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航空燃气涡轮发动机结构与设计(高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材)
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航空燃气涡轮发动机结构与设计(高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材)

作者：洪杰，马艳红
出版社：科学出版社出版时间：2021-05-01
开本： 16开 页数： 469
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航空燃气涡轮发动机结构与设计(高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材) 版权信息

  • ISBN：9787030685179
  • 条形码：9787030685179 ; 978-7-03-068517-9
  • 装帧：一般胶版纸
  • 册数：暂无
  • 重量：暂无
  • 所属分类：
    工业技术
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    航空、航天

航空燃气涡轮发动机结构与设计(高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材) 内容简介

本书以航空燃气涡轮发动机（简称航空燃气轮机）为主要对象，～7章是航空燃气轮机“结构分析”，主要介绍航空燃气轮机的分类与研制、结构组成、典型的总体结构方案和部件结构方案，此外对发动机安装结构的分类和设计特点进行了介绍。本书更注重从正向设计的角度，论述航空燃气轮机的工作环境和载荷条件、基本要求和基本原则、典型的总体结构布局和部件的结构特征。第8～12章是航空燃气轮机“结构设计”基础，主要介绍发动机结构设计的基本概念和基本方法、结构定量评估和优化方法、结构系统稳健设计和安全设计方法，很后以典型涡扇和涡桨发动机为例，论述了总体结构与力学特性的关系。 本书可作为飞行器动力工程专业、流体机械专业、热能与动力工程等专业的本科生和航空宇航推进理论与工程等专业的研究生教材。本书还可作为航空燃气轮机研究院、设计所、工厂，以及空军、海军和陆军航空兵部队等相关人员的培训教材和参考书，也可供从事工业车辆、舰船用燃气轮机、弹用发动机、火箭发动机等相关工作的技术人员参考。

航空燃气涡轮发动机结构与设计(高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材) 目录

目录
丛书序
前言
第1章航空燃气轮机分类与研制001
1.1分类及使用003
1.2研制流程011
思考题024
第2章航空燃气轮机组成及总体结构025
2.1结构组成025
2.2转子结构系统028
2.3静子结构系统039
2.4工作载荷环境065
思考题075
第3章风扇/压气机结构076
3.1概述076
3.2转子结构081
3.3静子结构105
3.4进气、防冰与防外物打伤装置113
3.5防喘振结构119
3.6压气机主要零件的材料及表面防护123
思考题129
第4章涡轮结构130
4.1概述130
4.2涡轮转子133
4.3涡轮静子150
4.4涡轮部件的冷却162
4.5涡轮主要构件的材料及其表面防护171
思考题176
第5章燃烧室与加力燃烧室结构177
5.1主燃烧室177
5.2加力燃烧室203
思考题217
第6章安装结构与排气装置218
6.1安装结构218
6.2排气装置226
6.3反推力装置240
思考题243
第7章附件传动装置与附属系统244
7.1附件及附件传动装置244
7.2滑油系统257
7.3起动系统267
思考题271
第8章航空发动机结构设计力学基础272
8.1基本概念与术语272
8.2结构特征与力学特性277
8.3转子运动及动力学特性290
思考题308
第9章结构效率与结构优化309
9.1结构及结构效率309
9.2转子结构效率评估与优化311
9.3承力结构效率评估与优化325
9.4整机结构效率评估与优化332
思考题342
第10章结构系统及转子稳健设计343
10.1结构系统稳健性343
10.2转子连接结构稳健设计349
10.3转子系统动力学特性稳健设计378
思考题386
第11章结构系统安全设计387
11.1恶劣工况及结构安全性387
11.2支点动载荷控制及支承结构设计396
11.3转子碰摩及防断轴设计414
思考题424
第12章总体结构布局及力学特性分析425
12.1高涵道比涡扇发动机425
12.2高推重比涡扇发动机444
12.3高功重比涡桨发动机455
思考题467
参考文献468
展开全部

航空燃气涡轮发动机结构与设计(高等学校航空航天类专业教学指导委员会推荐教材) 节选

第1章航空燃气轮机分类与研制 从世界**架完全可操控的动力飞机——莱特兄弟的“飞行者一号”首飞，到第二次世界大战期间，绝大部分飞机所使用的发动机均为活塞式发动机。这种发动机工作时只能输出轴功率，不能直接产生使飞机前进的推力或拉力，需采用空气螺旋桨（简称螺旋桨）作为推进器。航空活塞式发动机在第二次世界大战中得到了极大的发展，发动机*大的功率达到3500kW，发动机的耗油率大约为0.28kg/(kW h)，发动机的功率质量比（功率/质量）达到1.49kW/kg，成为战斗机、轰炸机、运输机等机种的动力装置，在战争中发挥了重大作用。随着飞机起飞质量和飞行速度的提高，活塞发动机的输出功率和需要螺旋桨来产生推力的方式不能满足飞行器对动力装置的要求。一是飞行速度增大后，桨叶叶尖的相对速度逐渐趋近或超过声速，激波产生的气动损失，以及结构的影响使得螺旋桨无法高效、可靠地工作；二是高速飞行所需推进动力的功率大幅提高，由于活塞发动机的功率密度基本不变，其结构质量无法满足飞机要求。因此，活塞发动机不能作为高速飞机，尤其是超声速飞机的动力装置，装配活塞发动机的飞机飞行速度一般只有600~700km/h。 航空燃气涡轮发动机的首次使用是在第二次世界大战的后期，*先研制并投入使用的是燃气涡轮喷气发动机（简称涡喷发动机）。早在1936~1938年，德国和英国的航空发动机研究机构就开始了燃气涡轮发动机的研制，但一直到第二次世界大战的后期才开始装配于战斗机上。涡喷发动机一经问世，便迅速改变了航空界的面貌，使飞机性能发生了质的飞跃。 与活塞式发动机相比，涡喷发动机具有明显的优势。首先，发动机本身既是热机又是推进器，直接产生使飞机前进的推力；其次，作为发动机工质的空气，涡喷发动机的流量是活塞发动机的40倍以上；另外，由于涡喷发动机的转换能量和产生推力是同时进行的，发动机可以连续做功并产生推力，综上所述，涡喷发动机产生的巨大推力能使战斗机飞行速度超过声速，甚至可以达到声速的两倍。 20世纪40年代后期，英国、德国、苏联和美国先后研制成功了**代实用型涡喷发动机，并发展了多型以涡喷发动机为动力的战斗机。在20世纪50年代初期的抗美援朝战争中，中国人民志愿军空军驾驶的米格15喷气式战斗机与美国空军的F86喷气式战斗机进行了激烈的空中搏斗，这也是世界上首次出现大规模喷气式战斗机的空战。 随着涡轮喷气发动机的不断发展，逐步采用了各种先进技术，使发动机性能不断提高，并应用于客机上。1952年世界上**款喷气式客机英国“彗星”旅客机投入使用，与以活塞式发动机为动力装置的客机相比，新一代客机具有载客量大、速度快、航程远和具有增压客舱等特点。1958年前后，美国的波音707、苏联的图104大型喷气式客机相继投入使用。1969年英法合作研制飞行速度达2倍声速的超声速客机“协和”试飞并投入使用，表明世界航空业进入了喷气时代。 涡喷发动机在航空发展史上具有重要地位，但是其经济性较差，因此限制了其航程和推力的进一步加大。这是因为涡喷发动机的推力是由高速喷出燃气得到的，喷气速度越高，推力也就越大。高速、高温的燃气由尾喷管排出发动机，使大量的能量排入大气，因此，涡喷发动机的耗油率较高，一般为0.80~0.95　kg/（daN h）。为适应飞机提高起飞推力和加大航程的需要，必须研制具有更大推力和更低耗油率的动力装置，燃气涡轮风扇发动机（简称涡扇发动机）正是一种能产生较大推力且耗油率较低的发动机。根据涡扇发动机热力循环特点，涡扇发动机分为两种类型：　一是适合军用战斗机高速机动飞行、具有较小迎风面积的小涵道比、高推重比涡扇发动机；一是适合客机使用的低速飞行的大推力、低油耗的高涵道比涡扇发动机。 20世纪70~80年代，是航空燃气轮机高速发展的时代。随着新一代战斗机发展规划的提出，各航空发动机设计集团，通过大幅度提高增压比、涡轮前温度等热力循环参数，并采用多种先进技术和优良结构设计，制造出带加力燃烧室的高推重比（7～8）涡扇发动机，使得以F15为代表的第三代高性能战斗机投入服役。同时涌现出多种高性能航空发动机型号，如美国普拉特 惠特尼集团公司（Pratt　&　Whitney　Company，简称普惠公司）的F100、美国通用电气航空集团（General　Electric　Aviation　Group， GE，简称通用公司）的F110和F404、英国罗尔斯 罗伊斯公司（Rolls Royce　Public Limited Company，简称罗 罗公司）的RB199、苏联的RD33和AL31F、法国斯奈克玛公司的M53等，均已成为现役主力战斗机的动力装置，使得军用战斗机性能有了突飞猛进的提升，在一定程度上改变了战争形态，这一点在1991年的海湾战争中表现得尤为突出。 20世纪末至21世纪初，各国要求新一代先进战术战斗机具有不开加力超声速巡航、短距起落和非常规机动能力，且可靠性高、维修性好等特点，与之配套的新一代高推重比涡扇发动机进入全面工程研制阶段，并陆续投入使用。美国普惠公司的F119、英国等欧洲国家联合研制的EJ200、法国的M882和俄罗斯的AL41F为其中的典型机型。 在20世纪70年代末，随着美国的大型远程战略运输机计划提出，以及世界航空运输业对宽体远程客机的需求，高循环参数、低油耗的高涵道比涡扇发动机得以诞生并迅速发展，代表型号有美国普惠公司的JT9D和PW4000、美国通用公司的CF6、通用公司与斯奈克玛公司合作研制的CFM56、英国罗 罗公司的RB211等。超大推力高涵道比涡扇发动机的诞生，极大地提高了运输机和客机的航程和运载能力，有效地促进了各国之间贸易往来和全球化趋势的发展。 随着人类环境保护意识的增强，对以航空煤油为燃料的燃气涡轮发动机的发展提出了新的要求。要求发动机的推力更大、油耗更低、可靠性更高、污染更少、噪声更小，这推进了航空发动机设计技术的提高，将高涵道比涡扇发动机的综合性能提高到了一个新的水平。美国通用公司的GE90和GEnx、美国普惠公司的PW1000G、英国罗 罗公司的Trent系列、通用公司与斯奈克玛公司合作研制的LEAP是主要代表系列型号。 综上，航空发动机是为航空器提供飞行所需推力（或拉力）的热力机械，主要包括活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气发动机、脉冲喷气发动机等[1]。未来，随着社会生活的不断发展，航空器将对航空发动机提出更高的性能、寿命和可靠性要求，将会有越来越多的新型发动机投入使用，航空发动机的应用领域也将更加宽广，将会在社会生产生活中发挥更大的作用。 1.1分类及使用 航空燃气涡轮发动机分为4种基本类型，即涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和涡轮风扇发动机。20世纪80年代后期又发展了一种介于涡轮螺旋桨发动机与涡轮风扇发动机之间的螺旋桨风扇发动机（简称为桨扇发动机）。这些发动机均包含压气机、燃烧室以及驱动压气机的燃气涡轮这三大部件，统称为航空燃气涡轮发动机，简称航空燃气轮机。 在航空燃气轮机工作时，进入发动机的空气经压气机压缩增压后，流入燃烧室并与喷入的航空煤油混合后燃烧，燃料中的化学能转化为热能，形成高温、高压燃气，再进入燃气涡轮中膨胀做功，驱动涡轮高速旋转并输出驱动压气机及发动机附件所需的功率。经过燃气涡轮的燃气，仍具有一定压力和温度。所有的燃气轮机的动力及产生的推力或输出功率都来源于这股具有高温、高压的燃气，根据对这股燃气能量的不同利用方式，衍生出多种不同类型的发动机。 压气机、燃烧室和涡轮所组成的核心机（图1-1），用来提供高压、高温燃气，因此在涡轮轴发动机和涡轮螺旋桨发动机中又称为燃气发生器。高性能燃气轮机所需的总增压比较高，在高增压比的压气机中，为了获得大的稳定工作范围，常采用双转子核心机，将压气机分为前后串联的两部分，分别由两组转速不同的涡轮驱动，压气机中位于前端的部分，空气压力较低，称为低压压气机；位于后端的部分称为高压压气机。相应的涡轮也分为低压涡轮和高压涡轮。这种结构形式称为双转子结构，是一种常见的航空燃气轮机结构形式。 图1-1各种燃气涡轮发动机与核心机的关系 如图1-1（b）所示，在燃气发生器后安装一个尾喷管，由燃气发生器出来的燃气在尾喷管中膨胀，直接高速排出，这种发动机称为涡轮喷气发动机，简称涡喷发动机。 如图1-1（c）所示，如果在核心机后出来的燃气流入另一涡轮中继续膨胀做功，然后再由尾喷管排出。这个用于提供轴功率输出的涡轮，一般称为“动力涡轮”。大多数发动机中，动力涡轮与燃气发生器的涡轮没有机械连接，它们各自工作于不同的转速，但也有少数发动机的动力涡轮与燃气发生器的涡轮连接在一起，如WJ5、WJ6发动机。如果动力涡轮驱动减速器并带动螺旋桨旋转，就成为涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。如果动力涡轮直接驱动或通过减速比较小的减速器驱动直升机的主旋翼，就是涡轮轴发动机，简称涡轴发动机，如图1-1（d）所示。需要指出，在涡轴和涡桨发动机中，动力涡轮用于驱动螺旋桨或旋翼，并不驱动压气机做功，也称为“自由涡轮”。如果“动力涡轮”用来驱动燃气发生器前侧的风扇转子，这就是涡轮风扇发动机，简称涡扇发动机，如图1-1（e）所示，涡扇发动机中驱动风扇转子的“动力涡轮”一般称为“低压涡轮”。 由此可见，从工作原理上看，同一个核心机，可以配上不同的低压部件，成为不同类型的发动机。因此，如果能发展出一台具有先进水平的核心机，即可顺势研发多种高性能的发动机；同时还可将这种性能先进的核心机按照相似原理放大或缩小，成为不同流量的核心机，衍生发展出不同推力/功率量级的发动机[2]。因此，发展高性能的核心机，是现代高性能航空燃气轮机系列发展、满足不同飞机设计要求的一种经济、可行的有效措施。 1.1.1涡轮喷气发动机 涡轮喷气发动机（简称涡喷发动机）是20世纪50年代应用*广泛的航空燃气轮机，当时不仅是高速战斗机的**动力，而且也被轰炸机、客机采用。图1-2为带有加力燃烧室的双转子涡喷发动机简图。由于燃气从涡喷发动机的尾喷管高速喷出，在得到推力的同时，大量燃料燃烧释放的能量以燃气动能与热能的形式排出发动机，能量损失较大，因此耗油率较高。为了短时间内提高涡喷发动机的推力，可在涡轮与尾喷管之间安装加力燃烧室，在需要增加推力时向燃气发生器后的燃气中继续喷入燃油，进一步充分燃烧以提高燃气从尾喷管排出的速度，达到增加推力的目的。此时的推力称为加力状态的推力，简称加力推力，由于这是发动机的*大推力状态，因此也称为*大推力。加力状态时，由于排出的燃气温度与速度均大大提高，因而耗油率比不开加力时有大幅度的增加。在装有加力燃烧室的发动机中，尾喷管的出口面积应做成可调节的，以保证加力状态下，气流稳定向后流动。 图1-2带加力燃烧室的双转子涡喷发动机简图1.低压压气机；2.高压压气机；3.燃烧室；4.高压涡轮；5.低压涡轮；6.加力燃烧室；7.可调喷口 1.1.2涡轮螺旋桨发动机 在涡轮螺旋桨发动机（简称涡桨发动机）中，核心机排出的燃气能量，绝大部分在动力涡轮中膨胀做功，转化为轴功率输出，然后通过减速器将转速降为1000～2000r/min后，再驱动螺旋桨；燃气中剩下的很少能量在尾喷管中膨胀，产生小部分推力。因此，涡桨发动机除输出轴功率外，还输出少量推力。涡桨发动机的螺旋桨直径较大，限制了飞行速度，一般用于Ma=0.5～0.7的飞机上。但是，由于它的排气能量损失小，推进效率高，所以耗油率低。20世纪50年代研制的旅客机、运输机上采用涡桨发动机较多。由于推力和噪声的问题，其部分市场被涡扇发动机抢占。但是在对起飞特性和耗油率有较高要求的旅客机和运输机上，先进的涡桨发动机依然具有重要的地位和作用。 图1-3为我国生产的WJ5发动机结构简图，装配于国产M60型支线客机上。 如图1-4所示，至今仍

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