航空发动机总体结构资料
航空发动机结构实训报告
一、实训目的本次实训旨在通过实际操作，使学生深入了解航空发动机的结构特点、工作原理及维修方法，提高学生的动手能力、分析问题和解决问题的能力，为今后从事航空发动机维修工作打下坚实基础。
二、实训内容1. 航空发动机概述（1）航空发动机的定义及分类航空发动机是飞行器的心脏，其主要作用是为飞行器提供推进力。
根据工作原理，航空发动机可分为喷气式发动机、涡轮螺旋桨发动机和活塞发动机等。
（2）航空发动机的发展历程从早期的活塞发动机到现在的涡扇发动机，航空发动机在性能、可靠性、燃油效率等方面取得了巨大进步。
2. 航空发动机结构分析（1）发动机总体结构航空发动机由进气系统、燃烧室、涡轮、压气机、尾喷管等部分组成。
进气系统负责吸入空气，燃烧室负责将空气与燃料混合燃烧，涡轮和压气机负责压缩和膨胀空气，尾喷管负责将高速气流排出，产生推力。
（2）主要部件结构1）进气道：进气道负责引导空气进入发动机，减少气流对发动机内部的影响。
2）压气机：压气机将吸入的空气压缩，提高空气密度，为燃烧提供必要条件。
3）燃烧室：燃烧室是发动机的核心部分，负责将压缩后的空气与燃料混合燃烧，产生高温高压气体。
4）涡轮：涡轮将燃烧产生的高温高压气体膨胀，驱动压气机和发动机其他部件。
5）尾喷管：尾喷管将高速气流排出，产生推力。
3. 航空发动机维修实训（1）发动机拆装实训1）拆装工具的使用在拆装发动机过程中，正确使用拆装工具至关重要。
实训中，学生需掌握各种拆装工具的使用方法，如扳手、钳子、螺丝刀等。
2）发动机拆装步骤发动机拆装步骤包括：拆卸进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等部件，检查各部件磨损情况，进行维修或更换。
（2）发动机故障诊断与排除1）故障诊断方法故障诊断是发动机维修的关键环节。
实训中，学生需掌握以下诊断方法：观察法、听觉法、振动法、温度法等。
2）故障排除根据故障诊断结果，采取相应的维修措施，如更换磨损部件、调整间隙、润滑等。
三、实训心得1. 提高动手能力通过本次实训，我掌握了航空发动机的拆装、维修等基本技能，提高了自己的动手能力。
介绍jt8d发动机总体结构
介绍jt8d发动机总体结构JT8D发动机是一种涡轮风扇发动机，由普惠公司（Pratt & Whitney）于上世纪50年代末至60年代初开发并投产。
该发动机广泛用于各种窄体客机和商用飞机上，如波音727、DC-9和MD-80系列。
JT8D发动机的总体结构主要由核心机、涡扇、再生器和推力反向装置组成。
核心机由高压压气机、高压燃烧室、高压涡轮和低压涡轮组成，起到压缩、燃烧和释放燃气的作用。
涡扇包括风扇和低压涡轮，通过将大量气流吸入并加速后喷出来提供额外的推力。
再生器是位于高压涡轮和低压涡轮之间的热交换器，用于回收高温燃气中的一部分能量以提高发动机效率。
推力反向装置则用于改变飞机的行进方向，提供刹车效果。
JT8D发动机的核心机采用双转子设计，既包括高压压缩机经由碳堆和气堆驱动的内轴转子，也包括低压涡轮通过外轴驱动的外转子。
高压压缩机由一系列可变截面叶片组成，通过快速旋转将空气压缩至高压燃烧室进行燃烧。
高压燃烧室采用环形状设计，其中燃烧发生在燃烧室环内，产生高温高压的燃气。
燃气源源不断地将能量输送到高压涡轮和低压涡轮驱动核心机和涡扇。
涡扇是JT8D发动机的一个重要组成部分，它通过吸入大量空气并通过喷气产生推力。
涡扇由一系列叶片组成，这些叶片连接到风扇盘上。
这些叶片把来自核心机前进的高速气流分流，并将其加速后喷出来，提供主要的推力。
再生器位于高压涡轮和低压涡轮之间，它是一个热交换器，用于回收高温燃气中的一部分能量。
在再生器中，发动机的尾流与燃烧室中的空气相混合，通过换热技术将烟气中的热能转移到燃气中，提高发动机的热效率。
JT8D发动机还配备了推力反向装置，用于改变飞机的行进方向，并提供刹车效果。
推力反向装置由一系列可伸缩的叶片组成，当飞机着陆时，这些叶片会被调整到发动机尾部，使喷气产生的推力向后，增加飞机的减速效果。
总体来说，JT8D发动机采用了先进的涡轮风扇技术和高效的燃烧系统，具有较高的推力和燃油效率。
CFM56系列发动机结构设计与研制特点
CFM56系列发动机结构设计与研制特点1概述1.1发展背景CFM56发动机是由美国通用电气公司(GE)和法国国营航空发动机研究制造公司(SNECMA)共同组成的CFM国际公司(CFMI)，在F101核心机技术的基础上，为适应20世纪80年代后国际军、民用飞机市场的需要而研制的100 kN级高涵道比涡扇发动机。
从它的第1个型号CFM56-2于1979年11月取得适航证后，到2005年已发展了CFM56-3，CFM56-5A、cFM56-5B、CFM56-5c、CFM56-7等6个系列，共有28个型号，其推力覆盖了71～151 kN，已成为22个型号飞机的动力。
GE公司与SNECMA两家的合作是从20世纪70年代初开始的。
SNECMA公司一直是研制军用发动机的，从未涉及民用发动机的研制；但到了20世纪60年代末感到应该插手潜力极大的民用发动机市场，不仅可以开拓市场，积累资金；而且通过发展民用发动机，也可以提高技术水平。
当时，SNECMA 考虑70～90 kN推力级的高涵道比涡轮风扇发动机在市场上还是缺门，而它的应用前途却非常广泛。
它不仅可以用于民用飞机上，例如有相当数量的DC-8系列飞机、波音737系列飞机在航线上使用，但当时均采用小涵道比涡扇发动机，可以用新发动机取代这些耗油率高、噪声大的发动机；在军用飞机方面，例如E-3预警机、KC-135加油机也需用新发动机取代老一代的发动机。
在考虑到飞机的发展的需要后，SNECMA决定发展一种推力级为100 kN的高涵道比涡扇发动机来满足市场的需求。
但是，如何开展这一型号的民用发动机的发展研制工作，SNECMA公司经过认真分析研究后，抉定走与外国发动机公司合作研制的道路。
这是因为研制民用高涵道比发动机，要采用许多先进技术，才能使它的性能优越，有竞争力量；但是sNECMA当时还缺少这方面的技术储备。
另外，研制费用不仅高，而且具有较大的风险，由它自己一家公司是承担不起的。
航空发动机主要部件介绍
航空发动机主要部件介绍航空发动机是飞机的心脏，是实现飞行动力的关键部件。
它由众多主要部件组成，每个部件都发挥着重要的作用。
本文将从气缸、涡轮、燃烧室和喷嘴等几个方面介绍航空发动机的主要部件。
气缸是航空发动机中的重要组成部分之一。
气缸是发动机的燃烧室，通过气缸内的活塞来完成燃烧过程。
气缸内的燃料与空气混合后，被点燃产生高温高压气体，推动活塞运动，从而驱动发动机的转子。
气缸的材料通常采用高强度、高温耐受性的合金材料，以确保发动机在高温高压环境下的正常工作。
接下来是涡轮，也是航空发动机的重要组成部分之一。
涡轮是由多个叶片组成的旋转机构，通过高温高压气体的冲击，驱动涡轮旋转。
涡轮旋转时，带动压气机和涡轮机等部件的转动，从而实现发动机的工作。
涡轮的材料通常采用耐高温、高强度的合金材料，以确保发动机在高温环境下的可靠运转。
燃烧室是航空发动机中的关键部件之一。
燃烧室是将燃料和空气混合并点燃的场所，产生高温高压气体，推动活塞运动。
燃烧室需要具备高温耐受性和良好的密封性，以防止燃气泄漏和热量损失。
燃烧室的结构通常采用复杂的冷却系统和热隔离材料，以确保燃烧室内部的温度在可控范围内。
喷嘴是航空发动机中的重要部件之一。
喷嘴主要负责将高温高压气体排出发动机，并产生推力。
喷嘴的结构通常采用可调节的喷嘴喉道，使喷出的气体能够以最佳角度和速度排出，从而提高发动机的效率和推力。
喷嘴的材料通常采用高温耐受性和耐腐蚀性较好的合金材料。
除了以上介绍的部件外，航空发动机还包括压气机、燃油系统、冷却系统和控制系统等。
压气机用于将空气压缩，提供给燃烧室进行燃烧。
燃油系统负责将燃料供给燃烧室，确保燃料的正常燃烧。
冷却系统用于降低发动机中各部件的温度，保证其正常工作。
控制系统则负责监控和控制发动机的运行，确保其安全可靠。
航空发动机的主要部件包括气缸、涡轮、燃烧室和喷嘴等。
这些部件密切配合，共同完成发动机的工作。
它们的设计和制造需要考虑到高温高压的环境和复杂的工作条件，以确保发动机的性能和可靠性。
航空发动机结构-第七章-总体结构
一、发动机部件所受作用力
1.2 力的传递
发动机内力
❖ 不传给飞机的力:气动力矩、部分轴向力 。
发动机外传力
❖ 推力,重量，机动飞行时的惯性力 力矩。
二、轴向力和发动机的推力
2.1各部件轴向力分布及推力的计算
推力等于所有部件轴向力之和
2.2转子轴向力及卸(减)荷措施
卸荷为什么不会影响推力
2.3涡轮与压气机轴向力不同
RB199
2.4 滚珠轴承位置
❖ 一般原则
1.尽可能不放在涡轮附近； 2.相对安装节轴向位移最小处； 3.在双支点中均放在压气机之前； 4.在三支点中大多数放在压气机之后。
2.4 滚珠轴承位置
❖ F404
2.4 滚珠轴承位置
❖ V2500
2.4 滚珠轴承位置
❖ RB199
作业
❖ 根据图册或补充讲义附图 ❖ 分析F404和V2500发动机转子支承方案形式
❖ 叶片，进气道，喷口，火燃筒。
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
2 惯性力、力矩
❖ 旋转或机动飞行时由于质量所产生的力 ❖ 叶片,盘等旋转件上的惯性力 ❖ 作用在转子上的惯性力矩或力偶
一、发动机部件所受作用力
1.1 作用力的分类
3 热应力
❖ 相邻的不同材料在相同温度下； ❖ 工作环境温度梯度不同时可产生；
机匣的安装边处 火燃筒 加力燃烧室
一、发动机部件所受作用力
风扇叶片
一、发动机部件所受作用力
高压压气机盘
一、发动机部件所受作用力
尾喷口
一、发动机部件所受作用力
燃烧室
一、发动机部件所受作用力
1.2 力的传递
零件内力
❖ 零件内部平衡不向外传。热应力、轮盘应力等。
航空发动机的结构设计与优化
航空发动机的结构设计与优化航空发动机是飞机的核心部件之一，其性能的优劣直接影响到飞机的飞行安全和经济效益。
在航空发动机的结构设计和优化中，需要考虑多种因素，如性能要求、重量限制、安全要求、航程距离等。
本文将从航空发动机的构成要素、结构设计和优化方案三个方面进行论述。
一、航空发动机的构成要素航空发动机是由多个部件组成的复杂系统，其构成要素包括压气机、燃烧室、涡轮机、外壳等。
其中，压气机主要负责将大气压缩成高压气体，以提供到燃烧室的高温高压气体。
燃烧室则是将燃料与高压空气混合后点火燃烧，产生高温高压气体以推动涡轮机。
涡轮机则是将高压气体通过多级叶片的作用，在高速旋转过程中转化为机械能，推动飞机前进。
二、航空发动机的结构设计航空发动机的结构设计需要综合考虑多种因素，如重量、战斗效率、可靠性和使用寿命等。
其中，发动机零部件的材料和加工工艺、尺寸和形状等因素对其性能和寿命影响较大。
因此，在设计阶段需要考虑这些因素，并通过CAD/CAM技术模拟和优化设计，以确保发动机的性能和寿命满足要求。
发动机零部件材料的选择对发动机的性能和寿命影响较大。
常用的材料包括铝合金、镍基合金、钛合金等。
铝合金轻量化、强度高、成本低，是常用的零部件材料之一。
镍基合金在高温高压下具有良好的耐腐蚀性和抗氧化性能，适用于燃烧室和涡轮机部分。
钛合金轻巧、强度高、耐热性能好，适用于涡轮机外壳等部分。
在加工中，应选择合适的加工工艺，以达到最佳加工效果。
发动机零部件尺寸和形状的设计与优化也是发动机性能和寿命的重要因素之一。
常用的设计方法有一维模型、二维模型、三维模型等。
一维模型适用于对发动机总体设计的初步估算，可以建立发动机的数量、维度、重量等参数模型。
二维模型可以进一步优化零部件的尺寸和形状，以提高发动机的空气动力学性能。
三维模型可以对零部件进行全面、精细的优化设计，以确保其性能和寿命满足要求。
三、航空发动机的优化方案航空发动机的优化方案决定了其性能和寿命的提高。
航空活塞式发动机组成及工作原理
航空活塞式发动机组成及工作原理在活塞式发动机中，气缸是一个长形的金属筒体，通常由铝合金制成。
它是发动机内部燃烧室的一部分。
活塞是气缸内上下运动的金属筒体，通常由铝合金制成。
活塞通过一个连接杆与曲轴相连，当活塞上下运动时，连杆将运动转化为旋转运动。
工作原理：1.进气冲程：活塞向下运动，气缸内空气通过气门进入燃烧室。
通常情况下，每个活塞在工作周期内都会进行两个进气冲程。
2.压缩冲程：活塞向上运动，将气缸内的空气压缩。
同时，气门关闭，防止气体逆流。
3.点火和燃烧：当活塞达到最高点时，点火系统将火花引燃压缩的混合气体燃烧。
燃烧过程中，高温高压气体迅速膨胀，推动活塞向下运动。
4.排气冲程：活塞再次向上运动，将排出的废气通过排气门排出气缸。
上述四个冲程构成了活塞式发动机的工作周期，也被称为“四冲程循环”。
每个活塞每转一圈执行一次工作周期，将内燃能量转化为机械能。
这种工作原理使得活塞式发动机具有高效率和高功率输出的特点。
航空活塞式发动机的燃料供应系统通常采用喷射式供油系统，以确保燃料均匀喷入燃烧室。
点火系统负责在燃烧室内引燃燃料混合物，产生爆炸压力。
排气系统用于排出燃烧后的废气。
为了保持发动机的稳定性和高效性，活塞式发动机通常还配备有冷却系统和润滑系统。
总的来说，航空活塞式发动机通过将燃料燃烧产生的气体膨胀驱动活塞运动，将化学能转化为机械能。
它是航空领域中常见的发动机类型之一，具有重量轻、功率大、可靠性高的优点，被广泛应用于小型飞机、直升机和无人机等航空器上。
航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析
航空发动机燃烧室机匣的组成及选材分析3.1航空发动机的基本组成发动机是飞机的“心脏”，是推动飞机和整个航空工业蓬勃发展的源动力，20世纪下半叶世界航空动力呈加速发展态势，21世纪航空动力面临新的机遇，它将以更快的速度向前发展，并促使飞机和航空工业出现新的飞跃。
一般而言发动机由点火装置、燃烧室、装药和喷管四部分组成。
3.1.1点火装置发动机点火装置工作的基本要求是: 能保证主装药准确、可靠地点燃、点火延迟时间要短。
它的基本失效模式有发火失效和对发动机点火失效两种。
以往的型号研制经验表明，一般情况下，众多的结构可靠性评估续计变量中，以在规定时间内达到的点火压强为最佳统计变量。
3.1.2燃烧室燃烧室是燃料与空气混合并进行燃烧的地方，燃烧室工作的好坏直接影响发动机的性能，并关系到发动机的安全可靠性。
3.1.3装药一般选取受内压时的壳体应力为统计变量。
发动机药柱分为自由装填式和壳体粘接式两类。
对于自由装填式药柱，强度是足够的，通常不需要进行结构完整性分析。
对于壳体粘接式药柱，特别是内孔形状复杂的药柱，通常存在较严重的药柱强度问题，因为药柱从制造到使用的过程中，其内部会产生各种机械应力。
药柱失效的基本故障或基本机理，决定最终结果造成气体生成速率过低或过高。
在化学和结构两方面的损坏都表现为造成过高的壳体内压。
经验及分析表明，当壳体粘接式药柱受热载荷和工作压强载荷时，工作内压是应研究的主要载荷，以延伸率作为药柱结构可靠性评估的统计变量较为合理；而受加速度载荷和自重载荷时。
以强度作为药柱结构可靠性评估的统计变量较为合理。
上述观点已为多年来发动机的研制实践所证实。
3.1.4喷管航空发动机离心喷嘴主要有喷嘴壳体、旋流器、旋流室和喷口组成。
根据其自身工作条件及环境影响，其材料主要选用马氏体钢材2Cr13、3Cr13和4Cr13三种类型。
一般离心喷嘴有四种类型：单路、双路单室单喷口、双路双室单喷口及双路双室双喷口，分别具有不同的结构设计、性能和用途。
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用来压缩空气，提高空气压力。有轴流式压气机和离心式压气机。
3. 燃烧室 由喷嘴喷出适量燃料，同压气机流来的空气混合，组织燃烧，产生高温燃气。
4. 涡轮
在高压高温燃气推动下旋转，带动压充分膨胀，将部分热能转换为动能，高速向外喷出，产生反作 用推力。
1. 进气道
用来引导足够数量的空气顺利进入压气机，在飞行速度大于压气机进口气流 速度时，还可起到提高空气压力的作用（冲压作用）。
转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
在研究转子支承方案时，均将复杂的转子简化成能表
征其特点的转子支承方案简图，在简图中小
圆圈表示滚珠轴承，小方块表示滚棒轴承。
转子支承方案的表示方法（简图和代号）：
转子支点的数目与位置，常用 转子支承方案
代号来表示。两条前后排列的横线分别代表压气机
转子和涡轮转子，两条横线前后及中间的数字表示支 点的数目。 例如：
2.2.2 止推支点在转子中的位置 转子上的止推支点除承受转子的轴向负荷、径向 负荷外，还决定了转子相对于机匣的轴向位置，因此 每个转子只能有一个止推支点。由于此支点所承受的 负荷较大，一般应置于温度较低的地方。例如，在两 支点的转子上，止推支点应是转子的前支点；在三支 点的发动机中，止推支点最好置于压气机之后。这种 安排，不仅可以使轴承在较低的温度环境下工作，也 使转子相对机匣的轴向膨胀分配在压气机与涡轮两端， 使两端的轴向错移量较小。
2. 压气机
用来压缩空气，提高空气压力。有轴流式压气机和离心式压气机。
3. 燃烧室
由喷嘴喷出适量燃料，同压气机流来的空气混合，组织燃烧， 产生高温燃气。
4. 涡轮
在高压高温燃气推动下旋转，带动压气机工作。
5. 尾喷管
高温高压燃气充分膨胀，将部分热能转换为动能，高速向外喷出，产生反作 用推力。
图2-7 0-2-0支承方案
图2-8 1-0-1支承方案
二、双转子和三转子支承方案
多转子发动机中，转子数多，支承数目多，而且低压转 子轴要从高压转子轴中心穿过，使结构复杂，但原则上仍以 每个转子分别进行处理。
与单转子发动机不同的是，有些支点不直接安装在承力 机匣上，而是装在另一个转子上，通过另一转子的支点将负 荷外传，由于这个支点是介于两个转子之间的，所以称为中 介支点。中介支点中的轴承，则称为中介轴承或轴间轴承。 在多数发动机中，采用中介支点，可使发动机长度缩短，承 力机匣数减少。但是轴间轴承的润滑较困难，轴承工作条件 较差，而且装拆也比较复杂。
低压转子：0－1－1 高压转子：1－1－0 图2-9 JT9D发动机的支承方案
低压转子：0－2－1 高压转子：1－1－0
图2-10 PW4000发动机的支承方案
低压转子：0－2－1 高压转子：1－0－1 图2-11 CFM56发动机转子支承方案简图
低压转子：0－2－1 中压转子：1－2－0 高压转子：1－0－1 图2-12 RB211三转子发动机的支承方案
第2章 发动机总体结构
第2.1节 航空燃气涡轮发动机的组成 第2.2节 转子支承方案 第2.3节 联轴器 第2.4节 支承结构
第2.5节 静子承力系统
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成
2.1 航空燃气涡轮发动机的组成 1. 进气道 用来引导足够数量的空气顺利进入压气机，在飞行速度大于压气机进口气流 速度时，还可起到提高空气压力的作用（冲压作用）。进气道在结构上往往 属于飞机机体的一部分，但在作用上属于发动机的组成部分。 2. 压气机
1－3－0
表示：压气机转子前有一个支点，涡轮转子后无支点， 压气机与涡轮转子间有三个支点，整个转子共支承于 四个支点上。
一、单转子支承方案 1) 4支点方案
图2-1 1-3-0的四支点支承方案
在这种支承方案中，涡轮转子和压气机转子间的 联轴器仅传递扭矩，考虑到两个转子的四个支点很难 保证同心，因此采用了浮动套齿的联轴器结构。
第2.2节 转子支承方案
第2.2节 转子支承方案 2.2.1 转子支承方案 在燃气涡轮发动机中，发动机转子通过支承结 构支承 于发动 机机匣 上 。转 子上承 受的各 种负荷 （如气体轴向力、重力、惯性力及惯性力矩等）由 支承结构承受并传至发动机机匣上，最后由机匣通 过安装节传至飞机构件中。 在发动机中，转子采用几个支承结构（支点）， 安排在何处，称为转子支承方案。
图2-2 浮动套齿联轴器
J47单转子涡轮喷气发动机转子的1-3-0四支点 支承方案。
图2-3 1-3-0的四支点支承方案
2) 3支点方案
图2-4 1-2-0的三支点支承方案
3) 2支点方案
点图 支 承 方 案 的 两 支 点图 支 承 方 案 的 两 支 2-6 1-1-0 2-5 1-0-1