航空发动机构造2发动机受力分析
航空发动机构造(南航)
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
思考题： (1)收敛喷管的受力向后，问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大？ (2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变，那么发动机的推力为什么增大？
２.3.２ 叶栅通道
对于压气机而言：（下标 z———转子，下标 j——静子）
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
轴向（下标 0）
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
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
2．3 气体力计算
2．3．1 动量定律
在定常流动中，管内流体在单位时间流出的动量与流入的动量之差，等于 作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。
m v 1-m v 0= R 体+ R 面
把面力分为两部分：（1）管壁反力 R 壁和截面 0-0、1-1 处管外流体压力 R 截，因此：
R 壁=（m v 1-m v 0）+（- R 体- R 截）
南京航空航天大学《航空发动机构造》教案
1 绪论
编写人：能源与动力学院 宋迎东
航空发动机性能分析与优化
航空发动机性能分析与优化一、引言航空发动机是航空器动力系统的核心部件，其性能的优劣对于飞机的飞行性能、经济性、安全性具有重要影响。
因此，航空发动机性能的分析与优化是航空工程领域的重要研究方向之一。
二、航空发动机性能指标航空发动机性能涉及多个指标，其中最基本的三个指标是推力、燃油消耗率和热效率。
具体定义如下：1. 推力：航空发动机产生的推力是其最基本的性能指标。
推力的大小直接影响了飞机的最大速度和爬升率。
2. 燃油消耗率：燃油消耗率是指飞机在一定时间内所消耗的燃油量与航程之比。
燃油消耗率的大小直接影响了飞机的经济性和航程。
3. 热效率：热效率是指发动机将化学能转化为机械能的效率。
热效率的大小直接影响了发动机的燃油消耗率和排放量。
此外，还有一些其他的指标，如噪声、可靠性等，也是航空发动机性能的重要考虑因素。
三、航空发动机性能分析方法航空发动机性能分析方法主要有试验方法和数值模拟方法两种。
1. 试验方法：试验方法是指通过实验测试航空发动机的性能指标。
常用的试验方法包括静态试验、动态试验、飞行试验等。
试验方法不仅可以得到准确的性能数据，而且可以检测发动机在实际使用中的问题。
2. 数值模拟方法：数值模拟方法是指通过计算机模拟航空发动机的流场、燃烧、传热等过程，以预测航空发动机的性能指标。
常用的数值模拟方法包括CFD模拟、燃烧模拟、传热模拟等。
数值模拟方法可以在航空发动机设计的早期阶段对不同方案进行性能评估，从而降低开发成本和时间。
四、航空发动机性能优化航空发动机性能优化的目的是提高航空发动机的性能指标，主要的优化方法包括：1. 设计优化：在发动机设计的早期阶段，通过数值模拟和试验等方法对不同方案进行评估，选取最优的设计方案。
2. 材料优化：选用高强度、高温耐受性的材料，以提高发动机的工作温度和寿命。
3. 涡轮增压器优化：通过对涡轮增压器的设计和控制方式优化，提高发动机的推力、燃油消耗率和热效率。
4. 燃烧优化：通过优化燃料喷射、燃烧室结构等方式，提高发动机的燃油消耗率和热效率，同时减少排放。
航空发动机结构与原理概论
以航空发动机结构为例说明产品结构前言CFM56-7是目前客机发动机中最先进的发动机（图1）…图1航空发动机是飞机性能、可靠性和成本的决定性因素，发动机加燃油的重量占战斗机/轰炸机/运输机起飞总重量的40%~60%，其寿命期费用站整个飞机的20%~40%。
特别是涡轮喷气发动机发明以后，推进技术的进展更是突飞猛进，是飞机的性能和任务能力取得了重大突破。
美国人对航空发动机技术如是评价：“T he aircraft engine is a technology intensive, making it difficult to enter a novice area, it needs adequate protection and use of the state results in the area, long-term data and experience, as well as national large in vestment. “United States” a joint vision for 2020 “in the proposed strategy for the future based on the composition of the nine U.S. advantage technology, aviation jet engines are listed in the second, on nuclear technology before, and now even the United States there are only two areas of government investment, one aerospace, and the other is the aircraft engine, the aircraft engine is a national strategic industry. ”如今，航空发动机技术也是制约我国航空工业发展的瓶颈。
航空发动机结构疲劳分析与寿命预测研究
航空发动机结构疲劳分析与寿命预测研究引言：航空发动机作为飞机的核心部件, 承担着将燃油能转化为机械能的重要任务。
在航空工程中，航空发动机的安全性和可靠性是最基本的要求之一。
因此，对航空发动机的结构疲劳特性进行分析和寿命预测就显得尤为重要。
本文将对航空发动机结构疲劳分析和寿命预测的研究进行探讨及分析。
一、航空发动机结构疲劳分析方法1. 应力分析法为了分析航空发动机在工作过程中受到的应力情况，可以使用有限元法对其结构进行数值模拟。
通过确定结构中各个关键部位的应力分布情况，可以判断关键部位是否有可能出现疲劳破坏。
这种方法对于快速评估结构的疲劳寿命以及发动机设计的优化具有重要意义。
2. 超声波无损检测法超声波无损检测是一种常用的检测方法，可用于航空发动机的结构健康监测。
通过高频的超声波脉冲，可以探测到发动机结构中的缺陷、裂纹等问题。
这种方法具有快速、非破坏性的特点，可以提前发现发动机结构的隐患，从而采取相应的维修和改进措施。
二、航空发动机结构疲劳寿命的预测方法1. Miner理论Miner理论是一种经验性的方法，根据发动机结构在工作过程中的载荷谱和材料疲劳损伤曲线，通过累积损伤值的计算，对结构的疲劳寿命进行预测。
这种方法的优点是简单易行，但缺点是没有考虑结构在不同工况下的动态特性。
2. 基于飞行数据的预测方法这种方法是根据实际的飞行数据来预测航空发动机的结构疲劳寿命。
通过对飞行过程中的加速度、温度、振动等数据的监测和分析，可以得到发动机在实际使用中的负荷情况，从而有效地预测疲劳寿命。
这种方法更加准确，但需要大量的实际数据支持。
三、航空发动机结构疲劳分析与寿命预测的应用1. 优化设计和改进通过对航空发动机结构疲劳分析和寿命预测的研究，可以及时发现和解决发动机结构的缺陷和问题，进而对其进行优化设计和改进。
这将有助于提高发动机的安全性、可靠性和性能。
2. 维修策略制定在航空发动机的使用过程中，经常会遇到一些疲劳裂纹的问题，通过结构疲劳分析和寿命预测，可以预先判断出哪些部位可能会出现疲劳破坏，并制定相应的维修策略。
航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍一、概述航空发动机是飞机运行的关键部件，它由许多主要部件组成。
本文将详细介绍航空发动机的主要部件及其功能。
二、涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机是目前使用最广泛的航空发动机类型。
它包括以下主要部件：2.1 压气机压气机是涡轮喷气发动机的核心部件之一，其主要功能是提供空气压缩。
它由若干级气动压缩机级组成，每级都通过叶轮将空气压缩。
压气机的压缩比决定了发动机的性能。
2.2 燃烧室燃烧室是将燃料与空气混合并燃烧的地方。
在燃烧室内，燃料喷射器将燃料喷入空气中，在点火后发生燃烧反应。
燃烧室的设计需要考虑到燃烧效率和减少排放物的要求。
2.3 涡轮涡轮是涡轮喷气发动机中的关键部件，它由高温高压的燃气推动。
涡轮主要分为高压涡轮和低压涡轮两部分，高压涡轮驱动压气机，低压涡轮驱动风扇。
2.4 推力收缩喷管推力收缩喷管是涡轮喷气发动机中的最后一个主要部件，它通过调整喷口面积来改变喷气速度，以实现不同飞行阶段的推力要求。
喷管的设计需要兼顾推力效率和噪音控制。
三、涡扇发动机涡扇发动机是一种在涡轮喷气发动机基础上发展而来的高涵道比发动机。
它相比于涡轮喷气发动机具有更高的推力效率和更低的噪音水平。
涡扇发动机的主要部件包括：3.1 高压压气机涡扇发动机中的高压压气机通常由若干级气动压缩机级组成，每级通过叶轮将空气压缩。
高压压气机的压缩比对发动机性能和燃烧室的设计有重要影响。
3.2 低压压气机涡扇发动机的低压压气机实现了更高的涵道比，通过进一步压缩空气提高推力效率。
低压压气机的设计需要考虑到噪音控制和轻量化。
3.3 涡轮涡扇发动机中的涡轮通常包括高压涡轮和低压涡轮，高压涡轮驱动高压压气机，低压涡轮驱动风扇。
涡轮的设计需要考虑到高温高压的环境和材料的耐久性。
3.4 风扇涡扇发动机的风扇是一种大直径、低压力比的叶轮，其主要作用是产生大部分的推力，同时提供额外的压缩空气。
风扇的设计需要兼顾推力效率和噪音控制。
四、涡桨发动机涡桨发动机是一种将燃气喷射到涡轮上推动叶轮旋转的发动机。
航空发动机结构强度分析与优化设计
航空发动机结构强度分析与优化设计航空发动机是航空运输中最重要的动力装置之一，发动机的结构强度是其可靠性和性能的重要保障。
因此，航空发动机结构强度分析和优化设计是现代航空工业中的热门问题。
一、航空发动机的结构与强度分析航空发动机的结构包括燃气轮机、涡轮增压器、销轴及支撑结构等。
这些结构部件在航空运输中承受着巨大的力和压力，容易产生损伤和疲劳。
因此，为确保航空发动机的安全性和长期使用，必须对其结构进行强度分析。
航空发动机的强度分析主要包括材料力学分析和结构有限元分析两个方面。
材料力学分析是通过应力-应变关系、疲劳寿命、断裂韧度等参数来描述材料的力学性能，从而确定结构安全的材料选择和设计理念。
而结构有限元分析则是通过计算机数值方法对结构进行分析，得到结构的应力分布和变形情况，发现结构中的弱点，进行结构的优化设计。
二、航空发动机结构强度优化设计航空发动机结构强度的优化设计是在满足性能指标的基础上，通过改进结构形式、减少重量等手段，提高结构的强度和减少结构的重量。
其主要任务是提高航空发动机的性能、减少成本、延长使用寿命，以及提高其可靠性。
（一）结构形式优化结构形式优化是指通过改变整个结构的形式、大小和布局，以达到最佳设计目标的设计方法。
例如：对内部钢壳和球形部位的的结构以及叶片和桨叶的设计等进行优化。
这样的优化方法可以改变发动机的总体布局，使得发动机的总体性能更加优越，结构强度更强。
（二）减少结构材料将合适的工程材料选用在正确的位置，能够使结构最大限度地发挥其强度，而不会过度使用曾经高成本的材料。
例如，使用更轻量化的材料，如复合材料或轻合金等，以减少结构中的重量以及最大限度地发挥其强度。
（三）降低外部能减轻负荷在设计航空发动机时，需要考虑在飞行期间不同条件下对其可能产生的负荷。
通过在空气动力设计中的应用，减少机身周围的风阻可以降低外部负荷，这样可以减少该问题对结构的影响。
通过以上这些优化技巧，就可以制造出更轻而强度更大的航空发动机，从而满足空中运输的需求，优化设计可以大大提高其性能及使用寿命，减少解体和故障的风险，使航空运输更加安全。
航空发动机结构故障模式分析
受机械振动 引起的故 障 ，多发生在联焰 管上 ，如联 焰管锁 扣裂 纹 ，火焰简进气孔镶套松动等。另外一个很重要的故障是喷嘴头部螺 帽松动 。由于喷嘴是火焰筒的前支承 ，当螺帽装配时拎 紧度不够 ，在 承受很大 的振动后松动。它 的后果是主副油路的喷 口串油 ， 从而恶化 了副 油路单独工作的状态 的供油及雾化燃烧过程 ；也有松 动后直接向 外漏油的故 障。
４ ． ３ 积碳 和腐蚀 引起 的故 障
在一般情况 下，所有轮盘均 由有相当厚度的轮缘 、薄 的腹板和厚 的中心轮毂等组成。在恶劣的工作条件下 ，可能导致 轮缘 中心面相对 轮毂 中心 面产生永久性的轴 向变形 ，此 即所谓腹板屈曲。造成这个故 障的主要原 因是 ，由于轮盘 型面不对称 ，轮盘两侧的压差 和附加结构 引起的力矩。或 由于相 当薄得腹板受到大的压缩载荷作用 。
２ 轮 盘 故 障分 析
Байду номын сангаас
３ 主轴与转子系统的故障分析 航空涡轮喷气发动机的主要轴承是连接压气机与涡轮部件并传 递 涡轮功率给压气机的重要零部件。转子系统的重要零部件就是盘 、轴 和叶片 ，他们一旦 出现故障 ，就会使发动机失去工作 能力 。因此 ，主 轴与转子系统的故障是属于致命 陛的。 发动机主轴是传递涡轮功率和各种载荷 的主要零件 ，无论是哪一 种转子支承形式 ， 其受力都非常复杂的，这些载荷主要有 ： 扭矩 、轴 向拉伸和弯 曲载荷。 主轴承的故 障模式 ，主要是由各种载荷引起的疲劳断裂 和转子系 统的振动 ，它不是承受高温 的零件 ，热腐蚀和环境腐蚀等影 响不大 ， 出现的故障模式有 ：高循环疲劳破坏 ， 低循环疲劳破坏 ，刚性不足 ， 磨损疲劳 ， 疲劳与蠕变交互作用 ， 转子系统的振动破坏等。
航空发动机结构
燃烧过程
01
02
03
油气混合
燃油与压缩后的空气混合， 形成油气混合物。
燃烧反应
油气混合物在燃烧室内进 行燃烧反应，释放出大量 的热能和气体。
产生推力
燃烧产生的高温、高压气 体推动涡轮旋转，进而推 动飞机前进。
膨胀过程
燃气膨胀
01
燃烧后的高温、高压气体从燃烧室流出，进入涡轮后的扩压器。
降低压力
02
根据燃料类型，可分为燃油发动机和 燃气涡轮发动机。
根据用途，可分为民用发动机和军用 发动机。
根据工作原理，可分为活塞发动机和 喷气发动机。
02 发动机主要部件叶片对空气进 行压缩，为燃烧室提供高压空气。
压气机的效率直接影响到发动机的性 能和燃油消耗率，因此其设计和制造 要求非常高。
高强度材料
发动机中的转子、叶片等部 件需要承受高负荷，因此需 要使用高强度材料，如镍基 合金和钛合金等。
耐腐蚀材料
发动机在高温、高湿的环境 下工作，需要使用能够耐腐 蚀的材料，如不锈钢和镍基 合金等。
制造工艺流程
01
02
03
04
铸造工艺
用于制造发动机中的涡轮叶片 、导向叶片等部件，通过将熔 融金属倒入模具中冷却成型。
振动问题
如发动机振动过大，需要检查发动机的平衡性、轴承状况 、气动稳定性等，找出振动源并采取相应措施。
保养建议
严格按照制造商提供的维护手册进行保养
按照制造商提供的保养计划，定期进行保养和检查，不要错过任何重 要的维护项目。
使用高品质的油液和耗材
选择高品质的机油、燃油、滑油等油液和耗材，可以减少发动机的磨 损和故障风险。
压气机通常由多级转子组成，每一级 转子都有一定数量的叶片，通过旋转 将空气逐级压缩。
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南航 宋迎东 编写
涡轮转子与涡轮静子所承受的扭矩大小相等，方 向相反（涡轮轴向进、排气时）。 压气机转子与静子所受的扭扭矩大小相等，方向 相反（压气机轴向进、排气时）。 WP发动机轴向进、排气时，无扭矩输出。 WJ发动机承受的总扭矩不为零，剩余的扭矩通过 安装节传递到飞机上，其数值大约等于螺旋桨的 扭矩。
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2.5
机动飞行时的惯性力与惯性力矩 2.5.1 惯性力
过载系数——表示发动 机、飞机零部件的质 量惯性力是其重量的 n倍: n=RΩ2/g
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2.5.2
惯性力矩 (着重讨论陀螺现象)
（1）现象 高速旋转的物体的自转轴被迫改变方向， 就会产生陀螺力矩，出现陀螺效应。陀 螺对外力矩的施力体的反作用力矩称为 陀螺力矩（或回转力矩）。 与陀螺相关的效应称为陀螺效应（或回 转效应）。
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2 发动机Leabharlann 力分析发动机上有哪些力？ 这些力在各部件上怎么分配？ 发动机的推力是如何产生的？
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2.1 载荷在发动机结构设计中的作用
2.1.1 静载荷是发动机结构静强度设计的基础
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（1）设计准则: σ≤σs （强度准则） （2）设计方法 确定载荷P的大小→求出应力→是否满足设计准则？
改变几何尺寸
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2.1.2 载荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础
载荷谱的两个要素： (1) 飞行任务剖面 (2) 飞行任务混频
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2.2 作用在各零部件上负荷
2.2.1负荷类型 (1)气体力 与气体接触的所有零件均有气体力。 (2)质量负荷 重力、离心惯性力（发动机自转、机动飞行） (3)温度负荷 因温度影响(受热不均或材料不同)而引起零 组件本身或相互间的约束，从而产生“内在”的作 用力。 (4)其它负荷: 摩擦力、挤压力等。
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2.3.2 叶栅通道
力的方向问题：
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（1）由动量定理。 根据具体的数值计算结果判断： 为“+”——与假设正方向相同； 为“-”——与假设正方向相反。 （2）直观判断 ′ FZa ——向前（与飞行方向相同 ） ′ FZt——与压气机转动方向相反
飞行方向
叶栅通道受力特点：
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2.2.2 负荷方向
以分布力(体力、面力)出现。 用合力或合力矩表示。 方向有轴向、横向（径向）、切向之分。
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2.2.3 负荷传递性 (1) 定义 传递性系指负荷沿给定物体的传递过 程。 它们的传递路线主要用于定性分析时 的结构强度要求。(目的) (2) 传递特点
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实质：
利用各部件气体轴力的重新分配，实现减小整个转 子的外传轴力 (通过径向止推轴承传出)，故而对推 力无影响。
注意： 卸荷不能过小，否则引起反向冲击与滚动表 面蹭伤。
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2.4 气体力作用于组合件上的扭矩
动量矩定律 作用在控制体上诸外力对于某轴的力矩的总 和，等于单位时间内从控制体流出与流入的气 体对该轴的动量矩之差。
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(3) 发动机中载荷的传递方式
在零件或组件中相互抵消而不传递出去。 如：离心力、轮盘的热应力 有些虽然传递给相邻的组件或零件，但在发动 机内部抵消不传给飞机。 如：部分轴向力或扭矩 有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。 如：大部分的轴向力及惯性力
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2.3 气体力计算
2.3.1 动量定律 在定常流动中，管内流体在单位时间流出的 动量与流入的动量之差，等于作用在管内流体上 的体积力与表面力的矢量和。
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2.3.2 直通管道
R壁
定义：正方向
R’壁=-R壁=（mV0-mV1）+ R截
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(1)管壁所受的气体力仅与进出口参数有关。 (2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。 (3)气体力等于进出口的截面气体力代数和。 (4)直管气体力恒指向收敛方向。 推论： 弯管气体力的大小和方向是进出口截面气 体力的矢量和(方向恒指离心方向)。
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END
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（2）特点
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陀螺力矩不是作用在转子上，而是作用 在静子机匣上（通过轴承）。 在大多数情况下，发动机上所有转动零 件在飞机做机动飞行时都产生陀螺力矩。
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（3）危害
飞机操纵困难。 转子受交变载荷，而出现低周疲劳损坏。
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飞机操纵困难。 转子受交变载荷，而出现低周疲劳损坏。
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1）处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式”。 如果“封闭路线”位于研究对象的范围内，则称为内 在力；否则为外传力。
2）随着研究对象的范围划分和约束的位置 变化, 内在力和外传力要发生相互转化。
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3）不同零组件间必须要有承压面。 4)同一零件本身：取决于作用力与约束 间的相对位置；单向应力按流线比拟。
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2.3.4 典型发动机的气体轴力分布
压气机 转子 卸荷前 B 腔 通大气 A 腔 增 压 +52000 +29000 +25400
压气机 燃烧室 进气锥 轴 承 静子 机匣 +6500
涡轮 涡轮 转子 静子
尾喷管 推 力 -6300 +8700 +8700 +8700
+12500 -100 -20100 -23100 -12700 +2900 +3500
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(1) 轴力分布特点 a.推力是发动机所有部件气体轴力的代数和。 b.飞行状态变→轴力分布变→推力变。 c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必 经之路。
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（2）卸荷 目的： 适当减小径向止推轴承的轴向负荷以 适当 保证其可靠工作。
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措 施： （1）将压气机后面级的高压气体引入其 前端面与其他构件构成的空腔。 （2）将压气机转子后端面与其他构件构 成的空腔通大气。 （3） 压气机与涡轮转子相连(共轴)。
压气机：动叶——轴力与流向相反(向前) 切力与转向相反 静叶——轴力与流向相反(向前)
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切力与转向相同(逆于动叶) 涡 轮：动叶——轴力与流向相同(向后) 切力与转向相同 静叶——轴力同于动叶（向后） 切力与转向相反(逆于动叶)
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2.3.3 转子上的轴向力
（1）部件轴力是气体对所有外表面的作用力 的轴向分量代数和。 （2）多级转子轴力应是各级外表面气体轴力 的代数和。