动机作为动力的“子爵”客机，使英国航空业再次走在了世界前列。

技术性能多次改进英国维克斯公司生产的“子爵”号，是世界上第一款以涡轮螺旋桨发动机作为动力的民航客机。

1943年2月英国政府成立了以飞机生产大臣布拉巴宗为首的航空委员会。

该委员会成立的主要任务之一就是考虑战后民用客机的发展方向。

通过调查研究提出研发几种型号客机的计划，其中包括“彗星”和“子爵”等。

德·哈维兰公司成功中标了世界首架喷气客机“彗星”。

维克斯公司则获得了涡轮螺旋桨客机“子爵”的研发任务。

“子爵”的最初设计来源于布拉巴宗委员会的一份报告，报告提出这种中程涡轮螺旋桨客机，为增压客舱，载客24人（后改为32人），航速每小时320千米，航程2820千米。

1946年3月，维克斯公司获得了两架涡轮螺旋桨原型机的订单。

由该公司首席设计师雷克斯·皮尔逊主持设计。

该机安装4台英国罗罗公司达特涡轮螺旋桨发动机。

罗罗公司的航空发动机在全世界享有盛誉。

罗罗公司在达特涡轮螺旋桨发动机的研制上采用了在“灰背隼”、“狮鹫”、德文特和尼恩等发动机离心式压气机的成熟技术，但研制过程也并非一帆风顺。

1947年10月，首台达特发动机被装在一架“兰开斯特”轰炸机上进行验证试飞，结果发现发动机超重，导致飞机动力不足。

罗罗公司重新进行了设计，把高速齿轮改为斜齿轮，既提高了承受压力，又减轻了重量，最终使发动机由1100磅减至800磅，提高了功率。

1948年7月16日，“子爵”原型机在维克斯首席试飞员马特·萨默斯驾驶下首飞成功。

英国欧洲航空公司在进行验证试飞时得出的结论是：飞机设计客座少，且速度慢，致使运营成本太高。

结果，该公司转而向空速公司订购了20架活塞发动机的“大使”型飞机。

航空涡轮螺旋桨发动机发展现状与展望发表时间：2019-12-06T14:29:50.893Z 来源：《基层建设》2019年第25期作者：聂通[导读] 摘要：涡轮螺旋桨（简称涡桨）发动机是一种主要依靠螺旋桨产生的拉力或推力驱动飞机的航空动力装置，具有耗油率低、单位功率大、起飞推力大、推进效率高、对飞机场要求低、使用成本低等优点，在军用中小型运输机、支线客机和通用飞机等领域有着广泛的应用前景。

航空工业陕西飞机工业（集团）有限公司试飞厂陕西汉中 723000摘要：涡轮螺旋桨（简称涡桨）发动机是一种主要依靠螺旋桨产生的拉力或推力驱动飞机的航空动力装置，具有耗油率低、单位功率大、起飞推力大、推进效率高、对飞机场要求低、使用成本低等优点，在军用中小型运输机、支线客机和通用飞机等领域有着广泛的应用前景。

随着螺旋桨设计、制造技术的进步，涡桨飞机在高亚声速飞行时的耗油率进一步降低，推进效率大大提高，涡桨发动机因此被誉为“明天的绿色动力”。

本文主要介绍了涡桨发动机产品和技术概念，并分析涡桨发动机特点、优势和市场需求情况，以及在与传统大涵道比涡扇发动机、齿轮传动风扇发动机等对比的基础上，对涡桨发动机的未来发展进行了预测。

关键词：涡桨发动机；发展现状；市场需求；发展趋势1 基本概念和特点1.1 基本概念涡桨动力飞机的推进原理与传统的活塞动力飞机大致相同，都是以螺旋桨旋转时所产生的力作为飞机前进的推进力，但是涡桨发动机驱动螺旋桨的动力来自燃气涡轮发动机，并且其螺旋桨通常以恒定的速率运转，而活塞发动机的螺旋桨转速是变化的。

但是，由于螺旋桨特性的限制，装涡桨发动机的飞机飞行速度一般不超过900km/h。

涡桨发动机的工作原理与传统的涡扇发动机相近，涡桨发动机驱动螺旋桨后的空气流相当于涡扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比普通涡扇发动机的大很多，空气流量也远大于内涵道，因此涡桨发动机实际上相当于超大涵道比的涡扇发动机[1]。

但涡桨发动机和涡扇发动机在产生动力方面却有很大不同，涡桨发动机输出驱动螺旋桨的轴功率，尾喷管喷出的燃气产生的推力只占总推力的5%左右，为驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡扇发动机要多。

航空发动机的类型和工作原理
目录
CONTENTS
1
2
3
4
航空发动机的类型 涡喷发动机的组成和工作原理 涡扇、涡桨、涡轴、桨扇发动机
核心机
航空燃气涡轮发动机
定义 将燃油燃烧释放的热能转变为机械能的装置 热机－将热能转换为动能 推进器－气流喷出获取反作用力
火箭发动机 发 动 机
飞机发动机
发动机的分类
展
史
第一台
重75kg，功率12hP 。
火箭发动机 发 动 机
飞机发动机
化学火箭发动机 核火箭发动机 电火箭发动机
活塞式 喷气式
冲压式 涡轮式
固体燃料火箭发动机 液体燃料火箭发动机
涡轮喷气发动机 涡轮螺旋桨发动机 涡轮风扇发动机 桨扇发动机 涡轴发动机
冲压发动机
定义： 冲压式发动机是利用高速气流在速度改变下产生的压力改变，达到气体压缩的目的原 理来运作。
活塞式航空发动机
航 空 活
至今
由于造价低、易于维修等优点仍用于一些初级教练机和小型运输 机上，多为气冷式小功率活塞式发动机。
塞
飞机性能迅猛发展，速度达到700～800km/h，高度达到10000m以
式 发 动
20世纪40年代
上。 诸多原因决定了活塞式发动机+螺旋桨的推进模式的终结。
机
发 20世纪30年代 活塞式发动机+螺旋桨的组合成为飞机固定的推进模式。
装活塞式发动机的早期飞机的致命缺陷
音障
一 发动机发展历程
第二代 第一代
涡喷 活塞 发动机
发动机
四十年代，在对飞机快、高、远的要求下，航空喷气发动机研 制成功并开始广泛应用，为飞机突破音障提供了动力。

贞眉贝脚可一键删除I仅拱参考常用螺旋桨的参数（转）同一转速在不同速度时效率不同，或者说不同的速度各有其效率最高的转速螺旋桨的螺距决定了它的几何攻角，而桨叶的实际攻角还和前进速度有关，使桨叶在最有利的攻角下工作就能得到最高的效率。

可见决定螺旋桨效率的并不是转速而是转速与前进速度之间的比例关系，即状态特性（相对进距）。

螺旋桨的相对螺距h=H/D（ H为实际螺距，D为直径），状态特性（相对进距）入=V/nD （V为飞行速度，n为转速），对一般螺旋桨当h-入=0.2时可以得到最大效率。

各种螺旋桨的最高效率OS引擎螺旋槳選用表也適用一般廠牌引擎級數新引擎適用10LA7x4 6.5 〜7x3〜& 8x4 15LA8x47x5 〜6、8x4 〜525LA9x59x5 〜640LA11x510x6〜7、10.5x6、11x5〜646LA11x611x6 〜7%w fetK fr6〜卜X CXIL 9X CXI L,0L〜9X=正6〜卜 XCXI L,0L〜8X=卜〜9X CXI L 00〜9X=/9X9OL卜〜9X= ,9X9.0L ,9X0L9X=9XOL06〜卜X6/gxgoL,9XOLgxg.6,9X69X0L;xg.6,9〜哄69〜寸xg寸X6 ,9〜寸xg,9〜哄卜<s og l9 〜g x CXI L <〜9X =於——S&19寸9〜发二发二S&10寸gxOL,9X69X6s &l gCXI9〜寸xg寸xg8〜9XWL06〜卜XCXI L9X CXI L61FX12x6〜8、13x6〜712x9〜11 91FX RING15x 8、16x6 〜8、17x6、14x7(3blade)13x11〜13、14x10〜11 108FSR RING(RN)(BX-1) 14x6〜& 15x6〜8、16x6、18x6 140RX / 140RX-FIAerobatic15x14 〜16、16x13 〜1515x14160FX RING 17x10 〜13、18x10 〜1215x12〜14、16x10〜14、16.5x10 〜13160FX-FI 16x12 〜13、17x10 〜11、18x10 〜12 16x14、16.5x12 〜13、17x12〜13FS-26S9x6 〜79x6〜7、10x6、10.5x6、8x6(3blade)FS-30S9x6 〜710x4 〜6FS-40S10x7〜7.5、11x6、9x7(3blade)10x7、10.5x6、11x7、12x5〜6、10x7(3blade)FS-52S 10x9 〜10、10.5x8 〜9、11x7 〜811x7 〜8、12x6、12.5x6FS-70S II11x9 〜10、12x7 〜8、12.5x613.5x8、14x7、11x7(3blade)FS-91S II/FS-91S II-P11x11 〜12、12x10 〜12、13x913.5x8、14x7、15x6、16x6、12x8(3blade)FS-91S II-FI12x10 〜12、13x9、14x715x6、16x6FS-120S-E13x11 〜12、14x10 〜1115x9、16x6〜7、18x5 〜6、14x7(3blade)、15x8(3blade)FS-120S III13x11 〜13、14x10 〜1115x8、16x6〜7、18x5 〜6、14x7(3blade)、15x8(3blade)FT-160 (Gemi ni-160)16x6 〜8、18x6 〜8、20x6FT-300 (Super Gemi ni-300)18x10 〜14、20x8 〜11、22x8FF-320 (Pegasus) 18x10 〜14、20x8 〜10、22x8FR5-300 (Sirius) 18x10 〜14、20x8 〜10、22x8ROTARY ENGINE 49PI8x6、9x5 〜6、9.5x5、10x5BGX-1 RING(RN)18x10〜12、20x8〜1018x10〜12、20x8〜10。

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980～1080daNUnRegistered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。

UnRegisteredPZL-10W涡轮轴发动机结构牌号PZL-10W结构形式自由涡轮式单转子功率范围662kW现状生产装机对象波兰希维德尼克厂“鹰”直升机。

研制情况PZL-10W 是波兰热舒夫工厂研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，它是由TWD-10B 涡轮螺旋桨发动机发展而来的，具有相同的燃气发生器。

PT6系列发动机是加拿大普惠公司的产品，包括涡桨和涡轴变种，是当前使用最为广泛的输出轴功率的航空发动机之一。

在美国军用编号中，PT6的相应型号分别被命名为T74和T101。

与首台在1963年面世的450SHP轴马力的PT6A发动机相比，如今PT6发动机系列的功率增加了四倍，功重比提高了40%，燃油消耗率降低了20%。

据了解，PT6发动机已生产了52000多台，并被应用在130个不同领域，PT6发动机所在机队的飞行时间已累计多达3.9亿小时。

在全球航空领域普遍进行的重要任务中都能找到PT6发动机，从救援工作到预定的客运服务，从货运服务到要客接送，从农业应用到军事飞行培训、从消防救火到搜救任务。

PT6A发动机高可靠性也加速了20世纪80到90年代的单发涡桨飞机的发展。

PT6A是涡桨发动机，PT6B和PT6C是涡轴发动机。

PT6发动机的各变种及参数如下：VariantsPT6Ahttp://www.pwc.ca/en/engines/pt6aPT6A家族包括了一系列自由涡轮涡桨发动机，输出功率500-1940shp（433-1447 kW）ThermodynamicPowerClass*(ESHP***)MechanicalPowerClass*(SHP)PropellerSpeed(Max. RPM)Height**(Inches)Width**(Inches)Length**(Inches)PT6A 'Small' (A-11 to A-140)600 to1075500 to9001,900 to2,20021 to2521.561.5 to64PT6A 'Medium' (A-41 to A-62)1,000 to1,400850 to1,0501,700 to2,00022 19.566 to72PT6A 'Large' (A-64 to A-68)1,400 to1,900700 to1,7001,700 to2,00022 19.569 to75.5The PT6A family is a series of free turbine turboprop engine providing 500 to 1,940shp (433 to 1,447 kW)SmallT74美国军方指定PT6A-20/27发动机的名称为T74T101美国军方指定PT6A-45R发动机的名称为T101-CP-100PT6Bhttp://www.pwc.ca/en/engines/pt6bPT6B-9The PT6B-9 is a 550 hp (410.1 kW) turbo-shaft engine for use in helicopters. A later mark of PT6B is rated at 981 hp (731.5 kW).PT6Chttp://www.pwc.ca/en/engines/pt6cPT6CThe PT6C is a 1600 to 2300 horsepower (1190 to 1720 kW) engine for helicopters andtiltrotors.PT6DPT6D-114AThe PT6D-114A is based on the PT6A-114A. The main difference is the deletion of the second stage reduction gearing and output shaft, because the engine is intended for integration with a combining gearbox incorporating power turbine governors and a propeller output shaft.Soloy Dual Pac2x PT6D-114A engines driving a single propeller through a combining gearbox, capable ofindependent operation.PT6Thttp://www.pwc.ca/en/engines/pt6tPT6TTwin PT6 power units combining outputs through a gearbox for use in helicopters.ST6ST6.ST6BSTNSTN 6/76https:///wiki/Pratt_&_Whitney_Canada_PT6.。

详解航空涡轮发动机(一)【字体大小：大中小】引言古往今来，人类飞上天空的梦想从来没有中断过。

古人羡慕自由飞翔的鸟儿，今天的我们却可以借助飞机来实现这一理想。

鸟儿能在天空翻飞翱翔，靠的是有力的翅膀；而飞机能够呼啸驰骋云端，靠的是强劲的心脏——航空涡轮发动机。

航空涡轮发动机，也叫喷气发动机，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机等几大类，是由压气机、燃烧室和涡轮三个核心部件以及进气装置、涵道、加力燃烧室、喷管、风扇、螺旋桨和其它一些发动机附属设备比如燃油调节器、起动装置等组成的。

其中，压气机、燃烧室和涡轮这三大核心部件构成了我们所说的"核心机"。

每个部件的研制都要克服巨大的技术困难，因而航空涡轮发动机是名副其实的高科技产品，是人类智慧最伟大的结晶，其研制水平是一个国家综合国力的集中体现。

目前世界上只有美、俄、法、英等少数几个国家能独立制造拥有全部自主知识产权的航空涡轮发动机。

2002年5月，中国自行研制的第一台具有完全自主知识产权、技术先进、性能可靠的航空涡轮发动机——"昆仑"涡喷发动机正式通过国家设计定型审查，它标志着我国一跃成为世界第五大航空发动机设计生产国。

"昆仑"及其发展型完全可以满足今后若干年内我军对中等偏大推力涡喷发动机的装机要求，将来在其基础上发展起来的小涵道比涡扇发动机还可以满足我国未来主力战机的动力要求，是我国航空涡轮发动机发展史上的里程碑。

要了解航空涡轮发动机，首先要从它的最关键部分--核心机开始。

核心机包括压气机、燃烧室和涡轮三个部件，它们都有受热部件，工作条件极端恶劣，载荷大，温度高，容易损坏，因此航空涡轮发动机的设计重点和瓶颈就在于核心机的设计。

详解航空涡轮发动机(二)【字体大小：大中小】压气机压气机的作用是将来自涡轮的能量传递给外界空气，提高其压力后送到燃烧室参与燃烧。

因为外界空气的单位体积含氧量太低，远小于燃烧室中的燃油充分燃烧所需的含氧量。

加力燃烧室
结构与F404的相同，火焰稳定器由中央环状V形火焰稳定器与
尾喷管
收-扩式可调尾喷管，陶瓷基复合材料的尾喷管调节片。面积比为1.6。
控制系统
双通道全权数字式电子控制(FADEC)，按风扇转速和核心机压比调节发动机工作，有故障隔离功能。
F414改进项目作为美国海军部分资助的联合技术开发计划的一部分启动于2004年，通用电气在2004年和 2006年对F414增强耐久性发动机（F414-EDE）验证机进行了两次测试，在2010年和2011年进行的两次测试中， 验证发动机达到了设计目标。
F414-EDE的改进之处有以下几点：
首先F414-EDE的高压压气机是6级而不是现有F414的7级。通用电气在用现代三维计算流体力学（CFD）技术 对F414的高压压气机气流进行分析后，决定增加每级压气机之间的间隔，并采用更先进的三维气动设计叶片进。 重新设计的高压压气机和风扇使F414-EDE发动机的最大总流量提高到每秒84.8千克，比F414基本型高出10%。
通用电气通过把F412的核心机与F404低压压气机以及F120变循环涡扇发动机的径向火焰稳定器相结合创造 出了F414。F120参加了美国空军的先进战术战斗机（ATF）发动机竞争，最后败给了普惠F119，让后者成为洛克 希德F-22“猛禽”战斗机的动力装置。但最终统计数据显示F-22仅187架的产量使F119的生产数量远小于F414， 所以失之东隅，收之桑榆，通用电气从美国海军这里获得了回报。
为了使“超级大黄蜂”的后机身设计的改动最小化，美国海军规定F414发动机必须能装入与F404相同的发 动机舱空间，但两者安装点有所不同。
于是F414的外部尺寸与F404相同，都是3912毫米长，最大直径889毫米，这样一来增加推力就成了艰巨任务。

涡扇发动机循环参数
涡扇发动机的循环参数包括：
1. 压缩比（压缩阶数）：涡扇发动机的压缩比通常在30到40之间。

2. 进气流量：进气流量是发动机每秒吸入的空气量，它是决定发动机功率的关键因素之一。

3. 推力：推力是涡扇发动机输出的最重要参数之一，通常使用千牛（kN）或磅力（lbs）来表示。

4. 燃油流量：燃油流量越大，发动机的功率就越大。

5. 推重比：推重比是发动机推力和飞机重量的比值，通常用来比较不同型号的发动机性能。

6. 转速：涡扇发动机的转速通常在6000到10000 RPM左右。

7. 空气比：空气比是发动机进气与燃油混合物的比值，它对发动机的性能和燃油效率有重大影响。

8. 进气温度：进气温度是影响发动机性能的重要参数之一，过高的进气温度会
降低发动机的功率和效率。

А Л -31Ф 发动机支承简图
АЛ-31Ф发动机转子支承方案，全机共有 六个支点，高压转子为1-0-1支承方案，低压 转子为1-2-1四支点支承方案，低压涡轮转子 与风扇转子间采用了传递扭矩、轴向力的柔
性联轴器，以解决低压转子工作不正常对高 压转子的影响。
2.3 典型的涡轮螺旋桨发动机
涡桨6发动机是单转子涡轮螺旋桨飞机，是 运8飞机的动力装置。由单转子轴流式压气机， 环形燃烧室等组成。结构图如下：
EJ200 发动机结构图
EJ200转子支承方案简图
第四代军用发动机—F119-PW-100
F119-PW-100发动机由3级风扇，6级高压压 气机，带气动喷嘴，浮壁式火焰筒的环形燃 烧室，单级高压涡轮与高压转向相反的单级 低压涡轮（对转涡轮），加力燃烧室与二维 喷管等组成。整台发动机分为：风扇、核心 机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件 传动机匣等6个单元体，另外还有附件等。
CFM56 发动机支承简图
两个转子支承于五个支点上，通过两个承
力框架将轴承负荷外传，是承力构件最少的 发动机。低压转子为0-2-1支承方案，高压转 子为1-0-1支承方案。高压转子后支点为中介 支点，支承在低压涡轮的后轴上，此种支承 方案的主要优点是结构简单，低压轴刚性好， 发动机性能保持好，重量轻，为许多军民用 发动机所采用 。
航空发动机结构
第二讲 几种典型的航空发动机
2.1几种典型的涡喷发动机
涡喷5发动机是典型的第一代涡轮喷气发动 机，主要结构特点是采用离心式压气机和分 管式燃烧室，是歼五，轰五型飞机的动力装 置。具体结构如下：
涡喷6发动机是歼六，强五飞机的动力装 置，涡喷六发动机是第二代涡轮喷气发动机。 主要结构特点是采用单转子轴流式压气机和 环管型燃烧室。

涡轮螺旋桨动力飞机桨发匹配性能仿真研究史永运;钟易成;邓君湘;田野;徐伟祖【摘要】基于螺旋桨片条理论和航空发动机热力循环原理分别建立了螺旋桨性能和涡桨发动机性能仿真模型.在此基础上,基于飞行器需用推力建立了螺旋桨巡航阶段桨发匹配优化模型,提出了一种计算某一匹配推力系数下螺旋桨效率和进距比关系曲线的方法,并设计了桨发匹配优化方案.针对某型涡桨动力飞机,开展了巡航剖面桨发匹配优化.结果表明:相比于原来的巡航剖面,优化后的巡航剖面飞机巡航航程提高了13％,显著地提升了巡航性能.【期刊名称】《机械制造与自动化》【年(卷),期】2019(000)004【总页数】5页(P116-120)【关键词】涡桨发动机;螺旋桨;桨发匹配;螺旋桨飞机【作者】史永运;钟易成;邓君湘;田野;徐伟祖【作者单位】南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室,江苏南京210016;南京航空航天大学江苏省航空动力系统重点实验室,江苏南京210016;沈阳特种设备检测研究研究,辽宁沈阳110000;沈阳特种设备检测研究研究,辽宁沈阳110000;南京普国科技有限公司,江苏南京210000【正文语种】中文【中图分类】V23;TP391.90 引言随着燃油费用的上涨，具有低油耗优点的螺旋桨飞机在军民用飞机市场有着越来越广泛的应用前景[1]。

螺旋桨飞机不同于常规的喷气式动力飞机，其推力/拉力由发动机轴带动旋转的螺旋桨产生，整个动力系统的性能涉及到螺旋桨和发动机两部分的性能，其桨发匹配性能对飞行器推进系统数学模型的准确性及飞行器整体性能影响极大。

因此，亟需开展桨发匹配性能建模研究，便于飞机设计阶段和后期使用阶段的桨发匹配设计，以提高螺旋桨推进系统的性能。

传统的螺旋桨多是定距螺旋桨，只能保证在设计点具有较高的推进效率，很难保证整个飞行包线的飞行性能。

变距螺旋桨的研制解决了这一问题，并由此推动了桨发匹配设计理论的发展。

美国早在1943年就开展了恒速桨的全尺寸风洞试验[2]，针对几种典型的标准螺旋桨与机身/短舱组合方式，研究了不同风速下螺旋桨推进效率与旋进比对应的关系，同时形成了一套根据螺旋桨气动数据和发动机特性进行桨发匹配设计的方法[3]，用于活塞动力螺旋桨战斗机的方案设计及动力系统选型。

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1．世界典型涡轮rbofan Engine技术参数
序号 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12 13 14 15 16 17 18 19 20 21 22 23 24 25 26 27 型号 F119-PW F135-PW-400 F100-PW-100 F404-GE-400 F414-GE-400 WS-15(黄山) WS-10(太行) AL-31F RD-33 WS-13(泰山) WS-9(秦岭) WS-11(峨眉) AI-25 TL AI-222-25F TFE1042-70 AE3007H F117-PW-100 F118-GE-100 GE 90-115 GP7270 Trent 900 CFM56-7B18 D-30KP-2 WS-18 WS-20(黄河) CJ-1000(长江) WP-6 加力推力 daN/kg 15568 19130 10590 7120 9780 16186 12600 12258 8130 8637 9110 N/A N/A 4118 4115 N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A 3187 2550 4.59 N/A 7.14 43.3 668.6 2910 708.1 中间推力 daN/kg 9786 12800 6520 4800 5780 10522 7350 7620 5000 5120 5450 1471 1690 2451 2680 3680 17990 8450 11530 36980 8670 11770 12000 12200 5.508 3.7 4.75 4.75 43.9 7.7-8.5 5.5 2.42 2.42 39 32.8 20 20 33400-37400 5.46–6.11 5.9 推重比 11.7 10.5 7.8 7.24 9.1 8.86 7.9 7.14 7.9 7.8 5.05 4.69 4.92 7.1 6.81 4.1–5.6 0.382 0.78 0.6 0.49 0.382 0.62 2.2 2 0.61 0.45 5 5.9 涵道比 0.2～0.3 0.57 0.6 0.34 总增压比 23～27 28 25 25 30 28.71 32 23.8 21 26.25 21.5 8 9.5 18.6 19.1 18 30.8 35 42 900-1200 1250 307 269 269 总气流量 kg/s 110 90.7 101.1 64.4 85 138 118 112 76 82 96.9 30 30 45 42.2 110.2 最大直径 mm 1143 1130 1181 884 889 1020 1201 1300 1040 1020 1093 890 990 810 790 978 2146 1180 3429 3160 2950 1550 1455 1455 4950 4250 4140 5025 1993 3325 3350 3561 2705 3729 2550 7290 4740 5477.5 2500 2318 2318 6712 6246 2366 2668 2668 长度 mm 4826 4826 4856 4033 3912 5500 干重 kg 1360 1460 1386 983 1110 1862 1997 1750 1055 1130 1850 320 350 600 617 719 3221 1450 2.02 2.08 2 2.01 2.02 2 N/A N/A 1.867 2.1 N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A N/A 1.63 870 0.71 0.71 1122 1122 0.665 0.8 0.795 0.75 0.65 0.684 0.8 1.28 0.645 0.816 0.039 1477 1392 1392 1407 1377 1277 933 1037 1227 1204 994 2.31 1.65 0.72 0.76 加力油耗 2.4 巡航油耗 0.622 涡前温度 °C 1649～1760 F-22 1577-1677 1399 1316 F-35A/C F15 F16 F/A-18 T-50 F/A-18E/F J-20 J-11 J-10B J-10 Mig-29 JF-17 JF-17/FC-1 JH-7A JL-8 K-8 K-8 L-15 Yak-130 T-45 IDE RQ-4A全球鹰 C-17 B757 N.G B-2 Spirit Boeing777-300 Airbus A380 Airbus A380 Boeing737-600 H-6K Tu154 H-6K Y-20 Y-20 KJ-2000 C919 Q-5飞机 kg/(daN.h) kg/(daN.h) 应用