航空发动机术语简介

1、航空发动机术语简介编号 术语 解释 备注1 喘振压气机的一类气动失稳现象，由于气流分离导致的增压能力的丧失，产生周期性的倒流、解除分离、正常流动、分离、再 倒流的循环过程。可通过中间级放气、双转子白动防喘、 可调静子叶 片和导向叶片、采用处理机匣等方法来防喘。2 痒振进气道处于深度超临界状态下，通道中的附面层与正激波相互作用形成的分离区具有强烈的脉动性质，其压力表现为高频 周期性变化，从而引起管道中激波的高频振荡，这种不稳定流动现象 称为痒振。4 质量附加涡扇发动机将从热机中获取的有效能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大；“同参数”使涡扇发动机在相同热效率条件下降低了排

2、气速度，减小了余速损失， 具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率；B越大，速度越低、推力越大。5 余速损失绝对坐标系中气流以绝对速度（C9C0）排出发动机所带走的能量称为“余速损失”。yusun6 能量分配原则为减少气流掺混引起的损失，在混合室进口两股气流总压应大致相等，即 Pt5II=Pt5 ,风扇压比的选择要遵循能 量最佳分配原则。同参数同参数”的不同类型发动机具有相同的热力循环和理想循环功，总增压比和涡轮前温度相同，且具有相同的空气流量和 燃油流量。8 推力矢量 能够控制排出气流的方向使推力方向变化的尾喷管称为推力矢量尾喷管。目前通常是通过机械方法使喷管管道转向以 控制推力方

3、向的。shiliang9 几何可调几何可调尾喷管指尾喷管喉道面积可调节，由此来改变气流在涡轮和尾喷管中膨胀比的分配， 即改变压气机和涡轮的 共同工作点，实现对整个发动机工作状态的控制， 带加力的发动机必 须几何可调。10 共同工作各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用和影响称为“共同工作'；共同工作条件：质量流量平衡；压气机与涡轮 功率平衡；压气机与涡轮物理转速相等；压力平衡。压气机特性图上 满足共同工作方程的点组成共同工作线。gongzuoxian11 调节规律被控制参数随飞行条件、油门位置、大气条件的变化规律称为控制规律（或调节规律）。有效的控制能最大限度发挥 性能潜力和最有利使

4、用发动机，满足飞机在不同飞行条件下的要求。13 白动防喘即双转子白动防喘机理。当相似转速下降时，引起高、低压压气机与高、低压涡轮之间的功率不相平衡，白动调整各 白的转速，使气动三角形近似保持与设计状态相似，消除了叶背的分离，因此防止喘振发生。14 流量系数流量系数指白由流管面积与进气道进口面积之比，主要用来评价进气道的流通能力liuliang15 临界压比当尾喷管出口反压等于外界大气压，出口气流速度等于声速时，称为尾喷管的临界状态，此时的出口总压与外界大气 压力之比为临界压比，约等于 1.85。16 推力 流经发动机的气流受到力的作用产生加速度， 气流必 定产生一个大小相等、方向相反的反作用力

5、作用于发动机， 该反作用 力即发动机推力。其中推进飞机向前运动，大小等于流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作用力的轴向合力称为有效推力，用Feff”表示。对于亚音速飞机，由于发动机对气流扰动较小，可以近似认为 F 干eff.tuili17 推重比定义：Fm = F / M (或FG = F / G ) 其中M 一 发动机质量 (G一发动机重量)飞机推重比直接影响飞机性能(最大平飞速度、升限、有效载荷和机动性等) ，高推质 比始终是军用发动机追求的目标18 功重比 定义：发动机轴功率或当量功率与发动机重量之比。它是评定涡轴和涡浆发动机的重要性能指标。19 耗油率单位燃油消耗率指每工作1小

6、时每产生1牛顿推力消耗的燃油量，简称耗油率。haoyou20 经济可承受性美国始于2002年的为期15年的VAATE(Versatile, Affordable, Advanced Turbine Engines Program ) 航空 发动机发展计划，提出的指标为“经济可承受性CCI'；即高推重比、低成本、低耗油率。CCI21畸变22 裕度23 推力系数当喷管处于超临界状态气流在出口不能达到完全膨胀时造成的推力损失用推力系数CFG描述，CFG =实际推力/理想完全膨胀推力24 加热比加热比也叫增温比，指燃烧室出口 （4）温度比发动机进口外界（0）温度，它表示气流温度增加程度。jia

7、rebi25 最佳增压比增压比指等压加热（3-4）压力与等压放热（9-0）压力之比，它表示气流压力增加程度。存在有使实际循环功达最大的 最佳循环增压比兀opt，使实际循环热效率达最高的最佳增压比兀'opt 且兀opt< 兀'opt。yabi26 最经济增压比27 指示功实际循环过程包围面积叫做实际循环指示功Li28 有效功循环有效功Le指的是循环指示功减去压缩和膨胀过程的摩擦功。29 理想循环功理想循环功为循环过程所包围的面积，而理想循环功占加热量的比值为理想循环热效率。30 函道比涡轮风扇发动机又称内外涵发动机，空气分两路进入发动机，一路通过内涵道（核心发动机），另一路

8、进入外涵道，外 涵道与内涵道空气质量流量的比值叫涵道比。小涵道比涡扇发动机主要用于战斗机、战斗轰炸机和攻击机；大涵道比涡扇发动机用于客机 和运输机。31 总效率 表示发动机作为（热机+推进器）的效率，描述发动机经济性指标，总效率=0.20.3。当飞行速度一定时，总效率与耗 油率成反比；当飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性；当飞行 速度为零时，只能用耗油率表示经济隹zongxiao32 涡喷发动机涡轮喷气发动机的工作过程为：由进气道进气r压气机增压r燃烧室加热r涡轮中膨胀作功带动压气机r尾喷管中膨胀加速r高速排出体外33 涡扇发动机涡轮喷气发动机的工作过程为：进气道进气r风扇增压7气流分为两

9、股内涵气流7压气机增压7燃烧室加热7涡轮膨胀作功带动风扇和压气机7内涵尾喷管膨胀加速7排气到体外；外涵气流7外涵道7外涵尾喷管膨胀加速7排气到体外（若为混合排 气，则在进入尾喷管前先进混合器）34 涡轴发动机涡轮轴发动机的工作过程为：进气道压气机增压r燃烧室加热r涡轮膨胀作功带动压气机和直升机旋翼r尾喷管膨 胀加速r排气到体外35 涡桨发动机涡轮螺桨发动机工作过程：进气道进气7压气机增压r燃烧室加热r涡轮膨胀作功带动压气机和螺旋桨r尾喷管膨 胀加速r排气到体外36 冲压发动机冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气 道（又称扩压器）、燃

10、烧室、推进喷管三部组成。按应用范围划分， 冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。37离心式lixin38 轴流式zhouliu39 加力发动机在最大状态工作产生最大推力的基础上，再增加推力。常用的是复燃加力，再次喷油燃烧使气流温度Ttab达2000 2100K,排气温度增加使排气速度增加，因此推力增加。40 最大状态即全加力状态 Max.ab，加力推力最大Fmax.ab ,连续工作时间受限制，41 最小加力状态度状态。42 部分加力状态43 中间状态 "制，主要用于快速起飞主要用于空中格斗。加力燃烧室能维持稳定燃烧的最低加力温加力温度介乎于上述两种状态之间的状态即不加力最大推力Max ,连续工作时间受限爬升、机动飞行44 额定状态即最大连续状态Nom，连续工作时间t<3060min主要用于起飞