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1、涡轮发动机目录工、简介：12、发展沿革：13、系统讲解：2构造：2I1、燃烧室：5II1涡轮机：5V、喷管：6V1加力燃烧室：7涡喷发动机：8涡扇发动机：10IX简介：10II1矢量发动机：13涡桨发动机：14涡轴发动机：151、简介：涡轮发动机（TUrbMeeagMe,或常简称为TUrbMe）是一种利用旋转的机件自穿过它的流体中汲取动能的发动机形式，是内燃机的一种。常用作飞机与大型的船舶（船舶工业上称之为燃气轮机）或车辆的发动机。这里我们主要介绍航空涡轮发动机。2、发展沿革：1937年4月12日，英国科学家弗兰克惠特尔发明的世界上第一台离心式涡喷发动机首次运转成功。这标志着人类航空业即将步入

2、喷气时代。1942年7月18日，由纳粹德国梅塞施密特飞机公司所设计的Me-262喷气式战斗机首次飞上天空，这是人类航空史上喷气式发动机的首次实用，Me-262也因此成为了人类航空史上第一种投入实用的喷气式飞机。Me-262的主要型号A-Ia搭载了两台容克JUM0004轴流式发动机。后续型号A-Ib换装了两台宝马BMWOO3轴流式发动机，但产量少。改进型号C-Ia机尾装有瓦尔特509火箭引擎的后燃器作动力助推器的实验型拦截机，仅有一架原型机。1949年7月27日，史上第一架喷气式民航客机彗星”号原型机首次飞行，这标志着喷气式飞机首次走向商用。“彗星”式客机由英国德哈维兰公司研制。搭载四台劳斯莱斯

3、/罗尔斯罗伊斯AvonMk524涡喷发动机,推力10,500磅力（46.8千牛）,为这台划时代的客机提供了788千米/小时的速度。时至今日，已有更多更多先进的涡轮发动机的出现，如：A1-31F三维矢量发动机、F119-PW-100二维矢量发动机、GE9X超级航发。3、系统讲解：构造：涡轮发动机主要由三大部分组成：压气机、燃烧室、涡轮。现有的任何一型涡轮发动机都有这三部分作为基础结构。进气道、喷管为涡轮发动机的重要配件，用于控制气体进入和燃气喷出。加力燃烧室是超音速飞机航发的特殊结构，用于实现超音速飞行，为飞机提供更澎湃的动力。I、压气机：简介：燃气涡轮发动机中利用高速旋转的叶片给空气作功以提高

4、空气压力的部件。压气机叶轮叶片的前端部分呈弯曲状称为导轮，起作用是将气体无冲击的导入工作叶轮，减小气流冲击损失。小型增压器的压气机叶轮一般将导轮与工作叶轮制成一体。压气机的叶轮出口有扩压器，使气体在叶轮中获得的动能尽可能多地转化为压力。扩压器分为叶片式和缝隙式两种。压气机的外壳有气流的进口和出口。进口一般呈轴向布置，流道略呈渐缩，以减小进气阻力。出口一般设计成流道沿圆周渐扩的蜗壳状，使高速气流在那里继续扩压，提高增压器的总效率。压气机分两种：轴流式、离心式。轴流式：气体沿接近轴向流动的压气机，一般又称为轴流鼓风机;动叶加速轴流式压气机流体，静叶起扩压器作用，把速度转化成压升。近似于反动式涡轮机

5、的逆过程。空气通过轴流压气机不断受到压缩，空气比容减小、密度增加。因而，轴流压气机的通道截面积逐级减小，呈收敛形，压气机出口截面积比进口截面积要小得多。压气机流道VS涡轮流道截面积/减速、升压动能转化成升压截面积、增速、降压动能增加注意:相对速度图4.1轴流式压气机横截面示意图离心式：由进气系统、叶轮、扩压器、集气管等四部分组成。在叶轮的中央（入口）吸入空气，离心力使空气以高速自径向进入扩压器通道，在扩压器中，气流被减速，获得压升。转子和扩压器的叶片，有各种形状，根据压力-速度特性要求选用。优点:结构简单，工作可靠，性能比较稳定。缺点:效率较低，迎风面积大。20世纪50年代以后，除小型涡轴、涡

6、桨发动机以外，不再使用离心式压气机。Centrifuga1impe11erchamber9条觉得战珊画图5-1离心式压气机横截面示意图I1v燃烧室：即燃气产生的地方。压气机将空气压入燃烧室，内有燃油喷嘴将燃油喷出与高压空气结合燃烧，将高压气体加工成高温燃气。H1涡轮机：从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转,在涡轮喷气发动机中，平衡状态下气流在涡轮中膨胀所做的功等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远大于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和

7、温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。进气道压气机燃烧室涡轮机喷口?I/V图6-1燃烧室、涡轮机示意图（图示为单转子轴流式涡喷发动机）IV、进气道：空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥（进气锥），根据空速的情况调节激波的位

8、置。V、喷管：喷管的形状结构决定了最终排出的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛一扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯SU-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计

9、局的A1-31推力矢量发动机。VI、加力燃烧室：加力燃烧室在加力发动机上向燃气或风扇后气流喷油、点火、燃烧，以提高气流温度用以短期内增大发动机推力的部件。加力燃烧室通常用于超音速飞机（如战斗机）的发动机。进入加力燃烧室的气体首先在扩压器中减速，然后与喷嘴喷入的燃油掺混形成油气混合气。为使燃油浓度在整个加力燃烧室中有良好的分布，一般采用几十个或几百个离心式或直流式喷嘴喷油。这些喷嘴装在几个供油圈上。油气混合气流过火焰稳定器（一般采用V形槽式）后，形成回流区，使局部气流流速降低以利于燃烧，同时另一部分燃油直接喷到火焰稳定器附近，以便在火焰稳定器后产生富油区，提高燃烧的稳定性。流过火焰稳定器的油气混

10、合气经点火器点着形成稳定的点火源，用以点燃火焰稳定器附近的混合气。接着已燃的灼热燃气向前回流，点燃后续的油气混合气。因此加力燃烧室内的油气混合气，一经点燃后，点火器即可停止工作。只要气流的压力、流速、温度和油气比配合得当，燃烧就能循环稳定地进行下去。油气比过大或过小，均能造成加力燃烧室熄火。由于加力燃烧室内气流的压力低、流速高，点燃的混合气要在较长的简体内才能完成燃烧过程，现代加力燃烧室中燃油的含热量只有85%90%可以转变为有用的热能，其余部分或因燃油雾滴来不及燃烧而排出发动机，或通过筒体散热而损失掉，因此提高加力燃烧效率对于降低耗油率有重要的意义。特殊情况：振荡燃烧：加力燃烧室中的气流还会

11、出现强烈的压力振荡，这种现象称为振荡燃烧。振荡燃烧会引起结构零件振动、筒体过热熄火，甚至加力燃烧室损坏等。因此通常需要在加力燃烧室上采取防止燃烧振荡的措施，如安装多孔波纹形的防振隔热屏等。加力燃烧室中的零件均用耐高温合金制成。图9-1加力燃烧室示意图加力燃烧室图9-2加力燃烧室示意图（图示为单转子轴流式涡喷发动机）涡喷发动机：涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的压气机，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照工作循环工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米

12、/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时）的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持工作循环。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和泯轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。当飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯涡喷发动机的效率低于螺旋桨

13、型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。因而，纯涡喷发动机最适合较高的飞行速度。涡喷发动机由于压气机的不同，可分为轴流式、离心式。而轴流式又分为单转子、双转子、三转子。单转子即压气机只有一个转轴；双转子就是有两根转轴，粗轴套在细轴外面，分别带动高压级和低压级；三转子就是三根轴。目前没有四转子发动机，三转子只有英国罗罗公司有生产。大多数涡喷发动机都是两转子。对于气动稳定性来讲，多转子发动机更好，不易发生喘振；再者涡扇发动机，因为风扇的转速必然要比高压级低很多，所以不能用同一根轴驱动。（图见7-1）涡扇发动机:涡扇发动机

14、是飞机发动机的一种，由涡喷发动机发展而成。与涡喷发动机比较，主要特点是首级压缩机的面积大，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用泯扇作为动力来源。II、涵道：涵道是指涡扇发动机中气体流过的通道。涵道分为内涵道、外涵道，外涵道与内涵道气流量之比的比值称之为涵道比（bypossmt/。）。进气道压气机燃烧室洞轮机喷口风酎外涌道内涵道图11-1涡扇发动机涵道横截面示意图内涵道：内涵道即通过风扇后进入压气机

15、然后进入燃烧室燃烧后膨胀对涡轮做功，最后排出来的那部分气体通过的通道。外涵道：外涵道是通过风扇气流后直接排出发动机的那部分气体通过的通道。一般来说，发动机80%的推力都来自外涵道排出的气体形成的。当然内外涵道比是根据不同发动机特性来制定的。涵道比：涵道比，也称旁通比，是涡扇发动机外涵道与内涵道空气流量的比值。内涵道的空气进入燃烧室与燃料混合，燃烧做功，外涵道的空气不进入燃烧室，而是与内涵道流出的燃气相混合后排出。外涵道的空气只通过风扇，流速较慢，且是低温，内涵道排出的是高温燃气，两种气体混合后降低了喷嘴平均流速与温度，较低的流速带来了较高的推进效率和较低的噪声。而根据热机原理，较低的温度能带来较高的热力学效率。两种因素共同作用,使涡扇发动机在相同油耗的情况下能获得比涡喷发动机更大的推力。涵道比是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气流量之比，又称流量比。涵道比是涡扇发动机的重要设计参数，它对发动机耗油率和推重比有很大影响。不同用途的涡扇发动机应选取不同的涵道比，如远程运输机和旅客机使用的涡扇发动机，其涵道比为48,甚至更高；空战战斗机选用的加力式涡扇发动机的涵道比一般小于1,甚至可小至J.20.3o涵道比为零的涡扇发动机即是涡喷发动机,早期的涡扇发动机和现代战斗机使用的涡扇发动机涵道比都较低,例如世界上第一款实用涡扇发动机,劳斯莱斯的Conway涵