工业王冠 - 浅谈航空发动机为何难以研制？
目前，在各行各业众多工业产品中，能够称得上是“工业王冠”的大概只有喷气航空发动机和微电子芯片了。“工业王冠”不单单反应的是喷气式航空发动机在技术层面的研制难度，也不仅仅说明了航空发动机在飞机设计中属于“心脏”一样的核心地位，更说明了在国家发展过程中航空发动机如同“王权”一般高端的战略位置。但是我国偏偏在航空发动机研制过程中，长期处于“慢性心脏病”的状态，在追求“工业王权”的过程中，长期处于“知其然，不知其所以然”的境地。不过，在对航空发动机研制客观规律进行总结和对于国家发展有了更深层次的认识之后，我国在当今航空发动机技术发展的战略机遇期，不仅可以与航空强国齐头并进，还要创立属于中华民族的“动力王朝”。
精心雕琢的工业王冠
喷气式航空发动机的性能优势是建立在精巧的连续回旋转子结构上的，其研制难点也基本围绕这一个核心展开。现代飞机不断提高的战术技术指标对航空发动机提出了非常高的要求。高温、高压、高转速而又要求高可靠性、耐久性和维护性是其基本特点。在这些高而又相互矛盾的要求的推动促进下,航空发动机经过长时间的发展已经成为人类有史以来最复杂最精密的工业产品。
压气机的作用是利用来自涡轮的能量对发动机进气进行压缩和增温。一方面提高了进气分子活跃程度，更有利于提高燃烧效率。另外一方面，增加了单位体积内的氧气含量，因为大气尤其是高空大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耗氧量。压气机的主要设计难点在于要保证效率、增压比和喘振裕度这三大主要性能参数满足发动机的设计要求。一个世纪以来，伴随着气动热力学、计算流体力学的发展．压气机的设计水平在逐年提高。20世纪初采用螺旋桨理论设计压气机叶片，二十年代开始采用孤立叶形理论，三十年代中期开始采用叶栅设计理论，五十年代开始用二维设计技术，七十年代开始建立准三维设计体系，九十年代以来，航空界开始使用三维粘性流场分析设计体系对压气机进行设计。压气机设计理论、计算模型和设计系统在基础理论科研推动下不断进步跨越。即便是有先进的计算机辅助设计手段，如果基础科研理论没有进步，也无法在高性能压气机领域取得突破。由于压气机的逆压梯度相当大、需要对空气流场、温度场和压力场进行详尽的三维分析以及空气粘性计算极端复杂等原因，多级压气机级间匹配、不同工作状态下的性能优化非常困难。我国在航空发动机压气机设计和制造方面与世界航空强国的差距较小，这主要是源于我国在基础理论研究方面持续进行科研工作。1952年．吴仲华教授提出了Sl-S2流面理论，并在这一理论的基础上建立了压气机准三维设计系统，直到现在虽然三维设计技术已经相对成熟，但是我国提出的准三维设计技术依然是国内外压气机设计理论体系的核心。不过我国由于长期进行发动机仿制而不是设计工作，在压气机工程实用的设计规范和试验数据方面与国外先进发动机公司相比还存在相当大的差距。
航空发动机燃烧室调研报告
一、航空发动机的分类
有两种基本类型的燃烧室：单管燃烧室和全环燃烧室，环管燃烧室是介于单管燃烧室和环形燃烧室中间的一种，它将多个筒状燃烧室安装在一个共同的环形机匣内。
二、航空发动机结构见图
燃气涡轮发动机的涡轮是利用高压气体膨胀做功带动压气机器其他发动机附件的（包括增压泵、发电机、螺旋桨等），位置又在燃烧室的后面，燃烧室前面的是压气机。涡轮前燃气温度一般不超过1200摄氏度，现代的单晶涡轮叶片使用高强度的合金制成的。
图中站位6就是涡轮。
关于材料：
镍基高温合金是以镍为基体(含量一般大于50%) 在650～1000℃范围内具有较高的强度和良好的抗氧化、抗燃气腐蚀能力的高温合金。在镍基铸造高温合金中发展出了定向结晶涡轮叶片和单晶涡轮叶片。
定向结晶叶片消除了对空洞和裂纹敏感的横向晶界，使全部晶界平行于应力轴方向，从而改善了合金的使用性能。单晶叶片消除了全部晶界，不必加入晶界强化元素，使合金的初熔温度相对升高，从而提高了合金的高温强度，并进一步改善了合金的综合性能。
航空燃气轮机燃烧室的主要组成部分有：扩压器（Diffuser），机匣（Case），帽罩（Cowl），油喷嘴（Fuel Nozzle），旋流器（Swirler），头部端壁（Dome），火焰筒（Liner）。火焰筒上开有各种孔，主燃孔，掺混孔，气膜冷却孔。
下面分别介绍各部分的主要功能。
（1）扩压器：降低压气机出口流速，恢复动压头，利于燃烧室组织燃烧；
（2）机匣：用于安装火焰筒，连接发动机压气机部分和涡轮、加力燃烧室部分，是承力件；
（3）喷嘴：用于燃油雾化；
（4）旋流器：使气流旋转，产生回流区，稳定燃烧过程；
注：目前发展趋势为，将上述二者结合，称之为空气雾化喷嘴；
（5）帽罩：使空气按照环腔、头部所需量分股时，流动不发生分离，减小流动损失； （6）火焰筒：燃烧室承温部件，火焰筒上开有各种孔，实现（气量分配、前述的设计理念）在其间气液两相流稳定高效燃烧，并与冷气掺混，满足出口温度分布需要，同时壁面采取有效的冷却防护措施，防止烧坏。
第一章概论
航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3
空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4
燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。
由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5
航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比）， 推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9
航空发动机分类
飞行器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，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。
飞行器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，飞行器发动机可分为两类，大约如下所示：
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。
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直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类。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。
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。
