航空发动机发展史[合集5篇]

第一篇：航空发动机发展史

上海交通大学

航空航天学院

姓名：雷桂林

学号：1104139036

航空发动机发展历程及趋势

1、活塞式发动机时期 早期液冷发动机居主导地位

很早以前，我们的祖先就幻想像鸟一样在天空中自由飞翔，也曾作过各种尝试，但是多半因为动力源问题未获得解决而归于失败。最初曾有人把专门设计的蒸汽机装到飞机上去试，但因为发动机太重，都没有成功。到19世纪末，在内燃机开始用于汽车的同时，人们即联想到把内燃机用到飞机上去作为飞机飞行的动力源，并着手这方面的试验。

1903年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出8.95 kW的功率，重量却有81 kg，功重比为0.11kW/daN。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为2.6m的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s,飞行距离为36.6m。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。

以后，在飞机用于战争目的的推动下，航空特别是在欧洲开始蓬勃发展，法国在当时处于领先地位。美国虽然发明了动力飞机并且制造了第一架军用飞机，但在参战时连一架可用的新式飞机都没有。在前线的美国航空中队的6287架飞机中有4791架时法国飞机，如装备伊斯潘诺-西扎V型液冷发动机的“斯佩德”战斗机。这种发动机的功率已达130~220kW, 功重比为0.7kW/daN左右。飞机速度超过200km/h，升限6650m。

当时，飞机的飞行速度还比较小，气冷发动机冷却困难。为了冷却，发动机裸露在外，阻力又较大。因此，大多数飞机特别是战斗机采用的是液冷式发动机。期间，1908年由法国塞甘兄弟发明旋转汽缸气冷星型发动机曾风行一时。这种曲轴固定而汽缸旋转的发动机终因功率的增大受到限制，在固定汽缸的气冷星型发动机的冷却问题解决之后退出了历史舞台。两次世界大战之间的重要技术发明

在两次世界大战之间，在活塞式发动机领域出现几项重要的发明：发动机整流罩既减小了飞机阻力，又解决了气冷发动机的冷却困难问题，甚至可以的设计两排或四排汽缸的发动机，为增加功率创造了条件；废气涡轮增压器提高了高空条件下的进气压力，改善了发动机的高空性能；变距螺旋桨可增加螺旋桨的效率和发动机的功率输出；内充金属钠的冷却排气门解决了排气门的过热问题；向汽缸内喷水和甲醇的混合液可在短时内增加功率三分之一；高辛烷值燃料提高了燃油的抗爆性，使汽缸内燃烧前压力由2~3逐步增加到5~6，甚至8~9，既提高了升功率，又降低了耗油率。

从20世纪20年代中期开始，气冷发动机发展迅速，但液冷发动机仍有一席之地在此期间，在整流罩解决了阻力和冷却问题后，气冷星型发动机由于有刚性大，重量轻，可靠性、维修性和生存性好，功率增长潜力大等优点而得到迅速发展,并开始在大型轰炸机、运输机和对地攻击机上取代液冷发动机。在20世纪20年代中期，美国莱特公司和普·惠公司先后发展出单排的“旋风”和“飓风”以及“黄蜂”和“大黄蜂”发动机，最大功率超过400kW，功重比超过1kW/daN。到第二次世界大战爆发时，由于双排气冷星型发动机的研制成功，发动机功率已提高到 上海交通大学

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600~820kW。此时，螺旋桨战斗机的飞行速度已超过500km/h，飞行高度达10000m。

在第二次世纪大战期间，气冷星型发动机继续向大功率方向发展。其中比较著名的有普·惠公司的双排“双黄蜂”（(R-2800)和四排“巨黄蜂”(R-4360)。前者在1939年7月1日定型，开始时功率为1230kW, 共发展出5个系列几十个改型，最后功率达到2088kW，用于大量的军民用飞机和直升机。单单为P-47战斗机就生产了24000台R-2800发动机，其中P-47 J的最大速度达805km/h。虽然有争议，但据说这是第二次世界大战中飞得最快的战斗机。这种发动机在航空史上占有特殊的地位。在航空博物馆或航空展览会上，R-2800总是放置在中央位置。甚至有的航空史书上说，如果没有R-2800发动机，在第二次世界大战中盟国的取胜要困难得多。后者有四排28个汽缸，排量为71.5L，功率为2200~3000kW, 是世界上功率最大的活塞式发动机，用于一些大型轰炸机和运输机。1941年，围绕六台R-4360发动机设计的B-36轰炸机是少数推进是飞机之一，但未投入使用。莱特公司的R-2600和R-3350发动机也是很有名的双排气冷星型发动机。前者在1939推出，功率为1120kW，用于第一架载买票旅客飞越大西洋的波音公司“快帆”314型四发水上飞机以及一些较小的鱼雷机、轰炸机和攻击机。后者在1941年投入使用，开始时功率为2088kW，主要用于著名的B-29“空中堡垒”战略轰炸机。R-3350在战后发展出一种重要改型--涡轮组合发动机。发动机的排气驱动三个沿周向均布的废气涡轮，每个涡轮在最大状态下可发出150kW的功率。这样，R-3350的功率提高到2535kW，耗油率低达0.23kg/(kW·h)。1946年9月，装两台R-3350涡轮组合发动机的P2V1“海王星”飞机创造了18090km的空中不加油的飞行距离世界纪录。液冷发动机与气冷发动机之间的竞争在第二次世界大战中仍在继续。液冷发动机虽然有许多缺点，但它的迎风面积小，对高速战斗机特别有利。而且，战斗机的飞行高度高，受地面火力的威胁小，液冷发动机易损的弱点不突出。所以，它在许多战斗机上得到应用。例如，美国在这次大战中生产量最大的5种战斗机中有4种采用液冷发动机。其中，值得一提的是英国罗-罗公司的梅林发动机。它在1935年11月在“飓风”战斗机上首次飞行时，功率达到708kW；1936年在“喷火”战斗机上飞行时，功率提高到783kW。这两种飞机都是第二次世界大战期间有名的战斗机，速度分别达到624km/h和750km/h。梅林发动机的功率在战争末期达到1238kW，甚至创造过1491kW的纪录。美国派克公司按专利生产了梅林发动机，用于改装P-51“野马”战斗机，使一种平常的飞机变成战时最优秀的战斗机。“野马”战斗机采用一种不常见的五叶螺旋桨，安装梅林发动机后，最大速度达到760km/h，飞行高度为15000m。除具有当时最快的速度外，“野马”战斗机的另一个突出的优点是有惊人的远航能力，它可以把盟军的轰炸机一直护送到柏林。到战争结束时，“野马”战斗机在空战中共击落敌机4950架，居欧洲战场的首位。而在远东和太平洋战场上，则是由于装备了气冷发动机的F6F“地狱猫”战斗机的参战，才结束了日本“零”式战斗机的霸主地位。航空史学界把“野马”飞机看作螺旋桨战斗机的顶峰之作。

在第二次世界大战开始之后和战后的最主要的技术进展有直接注油、涡轮组合发动机和低压点火。

在两次世界大战的推动下，发动机的性能提高很快，单机功率从不到10 kW增加到2500 kW 上海交通大学

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左右，功率重量比从0.11 kW/daN 提高到1.5 kW/daN左右，升功率从每升排量几千瓦增加到四五十千瓦，耗油率从约0.50 kg/(kW·h)降低到0.23~0.27 kg/(kW·h)。翻修寿命从几十小时延长到2000~3000h。到第二次世界大战结束时，活塞式发动机已经发展得相当成熟，以它为动力的螺旋桨飞机的飞行速度从16km/h提高到近800 km/h，飞行高度达到15000 m。可以说，活塞式发动机已经达到其发展的顶峰。喷气时代的活塞式发动机

在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370 kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。

美国NASA已经实施了一项通用航空推进计划，为未来安全舒适、操作简便和价格低廉的通用轻型飞机提供动力技术。这种轻型飞机大致是4~6座的，飞行速度在365 km/h左右。一个方案是用涡轮风扇发动机，用它的飞机稍大，有6个座位，速度偏高。另一个方案是用狄塞尔循环活塞式发动机，用它的飞机有4个座位，速度偏低。对发动机的要求为： 功率为150 kW； 耗油率0.22 kg/(kW·h)； 满足未来的排放要求； 制造和维修成本降低一半。到2000年，该计划已经进行了500h以上的发动机地面试验，功率达到130 kW，耗油率0.23 kg/(kW·h)。

2、燃气涡轮发动机时期

第二个时期从第二次设计大战结束至今。60年来，航空燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机，开创了喷气时代，居航空动力的主导地位。在技术发展的推动下（见表1），涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、桨扇发动机和涡轮轴发动机在不同时期在不同的飞行领域内发挥着各自的作用，使航空器性能跨上一个又一个新的台阶。涡喷/涡扇发动机

英国的惠特尔和德国的奥海因分别在1937年7月14日和1937年9月研制成功离心式涡轮喷气发动机WU和HeS3B。前者推力为530daN，但1941年5月15日首次试飞的格罗斯特公司E28/39飞机装的是其改进型W1B，推力为540daN，推重比2.20。后者推力为490daN，推重比1.38，于1939年8月27日率先装在亨克尔公司的He-178飞机上试飞成功。这是世界上第一架试飞成功的喷气式飞机，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。

世界上第一台实用的涡轮喷气发动机是德国的尤莫-004，1940年10月开始台架试车，1941年12月推力达到980daN，1942年7月18日装在梅塞施米特Me-262飞机上试飞成功。自1944年9月至1945年5月，Me-262共击落盟军飞机613架，自己损失200架（包括非战斗损失）。英国的第一种实用涡轮喷气发动机是1943年4月罗·罗公司推出的威兰德，推力为755daN，推重比2.0。该发动机当年投入生产后即装备“流星”战斗机，于1944年5月交给英国空军使用。该机曾在英吉利海峡上空成功地拦截了德国的V-1导弹。上海交通大学

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战后，美、苏、法通过买专利，或借助从德国取得的资料和人员，陆续发展了本国第一代涡轮喷气发动机。其中，美国通用电气公司的J47轴流式涡喷发动机和苏联克里莫夫设计局的RD-45离心式涡喷发动机的推力都在2650daN左右，推重比为2~3，它们分别在1949年和1948年装在F-86和米格-15战斗机上服役。这两种飞机在朝鲜战争期间展开了你死我活的空战。20世纪50年代初，加力燃烧室的采用使发动机在短时间内能够大幅度提高推力，为飞机突破声障提供足够的推力。典型的发动机有美国的J57和苏联的RD-9B，它们的加力推力分别为7000daN和3250daN，推重比各为3.5和4.5。它们分别装在超声速的单发F-100和双发米格-19战斗机上。

在50年代末和60年代初，各国研制了适合M2以上飞机的一批涡喷发动机，如J79、J75、埃汶、奥林帕斯、阿塔9C、R-11和R-13，推重比已达5~6。在60年代中期还发展出用于M3一级飞机的J58和R-31涡喷发动机。到70年代初，用于“协和”超声速客机的奥林帕斯593涡喷发动机定型，最大推力达到17000daN。从此再没有重要的涡喷发动机问世。

涡扇发动机的发展源于第二次世界大战。世界上第一台运转的涡轮风扇发动机是德国戴姆勒-奔驰研制的DB670(或109-007)，于1943年4月在实验台上达到840千克推力，但因技术困难及战争原因没能获得进一步发展。世界上第一种批量生产的涡扇发动机是1959年定型的英国康维，推力为5730daN，用于VC-

10、DC-8和波音707客机。涵道比有0.3和0.6两种，耗油率比同时期的涡喷发动机低10%~20%。1960年，美国在JT3C涡喷发动机的基础上改型研制成功JT3D涡扇发动机，推力超过7700daN，涵道比1.4，用于波音707和DC-8客机以及军用运输机。

以后，涡扇发动机向低涵道比的军用加力发动机和高涵道比的民用发动机的两个方向发展。在低涵道比军用加力涡扇发动机方面，20世纪60年代，英、美在民用涡扇发动机的基础上研制出斯贝-MK202和TF30，分别用于英国购买的“鬼怪”F-4M/K战斗机和美国的F111（后又用于F-14战斗机）。它们的推重比与同时期的涡喷发动机差不多，但中间耗油率低，使飞机航程大大增加。在70~80年代，各国研制出推重比8一级的涡扇发动机，如美国的F!00、F404、F110，西欧三国的RB199，前苏联的RD-33和AL-31F。它们装备目前在一线的第三战斗机，如F-

15、F-

16、F-

18、“狂风”、米格-29和苏-27。目前，推重比10一级的涡扇发动机已研制成功，即将投入服役。它们包括美国的F-22/F119、西欧的EFA2000/EJ200和法国的“阵风”/M88。其中，F-22/F119具有第四代战斗机代表性特征--超声速巡航、短距起落、超机动性和隐身能力。超声速垂直起飞短距着陆的JSF动力装置F136正在研制之中，预计将于2010~2012年投入服役。

自20世纪70年代第一代推力在20000daN以上的高涵道比（4~6）涡扇发动机投入使用以来，开创了大型宽体客机的新时代。后来，又发展出推力小于20000daN的不同推力级的高涵道比涡扇发动机，广泛用于各种干线和支线客机。10000~15000daN推力级的CFM56系列已生产13000多台，并创造了机上寿命超过30000h的记录。民用涡扇发动机依然投入使用以来，已使巡航耗油率降低一半，噪声下降20dB, CO、UHC、NOX分别减少70%、90%、45%。90年代中期装备波音777投入使用的第二代高涵道比（6~9）涡扇发动机的推力超过35000daN。其中，上海交通大学

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通用电气公司GE90-115B在2003年2月创造了56900daN的发动机推力世界纪录。目前，普·惠公司正在研制新一代涡扇发动机PW8000，这种齿轮传动涡扇发动机，推力为11 000~16 000daN，涵道比11，耗油率下降9%。涡桨/涡轴发动机

第一台涡轮螺旋桨发动机为匈牙利于1937年设计、1940年试运转的 Jendrassik Cs-1。该机原计划用于本国Varga RMI-1 X/H型双引擎侦察/轰炸机但该机项目被取消。1942年，英国开始研制本国第一台涡桨发动机罗尔斯-罗伊斯 RB.50 Trent。该机于1944年6月首次运转，经过633小时试车后于1945年9月20日安装在一台格罗斯特“流星”战斗机上，并做了298小时飞行实验。以后，英国、美国和前苏联陆续研制出多种涡桨发动机，如达特、T56、AI-20和AI-24。这些涡桨发动机的耗油率低，起飞推力大，装备了一些重要的运输机和轰炸机。美国在1956年服役的涡桨发动机T56/501，装于C-130运输机、P3-C侦察机和E-2C预警机。它的功率范围为2580～4414 kW，有多个军民用系列，已生产了17000多台，出口到50多个国家和地区，是世界上生产数量最多的涡桨发动机之一，至今还在生产。前苏联的HK-12M的最达功率达11000kW,用于图-95“熊”式轰炸机、安-22军用运输机和图-114民用运输机。终因螺旋桨在吸收功率、尺寸和飞行速度方面的限制，在大型飞机上涡轮螺旋桨发动机逐步被涡轮风扇发动机所取代，但在中小型运输机和通用飞机上仍有一席之地。其中加拿大普·惠公司的PT6A发动机是典型代表，40年来，这个功率范围为350~1100kW的发动机系列已发展出30多个改型，用于144个国家的近百种飞机，共生产了30000多台。美国在90年代在T56和T406的基础上研制出新一代高速支线飞机用的AE2100是当前最先进的涡桨发动机，功率范围为2983～5966 kW，其起飞耗油率特低，为0.249 kg/（kW·h）。

最近西欧四国决定为欧洲中型军用运输机A400M研制TP400涡桨发动机。该发动机以法国的M88的核心机为基础，功率为7460kW,计划于2008年定型。

在20世纪80年代后期，掀起了一阵性能上介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的桨扇发动机热。一些著名的发动机公司都在不同程度上进行了预计和试验，其中通用电气公司的无涵道风扇（UDF）GE36曾进行了飞行试验。由于种种原因，只有俄罗斯和乌克兰的安-70/D-27进入工程研制并计划批生产装备部队。但因飞机技术老化、发动机噪声不符合欧洲标准和试验中发生的问题较多，最近俄乌双方作出放弃装备该机的决定。

从1950年法国透博梅卡公司研制出206 kW的阿都斯特Ⅰ型涡轴发动机并装备美国的S52-5直升机上首飞成功以后，涡轮轴发动机在直升机领域逐步取代活塞式发动机而成为最主要的动力形式。半个世纪以来，涡轴发动机已成功低发展出四代，功重比已从2kW/daN提高到6.8~7.1 kW/daN。第三代涡轴发动机是20世纪70年代设计，80年代投产的产品。主要代表机型有马基拉、T700-GE-701A和TV3-117VM，装备AS322“超美洲豹”、UH-60A、AH-64A、米-24和卡-52。第四代涡轴发动机是20世纪80年代末90年代初开始研制的新一代发动机,代表机型有英、法联合研制的RTM322、美国的T800-LHT-800、德法英联合研制的MTR390和俄罗斯的TVD1500，用于NH-90、EH-101、WAH-64、RAH-66“科曼奇”、PAH-2/HAP/HAC“虎”和卡-52。世 上海交通大学

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界上最大的涡轮轴发动机是乌克兰的D-136，起飞功率为7500 kW,装两台发动机的米-26直升机可运载20 t的货物。以T406涡轮轴发动机为动力的倾转旋翼机V-22突破常规旋翼机400 km/h的飞行速度上限，一下子提高到638 km/h。

目前，美国正准备利陆军计划利用高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划第一阶段和第二阶段的成果发展用于UH-60A“黑鹰”/AH-64A“阿帕奇”改进型的动力--共用发动机项目(CEP)。CEP的目标是耗油率减少25~30%，功重比提高60%，采购成本和维护成本最小减少20%，使直升机的航程增加60%或载荷增加70%，同时减少后勤服务和维护的负担。CEP项目的生产型发动机的功率限制在2240kW。

为满足未来运输旋翼机（FTR）的动力需求，2004财年将开始一个利用IHPTET第二阶段和第三阶段技术的发动机验证计划。这种发动机的功率为7460kW，其工程和制造研制（EMD）将于2008到2010财年进行。预计FTR与现在的重型运输直升机相比,可使航程增加三倍，或载荷增加一倍。

航空燃气涡轮发动机问世以后的60年来在技术上取得的重大进步可用下列数字表明： 服役的战斗机发动机推重比从2提高到7~9，已经定型并即将投入使用的达9~10。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000 daN，巡航耗油率从50年代涡喷发动机1.0 kg/(daN·h)下降到0.55 kg/(daN·h), 噪声已下降20dB，CO、UHC和NOx分别下降70%、90%和45%。

服役的直升机用涡轴发动机的功重比从2kW/daN提高到4.6~6.1 kW/daN，已经定型并即将投入使用的达6.8~7.1 kW/daN。

发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2~0.4/1 000发动机飞行小时，民用发动机为0.002~0.02/1 000发动机飞行小时。战斗机发动机整机定型要求通过4300~6000TAC循环试验，相当于平时使用10多年，热端零件寿命达到2 000h；民用发动机热端部件寿命，为7000~10000 h，整机的机上寿命达到15000~20 000 h，也相当使用10年左右。综述

总之，60年来航空涡轮发动机已经发展得相当成熟，为各种航空器的发展作出了重要贡献，其中包M3一级的战斗/侦察机，具有超声速巡航、隐身、短距起落和超机动能力的战斗机、亚声速垂直起落战斗机、满足180min 双发干线客机延长航程（ETOPS）要求的宽体客机、有效载重大20t的巨型直升机和速度超过600km/h的倾转旋翼机。同时，还为各种航空改型轻型地面燃气轮机打下基础。

三、展望未来

发动机研究和发展工作的特点是技术难度大、耗资多、周期长，发动机对飞机的性能以及飞机研制的成败和进度有着决定性的影响，而且发动机技术具有良好的军民两用特性，对国防和国民经济有重要意义。因此，世界上几个能独立研制先进航空发动机的国家无不将优先发展航空发动机作为国策，将发动机技术列为国家和国防关键技术，给予大量的投资，保证发动机 上海交通大学

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相对独立地领先发展，并严格禁止关键技术出口。一些航空发动机后起工业国家也已制订了重大的技术发展计划，试图建立独立研制或参与国际合作研制先进航空发动机的能力。为满足21世纪各种航空器发展的要求，航空发达国家从上世纪80年代末开始实施新的涡轮发动机技术发展计划，其目标是到2005～2008年掌握使发动机能力翻番的技术。所取得的阶段成果已经成功地用于一些在役发动机的改进改型和新型号研制，目前正处于最终目标的验证阶段。鉴于计划的成功实施和发动机对航空发展产生的重要作用，有的国家已经拟订了进一步的发动机技术发展计划。新计划在继续提高能力的同时更强调降低成本，其目标是从2006年到2015年使以发动机能力（推重比/耗油率）与全寿命期成本之比来度量的经济承受性提高到10倍。在高超声速推进方面，重点发展超声速燃烧冲压发动机和脉冲爆震波发动机，近期目标是实现M 4～8的导弹推进系统，远期目标是发展供高超声速有人驾驶飞机、跨大气层飞行器和低成本可重复使用的天地间往返运输系统的组合动力系统。其他一些新概念发动机和新能源发动机也在探索之中,如以微机电技术为基础的微型无人机用超微型涡轮发动机和多电发动机,以及液氢燃料、燃料电池、太阳能和微波能等新能源动力。

1、综合高性能涡轮发动机技术计划 1988年，美国空军首先发起制订并实施高性能涡轮发动机技术（IHPTET）计划，空军、海军、陆军、国防部预研局、NASA和七家主要发动机制造商都参与了这项计划。计划总的目标是到2005年使航空推进系统能力翻一番，即推重比或功率重量比增加100%~120%，耗油率下降15%~30%。也就是说，要用15~20年时间取得过去30~40年取得的成就，生产和维修成本降低35%~60%。可以说，航空推进技术正呈现出一种加速发展的态势。

在欧洲，以英国为主，意大利和德国参与共同实施了先进核心军用发动机计划的第二阶段（ACME-Ⅱ），英国和法国又联合实施了先进军用发动机技术（AMET）计划。ACME-Ⅱ的目标是在2005~2008年验证推重比18~20、耗油率降低15%~30%、制造成本低30%和寿命期费用低25%的技术。俄罗斯也有类似的计划，其目标是在2010~2015年验证的技术，与俄罗斯的第五代发动机相比，重量减轻30~50%，耗油率减少15~30%，可靠性提高60%~80%，维修工作量减少50%~65%。这里着重介绍美国的IHPTET计划，它采取变革性的技术途径，综合运用发动机气动热力学、材料、结构设计和控制方面突破性的成就，大大提高涡轮前温度，简化结构，减轻重量，实现最佳性能控制，最终达到预定的目标。计划总投资50亿美元，以1995、2000和2005财年分为三个阶段，分别达到总目标的30%、60%和100%。目前，第二阶段的任务已经完成，第三阶段计划正在实施，并已进入核心机的验证机试验阶段。下面将以涡喷/涡扇发动机技术为例说明其进展。

●第一阶段 军方选普拉特·惠特尼公司为主承包商，通用电气公司为备选承包商。以普拉特·惠特尼公司的XTE65/2验证机为代表，在1994年9月的试验中已经达到并超过了第一阶段的目标--推重比增加30%，涡轮进口温度比现有先进发动机高222℃，超过目标55℃。在它上面验证的主要新技术有：小展弦比后掠风扇、Alloy C阻燃钛合金压气机材料、双合金 上海交通大学

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压气机盘、刷子封严、陶瓷复合材料火焰筒浮壁、“超冷”涡轮叶片和球形收敛调节片矢量喷管（SCFN，原定的第二阶段目标）。

●第二阶段 军方选通用电气公司/艾利逊预研公司联合组为主承包商，普拉特·惠特尼公司为备选承包商，以确保一家承包商失败时，技术仍能得到发展。艾利逊预研公司于1991年底和1994年6月分别试验了针对IHPTET计划第二阶段目标的XTC16/1A 和XTC16/1B核心机，提前4年达到第二阶段核心机目标。在这两台核心机上验证的新技术主要有：压气机整体叶环结构、Lamilloy“铸冷”涡轮叶片、涡轮整体叶盘、耐温700~800°C的γ钛铝合金、周向分级燃烧室和陶瓷轴承。

通用电气公司/艾利逊预研公司联合组在1995～1996年试验了一种合作的变循环核心机XTC76/2。该核心机有5级压气机和1级涡轮。于1998年开始试验在XTC76/2核心机的基础上组成的变循环验证机，该验证机上采用的新技术还有：先进的2级弯掠风扇、无级间导向器对转涡轮、金属基复合材料低压涡轮轴和镍铝合金涡轮部件。

普·惠公司在1999年也试验了下一代战斗机发动机PW7000的初始原型，XTE-66，属于第二阶段技术验证机，其推重比将比F119提高50%，达15~16。IHPTET计划第二阶段的变循环发动机可以在不带加力的条件下达到F100-229和F110-129的带加力单位推力，它与F100-229相比有以下改进：转子级数减少5~6级；长度缩短40%；推重比从8提高到16；

典型任务油耗下降1/3；成本降低20%~30%；改进隐身能力。

●第三阶段 第三阶段已经通过了应用基础研究和部件研究阶段，在气动热力、结构和材料方面已经取得了阶段性成果，在2001年和2002年分别进入核心机和验证机验证。待验证的技术有：带核心驱动风扇级的变循环发动机、压比相当于F100-200发动机3级风扇的单级分隔式叶片风扇、高级压比的金属基复合材料整体叶环结构的高压压气机（4级达到F100发动机10级的压比）、钛铝压气机转子和静子叶片、驻涡稳定燃烧室、燃烧室主动温度场控制、陶瓷基复合材料火焰筒、陶瓷基复合材料涡轮导向叶片、无导向器叶片的对转低压涡轮、双辐板涡轮盘、旋流加力燃烧室、流体控制矢量喷管（可分别降低重量和成本60%和25%）、磁性轴承、气膜轴承、内装式整体起动/发电机和模型基分布式主动稳定控制系统。

IHPTET计划实施以来，其成果已应用到许多军民用发动机的新型号研制和现有型号的改进改型上。在民用发动机方面有GE90、PW4084、CFM56-

7、AE3007和FJ44, 在军用发动机方面有F117、F118、F119、F135、F136、F404、F414、F100和F110。

2、通用、经济可承受的先进涡轮发动机计划

由于IHPTET计划在取得空中优势和商业竞争优势中的重要作用和已经取得的巨大成功，美国准备从2006年开始实施IHPTET计划的后继计划--VAATE计划，其指导思想是在提高性能的同时，更加强调降低成本。VAATE的总目标是，在2017年达到的技术水平使经济可承受性提高到F119发动机的10倍。技术验证将分两个阶段进行。第一阶段到2010年，使经济可承受性提高到6倍；第二阶段到2017年使经济可承受性提高到10倍。上海交通大学

航空航天学院

姓名：雷桂林

学号：1104139036

推进系统的经济可承受性的定义为能力与寿命期成本之比，其中能力为推重比与中间状态耗油率的函数。

VAATE计划的服务对象不仅包括有人驾驶航空器的发动机，而且还涉及无人机的发动机以及船用和地面燃气轮机。与IHPTET计划一样，VAATE计划仍由国防部主持，NASA、能源部和六家发动机制造商参与。其投资水平也与IHPTET计划相当，每年3亿多美元，由政府和发动机制造商均摊。VAATE计划将通过三个重点研究领域的相互配合来实?

第二篇：航空发动机总资料[推荐]

第一章概论

航空发动机可以分为活塞式发动机（小型发动机、直升飞机）和空气喷气发动机两大类型。P3

空气喷气发动机中又可分为带压气机的燃气涡轮发动机和不带压气机的冲压喷气发动机(构造简单，推力大，适合高速飞行。不能在静止状态及低速性能不好，适用于靶弹和巡航导弹)。涡轮发动机包括：涡轮喷气发动机WP，涡轮螺旋桨发动机WJ,涡轮风扇发动机WS,涡轮轴发动机WZ，涡轮桨扇发动机JS。在航空器上应用还有火箭发动机（燃料消耗率大，早期超声速实验飞机上用过，也曾在某些飞机上用作短时间的加速器）、脉冲喷气发动机（用于低速靶机和航模飞机）和航空电动机（适用于高空长航时的轻型飞机）。P4

燃气涡轮发动机是由进气装置、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管等主要部件组成。

由压气机、燃烧室和驱动压气机的涡轮这三个部件组成的燃气发生器，它不断输出具有一定可用能量的燃气。涡桨发动机的螺桨、涡扇发动机的风扇和涡轴发动机的旋翼，它们的驱动力都来自燃气发生器。按燃气发生器出口燃气可用能量的利用方式不同，对燃气涡轮发动机进行分类：将燃气发生器获得的机械能全部自己用就是涡轮喷气发动机；将燃气发生器获得的机械能85%~90%用来带动螺旋桨，就是涡桨发动机；将获得的机械能的90%以上转换为轴功率输出，就是涡轮轴发动机；将小于50%的机械能输出带动风扇，就是小涵道比涡扇发动机（涵道比1:1)；将大于80%的机械能输出带动风扇，就是大涵道比涡轮风扇发动机（涵道比大于4:1）。P5

航空燃气涡轮发动机的主要性能参数：1.推力，我国用国际单位制N或dan,1daN=10N，美国和欧洲采用英制磅(Pd)，1Pd=0.4536Kg,俄罗斯/苏联采用工程制用Kg,1Kg=9.8N；2.推重比（功重比），推重比是推力重量比的简称，即发动机在海平面静止条件下最大推力与发动机重力之比，是无量纲单位。对活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机则用功重比（功率重量比的简称）表示，即发动机在海平面静止状态下的功率与发动机重力之比，KW/daN；3.耗油率，对于产生推力、的喷气发动机，表示1daN推力每小时所消耗的燃油量单位Kg/(daN·h),对于活塞式发动机、涡桨发动机和涡轴发动机来说，它表示1KW功率每小时所消耗的燃油量单位Kg/(kw·h)；4.增压比，压气机出口总压与进口总压之比，飞速较高增压比较低，低耗油率增压比较高；5.涡轮前燃气温度，是第一级涡轮导向器进口截面处燃气的总温，也有发动机用涡轮转子进口截面处总温表示，发动机技术水平高低的重要标志之一；6.涵道比，是涡扇发动机外涵道和内涵道的空气质量流量之比，又称流量比。涵道比小于1为小涵道比，大于4为大涵道比，大于1小于4为中涵道比，加力式涡扇发动机涵道比一般小于1，甚至0.2~0.3。P8~9

喷气时代（主流），服役战斗机发动机推重比从2提高到7~9，定型投入使用的达9~11，我国到8。民用大涵道比涡扇发动机的最大推力已超过50000daN巡航耗油率从20世纪50年代涡喷发动机1.0kg（daN· h)-1下降到0.55kg(daN· h)-1，噪声下降20dB,NOX下降45%。服役的直升飞机用涡轴发动机的功重比从2Kg/daN提高到4.6kW/daN~7.1kw/daN。发动机可靠性和耐久性倍增，军用发动机空中停车率一般为0.2/1000EFH~0.4/1000EFH（发动机飞行小时），民用发动机为0.002/1000EFH~0.02/1000EFH。战斗机发动机热端零件寿命达2000h,民用发动机整机寿命和热端部件寿命达20000h~30000h.P12

第二章典型发动机

WP5发动机（单转子）：

WP5发动机前身是苏联BK-1发动机，是米格15比斯、米格

17、歼

五、歼教五和轰五型飞机动力装置，用于吹雪车。主要结构特点：采用离心式压气机和分管型燃烧室。它由单级双面离心式压气机、9个分管燃烧室、单级反应式涡轮、喷管和传动机匣等主要部件组成；用于歼五和歼教五的WP5发动机还有加力燃烧室，采用收敛型可调喷口；用于轰五的WP5发动机没有加力燃烧室，采用收敛型固定喷口。此外，还有燃油系统、滑油系统、漏油系统、电气系统和灭火装置等。发动机最大状态推力2700daN增压比4.36，推重比3.06，涡轮前燃气温度900oC。发动机转子支承在前、中、后3个支点上。P14

CFM56发动机（波音737):{双转子大涵道比涡轮风扇发动机} CFM556-3专为波音737系列飞机设计，主要用于B737-300、B737-400、B737-500等飞机上。CFM56-3发动机的低压转子由一级风扇及3级低压压气机和4级低压涡轮组成，高压转子由9级高压压气机和一级高压涡轮组成。

CFM56-3-B1发动机主要性能参数：起飞最大推力为8900daN，巡航耗油率为0.678Kg/daN·h,涡轮前燃气温度1373oC,总增压比22.6，涵道比5.0，空气流量297.4Kg/s,推重比5.0，压气机增压比：22。P20

第四章燃气涡轮发动机基础知识

对涡轮喷气发动机，其推力不仅由气体给予内壁的反作用力与作用在外壁上的大气压力的合力之差所构成，而且还包括气体给予发动机内部各部件的反作用力。在进气道中，当飞机在飞行时由于速度冲压，空气进入进气道压力升高，作用在内壁上的气体压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，造成一个向前的轴向力。在压气机中，由于工作叶片和整流叶片都组成扩张型通道，气体减速增压，因此，在压气机上作用着很大的向前的轴向力。

在燃烧室中，由于燃烧室头部常为扩张型，气流减速，压力提高，因此，在头部造成一个向前的轴向力。而在燃烧室后段，略微收敛，流速增大压力减小，而造成一个向后的轴向力。但由于燃烧室进口面积小于出口面积，所以向前的轴向力大于向后的轴向力，两者之差就是作用在燃烧室上的轴向力。

在涡轮中由于导向叶片通道和涡轮导向叶片都是收敛型，燃气流经涡轮时，膨胀加速，压力降低，所以导向叶片和涡轮叶片都承受一个向后的轴向力。

在喷管中，由于喷管收敛，压力降低，但仍大于大气压力，故作用在喷管内壁上的燃气压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，是一个向后的轴向力。应该指出，喷管中虽然是产生向后的轴向力，抵消了一部分向前的轴向力，但是有了它才能使发动机的工作过程得以正常进行。否则压差建立不起来，发动机不可能正常工作，也就不能产生推力。

涡轮喷气发动机各部件所承受的轴向力，有的向前，有的向后向前的轴向力与向后的轴向力之差，就是涡轮喷气发动机的推力。P57

涡扇发动机：

不带加力的双转子涡轮风扇发动机，由进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。涡扇发动机具有两个气流通道，分别称为内涵道和外涵道。内涵道相当于涡喷发动机，外涵道为风扇后的环形气流通道。涡扇发动机是借增大流过内、外涵道两路空气的动能，从而使内、外两路同时产

生

推

力的。

P69

P69 主要参数:1）涵道比Y: 流量Qm—单位时间流过的气体的质量（进或出）；单位Kg/s。

Y=Qmout/Qmin Qmout内涵道质量流量

Qmin外涵道质量流量

2）EPR发动机压比: EPR发动机压比，是表征发动机推力的

低压涡轮后总压 参数之一。

EPR=———————————— 也有的发动机用外涵

压气机（或风扇）进口总压 道风扇后的总压和发

机动进口总压之比表征EPR。

分类：

涡扇发动机可按涵道比划分类别：Y<1:1时，称为低涵道比涡扇发动机；Y在2:1~3:1称为中涵道比涡扇发动机；Y>4:1称为高涵道比涡扇发动机。P71

第五章进气道

进气道的主要性能参数：

1.空气流量Qm 进气道的空气流量为每秒钟流过进气道的空气的质量流量，记为Qm，法定单位Kg/s。Qm=pCA,P—空气密度；C—进口气流速度；A—进气道进口面积。P73 2.总压恢复系数Gin 总压恢复系数定义为进气道出口总压与进口

总压之比,Gin=p*1 /p*0。由于气流流过进气道总会有各种原因引起能量损失，所以恢复系数总小于1，但恢复系数越小损失越大所以应尽量大于1。

3.畸变指数 进气道出口的压力分布是不均匀的。流场出口截面中最高总压和最低总压之差与最高总压之比叫作畸变指数。

—

p*1max—p*0min

p*1—进气道出口截面总压。畸变 D=—————————

系数是描述进气道出口气流分布

p*1max

状态的参数。畸变指数越小，说

明出口流场（参数分布）越均匀。

4.进气道的冲压比π*in进气道出口的总压与来流（0站位）静压的比值叫作进气道的冲压比，记为π*in。进气道的冲压比有3个影响因

p*素：流动损失Gin，飞行速度V，大气温度T0。当飞

π*in=——

行速度和流动损失保持不变，T0升高，π*in降低；当流

p*0

动损失和大气温度保持不变，V增大，π*in提高；当飞行速度和大气温度保持不变，Gin提高，π*in增大。P74

影响冲压比的因素：飞行Ma数和进气道总压恢复系数 GinP77

亚声速进气道：亚声速进气道是在亚声速和低超声速（Ma<1.5）飞行范围内使用的进气道。它一般为扩张型管道。亚声速进气道的内部损失的大小主要取决于进气道的形状。P80

超声速进气道：当Ma>1.5后正激波压力损失会显著增大，致使Gin数值明显下降。同时，进气道所引起的外部阻力也增大，引起发动机的推力迅速减小，即出现进气道不能保证发动机性能要求的问题。实质是大Ma数时激波太强，而引起压力损失过大。这样对于大Ma数的飞机，为降低激波强度、减小压力损失，就要用超声速进气道。超声速进气道利用激波系增压来达到以最小的压力损失完成冲压压缩过程。

P81 1】外冲压式超声速进气道

中心锥体后缩—亚声速进气道—低速 中心椎体前伸—超声速进气道—高速

P82

第六章压气机

评定压气机性能主要指标：增压比、效率、外廓尺寸和重量、工作可靠性、制造和维修费用。对航空发动机最重要的指标之一是外廓尺寸，它用单位空气流量来衡量，即通过发动机单位面积的空气流量。P89 转子：压气机转子由工作叶轮（包括工作叶片、鼓筒或鼓盘）及连接件组成，转子构成压气机的旋转部分。

压气机转子的基本结构形式：鼓式（抗弯刚性好，结构简单，但承受离心载荷能力差，适用低速转子，只能在圆周速度较低不大于180~200m/s条件下使用）、盘式（承受离心载荷能力强，但抗弯刚性差，很少单独使用）和鼓盘式（抗弯刚性好，承受大离心载荷能力，高压转子用的多，特别是双转子压气机的高压转子

广

泛

使

用）

P10

2工作叶片：工作叶片是轴流式压气机的重要零件之一。主要由：叶身和榫头两部分组成。较长的叶片在叶身中部常常带一个减振凸台，作用是为了避免发生危险的共振或颤振。目前有些发动机（RB211-535E4、V2500）用宽叶弦的风扇叶片取代有减振凸台的窄叶弦的风扇叶片。P109 静子：轴流式压气机静子中是压气机不旋转部分，由机匣和静子叶片组件组成。

压气机—整流器；涡轮—导向器。

整流器机匣是一个圆柱形或圆锥形（视气流通道形状而定）的薄壁圆筒，前后与其他机匣连接，内壁上有固定整流叶片的沟槽，发动机转子支承在机匣内（有些发动机的安壮节以及一些附件和导管固定在机匣外壁上）。P112

防冰系统：1】最常用的防冰方法是对容易结冰的零件表面进行加温。常见热源：压气机的热空气、采用电加温、或是两者的联合、有时还可以用热滑油加温。热空气多用于涡喷和涡扇发动机如WP6、WP7、WS9，电加温用在涡桨发动机上。需要加温零件：进气装置、进口导流叶片和整流罩，有时前几级整流叶片也需要加温。2】减少零件表面水的附着力，最常用的方法在零件表面涂以憎水剂如WP7发动机压气机低压转子的整流罩。P125-126 功率小于2200~2600KW的涡轴、涡桨发动机，推力小于1500daN的涡喷、涡扇发动机习惯上称为小型燃气涡轮发动机，或简称为小发动机。小发动机性能不如大发动机先进，但转速高。P127

第七章涡轮

涡轮性能参数： 1】落压比π*T 涡轮的落压比为涡轮的进口总压与出口总压之比 落压比越大，越有利。P143

2】涡轮功LT 1kg的燃气经过理想的过程，从P*3膨胀到P*4所输出的功。3】涡轮效率n*T。

影响涡轮功的因素：1】涡轮前燃气温度

2】涡轮落压比 3】涡轮效率(涡轮效率提高，损失功减少，涡轮功增大)P145 涡轮在结构上也是由转子和静子两部分组成。涡轮的静子叫导向器，位置在转子叶轮的前面。

涡轮转子的连接方式：1】不可拆卸方式 2】可拆卸方式P146-147 涡轮工作叶片可能有叶冠，叶冠可以提高刚性并建立阻尼，因而可以起到减振作用，防止发动机在工作中工作叶片出现共振和颤振（在风扇叶片和长压气机叶片上起同样作用的构造是叶身凸台）叶冠形成的环形结构，可以改善燃气在工作叶片中的流动防止叶尖处的潜流损失，因而可以提高涡轮效率。另外还有利于控制叶尖与机匣之间的间隙，降低机匣温度。涡轮工作叶片的榫头一般都是枞树形的，这种榫头具有材料利用率高、重量轻、强度高、对热应力不敏感等优点，更适合高温高负荷的工作条件，缺点：对加工精度要求高、成本高、榫槽内热应力大。为了改善榫头的应力分布，在叶身和榫头之间设一段伸根，伸根上有冷却空气的进口。由于涡轮工作温度高，所以材料选用耐高温的镍基合金，重量比较重。由于同样原因（高温）在涡轮叶片还要采取冷却措施，特别是第一级高压涡轮叶片通常是中空的，叶身内部是迷宫式的冷却空气通道，采用对流、气膜、冲击等冷却技术降低工作叶片温度。P151

第八章燃烧室

燃烧室的零件是在高温、高负荷下工作局部温度高达3000K以上，承受着由气体力、惯性力产生的静载荷和振动负荷，还受到热应力和热腐蚀的作用。燃烧室壳体和扩压器是发动机主要承力件。P161 燃烧室基本类型：1】分管燃烧室（单管式燃烧室）2】环管燃烧室（联管燃烧室）

3】环形燃烧室

燃烧室工作的特点：高速歼击机要求涡轮喷气发动机的推力大，飞行阻力小，这就必须增大空气流量和减少燃烧室的横截面积，导致燃烧室进口气流速度达到很大的数值，有的涡轮喷气发动机燃烧室进口气流速度高达200m/s以上。P167 1】燃烧室中的燃料是在高速气流中进行燃烧的，这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之一。

2】燃烧室出口燃气温度要受到涡轮叶片材料强度的限制，这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之二。

3】燃烧室的轴向尺寸还要受到发动机性能和结构的制约，如迎风阻力、结构重量，转子跨度。燃烧室空间有限，必须在有限的空间内完成完全燃烧过程，并达到性能的要求。这是燃气涡轮发动机燃烧室的工作特点之三。P168 在组织如何稳定燃烧：1】降低燃烧室中的气流速度；

2】提高火焰传播速度

； 3】分区燃烧，解决稳定火源、完全燃烧和降温及均匀温度场等问题。

1.降低燃烧室内局部地区气流速度措施：

1】扩散器，将燃烧室的进口段做成扩散型管道，使进入燃烧室的气流速度得到降低。2】旋流器，用增长扩散段或增大扩散角的办法使气流速度进一步降低，势必使燃烧室横截面积大大超过发动机的其他部件，因此采用旋流器。

2.增大火焰筒传播速度，降低燃烧室出口温度：1】气流分股2】促使燃料迅速汽化 3】组成余气系数合适的混合气 3.设火焰筒使燃烧分区P168-172

第九章加力燃烧室

加力燃烧室（扩散器、预燃装置、可调喷口）的功用：加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可以从外涵道引入新鲜空气），进一步提高燃气温度，增大喷气速度，达到增加推力的目的。当使用加力时，为了保持涡轮前各部件的最大工作状态不变，就必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比容的增加。因此，凡是带有加力燃烧室的发动机都必须有面积可调节的尾喷口（管）配合工作。P190

第十章排气装置

亚声速喷管：一般把收敛型喷管叫做亚声速喷管 速度增大，压力减小

P209

超声速喷管：充分利用燃气的膨胀能力，进一步增大喷气速度避免较大的推力损失，采用收敛扩张型（拉瓦尔）喷管，使喷气速度达到超声速。P212 反推力装置：

1】内涵反推（热气流反推）：蛤壳形门式【经出口叶栅（一个飞机4个）向斜前方排除，产生反推力】、戽斗式门式。

P222 2】外涵反推（冷气流反推）：如，风扇反推

在大流量比的涡扇发动机（如PW4000,RB211,CFM-56）中，通常采用外涵道反推力装置，又叫冷气流反推装置。

优点：1】有效，因为大涵道比涡扇发动机80%以上的推力来自于风扇，即外涵道，所以将外涵气流折反，可获得足够大的反推力 2】可行，将外涵气流折反时对内涵气流的影响很小，因此对发动机工作状态的影响也小，先进民航飞机大多采用这种形式的反推装置。

P223 第十一章航空发动机的总体结构

1.CFM-56发动机的支承方案，高压转子1-0-1型，低压转子0-2-1型.2.CR700/PW4000发动机的支承方案，其中高压转子1-1-0型，低压转子0-2-1型。1号、3号支点分别是低压、高压转子的止推支点。P233-234

第十二章

航空发动机工作系统

P247

航空动力装置控制包括进气道控制、发动机控制、排气装置的控制。液压机械式发动机控制系统（控转速、油量）：

发动机控制系统：液压机械式、监控型电子式、全功能数字电子式。液压机械式及气动机械式燃油控制器仍是航空发动机上使用最多的控制器。

P251 监控型发动机电子控制器的发动机控制中，液压机械式控制器作为主控制器，负责发动机的完全控制包括起动、加速、减速控制。P257 全权限(全功能)数字电子控制（FADEC/EEC）: FADEC是发动机控制发展的最新水平，是今后的发展方向。民航发动机控制越来越多采用FADEC，如PW4000,V2500，RB211-524,GE90等。

FADEC系统是管理发动机控制的所有控制系统的总称。，在FADEC控制中，发动机电子控制器EEC或电子控制系统ECU是它的核心，所有控制计算均由计算机进行，然后通过电液伺服机构输出控制液压机械装置及各个活门、作动器等，因此它的执行机构任然是液压机械装置。

P259 滑油系统功用：润滑、冷却、清洁、防腐；

除此之外，滑油系统还为其他系统提供工作介质、封严，并且是发动机状态的载体。

在涡桨发动机中，由于滑油带走的热量较多，所以还可以作为防冰系统的热源。

P262

滑油系统组成：滑油箱、增压箱、滑油滤、安全活门、回油泵、滑油散热器、油气分离器（气：滑油蒸汽）、指示系统和磁性堵塞组成。P264

简答题：

1.航空燃气涡轮发动机主要包括哪些要素？

P5 涡轮喷气发动机WP

涡轮风扇发动机WS 涡轮螺旋桨发动机WJ

桨扇发动机涡轮轴发动机WZ 涡轮桨扇发动机JS

（垂直/短距起降动力装置）

2.航空燃气涡轮发动机主要性能参数有哪些？

P8 推力（功率 1daN=10N)

推重比（功重比）daN/kg 耗油率kg/(Hp巡航·h)

增压比

涵道比 涡轮前燃气温度

3、CFM56—3发动机主要用于那几型飞机上？

P20

简述CFM56—3发动机低压转子和高压转子的组成方式。

B737—300、B737—400、B737—500 ；

低压转子的组成方式：一级风扇及三级低压压气机和四级低

压涡轮组成。

高压转子的组成方式：九级高压压气机和一级高压涡轮组成。

4、请简述发动机推力的定义。

P55 我们把流过发动机内部和外部的气体与发动机壳体，内、外壁面及部件之间的作用力的合力，在发动机轴线方向方向的分力成为推力F

5、涡轮风扇发动机有哪几部分组成?

P68

进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管组成。

6、涡轮风扇发动机的主要参数包括哪些？

P71 1）涵道比Y: Y=Qmout/Qmin Qmout内涵道质量流量

Qmin外涵道质量流量 2）EPR发动机压比:

EPR=低压涡轮后总压/压气机（或风扇）进口总压

7、进气道是指什么？进气道的功用是什么？

P73

进气道是指飞机进口（或发动机短舱进口）至发动机的压气机进口这段管道。进气道使气流速度下降，压力提高，功用是：

1）将一定数量的空气以较少的流动损失，顺利地引入发动机。

2）当飞行马赫数Ma大于压气机进口处气流的Ma时，通过冲压作用压缩空气，提高空气压力。

8、压气机包括哪几类型？航空燃气涡轮发动机主要采用哪

种压气机？其优点有哪些？

P89

离心式压气机（用的少，结构简单，工作可靠，稳定工作范围较宽、单级增压比高），主要用于教练机、导弹、靶机上的小型动力装置和飞机辅助动力装置中。轴流式压气机（效率高，增压比高，用的较多，单位面积空气流量大、迎风阻力小，在相同外轮廓尺寸条件下可获得更大的推力），在大、中推力发动机上普遍采用。

混合式压气机（单级增压比高，避免轴流式压气机 当叶片高度很小时损失增大的缺点）。

航空燃气涡轮发动机主要采用轴流式压气机。

9、轴流式压气机有哪两部分组成？分别简述这两部分的概念。

P102

P112

轴流式压气机有静子和转子组成。静子：轴流式压气机静子是压气机中不旋转的部分，由机匣和静子叶片组件组成。转子：压气机转子由工作叶轮（包括工作叶片，鼓筒或鼓盘）及连接件组成，转子构成压气机的旋转部分。

10、轴流式压气机喘振的原因是什么？

P115 轴流式压气机喘振本质原因：当发动机在非设计状态时，压气机前面增压级和后面增压级的流通能力不相匹配，因而造成了“前喘后涡”或“前涡后喘”的现象。

11、轴流式压气机防止喘振措施有哪些？

P116--120 1）放气机构

2）进口可转导流叶片和变弯度导流叶片 3）多级可调静子叶片 4）机匣处理

5）双转子或三转子压气机

12、涡轮的功用和特点分别是什么？

P139

涡轮的功用是使高温高压燃气膨胀做功，把燃气中的部分热能转换为机械能，输出涡轮功带动压气机和其他附件工作。

航空燃气涡轮的特点：功率大、燃气温度高、转速高、负荷大、工作条件最为恶劣。

13、涡轮部件冷却的目的是什么?

P155

1）提高涡轮前燃气温度，以提高发动机的性能。

2）控制转子叶片与机匣之间的间隙在最佳值，提高涡轮工作效率。3）使零件内温度分布均匀，以减小热应力。

4）在涡轮前燃气温度给定的条件下，降低零件工作温度到允许的范围内，以保证这些零件具有必要的机械强度或有可能采用廉价的耐热材料。5）将零件与燃气流隔开，提高零件工作表面的耐腐蚀性。

14、燃烧室的基本类型有哪些？

P172 1)分管燃烧室（单管式燃烧室）2)环管燃烧室（联管燃烧室）3)环形燃烧室

15、环形燃烧室有哪些优点？

P174

环形燃烧室的燃烧好，总压损失小，燃烧室出口流场及温度场分布均匀；燃烧室结构简单，重量轻，耐用性好；火焰筒表面积与容积之比较小，因而需要的冷却空气量比较少；燃烧室的轴向尺寸短，有利于减小转子的跨度和降低发动机的总体重量。

16、加力燃烧室的功用是什么？

P190 加力燃烧室的功用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，利用燃气中剩余的氧气再次燃烧（在双涵道发动机中，还可以从外涵道引入新鲜空气），进一步提高燃气温度，达到增加推力的作用。

17、尾喷管的功用是什么？

P207

尾喷管的功用主要是使涡轮后的燃气继续膨胀，将燃气中的剩余的热焓充分转变为动能，使燃气以比飞行速度大得多的速度从喷口喷出，以产生推力。

18、请简述CFM56发动机的支承方案。P233

高压转子为1-0-1型，低压转子为0-2-1型。其中4号支点是中介轴承，1号、3号支点分别是低、高压转子的止推支点。

19、滑油系统的功用有哪些？

P262 润滑、冷却、清洁、防腐；

除此之外，滑油系统还为其他系统提供工作介质、封严，并且是发动机状态的载体。

在涡桨发动机中，由于滑油带走的热量较多，所以还可以作为防冰系统的热源。20、请简述滑油系统的组成。

P264

滑油箱、增压箱、滑油滤、安全活门、回油泵、滑油散热器、油气分离器（气：滑油蒸汽）、指示系统和磁性堵塞组成

选择题：

1.N2压缩机使用动力起飞组件驱动附件齿轮箱。2.低压涡轮驱动转子风扇（N1）。

3.油门在TOGA且发动机失效时在N1转速计上出现绿色的APR状态信息。

4.风扇进口温度传感器（T2）包含一个用来防冰的内置加热装置。油门杆位置信息如何穿送给 FADEC，通过油门扇形盘上的RVDT，以电传方式传送。

6.两台发动机工作在循航状态下，选择ENG,SYNC速度电门对N2有什么影响? 从属发动机(RH)与主发动机(LH)匹配

7.在正常飞行过程中，FADEC的主要电力来源是PMA（永磁发电机）。注：飞机启动电源电力来源IDG（交流发电机）。8.在CF34-8C系列发动机上，共有18个燃油喷嘴。9.发动机燃油驱动泵安装在在附件齿轮箱后部。10.下列哪项显示在N2转速表上？压气机振动图标。11.下列哪项显示在N1转速表上？琥珀色REV图标 12.每个发动机反推系统安装有4个不可互换的叶槽部位，注：一个飞机发动机反推系统安装8个不可互换叶槽部位

13.下列哪种情况会出现琥珀色REV图标？当转换整流罩在固定和放出位置间移动。

第三篇：航空发动机高温合金材料

高温合金材料

高温合金又叫热强合金、超级合金。按基体组织材料可分为三类：铁基、镍基和钴基。按生产方式可分为铸造高温合金、变形高温合金和粉末高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。一般用于航空发动机耐高温材料的制造，特别是喷气发动机最后两级压气机和最初两级涡轮叶片、燃烧室、加力燃烧室、涡轮盘、涡轮叶片及紧固件的制造。是重要战略物资，各航空大国都在极其保密的条件下研制。

按生产方式可分为变形高温合金与铸造高温合金。按强化机理可分为碳化物强化、固溶强化、时效强化和弥散强化。铸造高温合金：

铸造高温合金及制品主要以航空、航天发动机，地面燃机等动力机械为服务对象其发展主要以动力机械需求为牵引。铸造高温合金及制品对原材料要求高制备工艺复杂产品质量控制严格，行业准入门槛高。国内外具有研制和生产铸造高温合金能力的企业数量有限。近年来国内外铸造高温合金发展趋势主要表现为：



1、在等轴晶方面不再投入大量的人力和物力进行新合金的研制而是通过工艺水平的提高挖掘合金的潜能提高等轴晶铸件的使用性能因而高性能等轴晶的发展是一个重要的方向。

2、目前各种先进铸件制造技术和设备在不断开发和形成如细晶工艺、热控凝固、真空离心铸造技术等许多大型复杂结构高温合金铸件制造成功并付诸应用特别是越来越呈现出材料和工艺互相影响和促进的趋势。发达国家在铸造高温合金材料上将集中于少数极端工作条件的关键需求上如适用于超高温、大应力、富氧或腐蚀环境等。同时继续开发新技术并提高现有技术的控制水平从而提高各种高温合金铸件产品的质量一致性和可靠性。

3、定向、单晶高温合金研究方兴未艾新型合金不断涌现定向凝固合金已出现三代单晶合金发展到5代材料本体承温能力达到1200℃基本达到此类材料的极限。

由于高温合金的难变形特性以及我国尚无大型挤压机和先进的大型热模锻、等温锻造等设备, 使我国高温合金材料的热加工面临很大的困难。虽然冶金学家致力于合金化提高合金的耐高温性能但收效甚微。

因此，进一步提高合金性能与对高温合金材料开发的工作道路仍是曲折而漫长的。

第四篇：材料发展史

材料的历史同人类社会发展史同样悠久。历史上，材料被视为人类社会进化的里程碑。历史学家曾把材料及其器具作为划分时代的标志：石器时代、青铜器时代、铁器时代、高分子材料时代∙ ∙ ∙ ∙ ∙ ∙。这里我们不难看到材料在社会进步过程中的巨大作用。

制作物品的来源即原料或材料。其中“来源”指物质。

材料：是由一种化学物质为主要成分、并添加一定的助剂作为次要成分所组成的，可以在一定温度和一定压力下使之熔融，并在模具中塑制成一定形状，冷却后在室温下能保持既定形状，并可在一定条件下使用的制品，其生产过程必须实现最高的生产率、最低的原材料成本和能耗，最少地产生废物和环境污染物，并且其废弃物可以回收、再利用。

按组成、结构特点进行分类：金属材料；无机非金属材料；高分子材料；复合材料。 按使用性能分类：利用材料力学性能的称为结构材料；而利用材料物理和化学性能的则称为功能材料。

也可将材料分为传统材料和新型材料。两者无严格区别，是互相依存、互相转化的。传统材料的特征：需求量大、生产规模大，但环境污染严重；新型材料的特征：投资强度较高、更新换代快、风险性大、知识和技术密集程度高，一旦成功，回报率也较高，且不以规模取胜。狭义陶瓷是陶器与瓷器的统称。 二者的坯料都由长石、硅石和矾土（氧化铝）构成。陶器的原料中矾土的成分多一些，是粘土质。瓷器的坯料是矾土成分较少的矿石质。陶瓷的概念有狭义、广义之分。 从狭义上说，陶瓷是用无机非金属化合物粉体，经高温烧结而成的，以多晶聚集体为主的固态物质。狭义的陶瓷概念中不包括玻璃、搪瓷、水泥、耐火材料、金属陶瓷等。 从广义上说，陶瓷泛指一切经高温处理而获得的无机非金属材料，包括人工单晶、非晶态、狭义陶瓷及其复合材料、半导体、耐火材料及水泥等。

公元前8000年左右，铜首次被有意识地用来作为原料。先民们发现并利用天然铜块制作铜兵器和铜工具。 到公元前5000年，人们已逐渐学会用铜矿石炼铜。 公元前4000年，铜器及其制造就已推广，而石头作为材料已退居第二位。铜是人类获得的第二种人造材料，也是人类获得的第一种金属材料。

在人类历史上，有过一个辉煌灿烂的青铜器时代。考古表明，青铜文明的源头在古代中国、美索不达米亚平原和埃及等。 随着时间的推移，先民们发现，在铜中加入部分锡，可使原来较软的铜制品变得更坚韧、更耐磨。于是青铜（铜锡合金）产生了。

中国商代青铜器已经盛行，并将青铜器的冶炼和铸造技术推向了世界的顶峰。 中国先民们掌握了6种不同铜、锡比例的青铜技术。知道含锡量1/6的青铜韧性较好，可做钟鼎；而含锡量2/5的青铜较硬，可做刀斧。

后来的化学成分分析证明，铁中含有百分之几的镍和钴，而不含碳和其他熔渣夹杂物。这说明它是天外来客——陨铁；  天上掉下陨铁的机会是很少的，人类不可能大量使用陨铁。但是，陨铁让人们认识了铁，知道它比铜更坚韧，用它可以制成更坚固耐用、更锋利的砍削工具。早在2600年前的春秋时代中后期，我们的祖先就发明了生铁冶炼技术，比欧洲国家要早1000多年；世界上冶炼、浇铸生铁的最早文字，也记载于我国古代典籍名著《左传》中；  最早的钢是在大约1200ºC的较低温度下，用木炭还原出铁矿石里的混杂铁（含铁、矿渣和没烧尽的木炭混杂在一起的炼铁块）为原料，在炭火中反复锻打，反复渗碳而逐步形成的。

钢和生铁的最大区别是含碳量的多少，前者少而后者多，以2.11％为界。 生铁硬而脆，韧性不好；很少作为结构材料使用（跟碳含量有关）

 炼钢跟炼铁的主要区别是消耗掉多余的碳，最简单的方法是利用空气中的氧气去除碳，以降低碳含量；

第一次技术革命发端于18世纪后期，以蒸汽机的发明及广泛应用为主要标志，由此引发的纺织工业、冶金工业、机械工业、造船工业等的工业大革命，是这次技术革命的产物，使人类从手工工艺时期跃进到机器工业时代，开创了工业社会的文明。

其主要的材料依靠是钢铁的飞速发展，实现了高炉、转炉、平炉制造优质钢材的工业化。第二次技术革命开始于19世纪末，以电的发明和广泛应用为标志，由于远距离送电材料以及通讯、照明用的各种材料的工业化，实现了电气化。其结果是石油开采、钢铁冶炼、化学工业、飞机工业、电气工业、电报电话等迅猛发展，组成了现代产业群，使人类跨进了一个新的时代，实现了向现代社会的转变。

其主要材料依托是紫铜、黄铜、铝、钨等有色金属以及高分子绝缘材料的迅猛发展。

第三次技术革命始于20世纪中期，以原子能应用为主要标志。1942年12月，意大利物理学家费米在美国建立了第一个核反应堆，实现了控制核裂变，使核能利用有了可能，实现了合成材料、半导体材料等大规模工业化、民用化，把工业文明推到顶点，开启了通向信息社会文明的大门。

其主要材料依托是钛合金、先进合金、高温陶瓷、先进复合材料等材料的迅猛发展。

第四次技术革命始于20世纪70年代，它是以计算机，特别是微电子技术、生物工程技术和空间技术为主要标志，新型材料、新能源、生物工程、航天工业、海洋开发等新兴技术是主攻方向。

其主要材料依托是以硅、砷化镓为代表的半导体材料、先进高分子材料、先进复合材料、生物相容材料等的迅猛发展。在炼钢时加进金属锰，就能炼出锰钢。锰钢最大的特点是强硬坚韧，是工业建设的栋梁之材，是国防建设的“铁甲卫士”。锰钢的问世，是一位年轻的冶金学家（英国的哈德菲尔德）藐视权威，以他那锰钢般的意志顽强攻关的结果。权威们告诫人们，钢铁中锰的含量绝不能超过1.5％，否则它就会越来越脆。在经过了几百次的失败以后，他终于发现当锰的含量达到13％时，锰钢一改它昔日脆弱的形象，变得既有很好的硬度，又富有韧性了。

不锈钢，是以铁为主体元素，加上一定比例的铬、镍、钼、锰等金属炼成的耐腐蚀合金材料。不锈钢以其锃亮的外表、良好的机械性能和对酸性腐蚀物质的强大抗御能力赢得了人们的欢迎，是现代工业生产和日常生活中常用的金属材料。冶金专家布里尔利在一次偶然发现，由电炉炼成的含铬8％，含碳0.24％的合金钢经过热处理后，具有极好的耐腐蚀性能，特别是不怕酸性物质的腐蚀。布里尔利把它起名为“不锈钢”。

到1898年，美国工人技师泰勒创造了一个奇迹。他想研制一种耐高温的高速刀具钢。他分析了钨锰钢的成分，认为钨是好的，熔点高达3380℃，受热肯定不会变软，问题一定是出在熔点和硬度都不够高的锰身上。泰勒思考了很久，决定采用铬取代锰。泰勒赶紧安排试验冶炼含铬钨钢。经过一段时间的试验，合乎要求的含铬钨钢炼出来了。新材料做的车刀的切削速度比过去提高了5倍!在这之后，泰勒又对钨铬钢刀做了不少改进，使它能在五六百摄氏度下也不变软，切削速度达到每秒10米(600米／分钟)，可与奥运会100米跑的冠军比一比速度。

进入20世纪以后，刀具材料又有了一次飞跃，那就是诞生了硬质合金。1907年，德国冶金专家施特勒尔用碳化钨的硬质颗粒，加上铁和钴的粉末，先压制成型，再以高温烧结，让铁和钴熔化而成为粘结材料，使碳化钨紧紧地“团结”起来，制成了硬质合金。硬质合金一经问世，便受到了热烈欢迎。人们发现用它制作的刀具，在1000℃的高温下也不会变软，切削速度可达到每分钟2000米以上，比普通碳素钢刀高出100多倍。

铝是地壳中含量最多，分布最广的金属元素。我们脚下的粘土，就是铝的藏身之处、所以人们称铝是“来自粘土的白银”。

在今天，铝是产量仅次于铁的第二金属。生活中随处可见。但在100多年前，铝比黄金还要贵几倍，是王公贵族才能赏玩的珍宝。

说明：炭没有从铝手里夺取氧的能力，那就换一种思路，让氯气从氧那里把铝夺过来。

他向烧得发红的矾土里通入氯气，发现有一些液体流出来，得到了应该是氯化铝。他仔细地把这些液体收集好，再加热并加入还原能力强大的钾汞剂(合金)，让它代替炭去把铝还原出来。实验分析结果告诉他，有氯化钾生成。钾汞剂已经变成了铝汞剂，加热以后汞蒸发掉了，可铝也再一次变成了白色的矾土。

由于铝的需求量越来越大，原料矾土的供应也变得紧张。自然界纯矾土矿很有限，大部分的矿石含有一半的铁硅和其它杂质，不能直接用来炼铝。有必要寻求一种廉价的方法将氧化铝提取出来。

奥地利化学家拜尔采用煅烧矿石，然后粉碎，再加入氢氧化钠，使其与氧化铝反应，生成氢氧化铝。然后分离出氢氧化铝，最后加热使氢氧化铝分解，就可以得到纯净的矾土了。他们研究发现：

1.具有形状记忆能力的合金并不只是镍钛合金一种，还有铜铝合金、铜锌合金、铜镍台金、镍铝合金等；

2.不同的组成，甚至是组成虽然相同，但热处理方法不同的合金，被“唤醒记忆”恢复原有形状的温度就有所不风

3.这些合金变形能力是无疲劳的，即使反复变形上百万次也不会断裂。

氢是一种高效的燃料，它的比热是航空煤油的三倍，也就是说1公斤的氢可以代替3公斤煤油，目前任何化学燃料都无法和它相比。更重要的是它是一种洁净的、无污染的燃料。因为氢燃烧时与氧结合，剩下的只是水，避免了产生有害的废弃物。

通常，人们只是把易与氢气结合成金属氢化物的合金才称为“储氢合金”。金属为什么具有储氢的本领呢? 因为氢是一种很活泼的元素，能与许多金属起化学反应。一个金属原子能与两个、三个或更多的氢原子结合，生成稳定的金属氢化物，同时放出热量。当稍微加热，金属氢化物吸收热量后，就会分解出高纯度的氢气。研究表明，能满足储氢材料基本条件的合金，其成分中的主要元素有镁、钛、铌、钒、锆和稀土类金属，添加元素有铬、铁、锰、钴、镍、铜等。

现在研究开发的合金，有镧镍、钛铁、镁镍、混合稀土、非晶态类储氢合金。储氢合金有很好的吸附性能，不需要高压高温就能贮存氢和释放氢，并且两者的数量很大，而且吸附性能也不会因反复贮藏、释放而减弱，因而特别适用于贮藏和运输氢，其理论贮氢量可为同体积高压贮气瓶的1000—1300倍，为液态氢单位容积贮气量的1.5倍，而且不会形成氢气压力，使之成为可靠的贮氢手段。

晶须是一种直径为几微米到几十微米、长度可达数厘米的单晶体，可以在自然界生成，也可由人工制成。它强度极高，接近晶体的理论强度。因晶须十分细小，故一般不能独立使用，但可编织成线材或与其他聚合物复合成纤维增强复合材料。

经现代的X射线衍射技术显示，晶须内部的原子完全按照同样的方向和部位排列。这是一种没有任何缺陷的理想晶体。而在一般金属中，虽说总体上原子是有规则排列的，但局部地方，一些原子的排列并不规则，因而，晶体构造中产生了缺陷。

设想：将硝化纤维薄膜夹在两层玻璃中间，设法把它们粘成一体，就可以做成不伤人的安全玻璃。

困难：硝化纤维“脾气暴躁”，见火就烧．有时温度一高还会自己烧起来。怎样使它与玻璃紧密结合起来？ 方案：

1.用胶水?——粘合牢度太低。

2.把玻璃烧软了，再趁软把硝化纤维压在一起?——实验不是着火就是爆炸，太危险。

所谓先进陶瓷，是以高纯、超细的人工合成的无机化合物为原料，采用精密控制的制备工艺烧结而成的，比传统陶瓷性能更加优异的新一代陶瓷。先进陶瓷又称为高性能陶瓷、精细陶瓷、新型陶瓷或高科技陶瓷。

先进陶瓷按化学成分可分为氧化物陶瓷、氮化物陶瓷、碳化物陶瓷、硼化物陶瓷、硅化物陶瓷、氟化物陶瓷、硫化物陶瓷等。

(1)陶瓷的耐热性好，这可以提高发动机的工作温度，从而使发动机效率大大提高。例如，对燃气轮机来说，目前作为其制造材料的镍基耐热合金，工作温度在1000℃左右；若采用陶瓷材料，工作温度可达1300℃，使发动机．效率提高30％左右。

(2)工作温度高，可使燃料充分燃烧，尾气中的污染成分大大减少。这不仅降低了能源消耗，而且减少了环境污染。

(3)陶瓷的热传导性比金属低，这使发动机的热量不易散发，可节省能源。

(4)陶瓷具有较高的高温强度和热稳定性，这可延长发动机的使用寿命。目前，这种陶瓷滚动轴承已经问世。陶瓷滚动轴承具有下列优点：

(1)陶瓷的耐蚀性好，所以陶瓷滚动轴承适合于在有腐蚀性介质的恶劣环境中工作；

(2)陶瓷滚动体的密度比钢低，转动时对外圈的离心作用力可降低40％，故使用寿命长；(3)陶瓷的热膨胀系数比钢小，在轴承的间隙一定时，允许在温差变化较大的环境中工作；(4)陶瓷的弹性模量比钢高，具有较好的刚度，有利于提高工作速度，达到较高的精度。人造金刚石：金刚石是大家熟悉的高级装饰品，又是已知材料中最硬的，由于天然金刚石矿床不多，故价格很贵。而商业上、工业上都有很大需求，于是人们希望能够人工合成。金刚石和石墨都是有碳元素组成，但是两者的性能却千差万别，一个很硬，一个很软。这为我们人工合成提供了线索。塑料、合成纤维和合成橡胶，是合成高分子化合物的三大家族。纤维和橡胶都有天然的存在，惟有塑料没有天然的存在，是人类创造力的产物。虽说塑料的诞生是受自然界的树脂类物质启发而起步的，但在塑料的发展过程中，完全是人类以丰富的想象力和艰苦卓绝的努力，才创造出这一个崭新的材料领域。

聚乙烯是由乙烯单体聚合而成，为发展最快、产量最大的一种热塑性聚合物。聚乙烯质感类似石蜡状，无味无毒，有良好的耐低温性、化学稳定性、加工性、电绝缘性，但耐热性不高，只可在80℃下使用。

由高压法所得的聚乙烯，分子质量较低，分子的支链较多，密度较小，所以又称低密度聚乙烯(LDPE)，为半透明状，质地柔软，耐冲击，常用于制作薄膜、软管、瓶类等包装材料及电绝缘护套等。

超高分子量聚乙烯(简称UHMPE)的分子质量达上百万，使结晶困难。

与普通PE相比，耐磨性、抗冲击性、自润滑性、生理相容性、耐蚀性更好，但其硬度、强度、耐热性低些。可用于耐磨输送管道、机床耐磨导轨、小齿轮、人工关节、防弹衣、滑雪板等。

最轻且价低的塑料：聚丙烯(PP)

聚丙烯是由丙烯单体聚合而成的热塑性聚合物，常用的PP，耐蚀性、电绝缘性优良，力学性能、耐热性（可达150 ℃）在通用热塑性塑料中最高，耐疲劳性好，是常见塑料中密度最低、价格最低的塑料，但低温脆性大及耐老化性不好。其无味无毒，是可进行高温热水消毒的少数塑料品种之一。

最鲜艳且成形性特好的塑料：聚苯乙烯（PS）

聚苯乙烯为苯乙烯单体聚合而成的典型线型无定形热塑性塑料。

PS极易染成鲜艳色彩，透明度仅次于有机玻璃，制品表面富有光泽；几乎可用各种成形方法进行成形加工，成形收缩特小，可成形性非常突出；电绝缘性（特别是高频绝缘性）极好，刚性好、脆性大，为敲击时惟一有清脆的类似金属声的塑料；其无味无毒，但抗冲击强度低，易脆裂；不耐高温（100 ℃以下使用），户外长期使用易变黄变脆。与“尼龙—66”相比，聚酯纤维的优点：

1.保型性好。

它弹性足，尤其是弹性模量要比尼龙-66高2～3倍，不容易产生折皱，经熨烫后有“一朝定型，永不变形”的功效。

1.耐温性能好。

聚酯纤维既不怕高温又耐得低温。将其在150℃的热空气中加热1000小时，还能保持50％以上的强度，而尼龙-66在此温度下差不多已经“毁尸灭迹”了。聚酯纤维的熔化温度高达250℃、但在零下100℃的低温环境中也不会降低性能。

3.强度高；

它在干燥情况下强度与尼龙-66不相上下、而且在潮湿条件下依然如故。尼龙-66受潮后强度会下降10％～15％，聚酯的抗冲击能力比尼龙要强整整4倍。

3.“生命力”旺盛。

把它放在玻璃瓶里晒上一年，强度并没有太大的降低，而如果换成尼龙，同样晒一年，强度会有大幅度的下降。

3.聚酯还不怕酒精、汽油等有机溶剂，不怕含氯的氧化剂，不怕稀酸、稀碱溶液的腐蚀作用。

橡胶、人称“弹性之王”，最大的特点是富有弹性，可以在外力作用下伸长七八倍。但外力一消失，又迅速恢复其原来的长度。除了弹性好以外，橡胶还有防水、绝缘、气密、抗震、耐磨等一系列优良性能。橡胶是当今社会不可缺少的重要战略物资，是现代人生活中非常熟悉的材料之一。

橡胶家族分为天然的和人工合成的两大分支。无论是天然橡胶，还是合成橡胶，都是化学家们付出了大量辛勤的劳动后，才得以进入人类生活的。

人造“大然橡胶”与真正天然的橡胶相比，可以说是“巧手胜天成”的杰作。

它的弹性、耐磨性、耐温性、气密性等各项性能指标都与天然橡胶相同，甚至它的缺点也和天然橡胶一样——耐油性不太好。不同在于它在合成时的原料特别纯，所以产品中不含天然橡胶里常有的植物蛋白及脂肪等杂质，电绝缘性能比天然橡胶好，耐老化的时间也更长。

第五篇：航空发动机公司实习报告

今年的暑假我们材料学院07级47人到西安航空发动机有限公司进行了为期14天的参观实习。在实习期间，每位同学都非常的认真听讲，积极提问，对我国目前飞机的发动机制造有浓厚的兴趣。经过14天的实习，我们不仅对西安航空发动机有限公司有了一定的了解，而且对飞机发动机的结构以及其主要的生产流程、工艺特点有了很深的认识，下面我就发动机的概况、制造工艺、实习感想三部分进行介绍。

第一部分 概况我过目前战斗机发动机的主要分类如图1：

图1 航空发动机分类发动机的内部构架主要分为进气装置、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷五大部分。其工作原理为：空气从进气装置进入，进过压缩机，成为高压气体，此部分主要为原料的燃烧提供氧气。同时汽油从导管进入到燃烧室，燃烧产生高压气体，高压气体进入涡轮，经过涡轮叶片的整流导向，压力不断升高，最后从尾管中喷出，产生向前的推力。

发动机的主要部件主要分为轴、轮、盘、机匣、叶片五大类，而我们的参观的部件主要是除轮之外的四大类，下面我将通过我实习期间的所见所闻对其进行介绍。

一、轴轴是飞机发动机的主要核心部件之一，其形状为圆柱形，上面安装了叶片。叶片由大到小，由疏到密，分为8级，主要用于压力的升级。风从大叶片那端进入发动机，经过整流导向，进入下一级叶片，叶片的转速逐渐增大，压力也越来越大。

二、盘盘是连接轴和机匣的部件，形状为圆筒形，表面布满圆形孔洞。内侧安装了机匣，机匣的形状由小到大，和轴相吻合。

三、机匣机匣是发动机主要的部件之一，安装在发动机的盘上。钛合金具有重量轻、硬度高、韧性较好等特点，是生产机匣的首选材料。其生产工艺流程主要为：

1、将钛合金经过高温加热，熔化成液态合金

2、将液态合金浇注到机匣模具中，此过程成为精密铸造

3、将铸造成型的工件经过喷砂、热处理等工艺，提高各种力学性能

4、采用磁粉、紫外线、超声波等探伤方法对工件进行探伤

5、采用自动化数控机床对工件进行车、铣、刨等加工工艺

6、最后进行精度检验

四、叶片叶片是发动机的核心部件，叶片具有对气流进行导向和升压两个作用。其主要工艺流程为：

1、采用熔模铸造法铸造叶片

2、将铸造成型的工件经过喷砂、热处理等工艺，提高各种力学性能

3、采用磁粉、紫外线、超声波等探伤方法对工件进行探伤

4、采用自动化数控机床对工件进行车、铣、刨等加工工艺

5、最后进行精度检验第二部分 制造工艺我们参观的制造工艺可以归类为铸造、锻造、冲压、焊接和热处理五大类。

一、铸造

（一）熔模铸造1.用蜡制作叶片模型 采用一种特殊的蜡，然后用金属模型压制成型，最后修整模型2.上沙成型 主要材料是硅粘结剂和各种粘度不同的沙。首先在蜡模型上涂上一层粘结剂，然后置于沙的悬浮机中上沙，最后用氨气干燥3.熔模 将上沙成型后的工件模型放入熔模箱中，加热将蜡熔化，然后将残留物清洗掉，最后烘干、焙烧4.浇注、凝固成型 将母材金属熔化后，采用真空或压力法将铁水由下而上灌入模型中5.成型加工：凝固成型后破砂、矫正、打磨、抛光

（二）精密砂型铸造1.用沙粒填充到金属模具中得到砂型模具2.修正模具，保证精确度3.将熔化的金属液填充到模具中4.放置于沙粒中，外层用棉布包裹，保证缓慢降温5.破砂，切除冒口此种铸造须设置冒口，防止疏松和缩孔，光洁度好，精度高，适用于复杂零件的批量生产。

二、锻造1.将须锻造的工件加热2.将加热工件从炉中取出，置于锻造机器中3.启动机器，利用压力将工件锻造成型4.取出锻造工件此锻造特点为锻造机器体积大、重量大，生产效率高，操作简单、适用于工件的批量生产。

三、冲压1.将工件置于冲压机器中2.启动机器，利用压力将工件冲压成型3.取出成型工件冲压于锻造很相似，不同之处在于冲压件不需加热，主要生产板件，适用于加工塑性较好的工件。

四、焊接

（一）熔化焊 将待焊处的母材金属加热熔化以形成焊缝的焊接方法称为熔化焊，可分为电弧焊、等离子弧焊、电子束焊、激光焊等。

1.将母材金属放置好，接通电源2.将焊条在母材金属上缓慢移动，熔化母材金属，形成焊缝

（二）压焊 焊接过程中必须对焊件施加压力以完成焊接的方法称为压焊，如电阻焊。

1.将待焊工件放置于两电极之间2.两电极放电，产生高温，将工件待焊处熔化3.施加一定的压力，将熔融金属压制在一起，从而完成焊接此焊接方法适用于圆周型的焊接，不需焊条。

五、热处理热处理工艺主要分为退火、正火、淬火、回火和表面处理工艺，是改善工件性能的主要途径。

（一）退火 将组织偏离平衡状态的钢加热到适当的温度，保温一定时间，然后缓慢冷却，以获得接近平衡组织的热处理工艺称为退火。

1.完全退火 将钢完全奥氏体化后随炉冷却的热处理工艺。主要适用于亚共析钢，目的在于细化晶粒、均与组织，以提高性能。

2.球化退火 目的在于使钢中的碳化物球化状。

3.去应力退火 目的在于消除铸造、锻造、焊接、冷变形等形成的残余应力。

4.扩散退火 目的在于减少钢锭、铸件的化学成分和组织的不均与性。

（二）淬火 将钢加热到ac3以上30-50℃，保温一定时间后快速冷却以获得马氏体组织的热处理工艺，目的在于提高钢的强度和硬度。

1.水淬 将加热好的工件直接放入水中，冷却速度最快，等到马氏体组织。

2.油淬 将加热好的工件直接放入油中，冷却速度次之，等到马氏体+珠光体组织。

3.盐浴淬 将工件在盐浴中加热，然后放到油中淬火。淬火时用钢板压住工件，防止淬火时工件产生变形，同时也可以防止工件被氧化。

（三）回火 将淬火后的工件重新加热到ac1以下某一温度，保温一定时间，然后冷却到室温的热处理工艺称为回火。

1.低温回火 回火温度加热到150-250℃，得到回火马氏体组织。目的在于降低淬火应力，提高钢的的韧性，保持淬火后的高硬度和高耐磨性。

2.中温回火 回火温度加热到350-500℃，得到回火屈氏体组织，具有高的弹性和屈服点，并有一定的韧性。

3.高温回火 回火温度加热到500-650℃，得到回火屈氏体组织，具有很好的塑性、强度和韧性，称为调质处理。