航空发动机加力控制系统

罗尔斯·罗伊斯公司『RR』 TF41 系列TF41牌号TF41用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家美国厂商罗尔斯·罗伊斯公司/艾利逊发动机公司生产现状停产装机对象单发攻击机A-7D(空军型)、A-7E(海军型)、A-7H及其教练型TA-7H研制情况TF41是美国艾利逊公司和英国罗尔斯·罗伊斯公司联合研制和生产的涡轮风扇发动机。

该发动机是英国罗尔斯·罗伊斯公司斯贝RB168-25的一种改型，用来装A-7攻击机。

1966年美空军与这两家公司签订合同，艾利逊公司负责研制和生产TF41发动机特有的零部件，罗尔斯·罗伊斯公司提供技术合作和与斯贝发动机通用的零部件。

TF41-A-1发动机于1967年10月首次试车，1968年6月通过试飞前规定试验。

1969年6月正式完成定型试验。

在研制过程中，发动机积累了3600h以上的试验。

经过多年的修改设计，使发动机翻修寿命达到1500h。

主要改型有TF41-A-1、TF41-A-2和TF41-A-100/-A-400。

结构和系统(TF41-A-1)进气口整体钢机匣。

无进口导流叶片。

风扇及外涵3级轴流式。

水平对开机匣。

全外涵。

低压压气机2级轴流式，与风扇同轴。

高压压气机11级轴流式。

燃烧室环管形。

有10个火焰筒和10个双油路喷嘴。

高压涡轮2级轴流式。

2级导向器叶片和第1级转子叶片气冷。

低压涡轮2级轴流式。

尾喷管内、外涵气流经简单混合在喷管排气段内混合后排出。

控制系统机械液压式。

转速和加速自动控制，应急时人工超控。

技术数据(TF41-A-2)起飞推力(daN) 6679最大起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.66推重比 4.97空气流量(kg/s) 119.3涵道比 0.74总增压比 21.4涡轮进口温度(℃) 1155直径(mm) 1004长度(mm) 2900质量(kg) 1370RTM322RTM322系发动机结构牌号RTM322用途军用涡轴发动机类型涡轮轴发动机国家法国厂商罗尔斯·罗伊斯公司/透博梅卡生产现状研制完毕，准备投入批生产装机对象RTM322-01 EH-101、AS322/AS.532、NH90、AH-64A、S-70C、UH-60A/B、SH-60B、WS-30、A129、卡-62R。

航空发动机之乌克兰АИ-25(AI-25)АИ-25涡轮风扇发动机结构牌号АИ-25用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家乌克兰厂商扎波罗日“进步”机械制造设计局生产现状生产装机对象АИ-25 雅克-40。

АИ-25TЛ L-39。

研制情况АИ-25是前苏联伊伏琴柯设计局(现乌克兰扎波罗日“进步”机械制造设计局)设计的一种双转子涡轮风扇发动机1967年开始批生产。

该发动机结构简单维修方便经济性好。

大约70%零件的材料为钛合金重量占30%。

总寿命为30000h出口型保证寿命为21000h。

空中停车率为0.5/1000发动机飞行小时非定期拆换率为0.2/1000发动机飞行小时。

主要改型有АИ-25TЛ1973年开始生产用于捷克教练机L-39。

与АИ-25的区别在于涵道比减为2.0压气机增加到9级压比提高到9.5采用气冷转子叶片进口温度提高到1037℃采用延伸筒内外涵共用喷管。

进气口由钛合金板材制成。

风扇3级轴流式由低压涡轮驱动。

盘鼓结构钛合金叶片用销钉与盘连接。

机匣为镁合金。

压比1.7转速10560r/min。

高压压气机 8级轴流式。

盘鼓结构叶片用燕尾形榫头与盘连接。

机匣系铝镁合金。

转速16640r/min。

燃烧室环形12个带稳定器的燃烧室头部。

高压涡轮单级轴流式气冷导向叶片。

带冠的实心叶片用枞树形榫头与盘连接。

低压涡轮 2级轴流式。

转子叶片带冠。

尾喷管固定面积的收敛喷管无混合器。

控制系统机械液压式综合式涡轮和燃油控制器。

燃油系统1个齿轮式燃油泵。

燃油规格JetA JetA-1JP-1T-1TC-1。

滑油系统回路系统齿轮泵综合式滑油系统。

滑油规格MIL-L-6081MIL-L-7808MK-8MK-22/MC-20。

起动系统CB-25空气涡轮起动机由地面气源、机载АИ-9辅助动力装置或另1台发动机的放气起动。

点火系统高能点火系统2个火炬点火器。

(АИ-25)起飞推力(daN) 1471АИ-25TЛ 1687 巡航推力(H=6000m, V=550km/h, daN) 434 起飞耗油率[kg/(daN·h)] 0.57АИ-25TЛ 0.59巡航耗油率[kg/(daN·h)] 0.80推重比 4.69АИ-25TЛ 4.92空气流量(kg/s) 30涵道比 2.2АИ-25TЛ 2.0总增压比 8.0АИ-25TЛ 9.5涡轮进口温度(℃) 933АИ-25TЛ 1037长度(mm) 1993宽度(mm) 820高度(mm) 896质量(kg) 320АИ-25TЛ 350Д-18T(D-18T)Д-18T三转子涡轮风扇发动机结构牌号Д-18T用途军用/民用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家乌克兰厂商扎波罗日“进步”机械制造设计局生产现状生产装机对象Д-18T 安-124和安-225。

中国民用航空局令第207号《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。

局长李家祥二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定A章总则第33.1条 适用范围（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。

（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。

［2002年4月19日第一次修订］第33.3条 概述每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。

第33.4条 持续适航文件申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。

如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这— 1 —CCAR33—R2些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。

第33.5条 发动机安装和使用说明手册每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。

该说明手册必须至少包括下列内容： （a）安装说明（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。

中国涡扇系列-涡扇 -9 （ WS-9 ）资料来源：西北工业大学涡扇 -9 （ WS-9 ）：用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商西安航空发动机公司生产现状用英国毛料试制成功，现进行部分国产化生产装机对象歼击轰炸机概述：涡扇 9 发动机是我国 70 年代中期根据从英国罗尔斯·罗伊斯公司购买的“斯贝”MK202 型涡扇发动机的生产许可证生产的一种中等推力发动机，也是我国第一种从西方国家以许可证方式引进的发动机，提高了我国航空发动机的研制水平。

“秦岭”发动机( 涡扇 -9)是英国斯贝 MK202 发动机的国产型。

MK202 曾是英国皇家空军 F-4 “鬼怪”式战斗机的标准发动机“斯贝”MK202 型是英国在 60 年代中期研制的一种性能较为先进的涡扇发动机，长 5025 毫米，直径 1093 毫米，重 1850 千克，最大推力 54.5 千牛，加力推力 91.1 千牛，推重比 5.05 ，最大军用耗油率 0.684 千克 / 牛·小时，最大加力耗油率 2.0 千克/牛·小时，涵道比 0.62 ，与当时国内的涡喷发动机相比，具有推力大、耗油低、可维护性好、使用寿命长的特点。

历史：70 年代，我国航空发动机工业受到“文化大革命”的影响，这个时期所生产的航空发动机的质量明显下降，性能上与当时的国际先进水平相比存在着很大差距。

对这种不利的状况，周恩来总理在 11 月份召开的航空产品质量座谈会上语重心长地指出，“飞机的关键在发动机，发动机是心脏，心脏不好，问题不解决，何以打仗”。

周总理的话一针见血。

会后，全国包括航空发动机厂在内的航空制造单位开始了全面的质量整顿，以保证现阶段研制生产的航空产品的质量要求，并考虑从国外引进先进技术的问题。

从当时的国际环境看，要从国外航空发达国家引进先进发动机是有很大困难的，直接引进较先进的军用航空发动机的可能性较小。

1972 年，我国开始与英国接触，讨论引进其“斯贝”MK511 型民用涡扇发动机的可能，并考虑引进后再在其基础上发展出自己的军用型涡扇发动机。

中国民用航空局令第207号《航空发动机适航规定》（CCAR-33R2）已经2011年1月30日中国民用航空局局务会议通过，现予公布，自2012年1月1日起施行。

局长李家祥二〇一一年三月十五日航空发动机适航规定A章总则第33.1条 适用范围（a）本规定规定颁发和更改航空发动机型号合格证用的适航标准。

（b）按照中国民用航空规章《民用航空产品和零部件合格审定规定》（CCAR-21）的规定申请航空发动机型号合格证或申请对该合格证进行更改的法人，必须表明符合本规定中适用的要求，并且必须表明符合中国民用航空规章《涡轮发动机飞机燃油排泄和排气排出物规定》（CCAR-34）。

［2002年4月19日第一次修订］第33.3条 概述每一个申请人必须表明该型航空发动机符合本规定中适用的要求。

第33.4条 持续适航文件申请人必须根据本规定附件A编制中国民用航空局可接受的持续适航文件。

如果有计划保证在交付第一架装有该发动机的航空器之前或者在为装有该发动机的航空器颁发适航证之前完成这— 1 —CCAR33—R2些文件，则这些文件在型号合格审定时可以是不完备的。

第33.5条 发动机安装和使用说明手册每一个申请人必须备有在型号合格证颁发之前可供中国民用航空局应用，在发动机交付时可供用户使用的经批准的发动机安装和使用说明手册。

该说明手册必须至少包括下列内容： （a）安装说明（1）发动机安装构件的位置，将发动机装接到航空器上的方法及安装构件和相关结构的最大允许载荷；（2）发动机与附件、管件、导线和电缆、钢索、导管及整流罩连接的位置和说明；（3）包括总体尺寸的发动机轮廓图；（4）定义发动机与航空器和航空器设备，包括螺旋桨（如适用）的物理和功能界面;（5）如果发动机系统所依靠的部件不是发动机型号设计的组成部分，而发动机型号合格审定又要基于这些部件，则其界面条件和可靠性要求必须在发动机安装说明手册中直接规定，或者规定参考适当的文件;（6）必须给出发动机控制所需的仪表清单，包括控制发动机工作的仪表精度和瞬态响应的所有限制值，以评估在装机条件下该仪表的适用性。

AMESIM软件在航空发动机中的应用【摘要】航空发动机控制系统的发展方向是全权限数字式电子控制（fadec）。

数控系统的执行机构和供油装置仍然是液压机械装置。

由于液压机械装置结构复杂、设计制造周期长、成本高，为了缩短研制周期，节约成本，对液压机械装置进行建模仿真是十分必要的。

通过建模仿真可以及早发现并修正系统设计中的缺陷，确定最佳的设计方案；确定改进该型和优化方向；缩短产品研制周期。

【关键词】航空发动机建模仿真 amesim发动机控制系统在航空发动机系统中占有非常重要的地位，其性能的优劣直接影响发动机及飞机的性能。

航空发动机数控系统是由电子控制器、液压机械装置、传感器、电气部件组成的。

其中液压机械装置设计、加工困难，加工周期长，对介质要求较高，为了提高液压机械装置的性能和可靠性并缩短研制周期，必须在设计阶段对液压机械装置进行仿真分析[1]，通过对液压机械装置仿真可以及早发现并修正系统设计中的缺陷，确定最佳的设计方案。

另外，计算机仿真技术还可用于复现试车、试飞中出现的故障，验证排故措施，提出合理可行的排故方案，减少试验次数，有效避免实际试车的危险[2]。

早期对液压机械装置的仿真常采用经典的仿真方法，取得了宝贵的成果和经验，总结经验，该领域的研究工作还存在一些不足之处，如：以往的建模仿真主要是基于流量连续方程和力平衡方程方程，建模过程忽略了介质本身特性变化，影响了仿真结果的准确性[3]；花费大量时间在编写程序上；模型的通用性和可扩展性不强，通常只针对某一具体型号或特定类型的发动机，通用性不够，仿真系统也不完善。

为了将主要精力放在分析、设计上，而不是繁琐的编程、调试上，我们需要一种面向对象的、模块化、图形化、扩展容易的建模仿真软件。

1 国内外研究现状西方工业国家，机械cad已应用相当广泛，为了解决液压机械装置复杂的设计问题，已建立了先进的设计和分析手段。

如美国波音公司根据工程需要，开发了专业的动态系统仿真分析软件easy5（engineering analysis system）；美国麦道公司开发了用来预测液压元件和系统工作性能的afss仿真软件包；德国亚琛工业大学也投入了大量精力开发出了dsh仿真软件。

涡扇10 系列发动机太行发动机涡扇10 系列发动机太行发动机太行发动机，也叫涡扇10 系列发动机。

太行发动机的研制始于上世纪八十年代末，2005 年12 月28 日完成设计定型审查考核，历时18 年。

太行发动机是中国首个具有自主知识产权的高性能、大推力、加力式涡轮风扇发动机，它结束了国产先进涡扇发动机的空白。

太行发动机由中国606 所研制，是国产第三代大型军用航空涡轮风扇发动机。

采用大推力函比及全自动数字化控制系统，最大推力不超过12000 公斤。

目前主要用于装备中国第三代高性能歼-10 战斗机。

简介[ 转自铁血社区/ ]2005 年12 月28 日，在我国大中型航空发动机的摇篮———中国一航沈阳发动机设计研究所，诞生了我国自行设计研制、具有自主知识产权的第一台大推力涡轮风扇发动机——太行发动机。

正像诗中描绘的那样，“将登太行雪满山” ，现实中研制“太行”的难度更是超乎想象，以张恩和为总设计师的“太行”研制团队，历经18 载艰苦攻关，突破了数十项核心技术和关键技术，攻克了200 多个重大障碍和技术难题，终于在世纪之初研制出了先进的航空动力，一颗强健的“中国心” 。

太行，号称" 天下之脊" ，中国第一台大推力涡轮风扇发动机取名太行，其意义不言启明。

主要型号依据装配对象的不同，涡扇10 系列有涡扇10、涡扇10A、涡扇10B、涡扇10C、涡扇10D等型号，其中涡扇10A 是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。

中国为加快发展涡扇10 系列发动机，采取两条腿走路方针。

一是引进国外成熟的核心机技术。

中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与F100 同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇10A 核心机的重要技术来源之一；二是自研改进。

中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如92 年试车成功的624 所中推核心机技术，性能要求全面超过F404）,对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。

涡扇6(WS6)WS6涡扇发动机结构牌号涡扇6用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家中国厂商沈阳航空发动机研究所/沈阳黎明发动机制造公司生产现状完成飞行前规定试车后，停止研制装机对象涡扇6歼击机涡扇6G歼击机涡扇6甲运输机研制情况1964年5月，空军提出设计一种比歼7歼击机更先进的新型飞机的技术要求。

此后，沈阳飞机研究所和沈阳航空发动机研究所开始方案研究。

1964年10月，提出了新型飞机和发动机的初步方案，经过空军和航空工业部门讨论，决定新机设计分两步走。

第一步，设计一种新飞机，装两台改进设计的涡喷发动机，即后来的歼-8飞机和WP7甲发动机。

第二步，设计一种更先进的高空高速歼击机，装一台新设计的加力式涡扇发动机，新发动机编号为涡扇6，代号WS6。

1965年9月完成方案论证工作，开始技术设计，1966年5月投入试制。

“文革”期间研制进度受到一定影响，1968年6月首台试验机开始台架运转试车。

1980年10月，性能达到设计指标。

19 82年10月通过24h飞行前规定试车。

整机试车共334h。

后因飞机研制计划的改变，涡扇6失去使用对象，于1 984年停止研制。

涡扇6发动机是沈阳航空发动机研究所自行研制的第一种推重比为6一级的军用加力涡扇发动机。

它是针对高空高速歼击机的技术要求而设计的。

在发动机参数和控制计划的选择方面，充分注意了提高发动机推重比和高速性能。

选用了高的涡轮进口温度和接近最佳的总增压比，采用了跨音速风扇、气冷式高温涡轮和平行进气的加力燃烧室。

选用了能够发挥高空高速性能优势的控制计划。

该发动机的特点是：高速推力大，亚音速巡航经济性好，起动、加速快。

转子采用5支点支承方案，结构紧凑，布局合理，并应用了较多的钛合金材料。

因此，发动机重量轻，推重比大。

涡扇6在研制过程中，曾遇到大量的技术问题，其中比较主要的有：起动困难、压气机喘振、涡轮进口温度高及振动大等。

主要原因是自行研制的初期，缺少技术储备，主要部件的试验研究不够充分，特别是核心机压气机部件效率较低、喘振裕度小，给调试带来不少困难。

航空发动机新技术阅前想法全转机翼飞机需要什么样的发动机?航空发动机有些什么特点?目前可以采用的发动机新技术未来的发展方向我有什么可以做的?1航空发动机的作用与发展飞机推进系统(含燃油)占飞机起飞总重(TOGW)的40%~60%;发动机推重比10;飞机推重比1.2;矢量喷口技术;反推力装置。

飞机推进技术、战略计算、超大规模集成电路、先进战术战斗机、国家空天计划为美国5大关键计划。

发动机零部件不断减少，采取一体化设计，叶片空心、弯掠，鼓筒式转子，陶瓷基复合材料火焰筒，涡轮前燃气温度2200K。

直升机涡轴发动机目前发展到第四代，功重比达到7kW/daN。

特点:整体式粒子分离器提高防砂能力;双级离心式压气机;回流环形燃烧室和气动雾化喷嘴;冷气涡轮静子和转子叶片;全权数字电子控制系统。

无人飞行器发动机设计要求:结构简单、零件少、工作可靠、成本低、寿命短。

推重比10的发动机只有美国产品化。

提供发动机性能的技术途径:采用高的发动机热力参数和部件效率。

提高热端部件材料的耐热性能和高效空气冷却技术的应用;复合材料减轻重量。

提高转子转速可提高增压比，但增加了离心力。

目前已经采用的新技术:三维叶片、刷式封严;气膜冷却、隔热涂层、浮壁燃烧室、先进燃烧室设计;三元跨声速设计、对转涡轮;矢量喷管;单晶涡轮叶片、双性能热处理涡轮盘设计;变几何设计。

航空发动机技术水平比较:TOA=f(发动机性能参数)，实际上为一个国家发动机达到定型时间的统计量，参数包括发动机的推重比、涡轮前燃气温度、最大连续状态耗油率。

2先进航空发动机的技术体系2.1总体设计体系如下:飞机/发动机一体化发动机总体设计发动机部件匹配发动机整机综合设计发动机稳定性评定新型发动机通用、经济涡轮发动机智能发动机预研、设计、制造、使用管理体系2.2总体结构设计及强度、耐久性设计分析体系如下:新型结构先进密封结构高速转子结构强度、耐久性结构参数优化2.3风扇、压气机设计体系:[1]空气动力学和计算方法高负荷风扇高负荷高压压气机风扇、压气机稳定性及非定常流动机理风扇、压气机建中设计风扇、压气机的设计体系及仿真技术建立2.4高温升、高热容住燃烧实际家里燃烧室设计体系: 2.5高负荷、高效率涡轮部件设计2.6矢量推进及排气系统设计低红外特性轴对称矢量喷管球面收敛段矢量喷管射流控制矢量喷管排气系统和飞机一体化排气系统新材料2.7然有机发动机控制系统设计飞机和推进系统一体化控制高效信息控制器件轻质、耐高温执行器件磁悬浮轴承2.8发动机空气系统及热分析设计高效冷却新型封严技术:典型、刷式、指尖、蜂窝新型防冰空气系统及热分析设计与仿真主要零部件稳态、过渡态、短舱流动理论发动机表面放热理论2.9机械传动及润滑系统设计2.10试验及测试技术3飞机/推进系统一体化设计发动机的设计要符合飞行任务的设计。