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航空发动机原理 : .
1 概论
航空动力装置的功能是为航空器提供动力，推进航空器前进，所以航空动力
装置也称为航空推进系统。它主要包括航空发动机，以及为保证其正常工作所必
需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、起动系统和防火系统等，通常简称为
航空发动机。
航空燃气涡轮发动机的基本类型
目前航空燃气涡轮发动机有五种基本类型： 涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动
机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和供垂直 /短距离飞机用的发动机。
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机 （WP）。从结构上讲，它由压气机、燃烧室、
燃气涡轮和尾喷管四个主要部件组成（见图 1-1），其特点是：涡轮只带动压气
机压缩空气，发动机的全部推力来自高速喷出的燃起流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机经济性差高温、 高速燃气由尾喷管排出， 能量损失大， 因此
经济性差。
图 1-1 涡轮喷气发动机
涡轮螺桨发动机简称涡桨发动机（ WJ）。在这类发动机中，涡轮除带动压气
机供给发动机所需的空气外，还带动螺桨，产生飞机前进的拉力。由尾喷管喷出
的燃起流所产生的推力只占飞机前进力的很少一部分（10％）。从结构上讲，这
类发动机还多一个部件——减速器。
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机（ WS），又称内外涵发动机。它是介于涡喷
和涡桨之间的一种发动机。它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成，在内涵道
中装有涡喷发动机的部件——压气机、燃烧室和涡轮， 在外涵道中装有由内涵转
子带动的风扇（见图 1-2 ）。发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
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外、内涵道空气流量之比称为流量比，又称涵道比。涡扇发动机的优点是, 推力
大了,排出的能量小了,耗油率低。
图 1-2 涡轮风扇发动机
若在涡桨发动机中，发动机输出轴不带动螺桨，而用来输出功率，例如带动
直升机的旋翼、舰艇的推进器、或地面的发电机和油泵等，则这种燃气涡轮发动
机称为涡轮轴发动机，简称涡轴发动机（WZ）。
航空燃气涡轮发动机性能指标
涡轮发动机和涡扇发动机都是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机
气流的动能并产生反作用推力。 因此，评定这两类发动机性能的指标都与推力有
关。
F 和单位推力
发动机推力 F 是涡轮发动机或涡扇发动机的一个主要性能参数。 当飞机的空
气动力特性相同时，发动机推力越达，飞机就飞得越快越高，机动性也越好。
在尾喷管完全膨胀和不计燃油质量流量的情况下，推力 F 可由下式计算：
F=q (v -v )
ma 2 1
式中 q —— 空气质量流量；
ma
V —— 进气速度；
1
V —— 排气速度。
2
但是发动机推力的大小，不足以评定发动机循环性能的优劣，因为对于循环
性能相同的同类发动机， 推力的增大可以同时加大发动机尺寸、增大空气质量流
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量的效果。因此，评定发动机循环性能的优劣，应根据单位推力的大小。发动机
推力与进入发动机的空气质量流量之比， 称为发动机的单位推力， 以 表示， 单
位为 ,即
式中 为发动机的空气质量流量，单位为 。
2. 单位燃油消耗率 sfc
发动机在单位时间内消耗的燃料质量称为燃油流量，用 表示，每小时每
产生 1 单位推力所消耗的燃油质量称为单位燃油消耗率，简称耗油率，以 sfc
表示，即Ⅱ
3. 发动机推重比
发动机推力与发动机重量之比称为发动机推重比，用 表示，单位为
daN/kg ，即
式中， M为发动机质量，单位为 kg 。
4. 增压比
增压比通常指压气机增压比， 是压气机出口总压与进口总压之比。 它对发动
机的做工能力和效率有重要影响。 军用发动机追求大推力和高推重比， 而且飞行
速度也较高，因而选用的增压比较低，而运输机发动机追求低耗油率。
5. 涵道比
它是涡扇发动机外涵和内涵道的空气质量之比，又称流量比。
通过外涵的风扇的空气流量 与通过内涵核心机的空气流量 之比， 称
为涡轮风扇发动机的涵道比，以符号 B表示。
B= /
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涵道比小于 1，定义为小涵道比，大于 4 为中涵道比。涵道比是涡扇发动机
的重要设计参数， 它对发动机耗油率和推重比有很大的影响。 不同用途的涡扇发
动机应选取不同的涵道比，如远程运输机和旅客机使用的大涵道比涡扇发动机，
其涵道比为 4～8，甚至更高；空战战斗机选用的加力式涡扇发动机的涵道比一
般小于 1，甚至可小到 ～ 。
x
核心发动机的可用功， 一部分传给外涵风扇， 余下部分用来增加内涵燃气的
动能，定义核心发动机的可用功传给外涵的部分 与全部可用功 之比称为
涡轮风扇发动机的功分配系数，记作 x。
X＝ /
军用和民用的设计要求
对航空发动机的一般要求是在推力满足飞机需要的前提下， 推重比高、耗油
率低、操纵性好、可靠性高、维修性好和环境特性满足有关条例的要求，但具体
发动机的设计要求是按所装飞机的特点和要求来确定的。
1. 军用发动机
对于军用发动机来说，通常军方根据飞机的战术技术要求，拟定发动机使用
要求， 作为发动机总体方案设计和型号规范制定的基本依据。对发动机的要求主
要有：
（1） 性能要求，包括地面台架性能和空中飞行性能（推力和耗油率） 、起
动性能、加减速性能、引气量、功率提取和过载。
（2） 适用性要求，包括发动机在飞行包线内稳定工作和油门杆使用不受
限制，加力接通、切断不受限制，飞行状态变化、极限机动状态
和吸入机载武器的排气时发动机稳定工作。
（3） 结构和安装要求，包括安装结位置、外廓尺寸、重量和重心位置。
（4） 可靠性要求，包括发动机寿命和工作循环、发动机各状态连续工作
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时间和平均故障时间。
（5） 维修性要求，包括发动机可达性、可检测性、防差错性、难易度等
非常丰富的内涵。衡量维修性的主要技术指标有外场可更换件的
交换时间、每飞行小时的平均维修工时和更换发动机时间等。
（6） 其他要求，如满足飞机隐身要求的红外信号和雷达反射横截面，以
及飞行控制的矢量推力。
2. 民用发动机
对于民用发动机来说， 在满足适航性条例的前提下， 要根据飞机制造部门或
航空公司的要求， 进行发动机总体方案设计， 以满足用户的要求。 对发动机的主
要要求有：
（1） 起飞推力和推重比，要满足要求。
（2） 巡航耗油率，尽可能低。
（3） 发动机结构和安装，包括安装节、外廓尺寸、重量和重心位置。
（4） 可靠性、寿命和维修性，包括空中停车率、航班准点率、计划外返修
率、机上寿命和每飞行小时维修工时等。
（5） 污染物排放，满足机场当地环境保护局的规定。
（6） 噪声，满足国际民航组织（ ICAO ）的规定。
军用航空燃气涡轮发动机的发展概况
20 世纪是航空飞速发展时期，其中涡轮发动机在中世纪初诞生，发展 60 多
年来是推动飞机进步发展的强大动力。 冷战结束以后， 西方国家对航空发动机技
术发展，不但没有减缓，反而加大投入加速发展，为飞机提供更先进的动力。世
界喷气式战斗机及其发动机的发展大致经历 4 次换代 （见附表） 当前，发达国家，
装备主战机种，是第 3 代战斗机，如美国 F-14 、F-15 、F-16 、F-18 、法国幻影
2000 ，俄罗斯米格 29 、米格 31 、苏－ 27 、苏－ 30 。这一代的战斗机及其发动机，
近 20 年来高新技术发展最多，性能提高最快，见附