南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 1绪论 1.1基本类型 1.1.1活塞式+螺旋桨 汽油机——等容循环(0TT0循环) 柴油机——等压循环( Disel循环) 做功特点: (1)进气量小 (2)各冲(过)程在同一汽缸内按序完成(“个体作业”)→功率(生产 率)受限。 1.1.2燃气涡轮机 做功特点 (1)进气量小 (2)各过程分别由专门部件连续完成(“流水作业”)→功率(生产率) 大 五大基本部件(进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置); 三大核心部件(压气机、燃烧室、涡轮)—一核心机,燃气发生器 ·其它部件随用途(wP、、W、WS)而异。如:加力燃烧室、减速器 (1)涡轮喷气发动机(WP) 结构简单 ·能量损失大、油耗高,加力耗油成倍增长 WP6:最大sfc=0.99kg/daN.h;加力:1.63 加力燃烧室+可调喷管 (2)涡轮螺旋桨发动机(WJ) 燃气发生器出来的能量绝大部分在动力涡轮中膨胀做功→减速器n 1000-2000rm→螺旋桨 ·燃气剩下的能量一部分在尾喷管中继续膨胀,产生一小部分推力;
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 1 绪论 1.1 基本类型 1.1.1 活塞式+螺旋桨 汽油机—— 等容循环（OTTO 循环） 柴油机—— 等压循环（Disel 循环） 做功特点： (1)进气量小 (2)各冲(过)程在同一汽缸内按序完成（“个体作业”）→ 功率(生产 率)受限。 1．1．2 燃气涡轮机 做功特点： (1)进气量小 (2)各过程分别由专门部件连续完成(“流水作业”) →功率(生产率) 大。 ·五大基本部件(进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和排气装置)； ·三大核心部件(压气机、燃烧室、涡轮)——核心机，燃气发生器 ·其它部件随用途(WP、WZ、WJ、WS)而异。如:加力燃烧室、减速器 （1）涡轮喷气发动机（WP） ·结构简单 ·能量损失大、油耗高，加力耗油成倍增长 WP6:最大 sfc=0.99kg/daN.h;加力：1.63 ·加力燃烧室+可调喷管 p (2)涡轮螺旋桨发动机（WJ） ·燃气发生器出来的能量绝大部分在动力涡轮中膨胀做功→减速器 n↘ 1000-2000rpm→螺旋桨； ·燃气剩下的能量一部分在尾喷管中继续膨胀，产生一小部分推力；
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 螺旋桨直径大,飞行速度受到限制,M=0.5-0.7 排气能力损失少,推进效率高,油耗小 (3)涡轮轴发动机(WZ) 燃气发生器排出的燃气能量几乎全部在动力涡轮中膨胀做功,由尾喷管排 出时,速度很低; 输出转速高,以减少由发动机传到直升机主减速器的传动扭矩,使输出 轴的直径与重量较小。两种形式: A.动力涡轮直接输出→主减 B.动力涡轮→小减速器(体减)→n6000-8000rm→主减 (直九为B型) ·航机它用为W 任何形式的航空发动机(W、W、W)均可以改型为地面及舰船用动力。 (4)涡轮风扇发动机(wS) 后风扇(未广泛使用) ·方案简单; ·浪费大(高温合金昂贵)、加工困难; 风扇增压比受到限制。 前风扇(广泛使用) ·油耗低、噪声小; ·迎风面积比W大,但比W小,小流量比可以高速飞行。 EX:民用大流量比发动机从前能够看透到后,即透过外函道。 5)桨扇发动机(JS) 80年代石油危机引起。 (6)冲压发动机(导弹上用) 当M数为3.5-4时,压气机压比为1,必须放弃压气机,而采用冲压发动 机 2航空发动机发展简史 2.1发展简史 航空发展始于本世纪初,前四十年为活塞时代(继承于内燃机),后六十年 为喷气时代 综观航空喷气发展史:“竞争是动力,战备为先导,效益作基础,军用民用 交替发展,并正向齐头并进转化”。 热战时期(二次大战末期):以军为主,出现“喷气”; 冷战时期:以军作主导,军民交替发展 (1)“军”突破“音障”;“民”出现WJ
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 ·螺旋桨直径大，飞行速度受到限制，M=0.5-0.7； ·排气能力损失少，推进效率高，油耗小； (3)涡轮轴发动机（WZ） ·燃气发生器排出的燃气能量几乎全部在动力涡轮中膨胀做功，由尾喷管排 出时，速度很低； ·输出转速高，以减少由发动机传到直升机主减速器的传动扭矩，使输出 轴的直径与重量较小。两种形式： A．动力涡轮直接输出→主减 B．动力涡轮→小减速器（体减）→n↘6000-8000rpm→主减 （直九为 B 型） ·航机它用为 WZ 任何形式的航空发动机（WP、WS、WJ）均可以改型为地面及舰船用动力。 (4)涡轮风扇发动机(WS) 后风扇（未广泛使用） ·方案简单； ·浪费大（高温合金昂贵）、加工困难； ·风扇增压比受到限制。 前风扇（广泛使用） ·油耗低、噪声小； ·迎风面积比 WP 大，但比 WJ 小，小流量比可以高速飞行。 EX：民用大流量比发动机从前能够看透到后，即透过外函道。 (5)桨扇发动机（JS） 80 年代石油危机引起。 (6)冲压发动机（导弹上用） 当 M 数为 3.5~4 时，压气机压比为 1，必须放弃压气机，而采用冲压发动 机。 1．2 航空发动机发展简史 1．2．1 发展简史 航空发展始于本世纪初，前四十年为活塞时代(继承于内燃机)，后六十年 为喷气时代。 综观航空喷气发展史：“竞争是动力，战备为先导，效益作基础，军用民用 交替发展，并正向齐头并进转化”。 热战时期(二次大战末期)： 以军为主，出现“喷气”； 冷战时期：以军作主导，军民交替发展'。 (1)“军”突破“音障”；“民”出现 WJ
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 (2)“热障”(M≥3)出现并克服 (3)60年前后 (苏)57年人造卫星上天,引发西方军备紧跟和扩充.从而“导弹走俏,喷 气转民”,民用型Ws(SPEY)与W(陆用)悄然出现。 (4)63年苏联航空节 (苏)军用型常规喷气飞机大出风头(以W为主)。 (美)“又一次面临喷气转向”.此时WS由民转军,随之出现V/S、远程 轰炸机 (5)大动荡时期:70年后逐渐向军民并进转化。 中东战争要求:飞机具有中空(H=6--8KM、高速(M<=3)、大机动(格斗性) 发动机具有变工况与可靠性。 “风扇军转民化”并要求“三高一低”(高流量比、高压比、高温、低油耗)。 民用有向“桨扇”转化的趋势(但目前并未普及,仍然是Ws)。 总之,目前已形成美、俄、英(老牌)、法(小发为主)四国的技术主流。 2.2先进发动机介绍 军用:小流量比WS 美国F15-E,F16-C/DF110-GE-100(7.07,加力12268daN) F100-PW-220(7.4,10590daN) F16-A/BF100-PW-200(7.7,10590daN YF22 F119(>10,15560daN) 俄罗斯Su27 AJ31-d(AL31F)(7.14,12258daN 法国 Rafale M88(9.0,7500daN) 欧洲EFA(欧洲战斗机)——EJ200(10,9000daN) 中国F10 WS10(10A) 民用:大流量比W Boeing77GE9034.25-44.5吨 流量比9.0 增压比45 风扇直径3.124米 PW404832.3-40.0吨 流量比7.0 增压比36 风扇直径2.844米 湍达( Trent)882(R&R)31.7-37.5吨 流量比6.01 增压比39.3
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 (2)“热障”(M≥3)出现并克服。 (3) 60 年前后 (苏) 57 年人造卫星上天，引发西方军备紧跟和扩充.从而“导弹走俏，喷 气转民”，民用型 WS (SPEY) 与 WZ (陆用) 悄然出现。 (4) 63 年苏联航空节 (苏) 军用型常规喷气飞机大出风头 (以 WP 为主)。 (美)“又一次面临喷气转向”. 此时 WS 由民转军，随之出现 V/S、远程 轰炸机。 (5)大动荡时期：70 年后逐渐向军民并进转化。 中东战争要求：飞机具有中空(H=6--8KM)、高速(M<=3)、大机动(格斗性)； 发动机具有变工况与可靠性。 “风扇军转民化”并要求“三高一低”(高流量比、高压比、高温、低油耗)。 民用有向“桨扇”转化的趋势（但目前并未普及，仍然是 WS）。 总之,目前已形成美、俄、英(老牌)、法(小发为主)四国的技术主流。 1．2．2 先进发动机介绍 军用：小流量比 WS 美国 F15-E,F16-C/D——F110-GE-100(7.07,加力 12268daN) F100-PW-220(7.4,10590daN) F16-A/B——F100-PW-200 (7.7,10590daN) YF22 —— F119( >10,15560daN) 俄罗斯 Su27 —— AЛ31-Ф(AL31-F)(7.14,12258daN) 法 国 Rafale —— M88(9.0,7500daN) 欧 洲 EFA(欧洲战斗机)——EJ200(10,9000daN) 中 国 F10 ——WS10(10A) 民用：大流量比 WS Boeing777——GE90 34.25-44.5 吨 流量比 9.0 增压比 45 风扇直径 3.124 米 PW4048 32.3-40.0 吨 流量比 7.0 增压比 36 风扇直径 2.844 米 湍达（Trent）882(R&R) 31.7-37.5 吨 流量比 6.01 增压比 39.3
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案编写人:能源与动力学院宋迎东 风扇直径2.794米 (一机多发,也说明结构问题没有唯一解) Boeing737-300,400,500,600,700,800 A340-200,-300,KC-135R—CFM564.7-5.50,8220-16000daN 1.3我国发动机简介 (1)WP6(单转子加力W)—J6,强5 (2)WP7系列(双转子加力W)—J7,J8 (3)WP13系列(双转子加力W) (4)Ws9(双转子加力WS) (5)运7 WJ5 运 WJ6 运12 WJ9 直9 WZ8 轰6 WP8 (6)在研 1.4基本设计要求 (1)先进性(战技指标) (2)安全可靠性(以保护人与机为前提) (3)工艺性——针对客观条件,正确权衡先进性与可行性间的关系。 (4)使用维护性——注意单元体设计、检査窗口设计与维护检测设计,降低 维护费用 继承性 经济性
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能源与动力学院 宋迎东 风扇直径 2.794 米 （一机多发，也说明结构问题没有唯一解） Boeing737-300，400，500，600，700，800 A340-200,-300,KC-135R—— CFM56 4.7-5.50,8220-16000daN 1.3 我国发动机简介 (1)WP6 (单转子加力 WP)——J6,强 5 (2)WP7 系列(双转子加力 WP)——J7,J8 (3)WP13 系列(双转子加力 WP) (4)WS9（双转子加力 WS） (5)运 7 —— WJ5 运 8 —— WJ6 运 12 —— WJ9 直 9 —— WZ8 轰 6 —— WP8 (6) 在研 １.4 基本设计要求 (1) 先进性(战技指标) (2) 安全可靠性(以保护人与机为前提) (3)工艺性—— 针对客观条件,正确权衡先进性与可行性间的关系。 (4)使用维护性——注意单元体设计、检查窗口设计与维护检测设计，降低 维护费用。 (5) 继承性 (6) 经济性