第一篇 航空发动机的进气部分是不是短仓《航空发动机图片》
涡轮风扇发动机
用于F/A22的推重比为10的F119-PW-100加力涡轮风扇发动机
波音777-300ER——世界上最重的双发客机
美国第四代战斗/攻击机F/A22
X——32波音公司的JSF
X-35洛克希德·马丁公司的JSF
F——35动力装置系统示意图
F——35动力装置在飞机上的布局
涡轮螺桨发动机
一种老式的螺旋桨发动机
“达特”定轴式涡轮螺旋桨发动机
第二篇 航空发动机的进气部分是不是短仓《航空发动机制造难点》
航空发动机始终是国内的弱项，直到“昆仑”和“太行”出现，才有了自己的知识产权。本次谈谈航空发动机的研制难点。
“太行”航空发动机
AL-31F航空发动机
记：从外表工艺看，感觉涡扇-10好于AL-31F。
秦：AL-31F在生产工艺上有重大突破。比如转子叶片，尤其在燃烧区的叶片，既要受到高速旋转的动力，又要受到两千多度的高温冲击，所以必须是耐热的合金钢。而同样用这个材料，就有加工工艺问题。如果你加工不精确，叶片形面重复率就很差，即每组叶片不完全相同，就会导致发动机性能下降。再如发动机叶片叶根中有很多小孔，从涡轮轴里传出来的散热空气通过这些小孔流到叶片外面去，把叶片的热量带走。这种冷却方式要求加工相当精密。你要没有这些加工工艺就做不出来这些孔，那样就只能从别国买你这个叶片的制造专利。美国在这方面工艺非常好，像F-18
的发动机F404，这个发动机燃烧区的叶片在旋转时与外环没有间隙。
F404航空发动机
记：叶片是与外环直接摩擦?
秦：是的。它的叶片尖部有一种软结构，像非常薄的纸片，就贴在外环上，旋转时就和外环摩擦，但摩擦力非常小，几乎和没有一样。这有什么好处呢?叶片旋转时空气被挤压后向叶片的背面返压，如果是F404发动机这种工艺，返过来的空气动力损失就小了。这个间隙越小，发动机的效率就越高。像米格-15的发动机BK-1A，它的这个间隙是
1.3毫米，就使涡轮效率降低了3％，这就很可惜了。如果发动机有3吨的推力，90千克的推力就没有了。在战斗机
上，减少每一分重量、增加每一分推力都是战斗力。F404的涡轮损失几乎就是零。
俄罗斯发动机在工艺上要比美国通用、普惠及英国罗罗的差些，但也有它的优点，比如发动机总造价便宜。苏联
发动机不是和美国争精密，而是争作战效果。
记：不精密能出作战效果么?
秦：他的目的就是在格斗的这五分钟，这五分钟我比你强，我就是胜仗。当然我这五分钟是用两千人一万小时保证的，你那个五分钟是用3个人一小时保证的，成本不同而已。当你没有科学管理手段时，追求的不是性价比，是胜
仗。
像图-154飞机在国际上声誉不好，但我们空军买的图-154就很好，就是因为维护精细，用维护抵消了飞机质量劣势。我一天把每各螺钉都查多少遍，一点毛病没有，飞机不就不出事了么。民航公司买的图—154就不行，因为它没
法和空军比维护投入。当然如果算成本，空军的图-154卖票赚钱是不合算的。
总之，你打你的高科技，我打我的高投入。西方发动机靠精密产生高推重比，俄罗斯发动机就靠热能发挥，靠冷却技术，把燃气温度调到最高而烧不坏发动机。发动机无非这么几条路，一是温度提高，提高推力，二是减小摩擦，
减小损失。我们国家一直跟在人家后面走，设计能力比俄罗斯差不少。
图—154
记：发动机设计方面为什么很难从俄罗斯学来?
秦：常规的设计各国设计师都知道，这方面是隔行不隔理的，从论文中也能了解一些，但里面毕竟有相当多的技术细节。像国内某型涡喷发动机在初步设计时，军方要求它不要放气，但当时技术难以做到。米格-21的发动机在大速度俯冲时，进气道的效率很高，压缩比很大，比如在进气道时速度是1，到发动机进口时压力可能已经到3或4了。按说这是好事，但发动机承受不了，所以只能在进气道处做两个小窗口，把过大的进气压力放掉，能量就损失了。如果发动机能承受这个气流，提高的推重比用于作战该多好!没办法，如果那么硬的空气进去了，发动机就可能喘振，一
喘振叶片就压断了。以当时的能力，不放不行。
记：这是由于材料问题还是工艺问题?
秦：这个不牵扯工艺问题，主要还是发动机装配问题。同样的材料，一个高明的装配师和一个学徒工装出来的，推重比可能就要高0.2。后来我们的专家在与别人切磋中逐渐把这事弄懂了，现在国内这型涡喷发动机就不用放气，喝
这种硬气流也不噎了，即不喘振了。
和俄罗斯发动机的差距，第一步在设计方面，经验差距，第二在加工制造，第三是试验。就是你这个叶片出来，我得上我这个试验台上把它的总寿命和单位时间寿命等都测试出来。我们有一段时间测试能力不如人家，这样你心里就没数。如果说每一个零部件我都掌握它的特性，那么把它每一部分加起来总特性我就很清楚，那我就知道它总寿命是多少，推重比是多少等等。但你测试能力不行怎办?只能装配成整的发动机，上试验台烧，这样一来研制周期和成本都要变大，只能把几台发动机都烧坏了才能定结论。如果我有测压气机的，有测涡轮轴的，有测燃烧室的，有测叶片的，有测喷口的，有测加力的，等等，这样设计师对每部分性能、寿命都有数了，对整机自然清楚了。否则我只能做好几台整发动机，烧碎一台，动力冲击一台，恶劣气象一台，潮湿腐蚀一台，一烧就上千小时，喝油上千吨，都加在成本里了。而前面那种分项目测试，就不需要整机运转。比如这个是温度问题，我就给你加温，而加温就不见得要烧油，可以是电加温，如果是疲劳问题，我就单独做这个部件的疲劳试验就行。所以发动机赶不上人家设计得那么强，
这是个原因。
CFM-56发动机
再就是加工能力，准确率、重复性和加工精度。像波音-737用的CFM-56发动机，原来是和F100发动机竞争F-16的，竞争未果就转为民用。如果看过CFM-56发动机的内部。你就知道这是钟表级精密的发动机。拇指大的叶片中密布许多个小散热孔。而在拆解实际的发动机之前，你的了解只能是在理论上，你不可能知道那些小孔是怎么摆的，怎
么加工出来的，也不知道那个气路是怎么走的。
记：发动机是否好拆解?
秦：拆之前你必须想想有没有技术把它攒回来，想想怎么把它端起来，着力点在哪，哪个部件不能损坏了。它不是拧一个个螺丝，必须得有相应设备。总之，看了CFM-56发动机后发现里面很多技术都有启发意义。其燃烧区的涡
轮叶片与外环也是没有缝隙的。
记：从AL-31F和涡扇一10看，发动机前面冷区的压气机叶片与外环之间部有不到1毫米的间隙。
秦：这对压气机影响不是很大，因为它有9-16级左右叶片，一层定子一层转子，定子负责给气流导向。叶片与外环无间隙是为了增压，而压气机部分增压比不是越大越好。每一层叶片的效率值如何取得最佳状态，如何用最小的重
量和能源投入来取得最大的推力是设计师要考虑的。
记：叶片转速能达1分钟20000转，离心力巨大，您当机械师时遇到过叶片断裂么?
秦：冷段和热段的叶片碎裂我都遇到过。冷段叶片断裂危害也很大，能把整个发动机打碎。热段的叶片断裂能穿透发动机筒壁再从飞机的肚子里穿出去。涡轮叶片折断常有发生，如果机务人员能在地面发现，那就是立功了。断裂一般都有征兆，一开始也就十分之一大的小细缝，第一个能发现的人肯定立三等功。当时什么探伤手段都没有，就是靠眼睛看，这些裂纹手摸着什么感觉都没有。原来南苑机场空军有一个训练团，一架歼-5的涡喷-5的涡轮叶片在第二个起落时断了一截，这一截旋了一个螺旋状，从加力燃烧室与外筒壁的通道处向喷口外打出去了。这个断裂的叶片才几厘米，但对面的叶片与它重量就不平衡了。涡喷-5的转速是1分钟11 560转，转子马上就乱转了，把发动机外环刮得像车道一样。那些叶片都弯了。那架飞机还不错，安全落地了。它当时在大红门上空叶片断裂的，如果离机场再远10千米，它就不能活着回来了。那时候没有零一零座椅，必须在3 000米以上高度跳。当时的座椅下面是发射弹，不是现
在的火箭，要手动抛盖。几百米高度根本无法生存。
记：像这些裂纹是什么原因造成?
秦：原因多种。一个可能是材质，再一个是加工预留的应力问题。材质方面，原来在加工时探伤手段没有，结果金属来的时候里面就有个砂眼，但工厂看不见。工厂检查是靠称重，和标准重量相等就认为合格。而它这个重量完全
在误差范围内。在高温高压运行中，内伤渐渐扩大，变成裂纹。
记：叶片都用什么材质?
秦：是高材质合金钢，一般里面有镍、铬、钛、铁。
记：转子和定子是否材质相同?
秦：不，转子的最后一层质地是最好的。越靠近热区材质越好。前面冷区的叶片如果也采用同样材质，成本就太
贵了，而且冷区叶片要求比重小，要轻一点，热区叶片要求比重大，要重得多。
记：这十几级转子和定子是否每级材质都不一样?非标准化也会造成成本增加。
秦：几乎每级都不同，不会造成成本增加，每一级材质不同，但形状是一样的。而且每级叶片长度不同。越往前，轴越细，叶片越长；越往后，轴越粗，叶片越短。每一级模具都不同。到了燃烧区这两级叶片也就有拇指这么长，这两级的材质价格不亚于黄金。其中，镍、铬、钛等稀有金属的比例相当大。这两层叶片你用焊枪烧到两千度，再用榔
头砸它，也不变形。它的叶尖处的软材料，在外环上划，但不会划出痕迹。
记：当时涡喷-5在这方面的工艺怎么样?
秦：刚才说的这些发动机都是轴流式，即前方进气沿着轴线一直喷出去。涡喷-5发动机是离心式。它就一层涡轮，前方空气进来后被压气机旋转甩到筒壁周围进入燃烧室。我维护涡喷-5多年。它的加力是可以反复使用的，而当时美
国F-86战斗机只能逃跑时开加力，因为它的发动机加力技术不成熟，只能用一次。
记：后来的涡喷发动机为什么不再用离心式结构?航空发动机的进气部分是不是短仓
秦：离心式结构就一级压缩，空气压缩比就小。而且空气甩出去再拐回来，它的发动机直径就得大，因为甩不出足够半径压力增加不了。发动机一粗飞机就粗，阻力就变大。歼-6的涡喷-6和歼-7的涡喷-7发动机都是轴流式，就又细又长。歼-6装两台单轴流的涡喷-6，其机身直径却和只装1台离心式发动机的歼-5相当。后来的涡扇发动机就是前几级叶片伸到发动机外面来了，然后在外面再罩上一个筒，形成外涵道，走冷空气。用于给内筒核心机散热。从第4级叶片开始才是在内筒里面的。正是因为外涵道的散热，核心机才能烧到两千多度而不会烧坏。如果没有外层降温，核心机烧到两千多度机壳强度将大幅下降。而一降温，核心机就可以烧得温度更高，达到同样的推力就可以少供油。它们的关系是：发动机在最大工作状态时(与开加力与否无关，加力是在尾喷口一段)，燃烧室温度提高1％，发动机强
度就下降14％。所以涡扇发动机外涵道降温意义很大。
记：涡扇发动机漏油如何解决?
秦：涡扇发动机燃油、滑油及液压系统都可能漏油，一般是加工和安装精度问题，而且不同批次之间可能问题程度不一样。改进也是从加工和安装精度上着手。发达国家也有这问题。如果飞机发动机完全不漏油了，各国机械师就
都失业了。
记：另外提一句，有时从展出的发动机看，其前下部的附件机匣不是每种发动机都有。
秦：附件机匣的作用是将发动机的动力输出来，供给飞机内那些需要动力的设备。战斗机都是多余度的，其中要保留机械操纵余度以作应急，如收放加力喷口、收放起落架、收放减速板、收放襟翼等。它们是通过液压泵、助力泵、发电机、启动机等实现的，而这些设备的接口、挂点就在附件机匣上。附件机匣包括发动机附件机匣和飞机附件机匣，飞机附件机匣有一部分是在飞机里。展会上有的发动机没带附件机匣是因为附件机匣很贵，厂方觉得必要性不大就不带来参展。不同发动机的附件机匣设计完全不同，比如原来装AL-31F的战斗机如果改为装涡扇-10，那这型战斗机里
面的空间布置就要做很多改变。
记：发动机生产布局(如负责叶片、涡轮轴、总装等)分散是否合理?
秦：任何一个发动机厂也不可能把所有部件做完，而且生产多种产品会有重点与非重点之分，难保所有的产品都质量过硬，因此分工越明确越专业越好，而且分散布局也会增大就业。尽管这会带来成本增加，但保证产品质量是最
重要的。
第三篇 航空发动机的进气部分是不是短仓《航空发动机原理》
第四篇 航空发动机的进气部分是不是短仓《航空发动机原理精编》
航空发动机原理
航空发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，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，时至今日，航空发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。航空发动机的进气部分是不是短仓
航空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，航空发动机可分为两类
1、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。
2、火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。
按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为航空发动机的进气部分是不是短仓
1、直接反作用力发动机
直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。
2、间接反作用力发动机两类。
间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。
附图:航空发动机的进气部分是不是短仓
活塞式发动机
航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。
为航空器提供飞行动力的往复式内燃机。发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。
从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空
发动机作为动力装置。40年代中期在军用飞机和大型民用机上燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式航空发动机，但小功率活塞式航空发动机比燃气涡轮发动机经济，在轻型低速飞机上仍得到应用。
主要部件
主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞，以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。
工作原理:
活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。
发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门打开，排气门关闭，活塞从上死点向下滑动到下死点为止，气缸内的容积逐渐增大，气压降低——低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体，通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例，一般是 1比 15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。
进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯性作用继续
旋转，把活塞由下死点向上推动。这时进气门也同排气门一样严密关闭。气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。当活塞运动到上死点时，混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间内。这个小空间叫作“燃烧室”。这时混合气体的压强加到十个大气压。温度也增加到摄氏4OO度左右。压缩是为了更好地利用汽油燃烧时产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功能力。
当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。
压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达6O到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2000到 250O度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。
这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程都是为这个冲程作准备的。
第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转，使活塞由下死点向上运动。这时进气门仍旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废气便通过排气门向外排出。 当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点下行，开始了新的一次循环。
从进气冲程吸入新鲜混合气体起，到排气冲程排出废气止，汽油的热能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能，带动螺旋桨旋转而作功，这一总的过程叫做一
个“循环”。这是一 种周而复始的运动。由于其中包含着热能到机械能的转化，所以又叫做“热循环”。
活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。
辅助工作系统
发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。主要有进气系统（为了改善高空性能，在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力）、燃油系统、点火系统（主要包括高电压磁电机、输电线、火花塞）、起动系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。
分类
按汽缸的冷却方式发动机分为液冷式和气冷式两种。早期飞机的飞行速度很低，多采用液冷式发动机。随着飞行速度的提高，可以利用高速气流直接冷却汽缸，气冷式发动机遂得到广泛应用。发动机按汽缸排列形式又分为星型和直列型。星型发动机汽缸以曲轴为中心沿机匣向外呈辐射状均匀排列，有单排和双排等形式。直列式发动机汽缸沿机匣前后成行排列，有对缸、工字型、V型等排列形式，以星型和V型用得较多。有时按供油方式不同又将发动机分为汽化器式和直接注油式两种，其中直接注油式应用较广泛。
性能
活塞式航空发动机的性能通常用转速特性、螺旋桨特性和高度特性表示。油门全开或进气压力维持不变时，发动机的功率和耗油率随转速的变化关系称为转速特性，又称外部特性。在发动机上安装定距螺旋桨时，发动机功率和耗油率随转速的变化关系称螺旋桨特性。这时转速的改变是靠控制油门杆实现的。发动机转速不变时，功率和耗油率随飞行高度的变化关系称为高度特性。由图2 看出，由