航空发动机结构图
第四代军用航空发动机(F119和EJ2000)
第四代军用航空发动机（F119和EJ2000）资料来源：西北工业大学F119 ：结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机推力范围：加力 15568daN中间 9786daN用途： F22结构与系统：风扇：3级轴流式，无进口导流叶片，宽弦设计高压压气机：6级轴流式，整体叶盘结构燃烧室：环型，浮壁结构高压涡轮：单级轴流式，采用第三代单晶涡轮叶片材料，隔热涂层和先进冷却结构低压涡轮：单级轴流式，与高压涡轮对转加力燃烧室：整体式，内外涵各设单圈喷油环矢量喷管：二元矢量收敛－扩张喷管，俯仰方向可作-20度到 +20度的偏转控制系统：第三代双余度FADEC装备F119的F22研制概况：F119 是普惠公司为美国第四代战斗机研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机．其设计目标是：不加力超音速巡航，非常规机动和短距起落能力，隐身性能，寿命费用降低至 25% ，零件数减少 40%~60% ，推重比提高 20%, 耐久性提高两倍，零件寿命延长 50% ．F119 上采用的先进技术有：三维粘性叶轮机设计方法，整体叶盘结构，高紊流度强旋流主燃烧室头部，浮壁式燃烧室结构，高低压涡轮旋向相反，整体加力式燃烧室设计，二元矢量喷管和第三代双余度 FADEC 等 .试车台上的F119收敛－扩张型尾喷管EJ2000 ：结构形式：双转子加力式涡轮风扇发动机推力范围：中间6000daN加力9000daN用途：欧洲战斗机EF2000结构与系统：风扇：3级轴流式，采用三维跨音速宽弦叶片，无进口导流叶片．压比约为4.0高压压气机：5级轴流式燃烧室：环型，蒸发式喷油嘴涡轮：单级轴流式低压涡轮＋单级轴流式高压涡轮加力燃烧室：燃烧和混合型，采用多根径向火焰稳定器尾喷管：全程可调收敛－扩张式控制系统：FADEC，具有故障诊断和状态监视能力装配EJ2000发动机的EF2000战斗机研制概况：EJ2000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，用于欧洲四国联合研制的九十年代战斗机 EF2000．参加工作的有英国的罗 ? 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．1991年10月EJ2000原型机首次运转．在发动机的设计要求中，除了达到高推重比(10)和地耗油率外，特别强调高的可靠性，耐久性和维修性及低的寿命期费用．EJ2000发动机EJ2000全景图。
rotax84kw航空发动机参数结构图
Ausgabe / Issue 1997-09-17 M1/FJBESCHREIBUNG / DESCRIPTION4-Zyl. 4-Takt flüssigkeits-/luftgekühlter Boxermotor, mit Turboaufladung, mit automatischer Turboladerregelung, Trockensumpfschmierung mit getrenntem 3 l-Ölbehälter, Hydrostößel für Ventilspielausgleich, 2 Gleichdruck-vergaser, elektronische Doppelzündung, Elektrostarter, integriertes Reduktionsgetriebe i = 2,43, Motorträger, Ansaugsystem und Auspuffanlage 4-cyl. 4-stroke liquid/air cooled engine with opposed cylinders, with turbo charger, with automatic waste gate control, dry sump forced lubrication with separate 3 l (.8 gal US) oil tank, automatic adjustment by hydraulic valve tappet,2 CD carburetors, electronic dual ignition, electric starter, integrated reduction gear i = 2,43, engine truss assembly, airintake system, exhaust systemWARNUNG / WARNINGDieser Flugmotor entspricht nicht den Sicherheitsbestimmungen für zertifizierte Flugmotoren. Dieser Motor darf nur in nicht-zertifizierten Experimental- und Ultraleicht-Flugzeugen verwendet werden und nur in solchen Fällen, in denen ein Motorschaden die Sicherheit nicht beeinträchtigt. Vor Inbetriebnahme des Motors ist das Handbuch zu lesen. Informationen erhalten Sie beim zuständigen, autorisierten ROTAX-Vertriebspartner.This aircraft engine does not comply with federal safety regulations for standard aircraft. This engine is for use in experimental and ultralight uncertified aircraft only and only in circumstances in which an engine failure will not compromise safety. Before operating the engine read operator's manual. Information isavailable from your local authorized ROTAX-distributor.Nur zur Information – Änderungsdienst nicht vorgesehen. For information only – without commitment to advise modifications.128,3562CABLE FOR AUTOMATIC WASTE GATE CONTROLELECTRIC CONNECTION FOR TCU(TURBOCONTROL UNIT)。
航空发动机解析
动能而产生反作用力，推动飞机前进。
特点：完全依赖燃气流产生推力，速度较高，油 耗比涡扇发动机高，采用了涡轮驱动压气机，因 而在低速时也有足够的压力来产生强大的推力， 但是又限制了飞机速度。
涡喷发动机
航空发动机类型（三）
• 涡扇发动机
• 工作原理：燃气发生器出口的燃气在低压涡轮中进一 步膨胀做功，用于带动外涵道风扇，使外涵道气流的 喷射速度增大，剩下的可用能量继续在喷管中转变为 高速排气的动能
燃烧室
涡轮机
• 作用：使高温高压燃气膨胀做功，把 燃气中的部分热能转换为机械能，输 出涡轮功带动压气机和其他附件工作 • 分类：轴流式和径流式 • 特点：轴流式，尺寸小、流量大、效 率高，适用于大功率的动力装置 径流式，级功率大，工作可靠 性好，对于小流量的涡轮还具有较 高的效率
• 作用：进一步压缩空气，为燃烧，冷 却等方面提供压缩空气。 • 基本类型：轴流式 离心式 混合式
压气机
• 设计要求：
• （1）满足发动机性能的各项要求，性能稳 定，稳定工作范围宽； • （2）有足够的强度，适宜的刚度和更小的 振动； • （3）结构简单，尺寸小，重量轻； • （4）工作可靠，寿命长； • （5）维修性、检测性好，性能制造成本比 高
航空发动机
小组成员：王晨 赵丹 周玉鑫 李龙
概要
• • • • • 航空发动机发展史 航空发动机类型 核动力在航空中的应用 航空发动机结构组成 国内航空发动机发展
航空发动机发展史（一）
• 1.活塞式发动机时期:
莱特兄弟（1903） 8.95 kW的功率，重量81 kg，功重比为0.11kW/daN 伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机 功率 130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞行速度超 过200km/h，升限6650m 双排气冷星型发动机 功率600~820kW， 飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m，功 重比超过1kW/daN 狄塞尔循环活塞式发动机 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW· h)
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
第八章-航空发动机数字模型PPT演示课件
环节相串联的框图。图中燃油泵作为一个
环节，输出量为供油量Wf，输入量为发
动机转速n（由于泵的转速与发动机转速
之比一定，故常用n来代表）及油泵调节
机构位置m。
带传动燃油泵的
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基本发动机框图
❖ 考虑燃油延误时的动态方程
在推导基本发动机动态方程时，假设（6）曾忽略了燃油室 内的燃烧过程的时间滞后。实际上，燃料供给和燃料吸热、 汽化、氧化、放热以及燃气温度上升到稳定值，这整个过程 是需要一定时间来完成的，通常把这段时间称为燃烧延误时 间，用т表示，т在0.05~0.2s范围内变化，其值一般由试验 测定。燃烧延误会影响发动机的动态特性，有时甚至会使发 动机控制系统的工作产生不稳定现象。因此，在对发动机的 动态特性作精确分析时应予考虑。
考虑燃烧延误和基本
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发动机结构图
线性模型的建立
❖ 上述基本发动机动态方程的推导方法，只适用于求取以供油
量作为输入，转速作为输出的动态方程。动态方程系数TT和KT 的估算不方便。在生产和科学研究实际中，动态参数的估算，
往往不是从发动机剩余扭矩偏导数进行计算，而是根据发动机
压气机特性、涡轮特性、设计点发动机热力参数，以及发动机
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基本发动机简图
❖ 基本假设 由于发动机内部的气动热力过程比较复杂，为了简化发动
机数学模型的推导，特作以下假设。 （1）只考虑发动机转子惯性对发动机动态特性的影响，忽略 热惯性和部件通道容积动力学的影响； （2）只研究发动机在其稳态点附近的小偏离运动，并认为动 态过程部件效率及总压损失系数保持不变； （3）涡轮导向器及尾喷口都处于临界以上状态工作； （4）飞行条件不变; （5）燃油泵不由发动机带动； （6）忽略燃烧延误及燃气与空气流量的差别。
航空发动机原理图文解析
航空发动机原理－－螺桨风扇发动机螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于研究和实验阶段。
螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇）组成。
螺桨-风扇由涡轮驱动，无涵道外壳，装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有6～8叶），叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。
根据涡轮风扇发动机的原理，在飞行速度不变的情况下，涵道比越高，推进效率就越高，因此现代新型不加力涡轮风扇发动机的涵道比越来越大，已经接近了结构所能承受的极限；而去掉了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，螺桨风扇发动机的概念则应运而生。
由于无涵道外壳，螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例，在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍，相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。
同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多，这是由它们叶片形状不同所决定的。
普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度，弯度大以保证升力系数，从剖面来看，这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种。
当然，螺桨风扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。
航空发动机--唐苇羽
航空发动机一、航空发动机概述发动机是动力装置的主要组成部分。
航空发动机是将燃料的热能或其他形式的能转变为机械能，为飞机或其他航空器提供飞行所需动力的装置。
航空发动机的性能是决定航空器性能的主要因素之—。
飞机的飞行速度、飞行高度、航程、载重量和机动作战能力的提高，在很大程度上取决于发动机的改进和发展。
现代航空发动机具有推重比大，迎风面积小，起动、加速快，适应机动飞行，使用维修简便，工作可靠等优点。
航空发动机是飞机的心脏，是飞机性能的决定因素之一。
其主要功用是提供飞机运动所需的动力一—“推力”或“拉力”，用以克服飞机的惯性和空气阻力。
从飞机问世以来的几十年中，发动机从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，如今航天发动机已经发展成一个成员数目众多的大家族。
飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。
按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类，即吸气式发动机和火箭喷气发动机。
吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。
一般所说的航空发动机即指这类发动机。
如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉动喷气式发动机等。
现有的飞机基本都是采用吸气式发动机。
燃气涡轮发动机简称涡轮发动机是现代飞机和直升机的主要发动机。
这类发动机空气的压力提高，除了通过冲压作用外，主要依靠专门的增压部件---压气机来实现，由于都拥有核心部件---燃气发生器（压气机、燃烧室、涡轮），故统称为燃气涡轮发动机。
-有涡轮喷气式、涡轮风扇式、涡轮螺旋桨式和涡轮轴式。
空气喷气发动机分为有压缩器式和无压缩器式两类。
现代飞机应用的涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机属于燃气涡轮发动机。
整理航空发动机叶片
发动机叶片发动机与飞机1.发动机种类1）涡轮喷气发动机（WP）WP5、WP6、WP7、……WP132）涡轮螺桨发动机（WJ）WJ5、WJ6、WJ73）涡轮风扇发动机（WS）WS9、WS10、WS114）涡轮轴发动机（WZ）WZ5、WZ6、WZ8、WZ95）活塞发动机（HS）HS5、HS6、HS92.发动机的结构与组成燃气涡轮发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三大部件以及燃油系统、滑油系统、空气系统、电器系统、进排气边系统及轴承传力系统等组成。
（发动机的整体构造如下图1）三大部件中除燃烧外的压气机与涡轮都是由转子和静子构成，静子由内、外机匣和导向（整流）叶片构成；转子由叶片盘、轴及轴承构成，其中叶片数量最多（见表1〜5）发动机的整体结构3.发动机工作原理及热处理过程工作原理：发动机将大量的燃料燃烧产生的热能，势能给涡轮导向器斜切口膨胀产生大量的动能，其一部分转换成机械功驱动压气机和附件，剩余能由尾喷管膨胀加速产生推力。
热力过程：用P-U或T-S图来表示发动机的热力过程:图1•发动机等压加热理想循环4.飞机与发动机发动机是飞机的动力，也是飞机的心脏，不同用途的飞机配备不同种类的发动机。
如：1)军民用运输机、轰炸机、客机、装用WJ、WS、WP类发动机。
2)强击机、歼击机、教练机、侦察机、装用WP、WS、HS类发动机。
3)军民用直升机装用WZ类发动机。
二、叶片在燃气涡轮发动机中叶片无论是压气机叶片还是涡轮叶片，它们的数量最多，而发动机就是依靠这众多的叶片完成对气体的压缩和膨胀以及以最高的效率产生强大的动力来推动飞机前进的工作。
叶片是一种特殊的零件，它的数量多，形状复杂，要求高，加工难度大，而且是故障多发的零件，一直以来各发动机厂的生产的关键，因此对其投入的人力、物力、财力都是比较大的，而且国内外发动机厂家正以最大的努力来提高叶片的性能，生产能力及质量满足需要。
1.叶片为什么一定要扭在流道中，由于在不同的半径上，圆周速度是不同的，因此在不同的半径基元级中，气流的攻角相差极大，在叶尖、由于圆周速度最大，造成很大的正攻角，结果使叶型叶背产生严重的气流分离；在叶根，由于圆周速度最小，造成很大的负攻角，结果使叶型的叶盆产生严重的气流分离。
(完整word版)世界各国航空发动机大全
D-18A 涡轮风扇发动机外形牌号D-18A结构形式双转子推力范围1765daN现状研制中装机对象研制情况D-18A 是波兰航空研究所研制的一种全新双转子涡轮风扇发动机，1992 年4 月16 日首次试车。
K-15 涡喷发动机外形牌号K-15结构形式单转子推力范围1470daN现状生产装机对象波兰1-22 串列双座教练机、侦察机和对地攻击机。
研制情况K-15 是波兰航空研究所研制的单转子涡轮喷气发动机。
计划于1988 年中公布，目前正由波兰热舒夫工厂生产。
SO-1/SO-3牌号SO-1/SO-3结构形式单转子推力范围980～1080daNUnRegistered现状停产产量SO-1 共生产30 台，SO-3 共生产580 台装机对象SO-1 TS-11 教练机。
SO-3B TS-11 教练机。
SO-3W22 I-22 教练机、侦察机和对地攻击机。
研制情况SO-1 单转子涡轮喷气发动机是波兰航空研究所设计的，由波兰热舒夫工厂生产。
保证翻修寿命为200h。
SO-3 是由SO-1 改进而来，适用于热天气候工作，对压气机、燃烧室和涡轮作了少量修改，外廓尺寸不变。
翻修寿命400h。
燃油喷嘴和火焰筒经修改后出口温度场更均匀。
TWD-10B 涡桨发动机外形牌号TWD-10B结构形式自由涡轮式单转子推力范围754kW现状生产装机对象安-28 短距起落轻型运输机。
研制情况TWD-10B 涡桨发动机是波兰热舒夫工厂按前苏联鄂木斯克/格鲁申柯夫设计局设计的ТВД-10Б涡桨发动机的许可证制造的。
翻修寿命1000h。
UnRegisteredPZL-10W涡轮轴发动机结构牌号PZL-10W结构形式自由涡轮式单转子功率范围662kW现状生产装机对象波兰希维德尼克厂“鹰”直升机。
研制情况PZL-10W 是波兰热舒夫工厂研制的自由涡轮式单转子涡轮轴发动机，它是由TWD-10B 涡轮螺旋桨发动机发展而来的，具有相同的燃气发生器。
航空发动机PPT课件
第3章 飞行器动力系统
2020/2/19
1
3.1 发动机的分类及特点
冲压 喷气发 燃动气机
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机 涡轮螺桨发动机
活塞式
涡轮发
涡轮桨扇发动机
发动机
航发空动航机天 动机
涡轮轴发动机 垂直起落发动机
火箭
航空航天
冲压发 动机
组合
涡轮
发动机
火箭 发动机
化学 液体火箭发动机 火箭发 固体火箭发动机 动机 固-液混合火箭发动机
功率重量比——
发动机提供的功率和发动机重量之比（kW/kg）
燃料消耗率(耗油率)——
衡量发动机经济性的指标，产生1kW功率在每小时 所消耗的燃料的质量（kg/kW h)
2020/2/19
活塞式航空发动8 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
3.3 空气喷气发动机
气 球
平衡状态 反作用力 作用力
自动旋转喷灌器 喷嘴喷出高压水流的反作用力
燃烧剂 ——
液氢H2 航空煤油 肼及其衍生物N2H4 (CH3)2N2H2 混胺
2020/2/19
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
火箭发5动0 机
3、液体火箭发动机的优缺点
优点 —— 比冲高，推力范围大，能反复起动 推力大小较易控制，工作时间长 固体推进剂性能稳定，可长期贮存
缺点 —— 推进剂不宜长期贮存，作战使用性能差
星形发动机
直立式发动机
V形发动机
2020/2/19
活塞式航空发动6 机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
活塞8发动机 双排14缸星形气冷发动机
2020/2/19