加力涡轮喷气发动机
EJ200(欧洲喷气涡轮公司)
EJ200EJ200加力涡轮风扇发动机外形牌号EJ200用途军用涡扇发动机类型涡轮风扇发动机国家国际合作厂商欧洲喷气涡轮公司生产现状研制中装机对象欧洲战斗机EF2000研制情况EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。
参加研制工作的有英国罗·罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司，各占份额33%、33%、21%和13%。
1985年8月，先由英、德和意大利三国集团发起EFA计划，同年9月西班牙加入该集团。
1986年12月，负责EJ200发动机研制的欧洲喷气涡轮公司(Eurojet Turbo GmbH)在慕尼黑注册。
1988年11月签订发动机研制合同，同时首台EJ200设计验证机在德国慕尼黑运转。
1989年12月，三台设计验证机共积累运转650h，达到设计验证机要求。
1991年10月EJ200原型机首次运转。
计划将制造20多台原型机用于地面和飞行试验。
预计1996年可能交付生产型EJ200。
在发动机设计要求中，除要达到高推重比(10)和低耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性以及低的寿命期费用。
例如：平均故障间隔时间大于100EFH*，空中停车率小于0.1/1000EFH，维修工时不大0.5MMH**/EFH。
采用的新技术主要有：损伤容限和高效率的宽弦叶片、三维有粘的叶轮机设计方法、整体叶盘结构的风扇和压气机、单晶气冷涡轮叶片、粉末冶金涡轮盘、刷式封严和具有故障诊断和状态监控能力的FADEC。
在开始执行EJ200研制计划之前英国罗·罗公司专门研制了XG-40验证机，以便在实际发动机环境下验证新的设计技术。
为EJ200打下技术基础。
除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA 战斗机。
涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机(涡轮喷气发动机)涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。
特点是完全依赖燃气流产生推力。
通常用作高速飞机的动力。
油耗比涡轮风扇发动机高。
涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。
相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。
目录概述工作原理发展历史结构收缩展开概述综述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/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涡轮的高工作温度、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，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，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，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。
加力涡喷发动机的工作原理
加力涡喷发动机的工作原理
涡喷发动机（也称为涡轮喷气发动机）是一种常见的喷气式发动机，其工作原理可以分为气流压缩、燃烧和喷射推力三个主要阶段。
1. 气流压缩：在涡喷发动机中，空气被压缩以提高燃烧效率。
空气从发动机外部通过进气口进入，并经过一个旋转的气流压缩器。
气流压缩器中的旋转部件（旋转子）含有一系列的压缩葉片。
当旋转子转动时，葉片将空气向前压缩，并使其密度增加。
2. 燃烧：在经过气流压缩器后，将向量向前的压缩空气与燃料混合。
燃油通过喷油嘴喷入燃烧室，然后与压缩空气混合。
在高温和高压下，燃料被点燃，产生高温高压的气体。
3. 喷射推力：高温高压气体通过一个喷嘴，被喷射出来产生推力。
这个喷嘴被称为喷管或喷嘴。
当通过喷管释放的高能量气体向后喷射时，反作用力将发动机向前推进，产生动力。
喷嘴前面的喷嘴管道内形状的改变可控制喷射气流的速度和方向。
总的来说，涡喷发动机通过气流压缩、燃烧和喷射推力等过程将空气和燃料转化为动力，从而产生飞机的推进力。
这种发动机在航空和航天领域中被广泛使用。
航空飞行器推进系统
2.1.3传感器的基本特性
在测量过程中, 要求传感器能感受到被测量 的变化并将其不失真地转换成容易测量的 量。被测量一般有两种形式: 一种是稳定的, 即不随时间变化或变化极其缓慢的信号, 称 为静态信号; 另一种是随时间变化而变化的 信号, 称为动态信号。由于输入量的状态不 同, 传感器所呈现出来的输入—输出特性也 不同, 因此, 传感器的基本特性一般用静态 特性和动态特性来描述。
3、冲压式发动机：特点是没有涡轮和压气机。它是利用高速迎面气 流的冲压作用压缩空气。冲压式喷气发动机结构简单，无转动部件、 质量轻、高速飞行时效率高，但是它不能
自行启动。它适合作高超音速航空飞行器的动力装置。
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第二节 活塞式航空发动机
一、 发动机基本构成及工作原理
活塞式航空发动机多为4行程、往复式汽油内燃发动机。其主要构件 包括气缸、活塞、曲轴、连杆、进气门、进气阀、排气门、排气阀、 机体等，作为推进系统还包括燃料系统、润滑系统、冷却系统、点火 和启动系统等。此外，在发动机前部装有减速器，用于调节输出轴的 转速，多数发动机在机体后部装有增压器，用于提高发动机的高空性 发动机工作时，燃料与空气 混合并在气缸内燃烧，产生的高温高压燃气驱动活塞往复直线运动， 由曲轴上输出机械功，经减速器调节转速带动螺旋桨或旋翼旋转而产
第一节 航空发动机的类型及演变
一、 航空发动机主要类型
二、 航空发动机各类型性能特点及演变
1、活塞式航空发动机：活塞式航空发动机是由一般汽油发动机发展 而成，是早期应用在飞机或直升机上的动力装置，由活塞式发动机驱 动螺旋桨或旋翼产生拉力(或升力)
2、燃气涡轮发动机：燃气涡轮发动机所包括的四种发动机在结构上 有共同的特点，即都有压缩器(压气机)、燃烧室和涡轮组成的核心机 (亦称燃气发生器)。 (1) 涡轮喷气发动机 (2) 涡轮风扇发动机 (3) 涡轮 螺旋桨发动机 (4) 涡轮轴发动机
第二代喷气发动机以为加力式涡轮喷气发动机为主,图331是
第二代喷气发动机以为加力式涡轮喷气发动机为主，图3.3.1是加力式涡轮喷气发动机的示意图。
第二代发动机中也有一些加力式涡轮风扇发动机(简称加力涡扇发动机)，例如美1-超声速进气道 2-压气机 3-燃烧室 4-涡轮 5-加力燃烧室 6-尾喷管图3.3.2 加力式涡喷发动机国的F111是世界上第一种装有涡轮风扇发动机（TF30）的战斗机，1966年投入使用。
英国的F-4鬼怪式战斗机装有斯贝MK.202涡轮风扇发动机代替J79涡轮喷气发动机，1968年投入使用。
第二代发动机的推力/重量比为5～6，可以使飞机的最大飞行马赫数M达到max2.0～2.5。
20世纪70年代初，美国研制成推重比为8.0一级的加力式涡轮风扇发动机F100-PW-100,1974年装有2台这种发动机的F－15战斗机投入使用。
使喷气发动机迈入第三代的新阶段。
从1974年到21世纪初期，装有第三代喷气发动机的战斗机都是战斗机中的主力，其典型代表列于表3.3.3,结构简图表示于图3.3.3。
图3.3.3 加力式涡轮风扇发动机结构简图第四代战斗机要求发动机的推重比要在10以上，采用矢量推力喷管，有良好的隐身能力等。
第四代发动机的典型代表列于表3.3.4。
活塞式发动机/螺旋桨动力装置的经济性好，主要是因为在低飞速度度时螺旋桨的效率高，但活塞式发动机笨重、推力差性能差，不适于高速飞行；涡轮喷气发动机适于高速飞行，但低飞速度时经济性差。
民用飞机侧重经济性，又要适当提高飞行速度，故20世纪40年代后期便出现了涡轮螺旋桨发动机(简称涡桨发动机)。
涡桨发动机可以看成是涡喷发动机与活塞式动力装置的组合，既有螺旋桨的高效率又有涡喷发动机质量轻和推力性能好的优点。
图3.3.4是涡桨发动机的原理图，发动机的基本部件与涡喷发动机一样，由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
不同的是，涡桨发动机的动力涡轮用来驱动螺旋桨，推力主要由螺旋桨产生，动力涡轮后的气流还有较高的能量，经尾喷管排出时的速度虽然远小于涡喷发动机的排气速度，但仍然高于飞行速度，故发动机本身也产生一定的反作用推力。
涡喷6
涡喷6用途军用涡喷发动机类型涡轮喷气发动机国家中国厂商沈阳黎明发动机制造公司/成都发动机公司生产现状生产装机对象歼-6、强-5WP—6系列沿革：WP—6由沈阳航空发动机厂于1958年开始仿制，1961年通过装机考核随后转入批生产，WP—6仿制自MG—19的PД—9B型发动机，适装机型为歼—6（仿制自MG—19）、强—5。
WP—6甲为WP—6改进型，由沈阳航空发动机厂于1964年开始改进，1983年通过国家鉴定随后投入批生产（其实WP—6甲在1979年就投入装机使用）。
WP—6甲为强—5型号的配套发动机，因性能远比WP—6稳定也用于歼—6，适装机型为强—5Ⅰ/ⅠA/Ⅱ/Ⅲ/Ⅳ（M）、歼—6。
成都航空发动机厂也于1963年介入WP—6的生产，并于1969年、1970年改进出WP—6A、WP—6B，分别作为强—5乙（鱼雷机）和歼—12项目的配套发动机，后因强—5乙和歼—12项目的下马，也同时中止了后续的发展。
（WP—6B为WP—6系列中推力最大型）WP—6系列性能：WP—6性能：最大推力25.5KN、加力推力31.8KN、重量70 8KG、翻修时间100小时（1973年提高至200小时）。
WP—6甲性能：最大推力29.4KN、加力推力36.8、推重比5.17、重量725KG、翻修时间200小时。
技术看点：WP—6为我国首型超音速航空发动机。
其压气机由离心式发展至轴流式，技术上是一次重大进步。
1984年沈航首次将我国独创的沙丘驻涡稳定性理论（北航高歌发明）成功应用于WP—6甲改进型，彻底解决了PД—9B所固有的振荡燃烧现象。
由于文革、大跃进等政治因素冲击，1959年、1965年WP—6发动机曾经出现两批次严重的质量问题，导致国内外多起机毁人亡事故。
因机载设备研发滞后而下马的强—5乙鱼雷功击机装WP—6A发动机，只生产了6架。
涡喷-6是我国在苏制Pд-9Б喷气发动机基础上仿制并发展而形成的一个发动机系列型号。
1航空燃气涡轮发动机概述
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
发动机损失的能量：
N
Np
Ga
c52
c02 2
Ga (c5
c0 )c0
每公斤气流损失的能量：
c52
c02 2
(c5
c0 )c0
(c5
c0 )2 2
排气速度与飞行速度相差越大，动能损失越多
三、总效率
定义：加入燃烧室的燃油完全燃烧时放出 的热量，有多少转变为推进功。
0
摩擦降低了总压，热阻损失降低了总温
第三节 涡轮喷气发动机推力和 效率（*）
一、推力的产生
气流流过发动机时，发动机的内壁及各部件对气体 施加作用力，使其动量发生变化，而气体必然同时 给予发动机及各部件以反作用力。这些反作用力在 轴向分力的合力，即推力。
推力：提供给飞机，克服飞机前进阻力或使飞机 加速而作功的力。
sfc 3600G f 3600G f
F
Ga Fs
HuG f Gaqs
Hu为燃油的热值（kJ/kg）
qs
Fs c0
0
sfc 3600c0
Hu0
Sfc与总效率、飞行速度有关
（三）使用性能指标
发动机的可靠性 起动迅速可靠
从静止加速到慢车状态的过程 加速性
从慢车加速到最大转速所需的时间 发动机的寿命
J79 系列 [军用涡喷发动机]
![J79 系列 [军用涡喷发动机]](https://img.taocdn.com/s3/m/11a832fa102de2bd960588b6.png)
结构和系统
进 气 口 环形。整体机匣。可调进口导流叶片。
装机对象 洛克希德公司F104战斗机，康维尔公司B-58超音速轰炸机，麦克唐纳·道格拉斯公司
F-4E/F双发战斗机和I.A.I“幼狮”C2战斗机，A3J Vigilante (RA-5)，F-16/79。
研制情况
J79是美国通用电气公司为美国空军研制的单转子轴流加力式涡轮喷气发动机。1952年开始研制，1954年6月首次试车，1956年8月通过150h定型试验，1958年交付空军使用，为F-4幻影战斗机提供动力。J79发动机是GE公司第一台使用当时现有技术、验证过的部件和先进技术手段来保证项目进行的发动机。1955年在纽约J79发动机完成首次飞行，J79发动机安装在由J47发动机提供动力的B-45狂风轰炸机的炸弹舱内，在进行试验时，将发动机从炸弹舱中落下，暴露到气流中，然后4台J47发动机停车，由J79发动机为B-45提供动力。J79发动机首次装机安装在XF4D飞机上，后来创造了飞行高度27812米的世界记录和飞行速度超过装机F-104时的2253公里/小时的记录。后来，J79发动机被F-4幻影战斗机选用。在选用时J79发动机是最先进的涡轮喷气发动机。到目前为止，有2500多台发动机仍在使用，计划继续服役到2020年。
J79选取了在当时较先进的设计参数，如涡轮进口温度930℃，加力温度1800℃，压气机压比高于12。另外，J79在世界上首先采用压气机静子调节技术，使发动机气动性能得到改进。此外还采用了双身叶片结构，消除叶片共振。同时各主要机匣、封严装置的承力件及轴均采用刚性好、重量轻的锥形结构。
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q 2
th.af
q
q
0
0
2. 理想循环
加力使循环功增加, 排气 速度增加推力增加；
加力使循环热效率下降, 耗油率加大, 经济性
变差。
3600 (q q )
sfc
mf
mf .af
af
F
af
加力温度越高，循环功 越大，推力越大，循 环热效率越低，耗油率越高。
原因：加热在低压条件下进行。
一定加力温度下，涡轮前温度越高，加力推力 越大，加力耗油率越低。主燃烧室多加热有利 于性能提高。
第三章 小结
共同工作线的物理意义及用途 共同工作点的移动对进气道工作状态的影响 发动机典型工作状态 三个特性（转速、速度、高度）的定义、图形及性能 变化主要原因 提高加速性的意义及影响加速性的因素 双轴发动机的防喘机理 复燃加力增加推力的工作原理、经济性变化。 复燃加力发动机尾喷管临界截面积必须可调
h
P2* 理想
P2*不喷水
压缩功
P1*
S
推力增加程度正比于 喷水量 优点
加力效果明显 经济性好
缺点
用水量大 腐蚀 结冰
仅限于起飞使用
二、复燃加力
在涡轮后再增加一个燃烧室，利用燃气中剩余 的氧，再次喷油燃烧。
两个燃烧室
前面称为主燃烧室 后面称为加力燃烧室，参数下标“af”
F Faf F
Ta*f T4*
af
af 加力加热比 F 加力比
af=2~2.5， 推力增加40~50%
2. 理想循环
循环过程
多一个等压加热过程
循环加热量q0
循环功W af
循环热效率 th.af
q 0
q 0
q 0.af
W q q
af
0
2
W af
1
加力比对性能的影响
3. 加力发动机的A8必须可调
尾喷管与涡轮 流量连续
（推导详见P105）
qmgT
K pd*x Adxq(dx )
Td*x
K p3* dx Adxq(dx )
T3*
如果A8不可调，
加力使： 涡轮膨胀比
减小 超温 压气机喘振
qmgN
K p8* A8q(8 )
一、喷射液体加力
在压气机进口或燃烧室中喷入易蒸发的 液体（水+甲醇） 压气机进口喷水加力的工作原理：
喷入的液体吸收气流中热而蒸发，将气 体的吸热（熵增）压缩过程变为放热 （熵减）压缩过程，在压缩功不变的条 件下可以获得更高的压气机增压比。
增压比增加，空气流量增加，排气速度 增加 ，推力增加。
P2*喷水
1. 加力工作原理 V9af
因涡轮后无高速旋
2CpTa*f
[1
(
e
1 pa*f p0
1
) ]
转件, 冷却问题比较 好解决, 再次喷油燃 烧使气流温度Taf*达
V9
2CpT4*[1
(
1
p4* e p0
1
) ]
2000 ~ 2100K V0 0
涡轮出口温度T4* 800 ~ 1100K
T8*
K p4* af e A8q(8 )
Ta*f
qmgT qmgN
* T
p3* p4*
[
af
e
A8
dx Adx
T4* Ta*f
2n
] n1
为保持发动机
工作点不变， A8必须调大。 调节影响喷管外部阻力(后体阻力)
A8af A8
Ta*f T4*
4. 调节规律和特性
n= 常数
T* = 常数
qmf n= 常
数
nnd 转速 qmf
n
qmf.af ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ*
= 常数
调节器
发
qmf.af 动
T*
机
T3*和Taf*将随飞 T* T*d 调节器 行马赫数增加而
T*
增大。
速度特性
在任何飞行速度下， 加力推力比大于1； 加力使推力达最大所 对应的马赫数更高； 加力温度越高，特点 越显著； 加力使经济性变差， 但随飞行速度提高， 差距减小。