3航空器推进装置.ppt

第3章航空推进装置,内容提要3.1活塞发动机3.2空气喷气发动机3.3火箭发动机3.4组合式发动机3.5发动机在飞机上的安装位置,3.1活塞发动机,主要组成部分,气缸活塞连杆曲轴气门机构螺旋桨减速器机匣等,活塞发动机工作原理,1.进气冲程2.压缩冲程3.工作冲程4.排气冲程,“四冲程”,气缸,气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。,辅助系统,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）散热系统润滑系统起动系统（一般为电动起动机）定时系统（进气、排气门开启、关闭）,活塞发动主要参数,功率燃料消耗率（Kg/KWH）加速性可靠性、维护性,热机,热机是利用内能来做功的机器。热机原理是将燃料的化学能转化成内能再转化成机械能的机器动力机械的一类，如蒸汽机、汽轮机、燃气轮机、内燃机、喷气发动机等。热机通常以气体作为工质，利用气体受热膨胀对外做功。热能的来源主要有燃料燃烧产生的热能、原子能、太阳能和地热等。,热机,活塞式发动机是热机；本身不能产生推力，只能从轴上输出功率带动螺旋桨，由螺旋桨产生推力，所以螺旋桨称为推进器；活塞式发动机(热机)加螺旋桨(推进器)称为活塞式动力装置。,螺旋桨,1.桨叶剖面2.桨叶旋转面3.桨叶4.桨毂5.翼剖面弦线,螺旋桨型式,安装活塞发动机的飞机,拉-9飞机是前苏联拉沃契金设计局1944年设计的活塞式战斗机,安装活塞发动机的飞机,比奇男爵G58是双发活塞式飞机，其生产始于1961年,HawkerbeechG36,3.2空气喷气发动机,原理,牛顿第三定律作用力等于反作用力喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出。在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。,分类,根据燃气涡轮后面有无“动力涡轮”以及“动力涡轮”所驱动的部件不同分为：涡轮喷气发动机涡轮风扇发动机涡轮螺旋桨发动机涡轮轴发动机螺桨风扇发动机脉动喷气发动机冲压喷气发动机,3.2.1涡轮喷气发动机,涡轮喷气发动机特点:完全依赖燃气流产生推力。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种：离心式由英国人弗兰克惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战。轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。,涡轮喷气发动机工作原理,核心机压气机燃烧室燃气涡轮,发动机工作时，空气连续不断地被吸入压气机，并在其中压缩增压后，进入燃烧室中喷油燃烧成为高温高压燃气，再进入涡轮中膨胀作功以驱动压气机。经过涡轮的气流仍然具有较高的压力和温度，通过尾喷管以高速排出发动机，产生反作用推力。,涡轮喷气发动机结构,进气道压气机燃烧室涡轮尾喷管加力燃烧室,1.进气道,空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机。进气道的主要作用：将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。,2.压气机,压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为812级压气机。级数越多越往后压力越大。,压气机,带有轴流压气机的涡轮喷气发动机,带有离心式压气机的涡轮喷气发动机,相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。,离心式压气机工作叶轮,轴流压气机,轴流压气机的转子和静子,压气机工作叶片,3.燃烧室,空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。主要包括：喷嘴、涡流器、火焰筒等。,4.涡轮叶片,5.尾喷管,喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。,尾喷管,典型的扩散-收敛型喷管,SU-27尾喷管,尾喷管内部：后燃器的火焰环,6.加力燃烧室,某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或后燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。,加力燃烧室,用于欧洲战斗机EF-2000的EJ200涡轮风扇发动机,由图中可以看出，加力燃烧室的长度比风扇、高压压气机、燃烧室、高/低压涡轮几个部件加起来还要长一些,“昆仑”涡轮喷气发动机,3.2.2涡轮风扇发动机,原理,涡扇发动机全称为涡轮风扇发动机（Turbofan），由涡轮喷气发动机发展而成。主要特点:首级压缩机的面积大很多，同时被用作为空气螺旋桨（扇），将部分吸入的空气通过喷射引擎的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。,原理视频,视频2：喷气发动机怎么工作,视频1：透视喷气发动机,结构比较,涡轮风扇发动机的涵道比,高涵道比涡轮风扇发动机结构,FWS10航空发动机,3.2.3涡轮螺旋桨发动机,涡桨发动机的驱动原理:以螺旋桨旋转时所产生的力来作为飞机前进的推进力。其与活塞式螺桨机主要的差异点：1.驱动螺旋桨中心轴的动力来源不同；2.涡桨发动机的螺旋桨通常是以恒定的速率运转，活塞动力的螺旋桨则会依照发动机的转速不同而有转速高低的变化。,图片,视频4：中国新一代涡桨飞机“新舟600”研制纪实,3.2.4涡轮轴发动机,在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，将风扇变成了直升机的旋翼。特点：它一般装有自由涡轮(即不带动压气机，专为输出功率用的涡轮)，主要用在直升机和垂直/短距起落飞机上。,结构图,涡轴发动机的主要机件：进气装置、压气机、燃烧室、涡轮及排气装置等五大机件。,用途与原理,涡轮轴发动机是用于直升机的，它与旋翼配合，构成了直升机的动力装置。同样的核心发动机，产生同样的循环功率，所配合的旋翼直径愈大，则在旋翼上所产生的升力愈大。通过旋翼的空气流量是通过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。,用于NH90直升机,RTM322型涡轮轴发动机,PW206A涡轮轴发动机,普拉特惠特尼加拿大公司PW200系列军用/民用涡轴发动机,涡轴8D型航空发动机,该发动机按单元体结构设计，带自由涡轮的涡轮轴发动机，用作直十一型直升机动力装置。主要数据：（H=0，V=0，国际标准大气条件）,起飞功率：510KW最大连续功率：450KW350KW时的单位耗油率：401g/kwh最大质量：122.5kg,涡轮轴发动机驱动的直升机,3.2.5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,叶片既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型，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。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。另外，暴露在空气中的螺桨-风扇的气动设计也是目前研究的难点所在。,3.2.6脉动喷气发动机,也称脉冲喷气发动机，可用于靶机，导弹或航空模型上。脉动喷气发动机发明于法国。现在，用于喷气式（汽车）赛车的发动机。,脉动喷气发动机工作原理,这种发动机的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，最后是特殊设计的长长的尾喷管。工作时，首先把压缩空气打入单向活门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室。然后油嘴喷油，火花塞点火燃烧。,工作原理,长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向活门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。这样周而复始，发动机便可不断地工作了。这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达4050次。,脉动喷气发动机特点,优点：脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。缺点：只适于低速飞行（速度极限约为每小时640800公里），飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。,视频：脉冲喷气发动机原理,3.2.7冲压喷气发动机,冲压发动机是喷气发动机的一种，是利用高速气流在速度改变下产生的压力改变，达到气体压缩的目的原理来运作。冲压发动机本身没有活动的部分，气流从前端进气口进入发动机之后，利用涵道截面积的变化，让高速气流降低，并且提高气体压力。,3.2.7冲压喷气发动机,压缩过后的气体进入燃烧室，与燃料混合之后燃烧。由于冲压发动机维持运作的一个重要条件就是高速气流源源不决的从前方进入，因此发动机无法在低速或者是静止下继续运作，只能在一定的速度以上才可以产生推力。为了让冲压发动机加速到适合的工作速度，必须有其他的辅助动力系统自静止或者是低速下提高飞行速度，然后才点燃冲压发动机。,特点,优势：构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低。简单的说就是一个带燃油喷嘴和和点火装置的筒子。常用于无人机、靶机、导弹等低成本或一次性的飞行器。缺点：没有压气机，不能在地面静止情况下启动，所以不适合作为普通飞机的动力装置。通常的解决方法是增加一个助推器，使飞行器获得一定的飞行速度，然后再启动冲压发动机。,冲压喷气发动机的分类,亚音速冲压发动机以航空煤油为燃料，采用扩散形进气道和收敛形喷管，飞行时增压比不超过1.89。马赫数小于0.5时一般无法工作。超音速冲压发动机采用超音速进气道，燃烧室入口为亚音速气流，采用收敛形或收敛扩散形喷管。用航空煤油或烃类作为燃料。推进速度为亚音速6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹。高超音速冲压发动机使用碳氢燃料或液氢燃料，是一种新颖的发动机，飞行马赫数高达516。目前尚处于研制阶段。,视频,视频5：超燃冲压发动机给飞行速度带来重大突破,视频6：装载超燃冲压发动机一小时可环游世界,3.3火箭发动机,火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料（推进剂）变成高速射流，由牛顿第三定律而产生推力。火箭发动机可用于航天器推进，也可用于导弹等地面应用。能源在火箭发动机内转化为工质（工作介质）的动能，形成高速射流排出而产生动力。,特点,同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。,3.3.1化学火箭发动机,主要由燃烧室和喷管组成，化学推进剂既是能源也是工质，它在燃烧室内将化学能转化为热能，生成高温燃气经喷管膨胀加速，将热能转化为气流动能，以高速（15005000米秒）从喷管排出，产生推力。,3.3.1化学火箭发动机,化学火箭发动机按推进剂的物态又分为：液体火箭发动机、固体火箭发动机和混合推进剂火箭发动机。液体火箭发动机：使用常温液态的可贮存推进剂和低温下呈液态的低温推进剂，具有适应性强、能多次起动等特点，能满足不同运载火箭和航天器的要求。固体火箭发动机：推进剂采用分子中含有燃料和氧化剂的有机物胶状固溶体（双基推进剂）或几种推进剂组元的混合物（复合推进剂），直接装在燃烧室内，结构简单、使用方便、能长期贮存处于待发射状态，适用于各种战略和战术导弹。,液体火箭发动机,常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂有液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。液体火箭发动机的优点是比冲高（250500秒），推力范围大（单台推力在1克力700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。比冲：也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒。,俄罗斯火箭发动机,固体火箭发动机,固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受25003500度的高温和1022107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。,特点,结构简单、推进剂密度大、推进剂可以长时间储存、操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小。固体火箭发动机比冲在250300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。,混合推进剂火箭发动机,组合使用液体和固体推进剂的化学火箭发动机。它由喷注器、燃烧室（内装药柱）、喷管、液体推进剂供应系统和贮箱等组成。比冲介于液体和固体火箭发动机之间，它能够像液体火箭发动机那样进行推力调节，而且只需要一套液体管路、活门和附件，系统比较简单。但混合推进剂火箭发动机的燃速低，燃烧不均匀，效率低，仅适用于一些特殊任务的导弹，如靶弹等。,混合推进剂火箭发动机按使用的推进剂组合分为4种：固-液推进剂火箭发动机：使用固体燃料和液体氧化剂。固体燃料通常装填在燃烧室内，药柱中心有轴向孔，容氧化剂进入燃烧室与燃料进行燃烧，产生燃气从喷管排出。液-固推进剂火箭发动机:使用液体燃料和固体氧化剂。准固-液推进剂火箭发动机：使用贫氧固体燃料药柱和液体氧化剂。这种发动机在液体氧化剂完全断流的情况下仍能维持燃烧，产生推力。三元固-液推进剂火箭发动机：在固体燃料和液体氧化剂的燃烧过程中同时喷入第三组元液氢，从而大大提高发动机的能量特性。,3.3.2光子火箭发动机,靠电磁辐射量子(光子)的定向流产生推力的火箭发动机。这种发动机在理论上具有最高的效能和比冲，它的主要结构部件是光子源。为了在光子源中获得足够大的光压，需要有50000250000K的高温。这种发动机尚处于理论探索阶段。,3.3.3核火箭发动机,用核燃料作能源，用液氢、液氦、液氨等作工质。由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经喷管膨胀加速后，以650011000米秒的速度从喷口排出而产生推力。比冲高（2501000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的设计等问题未能解决，至今仍处于试验之中。,3.3.4电火箭发动机,利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电火箭发动机具有极高的比冲（7002500秒）、极长的寿命（可重复起动上万次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于100N。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。,3.3.4电火箭发动机,按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热（电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质（汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。,3.4组合式发动机,视频8：新式空天发动机,3.5发动机在飞机上的安装位置,1.活塞发动机和涡轮螺桨发动机2.涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机,3.5.1活塞发动机和涡轮螺桨发动机,视频：苏霍伊SU262931精彩表演-0001.flv,3.5.1活塞发动机和涡轮螺桨发动机,活塞发动机在飞机上大多安装一台、两台或四台，一般大多是拉进式(即螺旋桨在前)的。其安装位置和涡轮螺桨发动机的飞机很相似。拉进式的飞机，其发动机多装在机头或机翼前缘。这样可使机翼上所受的载荷降低，因发动机的重力与升力的方向相反，减少了由这些外力引起的弯矩。推进式发动机装于机翼后沿或机身后段。这种安排使机翼位于螺旋桨的滑流之外，阻力会降低，但主起落架较高，重量增大；而且发动机在地面工作时冷却条件也较差，因而目前使用较少。,安装位置,(a)一台发动机，装在机头(b)两台发动机，装在机翼前缘短舱内（拉进式）(c)六台发动机，装载机翼后缘（推进式）,小鹰500轻型飞机,道格拉斯DC-3（1935年美国制造）,运-8雷达电子试验机,3.5.2涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机,多装在机身后段或机身下部有利于维护修理，只要将机身后段拆卸开就行了；同时还可让出机身短舱或前段的空间，以便容纳人员和武器装备。主要用于战斗机。,1.单台发动机安装形式,2.两台发动机安装形式1,把两台发动机各装在一只短舱内，这种方式的优点是机身空间大，装载的人员和设备多，对机翼能起减少载荷的作用。但其构造比较复杂，而且还会增大阻力和降低机翼的后掠作用。,2.两台发动机安装形式2,把发动机装在机翼下的吊舱内。这种方式的好处是减少短舱和机翼的干扰，对提高升力系数有利，防火性能较好，可采用全翼展的襟翼。另外，由于短舱离地近，维护比较方便，但易于吸入尘土。,2.两台发动机安装形式3,第三种安排方式是把两台发动机并列在后机身外部的两侧。这种叫尾吊式。其优点是座舱内噪音小，机翼外形易于满足气动要求，进气和排气通道较短，能量损失较少。但这种安排的构造比较复杂，重量