航空发动机原理航空发动机原理国内外航空发动机发展概况国内外航空发动机发展概况 授课人：授课人： 单单 位位： 厦门大学航空系厦门大学航空系*学年秋季学年秋季2 21航空发动机研究概况2国产飞机与配装的发动机3国外飞机与配装的发动机4国外发动机相关研究计划主要内容主要内容3 31航空发动机研究概况2国产飞机与配装的发动机3国外飞机与配装的发动机4国外发动机相关研究计划主要内容主要内容4 4第三代现役战斗机的发动机第三代现役战斗机的发动机美国：美国： F100系列、系列、 F110系列、系列、 F404系列；系列；欧洲：欧洲： RB199系列、系列、M88系列；系列；俄罗斯：俄罗斯：-33、 -31系列系列主要指标：主要指标：推重比：推重比：78； 涡轮前燃气温度：涡轮前燃气温度： 1600K左右；左右；增压比：增压比：2030； 单级压气机增压比：单级压气机增压比：1.31.6；涵道比：涵道比：0.60.8； 均采用短环形燃烧室。均采用短环形燃烧室。1.1 1.1 发达国家的航空发动机发达国家的航空发动机5 5第四代（现役研制中）发动机第四代（现役研制中）发动机美国：美国：F119F119、F120F120（现役）（现役）欧洲：欧洲：EJ200EJ200； 法国：法国：M88-2M88-2；俄国：；俄国：-41-41。主要性能：主要性能：推重比：推重比：910； 涡轮前燃气温度：涡轮前燃气温度：1900K左右；左右；具有超音速巡航能力（具有超音速巡航能力（M=1.51.6）；）；具有矢量推力和隐身能力；具有矢量推力和隐身能力；零部件减零部件减1倍，可靠性高倍，可靠性高1倍，耐久性高倍，耐久性高2倍，费用降倍，费用降2530。第五代发动机第五代发动机处在预研中，美国计划处在预研中，美国计划20202020年前服役。年前服役。主要指标：主要指标：发动机推重比达到：发动机推重比达到：16201620；零部件更减，可靠性更高，耐久性更长，费用降更低。零部件更减，可靠性更高，耐久性更长，费用降更低。1.1 1.1 发达国家的航空发动机发达国家的航空发动机6 6 现役和在研发动机 WP-6系列： 基本退役 WP-7系列： 部分使用中，J-7II WP-13系列：主力使用中，J-8系列/J-7E/III WP-14： 已定型，少量使用，J-8III WS-5、WS-6：研制被终止 WS-9： JH-7 FWS-10：已定型， J-11B、J-10 主要问题： 工业基础落后；研制经费偏少； 刚刚走完研制的全过程，技术积累太少。 2020年以前的发展计划 推重比10一级发动机的研制； FWS-10、WS-9的发展改型； 推重比1215一级发动机的预先研制。1.2 1.2 我国航空发动机现状我国航空发动机现状7 70 01 12 23 34 45 56 67 78 89 9101011111212131314141515161617171818191920201950195019601960197019701980198019901990200020002010201020202020推推重重比比IHPTET-II技术目标技术目标A31F404F100M53WP13WS9WP7甲P-29WP7WP6P11-300J79P9B-1AVONJ47RB199F110WSXX昆昆 仑仑IHPTET-I技术目标技术目标IHPTET-III技术目标技术目标EJ200M88F119VAATE 美英美英 俄罗斯俄罗斯 法国法国 中国中国（10A10A：7.57.5）落后）落后2525年年1.3 1.3 国内外航空发动机发展趋势国内外航空发动机发展趋势8 8参参 数数F100F100PWl00PWl00F1OOF1OOPw229Pw229F110F110CEl00CEl00F11OF11OCEl29CEl29F404F404GE400GE400F404F404F404F404RB-199RB-199A31A31加力推力加力推力(kN)(kN)105.86105.86129.40129.40122.68122.68129.0129.071.1771.1796-10296-102100-100-10710775.2775.27122.58122.58加力耗油率加力耗油率Kg/(daN.h)Kg/(daN.h)2.0362.0361.051.051.8661.8662.252.251.9991.999不加力推力不加力推力(kN)(kN)65.3865.3879.2079.2074.0674.0647.0747.0742.9542.9577.1777.17不加力耗油率不加力耗油率(kg/(daN.h)(kg/(daN.h)O.694O.694O.785O.7850.8260.8260 0，6565O.785O.785空气流量空气流量(kg/s)(kg/s)103.40103.40122.5122.512212263.563.5111.3111.3涵道比涵道比O.63O.63O.36O.36O.87O.87O.81O.81O.34O.341.101.10O.6O.6涡轮涡轮前温度前温度(K)(K)1606160617281728165516551590159016651665总总增增压压比比2525323230302525252529.4729.47推重比推重比7.77.77.787.787.27.27.3887.3888.5-98.5-99.59.57.387.387.127.12使用使用时间时间( (年年) )1974197419841984197919791982198219841984飞飞机型号机型号F15C,F15C,F16F16F15E,F15E,F16CF16CF/A-18F/A-18“狂狂风风”苏苏-27-271.4 1.4 现役主要发动机的性能参数现役主要发动机的性能参数9 9参参 数数F120F120M88M881 1EJ200EJ200P2000P2000加力推力加力推力(kN)(kN)155.7155.784.884.890.090.0120.1120.1加力耗油率加力耗油率(kg(kg(daN(daNh)h)2.3052.3051.8401.840不加力推力不加力推力(kN)(kN)111.19111.1954.4054.4060.060.080.180.1不加力耗油率不加力耗油率(kg(kg(daN(daNh)h)O.62O.620.810.81推重比推重比lOlO9.69.61010总总增增压压比比252524.524.52525涡轮涡轮前温度前温度(K)(K)19501950184318431803180318231823涵道比涵道比O.2O.2O.5O.5O.4O.40.60.6装装备飞备飞机机ATF(F23)ATF(F23)“阵风阵风”EF2000EF2000MIG2000MIG20001.5 1.5 推重比推重比1010一级发动机性能参数一级发动机性能参数10101航空发动机研究概况2国产飞机与配装的发动机3国外飞机与配装的发动机4国外发动机相关研究计划主要内容主要内容歼歼-6机身长：机身长：14.9米米机身高：机身高：3.88米米翼展：翼展：9.2米米最大飞行速度：最大飞行速度：1.45马赫马赫最大起飞重量：最大起飞重量：10000千克千克最大飞行高度：最大飞行高度：17900米米武备：武备：330毫米机炮，炸弹，空空毫米机炮，炸弹，空空导弹；导弹；发动机：发动机：2台台WP-6涡轮发动机涡轮发动机乘员：乘员：1人人国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国涡喷涡喷6装机对象装机对象：歼歼-6、强、强-5 涡喷涡喷6是是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的-9技术资料技术资料开始试制的开始试制的 。国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国歼歼-7 机身长：机身长：14.89米米机身高：机身高：4.10米米翼展：翼展：7.15米米最大飞行速度：最大飞行速度：2175千米千米/小时小时标准起飞重量：标准起飞重量：7531千克千克乘员：乘员：1人人发动机：发动机：1台台WP7B涡轮发动机；涡轮发动机；最大飞行高度最大飞行高度:18200米；最大米；最大航程：航程：2000km左右左右武备：武备：2门门30毫米机炮，毫米机炮，PL-2/-2A/-5B/-7/空空导弹，炸弹，火空空导弹，炸弹，火箭。箭。国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国涡喷涡喷7涡喷涡喷7甲涡轮喷气发动机甲涡轮喷气发动机装机对象：装机对象：歼歼-7；歼歼-8白天型；歼白天型；歼-7；歼歼-7H、歼、歼-7L和歼和歼-7出口型出口型涡喷涡喷7是黎明发动机制造公司于是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联年按前苏联11-300发动机开始仿制的发动机开始仿制的 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国歼歼-8歼歼-8IIM歼歼8-II由沈阳飞机制造厂制造由沈阳飞机制造厂制造机身长：机身长：21.59米；机身高：米；机身高：5.41米；翼展：米；翼展：9.34米；米；最大飞行速度：最大飞行速度：2马赫；马赫；乘员：乘员：1人人最大起飞重量最大起飞重量:17800千克；千克；最大航程：最大航程：1900km；最大飞行高度：最大飞行高度：20020米米发动机：发动机：2台涡喷台涡喷-13B；武备：武备：1*23毫米双管机炮毫米双管机炮,PL-2B，PL-7空空导弹空空导弹,炸弹，炸弹，3个个副油箱。副油箱。歼歼-8(J-8)超音速战斗机超音速战斗机 歼八歼八II战机战机国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国涡喷涡喷13装机对象装机对象: WP13J-7飞机飞机WP13AJ-8、J-8(02)WP13FJ-7EWP13FIJ-7A/J-7D 黎阳航空发动机公司和贵州航空黎阳航空发动机公司和贵州航空工业集团第二设计所在总结工业集团第二设计所在总结WP7和和WP7乙改进与研制的基础上并参照国乙改进与研制的基础上并参照国外同系列成熟发动机，与成都发动机外同系列成熟发动机，与成都发动机公司共同研制了公司共同研制了WP13发动机。发动机。 涡喷涡喷13AII型发动机型发动机 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国昆仑发动机昆仑发动机(WP14)装机对象装机对象: J-8国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国JHJH7 7飞豹飞豹机身长：机身长：22.325米米 机身高：机身高：6.575米米翼展：翼展：12.705米米最大飞行速度：最大飞行速度：最大飞行速度：最大飞行速度：1.7马赫马赫最大起飞重量：最大起飞重量：28457千克千克乘员：乘员：2人人最大飞行高度：最大飞行高度：15500米米作战半径：作战半径：1650千米千米发动机：发动机：2台台 WS9 涡轮发动机涡轮发动机武备：武备：23毫米双管机炮；毫米双管机炮；PL-5空空导弹空空导弹 C-801，C-802对舰导弹，最大载弹量对舰导弹，最大载弹量6500千克千克FBC-1“飞豹飞豹”战斗机战斗机国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国涡扇涡扇9(秦岭秦岭)WS9涡轮风扇发动机结构涡轮风扇发动机结构 装机对象装机对象：歼击轰炸机歼击轰炸机JH7 涡扇涡扇9双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空双转子加力式涡轮风扇发动机是西安航空发动机公司根据发动机公司根据1975年年12月月13日中国技术进口总公日中国技术进口总公司与英国罗尔斯司与英国罗尔斯罗伊斯公司签订的罗伊斯公司签订的斯贝斯贝MK202发动发动机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为机专利许可权和生产合同制造的。中国代号为WS9。英国英国MK202发动机装用于英国发动机装用于英国“鬼怪鬼怪”(Phantom2)F-4K和和F-4M上，中国的上，中国的WS9发动机原发动机原拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。拟装用于中国的歼击机或歼轰机上。 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国歼歼-10 中国第一种国产第四代轻型战斗机，为三中国第一种国产第四代轻型战斗机，为三角机翼，鸭式布局，进气道位于机身下。具有角机翼，鸭式布局，进气道位于机身下。具有多目标处理能力和对海对地攻击能力。采用纳多目标处理能力和对海对地攻击能力。采用纳米技术研制的陶粉涂料具有隐身性。米技术研制的陶粉涂料具有隐身性。机长：机长：14.57米米机高：机高：4.78米米翼展：翼展：8.78米米最大起飞重量：最大起飞重量：19,277千克千克发动机：发动机：1台台AL-31FN涡扇发动机或涡扇涡扇发动机或涡扇-10涡扇发动机涡扇发动机最大推力：最大推力：112.6千牛千牛(AL-31FN)最大过载：最大过载：7G(持续持续)/10G(瞬时瞬时)最大速度最大速度：2.0马赫马赫最大升限最大升限：18000米米作战半径作战半径：1100公里公里最大航程最大航程：2500公里公里最大起飞重量最大起飞重量：19277公斤公斤载弹量载弹量：7000公斤公斤 歼歼-10(J-10)轻型空中优势战斗机轻型空中优势战斗机 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国歼歼-11（俄罗斯（俄罗斯:SU27）机身长：机身长：21.935米；米；机身高：机身高：5.932米；米；翼展：翼展：14.7米；米；发动机发动机:两台两台LyulkaAL-31F；涡扇发动机涡扇发动机最大飞行速度：最大飞行速度：2.35马赫；马赫；最大起飞重量最大起飞重量:30000千克；千克；作战半径作战半径：1500千米；千米；最大飞行高度：最大飞行高度：18000米；米；乘员乘员：2人；人；武备：武备：一门一门30毫米毫米GSh-301-1机炮，空空导机炮，空空导弹，炸弹，火箭发射器，最多弹，炸弹，火箭发射器，最多10个外挂。个外挂。我国从俄罗斯引进的苏我国从俄罗斯引进的苏-27，国内编号为，国内编号为歼歼-11，装备有，装备有AA-11红外近距格斗导弹、红外近距格斗导弹、R77和和Kh-31反舰导弹，也可装备国产霹雳系反舰导弹，也可装备国产霹雳系列空空导弹。列空空导弹。 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国AL31AL31AL31AL31F(F(F(F(A-31)发动机发动机发动机发动机最大加力推力最大加力推力(daN)12258中间推力中间推力(daN)7620加力耗油率加力耗油率kg/(daNh)2.00中间状态耗油率中间状态耗油率kg/(daNh)0.795推重比推重比8.17(按前苏联关于发动机干质量标准按前苏联关于发动机干质量标准)7.14(按国际上一般规定计算按国际上一般规定计算)空气流量空气流量(kg/s)112.0涵道比涵道比0.60总增压比总增压比23.8涡轮进口温度涡轮进口温度()1392最大直径最大直径(mm)1300长度长度(mm)4950质量质量(kg)1530(按前苏联标准按前苏联标准)1750国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国2323进进气气口口进进气气机机匣匣为为全全钛钛结结构构，有有23个个可可变变弯弯度度的的进进口口导导流流叶叶片片，导导流流叶叶片片前前缘缘固固定定，由由来来自自高高压压压压气气机机第第7级级的的空空气气防防冰冰，后部则为可调叶片。后部则为可调叶片。风风扇扇4级级轴轴流流式式，增增压压比比为为3.6。整整个个风风扇扇为为全全钛钛结结构构。前前3级级转转子子叶叶片片带带有有阻阻尼尼凸凸台台。整整个个风风扇扇转转子子用用电电子子束束焊焊焊焊为为一一个个整整体体构构件件。第第4级级转转子子叶叶片片对对应应的的外外机机匣匣上上，带带有有机机匣匣处处理理环环腔腔，开开有有400个个斜斜槽槽，用用以以提提高高风风扇扇的的稳稳定定工工作作裕裕度度。第第4级级出出口口整整流叶片为双排的串列叶栅。流叶片为双排的串列叶栅。高压压气机高压压气机9级轴流式。第级轴流式。第13级盘用电子束焊焊在一起，而级盘用电子束焊焊在一起，而第第46级盘同样用电子束焊焊为一个整级盘同样用电子束焊焊为一个整体。第体。第79级则为单盘，级则为单盘，而用长螺栓与而用长螺栓与6级盘连在一起，第级盘连在一起，第16级盘为钛合金构件，第级盘为钛合金构件，第79级则用耐热合金制成。第级则用耐热合金制成。第15级转子叶片用钛合金制成，级转子叶片用钛合金制成，第第69级转子叶片用耐热合金制成。所有级转子叶片用耐热合金制成。所有9级的榫头均为环形燕级的榫头均为环形燕尾槽式榫头。进口导流器和尾槽式榫头。进口导流器和1级导流器均由钛合金制成并级导流器均由钛合金制成并装在装在一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第一个由钛合金制成的前机匣上。进气导流器和第12级导流器，级导流器，共三排是可调的。共三排是可调的。18级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也级导流器均为悬臂式结构，出口导流器也是双排串列叶栅。是双排串列叶栅。国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机AL31AL31F F2424燃燃烧烧室室环环形形。有有28个个双双油油路路离离心心式式喷喷嘴嘴，两两个个点点火火装装置置和和半半导体电嘴。导体电嘴。涡涡轮轮高高低低压压涡涡轮轮均均为为单单级级。高高压压涡涡轮轮导导向向器器共共有有14组组，每每组组3个个叶叶片片。高高压压涡涡轮轮转转子子叶叶片片共共90片片，不不带带冠冠，榫榫头头处处带带有有减减振振器器。低低压压涡涡轮轮导导向向器器共共11组组，每每组组亦亦为为3个个叶叶片片。转转子子叶叶片片亦亦为为90片片，带带冠冠。低低压压涡涡轮轮轴轴的的特特点点是是前前后后分分为为三三段段，前前、后后段段由由耐耐热热不不锈锈钢钢制制成成，中中段段由由钛钛合合金金制制成成，三三段段间间以以“叉叉型型”结结构构用用径径向向销销钉钉连连为为一一体体。高高、低低压压涡涡轮轮的的4排排叶叶片片均均为为气气冷冷式式叶叶片片，总总冷冷气气量量占占内内涵涵空空气气流流量量的的17.5%，其其中中直直接接引引自自第第二二股股气气流流的的为为7.5%，主主要要冷冷却却高高压压涡涡轮轮导导向向器器前前缘缘等等处处，另另一一股股气气流流为为8.9%，自自燃燃烧烧室室机机匣匣外外壁壁处处引引出出，经经设设置置在在外外涵涵流流路路中中的的空空气气空空气气换换热热器器冷冷却却，可可使使冷冷却却空空气气降降温温125210，这这些些空空气气中中，占占内内涵涵流流量量的的6.4%经经高高压压导导向向器器的的中中腔腔进进入入，除除用用于于冷冷却却导导向向叶叶片片外外，有有4.6%进进入入高高压压涡涡轮轮盘盘前前，并并有有3.2%的的空空气气用用于于冷冷却却高高压压涡涡轮轮转转子子叶叶片片。低低压压涡涡轮轮转转子子叶叶片片用用外外涵涵空空气气进进行行冷冷却却。冷冷气气经经涡涡轮轮后后机机匣匣支支板板引引入入内内部部，经经低低压压涡涡轮轮盘盘上上的的一一些些径径向向斜斜孔孔的的泵泵效效应应增增压压，再再进进入入低低压压涡涡轮轮叶叶片片。国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机AL31AL31F F2525加力加力燃烧室燃烧室进口处有混合器，分进口处有混合器，分5区供油，其中第区供油，其中第5区为加力区为加力起动区，采用起动区，采用“热射流热射流”方式点火。火焰方式点火。火焰稳定器有稳定器有3圈圈“V”形形稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内稳定器，并有一些径向传焰槽。防振措施为全长防振屏并在内尾锥处尾锥处开有大量的防振孔。开有大量的防振孔。尾尾喷喷管管收敛扩张式喷口，各有收敛扩张式喷口，各有16个调节片和封严片。收敛个调节片和封严片。收敛喷口靠喷口靠16个液压作动筒操纵，扩张喷口则靠个液压作动筒操纵，扩张喷口则靠16个周向气压作动个周向气压作动筒形成的环形筒形成的环形“束带束带”固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动固紧，随着喷口落压比的变化，靠气动力力作动改变喷口的出口截面面积。作动改变喷口的出口截面面积。控制系统控制系统基本部分为机械液压系统，包括主泵主调节器、基本部分为机械液压系统，包括主泵主调节器、加力泵和加力供油和喷口控制等主要加力泵和加力供油和喷口控制等主要附件。还具有称为综合控附件。还具有称为综合控制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极制器的模拟式电子控制装置，控制发动机的主要工作状态的极限限值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转值，并有其他多种功能。当电子系统出现故障时，便自动转换由机械液压系统控制。还换由机械液压系统控制。还具有多项参数的监测系统，以及具有多项参数的监测系统，以及前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。前苏联发动机特有的防喘系统和涡轮冷却气控制系统等。国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机AL31AL31F FWS10WS10发动机发动机发动机发动机未来歼未来歼11战机也将换装国产太行发动机战机也将换装国产太行发动机国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国FC-1“枭龙枭龙”超音速超音速战战斗机斗机翼展翼展：8.98米米机长机长：14.30米米机高机高：4.90米米主轮距主轮距：2.54米米前主轮距前主轮距：4.94米米正常起飞重量：正常起飞重量：9100千克千克最大起飞重量：最大起飞重量：12700千克千克外挂能力：外挂能力：3800千克千克机内燃油：机内燃油：2300升升最大马赫数：最大马赫数：M1.8实用升限实用升限：16500米米起飞滑跑距离：起飞滑跑距离：450米米着陆滑跑距离：着陆滑跑距离：700米米航程：航程：2500千米千米国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国装机对象：装机对象：米格米格-29前线歼击机；前线歼击机；“枭龙枭龙”超音速战斗机超音速战斗机。 P-33涡轮风涡轮风扇发动机外形扇发动机外形 P-33发动机由克里莫夫设计局研制，由位于莫斯科的契尔尼舍夫工厂(又称红十月工厂)生产。 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国 轰轰-6机身长：机身长：17.5米米机身高：机身高：6.3米米翼展：翼展：21.5米米最大飞行速度最大飞行速度：1014km/h最大起飞重量：最大起飞重量：46吨吨最大飞行高度：最大飞行高度：13000米。米。作战半径：作战半径：2500千米。千米。发动机：发动机：2台台WP-8发动机；发动机；武备：武备：2门门23毫米机炮。毫米机炮。国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国WP-8装机对象装机对象：H-6和和H-6J 涡喷涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的-3发动机图纸和发动机图纸和资料生产的。资料生产的。 国产飞机与配装的发动机国产飞机与配装的发动机中国中国31311航空发动机研究概况2国产飞机与配装的发动机3国外飞机与配装的发动机4国外发动机相关研究计划主要内容主要内容F16F-16战斗机战斗机F-16战机是美国洛克希德-马丁公司研制的单发单座战斗机，属于第三代战斗机，它主要用于空战，也可用于近距离火力支援,该机1978年开始进入美军序列现役。 翼展：9.45米，全长：14.8米，高度：4.8米，最大起飞重量为16875公斤。最大载弹量为4763公斤。实用升限为约15公里以上，最大平飞速度约2马赫。作战半径（F-16C）为370公里至1370公里。发动机：发动机：F-16C装有一台F-100-PW-200(3)型涡扇发动机，加力状态可达11338公斤。最大时速最大时速2120公里，马赫数公里，马赫数2.0。最大航程3219公里以上。实用升限15240米以上。 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国装机对象：装机对象：F110-GE-100F16C/D、N，F-15E。 F110-GE-400F-14B/F-14D，F-14A改装。 F110-GE-129所有110装备的飞机，1991年中以后的F-15E，F-16“敏捷隼” F110X未来先进战斗机。 F118-GE-100B-2，RT-1。 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国F110-GE-100F110的基本型的基本型，采用了F404的风扇、加力燃烧室和喷管技术F110-GE-129性能改进型，性能改进型，推力达12900daN。提高了涡轮进口温度5580，增大了转速，改进了材料，采用全权数字式电子控制系统。涵道比降为0.76，零件数目比F100-GE-100少4050%。 F110-GE-400 海军型，海军型，与F110-GE-100基本相同。1987年开始用于F-14B/D F118-GE-100F110的不加力型，的不加力型，不加力推力为8452daN。提高了风扇压比和空气流量。1987年定型，并用于B-2轰炸机。1991年决定用于改装TR-1，以取代原来的J75涡喷发动机。 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国 F-18战斗机战斗机F-18是美国麦道公司为美海军研制的舰载单座双发超音速多用途战斗攻击机，它主要用于海上防空，也可进行对地攻击。 翼展11.43米，机长17.07米，机高4.66米；起飞重量15740千克(空战)，22328千克(对地攻击)；最大速度达最大速度达M2 ，实用升限15240米，作战半径740公里(空战)、1065公里(对地攻击)，转场航程3700公里(不空中加油).发动机：发动机：装两台通用电气公司研制的F404GE400低涵比涡轮风扇发动机，单台加力推力71.2千牛.进气道位于翼根下的机身两侧国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国装机对象：装机对象：F404-GE-100D A-4换发。 F404-GE-400D A-6F。 F404-GE-F1D2 F-117A。 F404-GE-400F/A-18、“阵风”A、X29A、X31A。 F404-GE-100A F-20A。 F404-GE-402F/A-18。 F412(原F404-F5D2)A-12(已取消)。 F404发动机始于发动机始于60年代通用电气公司的年代通用电气公司的GE15。GE15为诺斯罗普公司为诺斯罗普公司“眼镜蛇眼镜蛇”P530的动力。的动力。P530后来演变为后来演变为YF17，GE15演变为连续放气的涡喷发动机演变为连续放气的涡喷发动机YJ101。由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的由于在美国空军轻型战斗机竞争中，通用动力公司的F16取胜，诺斯罗普公司和麦道取胜，诺斯罗普公司和麦道公司决定发展一种新飞机，即公司决定发展一种新飞机，即F/A-18，因而在，因而在YJ101基础上发展了基础上发展了低涵道比的低涵道比的F404涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机。 F404涡扇发动机涡扇发动机国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国 F-22是美国洛克希德是美国洛克希德-马丁公司研制的新一代战马丁公司研制的新一代战斗机，它属于第四代战斗机，当初的设计目标是使斗机，它属于第四代战斗机，当初的设计目标是使它将成为美军本世纪初的主力机型。它将成为美军本世纪初的主力机型。 F-22战斗机战斗机翼展翼展13.56米；米；机身机身18.92米；米；机高机高5.00米；米；重量重量:额定起飞重量额定起飞重量27.216公斤。公斤。动力装置动力装置:两台普惠公司的两台普惠公司的F119-PW-100带加力的带加力的涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机(213，900公斤力公斤力)。最高飞行速度最高飞行速度1950公里公里/小时；小时；近地最高飞行速度近地最高飞行速度1480公里公里/小时；小时；实际最大飞机高度实际最大飞机高度18,000米；米；作战半径作战半径1,3001,500公里；公里；最大使用过载最大使用过载9.0。由于该机配备了两台高推重比的由于该机配备了两台高推重比的F-119涡扇发涡扇发动机，动机，在不使用加力的状态下，就能以在不使用加力的状态下，就能以M数数1.5-1.6的速度巡航飞行，最大飞行速度的速度巡航飞行，最大飞行速度M数为数为2.0，最最大飞行迎角大飞行迎角75度，最大起飞重量度，最大起飞重量28000公斤，实公斤，实用升限用升限15240米，作战半径达米，作战半径达1450公里，航程为公里，航程为F-15飞机一倍。飞机一倍。国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国F119F119发动机发动机普普惠公司研制的惠公司研制的F119-1PW-100型常规型常规小涵道比加力涡扇发动小涵道比加力涡扇发动 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国F120变循环发动机变循环发动机F120 是F119的竞争对手，虽然当初在的竞争对手，虽然当初在F22飞机动力装置的竞争中失利，飞机动力装置的竞争中失利，但目前也已研制定型，该发动机采用了前掠风扇叶片、可变涵道比设计等多项最但目前也已研制定型，该发动机采用了前掠风扇叶片、可变涵道比设计等多项最新技术（即变循环发动机），使燃油消耗率更低，寿命周期费用更小。新技术（即变循环发动机），使燃油消耗率更低，寿命周期费用更小。F120内外涵道的空气流量比例可以无级调解，以在各种工作条件达到最优状内外涵道的空气流量比例可以无级调解，以在各种工作条件达到最优状态态。国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机美国美国 “阵风阵风”是法国达索飞机公司为法国空海军研是法国达索飞机公司为法国空海军研制的下一代战斗机。制的下一代战斗机。1983年该公司宣布研制先进年该公司宣布研制先进实验战斗机实验战斗机(ACX)，取名，取名“阵风阵风”A。实验型。实验型“阵阵风风”A于于1984年年3月开始设计，先采用两台美国通月开始设计，先采用两台美国通用动力公司用动力公司(GE)地地F404涡扇发动机作为过渡动力涡扇发动机作为过渡动力装置，之后再换装当时法国斯奈克玛公司在研的装置，之后再换装当时法国斯奈克玛公司在研的推比推比10级的级的M88涡扇发动机。涡扇发动机。“阵风阵风”战斗机安装两台战斗机安装两台M88-2型发动机提供型发动机提供动力，由法国斯奈克玛公司（动力，由法国斯奈克玛公司（SNECMA）制造，）制造，每个提供每个提供75kN推力。推力。 “阵风阵风”战斗机战斗机长度：长度：15,27米；米；机高：机高：5,34米；米；翼展：翼展：10,80米；米；翼面积：翼面积：45,70平方米平方米(492平方英尺平方英尺)空重：空重：9,4吨吨(“阵风阵风”C型型)最大起飞重量：最大起飞重量：24500公斤公斤最高飞行速度：马赫最高飞行速度：马赫1.8+/750节节(1390个公里个公里/小时小时)；进场速度：进场速度：120节节(220公里公里/小时小时)；最大爬升速率：超过最大爬升速率：超过1000英尺英尺/秒秒(350米米/秒秒)；操作的升限：操作的升限：55000英尺英尺(16765米米)；起飞距离：大约起飞距离：大约400-600米米登陆距离：登陆距离：450米；米；国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机法国法国M88发动机发动机M88加力式涡轮风扇发动机加力式涡轮风扇发动机装机对象：装机对象：M88-1“阵风”A。M88-2“阵风”D(早期型)。M88-3“阵风”D(晚期型)，“阵风”M。CFM88行政机和支线飞机。 单台静推力单台静推力48.7千牛，加力推力千牛，加力推力72.9千牛，备选的千牛，备选的M88-3型发动机的加力推力可达型发动机的加力推力可达87千牛。千牛。两个相互独立的半圆形进气道位于机腹两侧，无进气调节锥，有分流板，可保证两台发动机的两个相互独立的半圆形进气道位于机腹两侧，无进气调节锥，有分流板，可保证两台发动机的工作互不干扰。工作互不干扰。飞机机体内的油箱可载5700升燃油，机身中线挂架和两个内翼和两个中翼挂架都可挂1250升的副油箱，最大外部载油量可达9500升，总载油量可达15200升。空中受油探管位于座舱风挡的右前方，B/C型为固定式，M型为可伸缩式。采用压力式注油，可在4分钟内将内部油箱装满，7分钟内将所有油箱装满。国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机法国法国幻影幻影2000翼展：翼展：9.13米米机长：机长：14.36米米机高：机高：5.20米米机翼面积：机翼面积：41.0平方米平方米机翼前缘后掠角：机翼前缘后掠角：58度度空重：空重：7600千克千克最大起飞重量：最大起飞重量：17000千克千克高空最大速度：高空最大速度：M2.2/2332千米千米/小时小时低空最大速度低空最大速度(不加力、带不加力、带8颗颗250千克炸弹、两枚千克炸弹、两枚R550导弹导弹)：1110千米千米/小时小时实用升限：实用升限：18000米米最大爬升率最大爬升率(海平面海平面)：284米米/秒秒作战半径作战半径(带带2个个1700升副油箱和升副油箱和4枚导弹枚导弹)：700千米千米航程航程(带带1个个1400升和两个升和两个1700升副油箱升副油箱)：3335千米千米起飞滑跑距离：起飞滑跑距离：460米米发动机：发动机：1台法国斯奈克马台法国斯奈克马(SNECMA)公司公司M53-P2涡涡扇发动机，单台加力推力扇发动机，单台加力推力96千牛千牛 “幻影幻影2000”(Mirage2000)”(Mirage2000)是法国达索飞机是法国达索飞机公司公司(Dassault Aviation)(Dassault Aviation)研制的轻型超音速研制的轻型超音速战斗机。主要用于截击和制空，亦可执行对战斗机。主要用于截击和制空，亦可执行对地攻击或战术侦察等任务地攻击或战术侦察等任务 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机法国法国装机对象：装机对象：M53-2“幻影”2000原型机。M53-5“幻影”4000原型机。M53-P2 “幻影”2000。M53-PX2 “幻影”2000。 为了研制一种适合80年代的高速高性能多用途战斗攻击机的发动机，SNECMA公司于1967年开始M53的设计。 M53发动机发动机国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机法国法国 1984年德、英、法、意和西班牙五团达成协议、提出“欧洲战斗机”计划(EFA)，中途法国退出。事过10年，1994年3月27日，英、德、意和西班牙四国联合研制的 EF2000战斗机原型机实现了第次试览。到2000年才可能交付四国空军使用。EF2000战斗机战斗机采用三角翼鸭式布局，装两台发动机，单座。翼展105米机长145米机高约4米机翼前缘后掠角53度发动机：装两台发动机：装两台EJ200发动机，盒形进气道位于发动机，盒形进气道位于机身下部机身下部。太平飞速度太平飞速度M2.0，作战半径493-5公里；起落滑跑距离为500米左右 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机欧洲四国欧洲四国 EJ200是欧洲四国联合研制的先进双转子加力式涡轮风扇发动机，用于欧洲联合研制的90年代战斗机EFA(现编号EF2000)。参加研制工作的有英国罗罗公司、德国发动机涡轮联合公司、意大利菲亚特公司和西班牙涡轮发动机工业公司 除欧洲战斗机EF2000外，EJ200发动机其发动机其他可能的用途有：他可能的用途有：垂直/短距起落欧洲战斗机2000、“狂风”战斗机改装、F/A-18、意大利马基航空公司与巴西航空工业公司合作研制的AMX、“阵风”、巴基斯坦的F-7和印度的LCA战斗机 EJ200发动机采用双转子结构，涵道比为发动机采用双转子结构，涵道比为0.4，风扇增压比，风扇增压比4.2，总增压比，总增压比26。正常推力约为。正常推力约为60千牛千牛(6122公斤力公斤力)，加力推力可达到，加力推力可达到90千牛千牛(9184公斤力公斤力)，推重比，推重比10左右。左右。 EJ200发动机发动机国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机欧洲四国欧洲四国 “狂风”战斗机是为适应北约组织对付突发事件的“灵活反应”战略思想而研制的，主要用来代替F-4、F-104、“火神”、“坎培拉”、“掠夺者”等战斗机和轰炸机，执行截击、攻击等常规作战任务。l969年3月，英国、德国和意大利三国联合成立了帕那维亚飞机公司，于1969年3月开始设计。 1980年7月起交付部队使用。 “狂风狂风”战斗机战斗机机翼后掠角变化范围是25度-8度，发动机：发动机：装两台装两台RB199-34R高推重比的三转高推重比的三转子涡扇发动机子涡扇发动机，加力推力2x7260公斤飞机最大起飞重量： 27.2 吨，最大速度：高空最大速度：高空M数数2.1、低空、低空M数数1.1、实用升限： 15240 米，转场航程：3890公里。 国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机欧洲三国欧洲三国RB199MK104涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机装机对象装机对象RB199 MK101“狂风”IDS。RB199 MK103“狂风”IDS/GR. MK1。RB199 MK104“狂风”ADV/F. MK1，MK3 和HAL轻型战斗机。RB199 MK104D BAe EAP原型机，EFA原 型机。RB100 MK105“狂风”ECR。RB199 “B”“狂风”改进型。 RB199发动机是英国、联邦德国和意大利三国合作研制的高推重比三转子加力式涡轮风扇发动机。1965年英国提出RB199方案，1969年英国罗尔斯罗伊斯公司、联邦德国MTU公司和意大利菲亚特公司组成涡轮联合公司着手设计。RB199发动机发动机国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机欧洲三国欧洲三国4848lF135发动机是F119发动机的衍生型。F119发动机由3级风扇,6级高压压气机、带气动喷嘴、浮壁式火焰筒的环形燃烧室、单级高压涡轮、高压涡轮转向相反的单级低压涡轮、加力燃烧室与二维矢量喷管等组成。整台发动机分为:风扇、核心机、低压涡轮、加力燃烧室、尾喷管和附件传动机匣等6个单元体，另外还有附件、FADEC及发动机监测系统。其加力推力155.7千牛，中间推力104.0千牛，总压比35，涵道比0.3，涡轮前温1850-1950K，最大直径1.13米，长度4.826米、重量1460千克。国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机F135F1354949l升力风扇动力装置升力风扇发动机 在普通的燃气涡轮发动机上加装升力风扇系统构成。优点是悬停时油耗低、排气温度低、气流对地面的冲击小、操纵力矩大。缺点是尺寸和质量都比较大。除起飞和着陆外，升力风扇系统都是消极载荷。国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机F135F1355050l升力风扇动力装置国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机F135F1355151l升力风扇动力装置普惠公司F135发动机：可转喷口的涡轮风扇发动机 F35国外飞机与配装的发动机国外飞机与配装的发动机F135F1355252l为了实现超声速巡航，均要求提高推重比；l涵道比较小，通常0.20.5；l采用整体叶盘结构，使得重量降低30%；l大幅度提高涡轮前温度，通过单晶材料、定向结晶材料、隔热涂层和复合冷却技术来实现；l采用二维三维矢量喷管技术来提高战机的机动性；l发动机具有响应能力，采用了全权限数字式电子控制系统，控制参数从上一代发动机的6-10个增加到11-20个；l根据隐形能力要求发动机具有较低的雷达反射和红外辐射的特征；l具有良好的后期保障和维修能力。国外第三、四代战机发动机特点国外第三、四代战机发动机特点5353发动机联盟（发动机联盟（GPGP）的）的GP7000GP7000型型lGE和普惠投资各占50%的有限责任公司lGP7000的机械部件由GE的核心机加上普惠的低压部分和齿轮箱组成。GE的核心机包括：9级高压压气机，2级高压涡轮和低排放的单环燃烧室；普惠低压部分则包括：1级风扇，5级低压压气机，6级低压涡轮。lGE公司提供的第三代全权限数字式电子控制系统l通体三维气动设计使GP7000的叶轮机部件效率达到很高的水平，改善了发动机的燃油效率，降低了运行成本，有助于实现A380长达14820千米的设计航程.5454RRRR公司的公司的Trent900Trent900发动机发动机l罗尔斯罗伊斯公司遄达900 发动机是空中客车A380 飞机的启动发动机。l首架由遄达900 发动机提供动力的A380 飞机于2005 年4 月进行了首飞。投入运营的该型发动机的推力为70,000 磅至76,500 磅，但其认证推力高达80,000 磅。遄遄达达900 900 发发动动机机被被证证明明是是一一款款极极为为可可靠靠的的发发动动机机。在在飞飞行行测测试试中中，该该型型发发动动机机完完成成了了严严寒寒、酷酷热热及及高高性性能能等等极极端端测测试试条条件件下下的的测测试试，使使A380 A380 飞飞机机达达到到了了在在运运营营中中从从未未达达到到的的高高度度和和速速度度，以以及及使使该该型型飞飞机机保保持持飞飞行行所所需需的的最最小小速速度度。测测试试结结果果非非常常出出色色，并并验验证证了了性性能能预预测测，使使遄遄达达900 900 发发动动机机能能够够按计划实现所有关键目标。按计划实现所有关键目标。55551航空发动机研究概况2国产飞机与配装的发动机3国外飞机与配装的发动机4国外发动机相关研究计划主要内容主要内容5656三、先进航空发动机技术三、先进航空发动机技术_VAATE_VAATE计划计划l美美国国国国防防部部、NASA 和和国国防防预预研研局局已已制制订订出出了了自自1999 至至2017 年年的的IHPTET 研研究究计计划划的的后后继继计计划划VAATE (Versatile Affordable Advanced Turbine Engines) 研研究究计计划划，即即通通用用、可可承承担担得得起起的的先进涡轮发动机研究计划。先进涡轮发动机研究计划。lIHPTETIHPTET计计划划的的重重点点在在于于发发动动机机本本身身的的能能力力，而而VAATEVAATE计计划划则则更更注注重重整整个个飞飞行行器器推推进进系系统统的的性性能能，以以及及它它们们与与飞飞机机机机体体的的一一体体化化，并并且且将将经经济济可可承承受受性性作作为一个重要指标。为一个重要指标。5757美国美国VAATEVAATE计划计划lVAATE计划将发展的先进技术包括：计划将发展的先进技术包括：综合的热管理系统综合的热管理系统流量可控的先进进气道流量可控的先进进气道多用途大流量压气机多用途大流量压气机紧凑高效的低污染燃烧室紧凑高效的低污染燃烧室综合的健康管理系统综合的健康管理系统模型基非线性适应性控制系统模型基非线性适应性控制系统轻重量抗畸变风扇轻重量抗畸变风扇长效全寿命涡轮长效全寿命涡轮先进的燃油添加剂热稳定高热沉燃料先进的燃油添加剂热稳定高热沉燃料一体化的涡轮后框架和加力燃烧室一体化的涡轮后框架和加力燃烧室耐久的推力矢量排气系统等。耐久的推力矢量排气系统等。5858美国美国VAATEVAATE计划计划l目前，目前，VAATE计划正在发展以下计划正在发展以下6种先进的概念发动机：种先进的概念发动机：高效小尺寸推进系统高效小尺寸推进系统小型重油发动机小型重油发动机高速涡轮发动机验证机高速涡轮发动机验证机结结构构紧紧凑凑的的高高效效直接升力发动机直接升力发动机高效嵌入式涡轮发动机高效嵌入式涡轮发动机多用途发动机多用途发动机5959三、先进航空发动机技术三、先进航空发动机技术Single Stage to Orbit, 1976Next Generation Launch Technology2003DC-X（ Single Stage to Orbit ）, 1991X 33, 2001Assured Manned Spaceflight Capability, 19826060NASAX-43ProgramNASAX-43ProgramGoals:Demonstrate, validate and advance the technology (experimental techniques, computational methods, design tools, and performance predictions) for hypersonic aircraft powered by an airframe-integrated, scramjet engineTechnicalObjectives:-Vehicledesign&riskreduction-Flightvalidationofdesignmethods-DesignmethodenhancementFlightConditions:-Threeexpendableresearchvehicles(twoMach7,oneMach10)IAC04-06 X43Flght|McClinton.ppt #606161X-43X-43X-43X-436262X-43 Flight Test HardwareX-43 Flight Test HardwareX-43 Flight Test HardwareX-43 Flight Test HardwareStackStack = HXLV + Adapter + HXRV = HXLV + Adapter + HXRVHyper-XResearchVehicleHyper-XResearchVehicleHXRV, RV, X-43AHXRV, RV, X-43AHyper-XLaunchVehicleHyper-XLaunchVehicleHXLV, LV, Booster, PegasusHXLV, LV, Booster, PegasusAdapterAdapterB-52BB-52B6363BoosterAdapterHXRVStageSeparationHighestRiskStageSeparationHighestRiskRiskReductionDesignOptionsAerodynamicdatabase- Wind tunnel test based - CFD augmentedHardwaremodels/testsMonteCarlo14DOFsim.6464IAC04-06 X43Flght|McClinton.ppt #64GuinnessWorldRecords:GuinnessWorldRecords:The fastest air-breathing aircraft is NASAs X-The fastest air-breathing aircraft is NASAs X- 43A, 43A, which achieved Mach 9.6 on 16 November 2004 which achieved Mach 9.6 on 16 November 2004 in a flight over the Pacific Oceanin a flight over the Pacific Ocean6565三、先进航空发动机技术三、先进航空发动机技术_ _SKYLONSKYLONl2009年年2月月在在欧欧洲洲HOTOL研研究究计计划划后后，欧欧洲洲航航天天局局通通过过英英国国国国家家宇宇航航中中心心拨拨款款100万万欧欧元元给给英英国国的的REL(Reaction Engines Limited)公司用于公司用于SKYLON航天飞行器的研究。航天飞行器的研究。lREL公公司司联联合合国国内内的的Bristol大大学学和和Airborne Engineering等等单单位位，并并与与欧欧盟盟的的伙伙伴伴特特别别是是德德国国(DLR)进进行行合合作作共共同同研研制制。英英国国预预计计SKYLON将将于于2018年年试试飞飞并并于于2020年年开开始始正正式式投投入入使使用用。 SKYLONSKYLON空天飞机和空天飞机和SABRESABRE发动机发动机6666空天飞机整体设计空天飞机整体设计lSKYLONSKYLON飞飞行行器器拥拥有有一一个个细细长长的的机机身身，其其中中包包含含了了燃燃料料储储罐罐和和载载荷荷舱舱。在在机机身身中中部部的的三三角角翼翼端端部部安安装装轴轴对对称称的的SABRESABRE发发动动机机。SKYLONSKYLON利利用用自自身身的的起起落落架架水水平平起起飞飞和和着着陆陆，当当SKYLONSKYLON飞飞行行在在大大气气层层中中时时，前前置置翼翼面面负负责责俯俯仰仰控控制制，副副翼翼负负责责滚滚转转控控制制，垂垂直直尾尾翼翼负责偏航控制。负责偏航控制。SKYLONSKYLON剖面图和轴向各部分名称剖面图和轴向各部分名称6767发动机技术发动机技术发动机工作模式发动机工作模式lSKYLONSKYLON单单级级入入轨轨飞飞行行器器将将采采用用RELREL公公司司的的SABRESABRE混混合合动动力力发发动动机机：在在大大气气层层内内的的飞飞行行SABRESABRE是是一一台台吸吸气气式式发发动动机机，在在工工作作马马赫赫数数达达到到Ma=5Ma=5，飞飞行行高高度度达达到到26km26km后后在在近近地地空空间间飞飞行行又又可可以以转转为为火火箭箭发动机模态工作。发动机模态工作。l吸气式工作模式下，发动吸气式工作模式下，发动机吸入的空气被液态氢燃机吸入的空气被液态氢燃料预先冷却，保证发动机料预先冷却，保证发动机不发生过热烧蚀；不发生过热烧蚀；l多余的进气与燃烧室共同多余的进气与燃烧室共同用于流动控制，减少流动用于流动控制，减少流动损失；损失；l火箭模式下，则采用氢气火箭模式下，则采用氢气和液氧反应燃烧。和液氧反应燃烧。6868谢谢大家！