发动机曲轴材料的综合介绍[五篇]

第一篇：发动机曲轴材料的综合介绍

先进的曲轴材料：

发动机曲轴材料的综合介绍。根据它的发展历史以及对各种材料的化学成分、组织、性能、加工工艺、成本价格的比较分析,说明其发展趋势是以球铁曲轴替代锻钢曲轴,以铸态珠光体球铁曲轴替代热处理曲轴。球铁代钢的关键是提高韧性,自行研制的QT740—3铸态珠光体球铁曲轴表明,铸态球铁性能达到了一个新高度。另外对几种曲轴新材料进行了分析。曲轴在工作中受到不断变化的燃气压力、惯性力及力矩作用,从而在各部分产生弯曲、扭转、剪切、拉压等交变应力。曲轴的重要性及其工作状况的复杂性,要求曲轴有较高的抗拉强度、疲劳强度、表面强度、耐磨性,同时心部要有一定的韧性。另外,应当顺应当今世界汽车材料的发展趋势,即采用轻量化材料以减轻汽车自重,减少汽车的燃油消耗,节约石油资源,降低环境污染;选用和开发

替代材料简化零件生产工艺,降低生产成本。目前,国内普遍使用的曲轴材料主要有锻钢和球墨铸铁2类。锻钢材料一般为中碳钢和中碳低合金钢,如45钢、53钢、35CrMo、40Cr等。球铁曲轴牌号有QT6002、QT800-

2、QT900-

2、QT900-5。工业强国的球铁生产比重较大。尽管我国的铸铁产量居世界第二位,但其中球铁产量所占比重(17.8%)远低于法国(48.3%)、日本(40.0%)、美国(39.4%)、英国(36.7%)、德国(35.1%)、意大利(21.6%),也低于世界平均水平(28.2%)。因此,我国有待于加强球铁生产技术的研究,进一步拓宽球铁的应用领域。特别是在国有汽车工业的开发中,显得尤为重要。总的说来,曲轴用材料的发展趋势是,以球铁曲轴替代锻钢曲轴,以铸态珠光体球铁曲轴替代热处理曲轴。1 锻钢曲轴 1.1 热处理锻钢曲轴 这类曲轴多采用精锻中碳钢或中碳合金钢,需要采用调质(或正火)热处理来提高强度并改善加工性能。锻造曲轴由于需要热处理,工艺较复杂,需要时间多,而且能源消耗较大。另外,国外采用45钢经锻造余热淬火后,增加淬透性,以提高硬度、抗拉强度、冲击韧性和延伸率,从而降低毛坯成本。

1.2 微合金非调质钢曲轴

微合金非调质钢曲轴是近年来发展起来的新钢种,通过添加V、Nb、Ti等合金元素细化晶粒,强化钢的基体,提高钢的强度。其优点是可省去调质(或正火)处理工艺,具有明显的简化工艺、节时节能效果。同时可改善切削加工性能,提高劳动生产率。微合金钢与调质碳钢相比可降低成本7%～11%,与调质合金钢相比可降低成本11%～19%。传统的调质钢需通过热处理工艺来提高强度,而且需加入昂贵的Ni、Cr、Mo等元素。自从联邦德国于1972年研制出牌号为49MnVS3的中碳微合金钢后,英国、法国、意大利、日本、前苏联、美国等也相继研制出不同牌号的微合金非调质钢以代替调质钢。例如,英国研制的VANARD系列低碳[w(C)=0.3%～0.5%]高锰[w(Mn)=1.0%～1.5%]微合金钢与49MnVS3[w(C)=0.48%～0.56%,w(Mn)=0.6%～1.0%,U型缺口冲击能大于15 J]相比,在相同强度时可提高冲击能33%。瑞典金属学院发现将w(Si)从0.3%提高到0.6%时,在对强度无影响的情况下可将冲击能提高25%。Nomura等人[2]发现,将用V处理过的钢中的w(S)提升至大约0.05%时,可有效提高韧性。Nippon Steel[2]发现向0.42C-0.79Mn-0.26Si-0.11V钢中加入0.021%(指质量分数,下同)的Ti,在1250℃锻造,然后空淬,可将室温下U型缺口单位面积冲击能由34 J/cm2提升至50J/cm2。国外汽车应用微合金非调质钢曲轴已十分广泛,德国的Benz、意大利的Fiat、美国的Ford、日本的三菱和丰田汽车公司都有部分汽车发动机曲轴采用非调质钢。我国非调质钢的研究起步较晚,经过努力已研制出十几种非调质钢,如为解决康明斯发动机锻造曲轴用钢,东风汽车公司研制出一种新型曲轴用非调质钢50MnV[w(C)=0.44%～0.56%,w(Mn)=0.80%～1.3%,w(Si)=0.17%～0.37%,w(S)≤0.035%,w(P)≤0.035%,微量V]。2 球墨铸铁曲轴 2.1 球墨铸铁代钢

球墨铸铁比钢轻约10%,无残留应力,加工时产生的缺陷少,而且球墨铸铁减振性、耐磨性、对缺口敏感性等优于锻钢。铸造曲轴与锻造曲轴相比,可使连杆轴径中空,减轻回转质量,且可减少轴拐角处的应力集中。球墨铸铁曲轴,尤其是铸态球墨铸铁曲轴,具有生产工艺简单、能源消耗少、生产成本低、生产效率高等优点。锻钢曲轴价格是球墨铸铁曲轴的4～5倍,因此球墨铸铁成本优势很大,在激烈的市场竞争中极具潜力。在欧洲,球墨铸铁曲轴的使用率大于80%,锻钢曲轴小于20%;在日本,两者的比例为80∶20;美国3家大汽车厂(General Motors、Ford、Chrysler)生产的轿车和轻型车约99%使用铸造曲轴。而轿车用量最大的直列四缸曲轴,全世界多已用铸铁代替了锻钢。对于六缸柴油机曲轴,国外多沿用锻钢件,而我国由于缺乏大型锻造设备,在重型柴油机的设计和制造中,早已采用球铁曲轴。例如重型汽车公司设计的6120、6130等发动机;东风汽车公司在原6100汽油机的基础上改造成6102柴油机时,开发曲轴圆角滚压工艺和其专用设备,实现了六缸柴油机曲轴的球铁化。球铁取代锻钢用于重要零件时,先进工业国家考核σ0.2和σ0.2/σb指标。球铁要取代锻钢,重点是提高韧性,尤其是动态韧性,可采用如下方法:细化晶粒和显微组织;尽量降低有害杂质含量;球化或钝化、分散弱相(如石墨)以减小应力集中系数;生成或引入韧性好的不连续组织(如ADI球铁中的残余奥氏体)来提高性能。目前,球铁取代锻钢的最大障碍就是强度和韧性有限。但是随着高强度、高韧性球铁,尤其是奥氏体等温淬火球铁(ADI)技术的日趋成熟,凭借其高强度、高韧性、成形性能好、成本低、综合机械性能优良等诸多优点,必将在更大范围内取代锻钢。2.2 铸造热处理曲轴 2.2.1 GH90-5球铁

意大利Fiat汽车公司开发的高强韧性球铁系列的综合性能指标为同类材料中最高,反映了当今国际先进水平。牌号GH90-5的球铁用于发动机曲轴,需经正火处理。南京汽车厂从该公司引进的IVECO轻型系列卡车的发动机曲轴材料为GH90-5球铁。南汽采用高温低硫原铁水,通过严格控制Mn和P的含量,加入0.5%～0.8%的Cu,用含Ca和低镁低稀土球化剂处理及硅铁随流孕育,再经过正火和高温回火处理,得到细片状珠光体+破碎状牛眼铁素体组织。在实验室条件下,Y型试块性能可接近QT90-5的要求,曲轴本体解剖后,经测试达到QT85-4性能指标,基本满足生产的要求。

2.2.2 奥氏体等温淬火球铁(ADI)ADI是近年来在铸铁冶金中的重大发现之一。将球铁加热到897℃附近,奥氏体化溶解碳,然后进入247℃～397℃盐浴中急冷,以防止出现珠光体,并保温1 h～2 h,最后急冷到室温,获得基体为奥氏体加贝氏体混合组织的ADI材料。通常在其中加入少量Ni、Mo或Cu来提高硬度。富含碳的残余奥氏体比较稳定,韧性好且不连续,这极大地提高了材料的性能。它的另外一个突出特点是加工感应相变形成马氏体,且仅是加工部分产生硬化,提高了强度和耐磨性,此种硬化效果具有持续性。高强度ADI材料抗拉强度为1274MPa～1470 MPa,延伸率为1%～3%,主要用作钢质零件的代用材料;高韧性ADI材料抗拉强度为882 MPa～1078 MPa,延伸率为6%～12%,主要用作铸铁零件的代用材料。ADI材料可被用来制造承受高负载的曲轴,通常条件下,普通球铁材料是达不到这么高的要求的。ADI材料的开发提高了球墨铸铁类材料的机械性能,拓展了球铁材料的应用空间。由于其价格低廉,设计自由度大,经不同温度等温淬火处理后,具有高强度、高韧性、耐疲劳和耐磨性能,因此是一种非常有发展前途的材料。ADI的生产对铸件质量要求高,需要严格控制等温淬火热处理工艺参数,为此要采用机械化、自动化程度较高的专用等温淬火热处理设备。在国,ADI已从理论及工艺研究进入到实际应用阶段,ADI球铁曲轴已有一定的产量。而我国尚处于试验研究阶段,在单缸发动机上有所采用,另外有少数关于在四缸发动机上的应用报道。2.3 铸态珠光体球铁曲轴

球铁材料过去一直采用正火来提高强度,随着生产技术的成熟,铸态珠光体球墨铸铁曲轴逐步代替了正火球墨铸铁曲轴。由于石墨球数增加,基体组织全为珠光体,因而铸态下就能获得较高的机械性能。铸态曲轴不须正火热处理,这样不仅简化生产工序、降低能源消耗和生产成本,还避免了人为因素产生的内应力,从而减少了曲轴在切削加工后进行表面淬火强化处理时的变形倾向。以EQ1092汽车曲轴的生产为例,只要铸态基体组织珠光体含量不少于75%,轴颈表面淬火硬度就高于46HRC,变形量小于0.3 mm,而原来采用正火球墨铸铁曲轴,表面淬火后,曲轴变形很大且不稳定,平均为1.5 mm,最大达到3.5 mm。球铁向铸态发展是大势所趋,同时也是技术进步的表现。为保证铸态曲轴的质量,需严格控制化学成分及球化、孕育、凝固等关键工序,以获得要求的金相织。在原材料、熔炼设备、工艺、化学成分检验、金相组织分析、球化率检验、缺陷检验等一系列生产环节上,要采取切实可行的技术措施,并制定严格的生产管理制度。铸态珠光体球铁与铸态混合基体球铁相比前者难于生成。其基体组织是通过调整原铁水化学成分来保证的,一般需通过调整终硅量,加入Cu、Sn等合金元素改善铸态组织,提高强度。铸态珠光体基体球铁在生产时应该注意合金元素的简化和少量化,这样既可保证冲击韧性,又可降低成本。铸态珠光体球铁终硅量一般在2.1%～2.7%,并保证碳当量在4.3%～4.7%。Mn元素在球铁中有稳定珠光体的作用,对提高强度和硬度有益,但易形成碳化物偏析于晶界,因此Mn不宜超过0.7%。P与S是球铁中的有害元素,铸态球铁应控制w(P)≤0.08%,w(S)≤0.08%。Mg与Re对石墨球化有积极的促进作用,但过高的Mg残会发生石墨畸变,过高的Re残会增加白口倾向,要求控制w(Mg残)=0.025%～0.045%,w(Re残)=0.015%～0.035%,并保证w(Mg残)/w(Re残)≥1。Cu和Sn均可稳定珠光体,Cu对球铁铸态性能σb、σs、HB影响较大,适当增加Cu含量,可提高球铁强度。在铸态珠光体球铁中,当w(Cu)=0.25%～0.55%时,适当提高Sn的含量,可以提高延伸率,但Sn极易偏析,其含量不宜过高。例如,在w(C)=3.6%～3.8%、w(Si)=1.8%～2.2%、w(Mn)≤0.3%、w(P)≤0.04%、w(S)≤0.02%、w(Cu)=0.8%～1.0%、w(Sn)=0.03%～0.04%的铁水成分范围内,采用冲入法球化处理及随流孕育工艺,可获得QT800-2铸态珠光体球铁,其断裂韧性KIC为1210 MPa·mm～1350 MPa·mm,这种材质具有较高的抗断裂能力。由武汉理工大学及东风汽车公司铸造一厂共同承担的国家“九五”重点科技攻关项目“富康轿车QT740-3曲轴的研制及产业化开发”研究了一种新牌号的铸态珠光体球铁。铸态下抗拉强度不小于740 MPa,延伸率不小于3%,石墨达到法国标准VI级,球状石墨AB型不小于85%,轴颈处珠光体含量大于75%,其评定水平远远高于国家标准。通过控制化学成分,并采取其它工艺措施,获得所需的特定组织和性能。球铁代钢,主要是提高韧性,对于铸铁材料,要在较高强度下同时具有较好的韧性实属不易。QT740-3这一新牌号的出现表明铸态球墨铸铁的性能达到了一个新的高度。3 新型曲轴用材料展望

3.1 AGS—奥氏体等温淬火球状石墨钢

据文献[5]报道,日本工业技术院采用奥氏体等温淬火热处理法成功地开发了一种杨氏模量高(与钢差不多,约为200GPa)、强度及韧性(摆锤冲击值比ADI材料大2倍左右)均极理想的新材料AGS—奥氏体等温淬火球状石墨钢。这种材料是通过把w(C)=1.0%～1.5%、w(Si)=1.5%的钢加热到900℃左右,然后急冷到300℃～400℃,保持0.5 h～3 h,最后在空气中进行奥氏体等温淬火处理得到的。它可用于对强度、韧性有较高要求的领域,如曲轴、齿轮等零部件。3.2 新型铝合金复合材料

90年代以来国外广泛采用高强度铝合金来代替传统材料,以实现轻量化。据报道,Honda、Nissan、BMW和奥迪等公司都生产了全铝发动机,其曲轴采用了压力铸造纤维和颗粒增强铝合金复合材料。纤维增强和颗粒增强复合材料技术在工业化大生产中的应用未见报道,主要是复合材料生产工艺复杂,目前仅停留在实验室单件小批量生产

阶段,不易推广到大批量机械化生产当中。另外,它还面临着回收再利用等难题。

4材料选择的原则首先是要能满足使用性能,然后再考虑成本、轻量化、环保等一系列要求。在以上所列举的材料中,钢的力学性能最优,球铁的其次,铝合金复合材料在后。但是并非所有的情况下都选择性能最优的钢,而应该从各方面综合考虑,我们平常所讲的性能价格比就是从这个意义上提出来的。对于功率要求较高的曲轴,一般的球铁不能满足要求,多选用性能优良的锻钢。奥氏体等温淬火工艺的出现极大地提高了球铁的力学性能,使其接近于锻钢,再加上其低成本和优良的工艺特性,在满足力学性能的前提下,一部分锻钢曲轴逐渐被ADI替代。但是,ADI需要严格控制等温淬火热处理工艺参数,对生产厂家提出了较高的技术和管理等方面的要求,导致其生产还不普及。另外,在锻钢中又以微合金非调质钢取代调质碳钢和调质合金钢来降低成本。对于中低功率的曲轴,由于球铁优良的性能、低成本和工艺的日臻完善,已几乎完全取代了锻钢。而在球铁中,又趋向于以铸态球铁取代热处理球铁。同时,高强度铝合金复合材料的出现,已可部分替代球铁曲轴。但是目前工艺尚不成熟,还不能满足大规模工业化生产的要求。

在曲轴的选材上,以上几种材料按其特点各有应用范围和发展前景。锻钢的力学性能最优球铁的适用范围广、成本低;铝合金是未来的方向,最具发展潜力。其中铸态QT740-3在轻型车、轿车曲轴市场中,适用范围广,性能价格比最优,最具竞争力。

第二篇：有关发动机曲轴连杆实习报告（共）

有关发动机曲轴连杆实习报告

在当下这个社会中，报告对我们来说并不陌生，我们在写报告的时候要注意逻辑的合理性。我们应当如何写报告呢？下面是小编为大家收集的有关发动机曲轴连杆实习报告，仅供参考，欢迎大家阅读。

一、实训项目：

曲轴飞轮组的拆装

二、主要内容及目的

（1）熟练曲轴飞轮组的装配关系和运动情况

（2）掌握曲轴飞轮组的拆装方法、步骤。

四、实训与考核器材

（1）5A发动机1台。

（2）常用工量具1套，专用工具1套，机油少许。

五、操作步骤及工作要点

1、曲轴飞轮组的拆卸

（1）将汽缸体倒置在工作台上，旋松飞轮紧固螺钉，拆卸飞轮（飞轮较重，拆卸时注意安全）。

（2）拆卸正时链轮，首先松开张紧轮，取下链轮时注意链轮上的正时标志和传动方向。

（3）拆卸曲轴前端及后端密封凸缘及油封。

（4）拆下曲轴主轴承盖紧固螺栓，不能一次全部拧松，必须分次从两端到中间逐步拧松，取下主轴承盖。注意：各缸主轴承盖有装配标记，不同缸的主轴承盖及轴瓦不能互相调换。

（5）抬下曲轴，再将主轴承盖及垫片按原位装回，并将固定螺钉拧入少许。注意曲轴推力轴承的定位及开口的安装方向。

2、曲轴飞轮组的装配

①安装前应全面清洗发动机零部件，尤其是相互配合的运动件表面应保持清洁，并涂抹润滑油。

②安装顺序一般与拆卸顺序相反，由内向外进行。

③各配对的.零部件不能互相调换，安装方向也应该正确。各零部件相对装配关系应保持正确。

④各紧固螺钉应按规定力矩和方法拧紧。

（5）检验曲轴的轴向间隙。检验时，先用撬棍将曲轴撬挤向一端，再用厚薄规在止推轴承处测量曲柄与止推垫片之间的间隙。新装配时间隙值为0.07~0.17mm，磨损极限为0.25mm。如曲轴轴向间隙过大，应更换止推轴承。

六、注意事项

（1）拆卸曲轴主轴承盖时，注意拆卸顺序两端向中间，装时中间向两端。分两两到三次拧紧，力矩为65N/M。

（2）各缸主轴承盖有装配标记，不同缸的主轴承盖及轴瓦不能互相调换。

（3）安装飞轮时，齿圈上的标记与l缸连杆轴颈在同一个方向上。

（4）注意曲轴与飞轮的相对位置。

第三篇：蓝翔职业教育发动机曲轴装配教案2015

发动机曲轴装配教案

科目：汽车发动机构造与维修 教学课题：发动机曲轴装配 实训教学目标：

1.使学生熟悉曲轴与其他部件的装配关系和曲轴的运动情况。2.要求学生学会对安装好的曲轴进行检测与分析。3.对曲轴在装配过程中需要注意的事项要求掌握。

教学重点：

1.曲轴的装配方法。

2.曲轴的检测、测量与分析。

教学难点：曲轴的检测、测量与分析 教学课时：两课时 课

型：理实一体化 教学班级：12级汽修（1）班

教学时间：2013年10月29日 第三节课 教学地点：汽车原理与演示实训室 教学过程：

一、组织教学，清查人数。

二、旧知复习，导入实训。

1.说说图1中各数字代表的部件名称。

（1）曲轴（2）止推轴承

（3）轴承（4）轴承盖

2.说说曲轴的主要作用。

图它将活塞的往复运动转换为曲轴的旋转运动，并在作功行程中，连续承受活塞连杆组传来的力，即周期变化的气体压力、往复和旋转运动质量的惯性力并输出转矩。太古神王净无痕小说http://www.xiexiebang.com/ 3.说说图2中曲轴各部分的名称。

（1）飞轮（2）曲拐

（3）曲轴正时齿轮

（4）曲轴连杆轴颈（5）曲轴主轴颈

三、实训目的及要求。

图2

1.熟悉曲轴飞轮组的装配关系和运动情况。2.掌握曲轴的装配方法、步骤。3.掌握曲轴组装配要点。

4.学会对曲轴进行检测、测量与分析。

四、实训仪器设备

1.丰田5A发动机一台 2.扭力扳手一个 3.铜棒一个 4.磁力百分表一只 5.千分尺一把 6.V型铁块两个 7.常用工具一套

五、实训内容与操作步骤

（一）曲轴的清洁检查

1.清洁曲轴颈、轴瓦结合部，检查疏通油道。

2.检查轴颈的磨损情况，有无出现线条状、金属剥落和裂纹。3.清洁轴瓦，检查轴瓦的磨损情况，有无出现金属剥落、定位唇损伤及横向裂纹。我是一只妖银瞳的狐狸http://www.xiexiebang.com/shuhuangla_5350/

（二）安装曲轴

（1）将清洗和擦拭干净的曲轴、飞轮、轴承盖等零件依次摆放整齐，准备装配。

（2）将有油槽的上轴瓦装入发动机缸体，使轴承上的油槽与缸体上轴承座上的油道口对正。注意上下轴承不能装反，然后将各道轴承涂上少许润滑油。

（3）将曲轴安装在缸体上。在第3道主轴颈两侧安装半圆止推片，其开口必须朝向曲轴后端，定位半圆止推片装于轴承盖上；从中间轴承盖向左右对称紧固螺栓。

（4）按轴承盖上打印的1、2、3、4、5标记，由前向后顺序安装轴承盖。注意：安装曲轴时应注意装配顺序，安装曲轴主轴承盖时，应先旋紧第2、4轴承盖螺栓，再旋紧1、3、5轴承盖螺栓，即曲轴主轴承盖螺栓应由中间向两边交叉对称分三次拧紧。曲轴主轴承盖螺栓最后紧固力矩为65N·m。轴承盖紧固后，曲轴转动应平滑自如。

（5）安装曲轴前后油封和油封座，安装飞轮和滚针轴承。变速器输入端外端的滚针轴承安装是标记朝外，外端距曲轴曲轴后端面1.5mm。

注意：安装飞轮时，齿圈上的标记与1缸连杆轴颈在同一个方向上。曲轴前后密封法兰紧固力矩M8为20N·m，M10为10N·m。曲轴后端滚针轴承应低于曲轴后端面1.5mm。飞轮紧固螺栓按对角线，分2～3次旋紧，拧紧力矩为75N·m。

（6）检验曲轴的轴向间隙。检验时，先用撬棍将曲轴撬挤向一端，再用厚薄规在止推轴承处测量曲柄与止推垫片之间的间隙。新装配时间隙值为0.07-0.17mm，磨损极限为0.25mm。如曲轴轴向间隙过大，应更换止推轴承。

（三）曲轴的检测 1.曲轴的损伤

◆曲轴是发动机中形状和受力都很复杂的重要零件之一。

◆曲轴耗损的形式主要有轴颈的磨损、弯曲与扭曲变形、断裂及其他部位的损伤等。曲轴的弯曲变形会加剧活塞连杆组、汽缸、曲轴轴颈和轴承的磨损，甚至会使曲轴出现裂纹或断裂。

◆曲轴的弯曲变形是使用或修理不当造成的。如发动机的爆震和超负荷，个别汽缸不工作或工作不均衡，各道主轴承松紧度不一致，主轴承座孔同轴度偏差增大等原因，都会导致曲轴的弯曲变形。

2.曲轴的检测内容（1）曲轴的轴向间隙

◆间隙值为：0.05～0.20mm 操作方法如图3所示。图3

（2）曲轴的圆度值和圆柱度值测量

◆测量4个值进行计算（计算方法与 气缸测量相同）

◆圆度和圆柱度值为：≤0.025mm ◆2个方向:径向、轴向

操作方法如图4所示。

（3）曲轴的径向跳动量测量

图4

◆径向动量为： 0.020～0.051 mm 操作方法如图5所示。

六、学生分组实训，教师巡回指导，学生完成任务工单。

七、实训小结。

图5

八、布置实训作业。

九、教学反思。

第四篇：路虎发动机曲轴断裂的原因及预防

路虎发动机曲轴断裂原因及预防

北京博睿通达了解汽车曲轴断裂困扰着许多车主，其中大部分车主不清楚为什么汽车会发生曲轴断裂。路虎曲轴断裂的原因，不仅仅是汽车本身的曲轴有问题，还跟车主日常行车的习惯有着一定的关系。为了能够让车主们对曲轴断裂有个更深的认识，下面将为车主们解析导致汽车曲轴断裂的原因以及预防措施。

（北京博睿通达大型二类维修企业,比4S店便宜30%-50% ,原厂配件质量保证）众所周知曲轴是发动机重要回转零件，发动机功率要靠曲轴输出，有机器的“主心骨。之称。曲轴在工作中承受不断变化的气体压力、惯性力和扭矩的作用。为了保证发动机正常工作，曲轴必须具有高的强度和刚度，各工作表面耐磨。曲轴制造工艺复杂，所需材质较好，尺寸精度与光洁度要求较高。曲轴材料主要是球墨铸铁和中碳钢，国外进口机型上则有采用合金钢的。

曲轴在设计中虽有较大的安全系数，但由于制造或修理的质量问题及使用中疲劳或故障，出现裂纹导致断裂，主要原因有：

（1）使用尺寸超限，包括经喷涂修复的曲轴，虽恢复了尺寸，但由于在工艺上采用了拉毛、车螺纹等表面粗糙处理，引起疲劳寿命降低，强度并未增加。

（2）各缸工作不平衡，活塞连杆组组合重量偏差过大，飞轮偏摆过大等，都能引起曲轴受力不均。

（3）工作超负荷及事故性损坏，如飞车、捣缸、烧瓦、顶气门等。

（4）曲轴制造中的金相组织缺陷、重皮、裂纹等，制造或修理后的曲轴过渡圆角半径过小，引起过大的应力集中。

（5）机体主轴瓦座不同心度过大或轴瓦间隙过大，使曲轴受过大的交变载荷。

曲轴断裂的预防措施

（1）避免发动机在超负荷条件下工作，并防止突爆的发生；机车重载时，应平稳起步，不可抬脚过快，遇到障碍物时，不要加大油门猛松离合器硬冲；机车行驶中，一般应先踏离合器脱档后制动；正确控制油门，切勿忽大忽小。

（2）保持发动机润滑系统中油路畅通。润滑油充足，使润滑良好，以免造成轴瓦与轴颈发生干摩擦。

（3）在安装曲轴之前对其主要技术要求进行严格检验，应符合标准规定。

（4）按规定的顺序和扭力矩紧固飞轮与曲轴的连按螺栓，并加以锁紧，以防松动。

（5）在安装前应检查曲轴轴颈，不得小于规定的最小轴颈尺寸，以免引起过载断裂。最后提醒广大车主除了日常对爱车进行检查以外，还需定期到北京博睿通达进行汽车保养与维修，切勿贪小便宜。

第五篇：有关涡扇发动机的介绍

有关涡扇发动机的介绍

涡轮风扇喷气发动机结构示意图：

有关涡扇发动机的介绍

引子:

涡扇发动机是喷气发动机的一个分枝，从血原关系上来说涡扇发动机应该算得上是涡喷发动的小弟弟。从结构上看，涡扇发动机只不过是在涡喷发动机之前（之后）加装了风扇而 已。然而正是这区区的几页风扇把涡喷发动机与涡扇发动机严格的区分开来。涡扇发动机这个“小弟弟”仗着自已身上的几页风扇也青出与蓝。

现代的军用战斗机要求越来越高的机动性能，较高的推重比能赋予战斗机很高的垂直机动能力和优异的水平加速性能。而且在战时，如果本方机场遭到了对方破坏，战斗机还可以利用大推力来减少飞机的起飞着陆距离。比如装备了F-100-PW-100的F-15A当已方机机的跑道遭到部分破坏时，F-15可以开全加力以不到300米的起飞滑跑距离起飞。在降落时可以用60度的迎角作低速平飞，在不用减速伞和反推力的情况下，只要500米的跑道就可以安全降落。

更高的推重比是每一个战斗机飞行员所梦寐以求的。但战斗机的推重比在很大和度上是受发动机所限--如果飞机发动机的推重比小于6一级的话，其飞机的空战推重比就很难达到1，如果强行提高飞机的推重比的话所设计的飞机将在航程、武器挂载、机体强度上付出相当大的代价。比如前苏联设计的苏-11战斗机使用了推重比为4.085的АЛ-7Ф-1-100涡喷发动机。为了使飞机的推重比达到1，苏-11的动力装置重量占了飞机起飞重量的26.1%。相应的代价是飞机的作战半径只有300公里左右。

而在民用客机、运输机和军用的轰炸机、运输机方面。随着新材料的运用飞机的机身结构作的越来越大，起飞重量也就越来越大，对发动机的推力要求也越来越高。在高函道比大推力的涡扇发动机出现之前，人们只能采用让大型飞机挂更多的发动机的方法来解决发动机的推力不足问题。比如B-52G轰炸机的翼下就挂了八台J-57-P-43W涡喷发动机。该发动机的单台最大起飞推力仅为6237公斤（喷水）。如果B-52晚几年出生的话它完全可以不挂那么多的发动机。在现在如果不考虑动力系统的可*性，像B-52之类的飞机只装一台发动机也未尝不可。

而涡扇发动机的诞生就是为了顺应人们对航空发动机越来越高的推力要求而诞生的。因为提高喷气发动机的推力最简单的办法就是提高发动机的空气流量。

一、历史

在五十年代未、六十年代初，作为航空动力的涡喷发动机以经相当的成熟。当时的涡喷发动机的压气机总增压比以经可以达到14左右，而涡轮前的最高温度也以经达到了1000度的水平。在这样的条件下，涡喷发动机进行部分的能量输出以经有了可能。而当时对发动机的推力要求又是那样的迫切，人们很自然的想到了通过给涡喷发动机加装风扇以提高迎风面积增大空气流量进而提高发动机的推力。

当时人们通过计算发现，以当时的涡喷发动的技术水平，在涡喷发动机加装了风扇变成了涡扇发动机之后，其技术性能将有很大的提高。当涡扇发动机的风扇空飞流量与核心发动机的空气流量大至相当时（函道比1:1），发动机的地面起飞推力增大了面分之四十左右，而高空巡航时的耗油量却下降了百分之十五，发动机的效率得到了极大的提高。

这样的一种有着涡喷发动机无法比及的优点的新型航空动力理所当然的得到了西方各强国的极大重视。各国都投入了极大的人力、物力和热情来研究试制涡扇发动机，在涡扇发动机最初研制的道路上英国人走在了美国人之前。英国的罗尔斯·罗伊斯公司从一九四八年就开始就投入了相当的精力来研制他们的“康维”涡扇发动机。在一九五三年的时候“康维”进行了第一次的地面试车。又经过了六年的精雕细刻，一九五九年九月“康维MK-508”才最终定型。这个经过十一年孕妇的难产儿有着当时涡喷发动机难以望其项背的综合性能。“康维”采用了双转子前风扇的总体结构，函道比为0.3推重比为3.83地面台架最大推力为7945公斤，高空巡航推力为2905公斤，最大推力时的耗油量为0.735千克/小时/千克，压气机总增压比为14，风扇总增压比为1.90，而且英国人还在“康维”上首次采用了气冷的涡轮叶片。当康维最终定型了之后，英国人迫不及待的把他装在了VC-10上！

美国人在涡扇发动机的研发上比英国人慢了一拍，但是其技术起点非常的高。美国人并没有走英国人从头研制的老路，美国的普·惠公司利用自已在涡喷发动机上的丰富的技术储备，采用了以经非常成熟的J-57作为新涡扇发动的内函核心发动机。J-57是美国人从1947年就开始设计的一种涡喷发动机，1949年完成设计，1953年正式投产。J57在投产阶段共生产了21226台是世界上产量最大的三种涡喷发动机之一，先后装备了F-100、F-101、F-102、B-52等机种。J-57在技术上也有所突破，他是世界上第一台采用双转子结构的喷气发动机，由单转子到双转子是喷气发动机技术上的一大进步。不光是核心发动机，就连风扇普惠公司也都是采用的以经相当成熟的部件，以被撤消了型号的J91核动力喷气发动机的长叶片被普惠公司拿来当作新涡扇的风扇。一九六零年七月，普惠公司的JT3D涡扇发动机诞生了。JT3D的最终定型时间比罗罗的康维只晚了几个月，可是在性能上却是大大的提高。JT3D也是采用了双轴前风扇的设计，地面台架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小时/千克，推重比4.22，函道比1.37，压气机总增压比13.55，风扇总增压比1.74（以上数据为JT3D-3B型发动机的数据）。JT3D的用处很广，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在军用方面JT3D也大显身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的军用型TF-33。

现今世界的三大航空动力巨子中的罗·罗、普·惠，都以先后推出了自已的第一代涡扇作品。而几乎是在同一时刻，三巨头中的令一个也推出了自已的第一代涡扇发动机。在罗·罗推出“康维”之后第八个月、普·惠推出JT-3D的前一个月。通用动力公司也定型了自已的第一代涡扇发动机CJ805-23。CJ805-23的地面台架最大推力为7169公斤，推重比为4.15，函道比为1.5，压气机增压比为13，风扇增压比为1.6，最大推力耗油0.558千克/小时/千克。与普·惠一样，通用动力公司也是在现有的涡喷发动机的基础之上研发自已的涡扇发动机，被用作新涡扇的内函核心发动机的是J79。J-79与1952年开始设计，与1956年投产，共生产了16500多台，他与J-57一样也是有史以来产量最高的三种涡喷发动机之一。与J57的双转子结构不不同，J79是单转子结构。在J-79上首次采用了压气机可调整流叶片和加力全程可调喷管，J-79也是首次可用于两倍音速飞行的航空发动机。

通用动力公司的CJ805-23涡扇发动机是涡扇发动机的中一个决对另类的产品，让CJ805-23如此与众不同的地方就在于他的风扇位置。他是唯一采用后风扇设计的涡扇发动机。

在五六十年代，人们在设计第一代涡扇发动机的时候遇到了很大的困难。首先是由于大直径的风扇与相对小直径的低压压气机联动以后风扇叶片的翼尖部分的线速度超过了音速，这个问题在当时很难解决，因为没有可利用的公式来进行运算人们只能用一次又一次的试验来发现、解决问题。第二是由于在压气机之前多了风扇使得压气机的工作被风扇所干拢。第三是细长的风扇叶片高速转动所引起的振动。

而通用动力公司的后风扇设计一下子完全避开了这三个最主要的困难。CJ805-23的后风扇实际上是一个双节的叶片，叶片的下半部分是涡轮叶片，上半部分是风扇叶片。这样的一个叶片就像涡轴发动的自由涡轮一样被放在内函核心发动机的尾部。叶片与核心发动机的转子没有丝毫的机械联系，这样人们就可以随心所欲的来设计风扇的转速，而且叶片的后置也不会对压气机产生不良影响。但在回避困难的同时也引发了新的问题。

首先是叶片的受热不匀，CJ805-23的后风扇叶片的涡轮部分在工作时的最高温度达到了560度，而风扇部分的最低温度只有38度。其次，由于后风扇不像前风扇那样工作在发动机的冷端，而是工作在发动机的热端，这样一来风扇的可*性也随之下降，而飞机对其动力的要求最重要的一条就是万无一失。而且风扇后置的设计使得发动机的由于形状上的原因其飞行阻力也要大于风扇前置的发动机。

当“康维”、JT-3D、CJ805-23这些涡扇发动机纷纷定型下线的时候，人们也在不断的反思在涡扇发动机研制过程。人们发现，如果一台涡扇发动机如果真的像“康维”那样从一张白纸上开始试制则最少要用十年左右的时间新发动机才能定型投产。而如果像JT-3D或CJ805-23那样利用以有的一台涡喷发动机作为内函发动机来研制涡扇发动机的话，因为发动机在技术上最难解决的部分都以得到了解决，所以无论从时间上还是金钱、人力、物力上都要节省很多。在这样的背景之下，为了缩短新涡扇的研制时间、减少开发费用。美国政府在还末对未来的航空动力有十分明确的要求的情况下，从一九五九年起开始执行“先进涡轮燃气发生器计划”，这个计划的目地就是要利用最最新的科研成果来试制一种燃气核心机，并进行地面试车，以暴露解决各部分的问题。在这个燃气核心机的其础之上进行放大或缩小，再加装其它的部件，如压气机、风扇等等就可以组装成不同类型的航空涡轮发动机。如涡扇、涡喷、涡轴、涡桨等等。“先进涡轮燃气发生器计划”实际上是一个有相当前瞻意味的预研工程。

用今天的眼光来看，这个工程的指导方向无疑是正确的。美国的政府实际上是在激励本国的两大动力公司向航空动力系统中最难的部分开刀。因为在燃气涡轮发动机中最最严重的技术难点就产生在这个以燃气发生器和燃气涡轮为主体的燃气核心机上。在每一台以高温燃气来驱动燃气涡轮为动力的发动机上，由燃气发生器和燃气涡轮所组成的燃气核心机的工作地点将是这台发动的最高温度、最大压力的所在地。所以其承受的应力也就最大，工作条件也最为苛刻。但燃气核心机的困难不只是压力和温度，高转数所带来的巨大的离心力、飞机在加速时的巨大冲击，如果是战斗机还要考虑到当飞机进行机动时所产生的过载和因过载以引起的零部件变形。在为数众多的困难中单拿出无论哪一个都将是一个工程上的巨大难题。但如果这些问题不被解决掉那么更先进的喷气发动机也就无从谈起。

在这个计划之下，普惠公司与通用动力公司都很快的推出了各自研发的燃气核心机。普惠公司的核心机被称作STF-200而通用动力公司的燃气核心机为GE-1。时至今日美国人在四十年前发起的这场预研还在发挥着他的作用，现如今普惠公司和通用动力公司出品的各式航空发动机如果真的都求其根源都话，它们却都是来自于STF-200与GE-1这两个老祖宗。

二、单转子和多转子

在研制一台新的涡扇发动机的时候，最先解决的问题是他的总体结构问题。总体结构的问题说明白一些就是发动机的转子数目多少。目前涡扇发动机所采用的总体结构无非是三种，一是单转子、二是双子、三是三转子。其中单转子的结构最为简单，整个发动机只有一根轴，风扇、压气机、涡轮全都在这一根轴上。结构简单的好处也不言自明--省钱！一方面的节省就总要在另一方而复出相应的代价。

首先从理论上来说单转子结构的涡扇发动机的压气机可以作成任意多的级数以期达到一定的增压比。可是因为单转子的结构限制使其风扇、低压压气机、高压压气机、低压涡轮、高压涡轮必须都安装在同一根主轴之上，这样在工作时他们就必须要保持相同的转速。问题也就相对而出，当单转子的发动机在工作时其转数突然下降时（比如猛收小油门），压气机的高压部分就会因为得不到足够的转数而效率严重下降，在高压部分的效率下降的同时，压气机低压部分的载荷就会急剧上升，当低压压气机部分超载运行时就会引起发动机的振喘，而在正常的飞行当中，发动机的振喘是决对不被允许的，因为在正常的飞行中发动机一但发生振喘飞机十有八九就会掉下来。为了解决低压部分在工作中的过载只好在压气机前加装导流叶片和在压气机的中间级上进行放气，即空放掉一部分以经被增压的空气来减少压气机低压部分的载荷。但这样以来发动机的效率就会大打折扣，而且这种放掉增压气的作法在高增压比的压气机上的作用也不是十分的明显。更要命的问题发生在风扇上，由于风扇必须和压气机同步，受压气机的高转数所限单转子涡扇发动机只能选用比较小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53单转子涡扇发动机，其函道只有0.3。相应的发动机的推重比也比较小，只有5.8。

为了提高压气机的工作效率和减少发动机在工作中的振喘，人们想到了用双转子来解决问题，即让发动机的低压压气机和高压压气机工作在不同的转速之下。这样低压压气机与低压涡轮联动形成了低压转子，高压压气机与高压涡轮联动形成了高压转子。低压转子的转速可以相对低一些。因为压缩作用在压气机内的空气温度升高，而音速是随着空气温度的升高而升高的，所以而高压转子的转速可以设计的相对高一些。即然转速提高了，高压转子的直径就可以作的小一些，这样在双转子的喷气发动机上就形成了一个“蜂腰”，而发动机的一些附属设备比如燃油调节器、起动装置等等就可以很便的装在这个“蜂腰”的位置上，以减少发动机的迎风面积降低飞行阻力。双转子发动机的好处不光这些，由于一般来说双转子发动机的的高压转子的重量比较轻，起动惯性小，所以人们在设计双转子发动机的时候都只把高压转子设计成用启动机来驱动，这样和单转子发动机相比双转子的启动也比较容易，启动的能量也要求较小，启动设备的重量也就相对降低。

然而双转子结构的涡扇发动机也并不是完美的。在双转子结构的涡扇发动机上，由于风扇要和低压压气机联动，风扇和低压压气机就必须要互相将就一下对方。风扇为将就压气机而必需提高转数，这样直径相对比较大的风扇所承受的离心力和叶尖速度也就要大，巨大的离心力就要求风扇的重量不能太大，在风扇的重量不能太大的情况下风扇的叶片长度也就不能太长，风扇的直径小下来了，函道比自然也上不去，而实践证明函道比越高的发动机推力也就越大，而且也相对省油。而低压压气机为了将就风扇也不得不降低转数，降低了压气机的转数压气机的工作效率自然也就上不去，单级增压比降低的后果是不得不增加压气机风扇的级数来保持一定的总增压比。这样压气机的重量就很难得以下降。

为了解压气机和风扇转数上的矛盾。人们很自然的想到了三转子结构，所谓三转子就是在二转子发动机上又了多了一级风扇转子。这样风扇、高压压气机和低压压气机都自成一个转子，各自都有各自的转速。三个转子之间没有相对固定的机械联接。如此一来，风扇和低压转子就不用相互的将就行事，而是可以各自在最为合试的转速上运转。设计师们就可以相对自由的来设计发动机风扇转速、风扇直径以及函道比。而低压压气机的转速也可以不受风扇的肘制，低压压气机的转速提高之后压气的的效率提高、级数减少、重量减轻，发动机的长度又可以进一步缩小。

但和双转子发动机相比，三转子结构的发动机的结构进一步变的复杂。三转子发动机有三个相互套在一起的共轴转子，因而所需要的轴承支点几乎比双转子结构的发动机多了一倍，而且支撑结构也更加的复杂，轴承的润滑和压气机之间的密闭也更困难。三转子发动机比双转子发动机多了很多工程上的难题，可是英国的罗·罗公司还是对他情有独钟，因为在表面的困难背后还有着巨大的好处，罗罗公司的RB-211上用的就是三转子结构。转子数量上的增加换来了风扇、压气机、涡轮的简化。

三转子RB-211与同一技术时期推力同级的双转子的JT-9D相比：JT-9D的风扇页片有46片，而RB-211只有33片；压气机、涡轮的总级数JT-9D有22级，而RB-211只有19级；压气机叶片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；涡轮转子叶片RB211也要比JT9D少，前者是522片，而后者多达708片；但从支撑轴承上看，RB-211有八个轴承支撑点，而JT9D只有四个.三、风扇

涡扇发动机的外函推力完全来自于风扇所产生的推力，风扇的的好坏直接的影响到发动机的性能，这一点在高函道比的涡扇发动机上由是。涡扇发动机的风扇发展也经历了几个过程。在涡扇发动机之初，由于受内函核心机功率和风扇材料的机械强度的限制，涡扇发动机的函道比不可能作的很大，比如在涡扇发动机的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不过只有1.5而以，而且CJ805-23所采用的风扇还是后独一无二的后风扇。

在前风扇设计的二款发动机中JT3D的函道比大一些达到了1.37。达到如此的函道比，其空气总流量比也比其原型J-57的空气流量大了271%。空气流量的加大发动机的迎风面积也随之变大。风扇的叶片也要作的很长。JT3D的一级风扇的叶片长度为418.2毫米。而J57上的最长的压气机叶片也就大约有二百毫米左右。当风扇叶片变的细长之后，其弯曲、扭转应力加大，在工作中振动的问题也突现了出来。为了解决细长的风扇叶片所带来的麻烦，普惠公司采用了阻尼凸台的方法来减少风扇叶片所带来的振动。凸台位于距风扇叶片根处大约百分之六十五的地方。JT3D发动机的风扇部分装配完成之后，其风扇叶上的凸台就会在叶片上连成一个环形的箍。当风扇叶片运转时，凸台与凸台之间就会产生摩擦阻尼以减少叶片的振动。加装阻尼凸台之后其减振效果是明显的，但其阻尼凸台的缺点也是明显的。首先他增加了叶片的重量，其次他降底了风扇叶片的效率。而且如果设计不当的话当空气高速的流过这个凸台时会发生畸变，气流的畸变会引发叶片产生更大的振动。而且如果采用这种方法由于叶片的质量变大，在发动机运转时风扇本身会产生更大的离心力。这样的风扇叶片很难作的更长，没有更长的叶片也就不会有更高的函道比。而且细长的风扇叶片的机械强度也很低，在飞机起飞着陆过程中，发动机一但吸入了外来物，比如飞鸟之类，风扇的叶片会更容易被损坏，在高速转动中折断的风扇叶片会像子弹一样打穿外函机匣酿成大祸。解决风扇难题一个比较完美的办法是加大风扇叶片的宽度和厚度。这样叶片就可以获得更大的强度以减少振动和外来物打击的损害，而且如果振动被减少到一定程度的话阻尼凸台也可以取消。但更厚重的扇叶其运转时的离心力也将是巨大的。这样就必需要加强扇叶和根部和安装扇叶的轮盘。但航空发动机负不起这样的重量代价。风扇叶片的难题大大的限制了涡扇发动机的发展。

更高的转数、高大的机械强度、更长的叶片、更轻的重量这样的一个多难的问题最终在八十年代初得到了解决。

1984年10月，RB211-535E4挂在波音七五七的翼下投入了使用。它是一台有着跨时代意义的涡扇发动机。让它身负如此之名的就是他的风扇。罗·罗公司用了创造性的方法解决了困扰大函道比涡扇发动机风扇的多难问题。新型发动机的风扇叶片叫作“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”。故名思意，新型风扇的叶片采用了宽弦的形状来加大机械强度和空心结构以减少重量。新型的空心叶片分成三个部分：叶盆、叶背、和叶芯。它的叶盆和叶背分别是由两块钛合金薄板制成，在两块薄板之间是同样用钛合金作成的蜂窝状结构的“芯”。通过活性扩散焊接的方法将叶盆、叶背、叶芯连成一体。新叶片以极轻的重量获得了极大的强度。这样的一块钛合金三明治一下子解决了困扰航空动力工业几十年的大难题。

新型风扇不光是重量轻、强度大，而且因为他取消了传统细长叶片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些。风扇扇叶的数量也减少了将近三分之一，RB211-535E4发动机的风扇扇叶只有二十四片。

1991年7月15日新型宽弦叶片经受了一次重大的考验。印度航空公司的一架A320在起飞阶段其装备了宽弦叶片的V-2500涡扇发动机吸入了一只5.44千克重的印度秃鹫！巨鸟以差不多三百公里的时速迎头撞到了发动机的最前端部件--风扇上！可是发动机在遭到如此重创之后仍在正常工作，飞机安全的降落了。在降落之后，人们发现V-2500的22片宽弦风扇中只有6片被巨大的冲击力打变了形，没有一片叶片发生折断。发动机只在外场进行了更换叶片之后就又重新投入了使用。这次意外的撞击证明了“宽弦无凸肩空心夹层结构叶片”的巨大成功。

解决宽弦风扇的问题并不是只有空心结构这一招。实际上，当风扇的直径进一步加大时，空心结构的风扇扇叶也会超重。比如在波音777上使用的GE-90涡扇发动机，其风扇的直径高达3.142米。即使是空心蜂窝结构的钛合金叶片也会力不从心。于是通用动力公司便使用先进的增强环氧树脂碳纤维复合材料来制造巨型的风扇扇叶。碳纤维复合材料所制成的风扇扇叶结构重量极轻，而强度却是极大。可是在当复合材料制成的风扇在运转时遭到特大鸟的撞击会发生脱层现像。为了进一步的增大GE-90的安全系数，通用动力公司又在风扇的前缘上包覆了一层钛合金的蒙皮，在其后缘上又用“凯夫拉”进行缝合加固。如此以来GE-90的风扇可谓万无一失。

当高函道比涡扇发动机的风扇从传统的细长窄弦叶片向宽弦叶片过渡的时候，风扇的级数也经历了一场从多级风扇到单级风扇的过渡。在涡扇发动机诞生之初，由于风扇的单级增压比比较低只能采用多级串联的方式来提高风扇的总增压比。比如JT3D的风扇就为两级，其平均单级增压比为1.32，通过两级串联其风扇总增压比达到了1.74。多级风扇与单级风扇相比几乎没有优点，它重量大、效率低，其实它是在涡扇发动机的技主还不十分成熟的时候一种无耐的选择。随着风扇单级增压比的一步步提高，现如今在中、高函道比的涡扇发动机上单级风扇以是一统天下。比如在GE-90上使用的单级风扇其增压比高达1.65，如此之高的单级增压比以经再没有必要来串接第二级风扇。

但是在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机还在使用着多级风级的结构。比如在F-15A上使用的F100-PW-100涡扇发动机就是由三级构成，其总增压比达到了2.95。低函道涡扇发动机取如此高的风扇增压比其实是风扇、低压压气机合二为一结果。在战斗机上使用的低函道比涡扇发动机为了减少重量它的双转子其实是由风扇转子和压气机转子组成的双转子结构。受战斗机的机内容积所限，采用大空气流量的高函道比涡扇发动机是不现实的，但为了提高推力只能提发动机的出口压力，再者风扇不光要提供全部的外函推力而且还要部分的承担压气机的任务，所以风扇只能采用比较高的增压比。

其实低函道比的涡扇发动机彩用多级风扇也是一种无耐之举，如果风扇的单级增压比能达到3左右多级风扇的结构就将不会再出现。如果想要风扇的单级增压比达到3一级只能是进一步提高风扇的的转速并在风扇的叶型上作文章，风扇的叶片除了要使用宽弦叶片之外叶片还要带有一定的后掠角度以克服风扇在高速旋转时所产生的激波，只有这样3一级的单级风扇增压比才可能会实现。相现这一点人们将会在二十年之内作到.四、压气机

压气机故名思意，就是用来压缩空气的一种机械。在喷气发动机上所使用的压气机按其结构和工作原理可以分为两大类，一类是离心式压气机，一类是轴流式压气机。离必式压气机的外形就像是一个钝角的扁圆锥体。在这个圆锥体上有数条螺旋形的叶片，当压气机的圆盘运转时，空气就会被螺旋形的叶片“抓住”，在高速旋转所带来的巨大离心力之下，空气就会被甩进压气机圆盘与压气机机匣之间的空隙，从而实现空气的增压。与离心式压气机不同，轴流式压气机是由多级风扇所构成的，其每一级都会产生一定的增压比，各级风扇的增压比相乘就是压气机的总增压比。

在现代涡扇发动机上的压气机大多是轴流式压气机，轴流式压气机有着体积小、流量大、单位效率高的优点，但在一些场合之下离心式压气机也还有用武之地，离心式压气机虽然效率比较差，而且重量大，但离心式压气机的工作比较稳定、结构简单而且单级增压比也比轴流式压气机要高数倍。比如在我国台湾的IDF上用的双转子结构的TFE1042-70涡扇发动机上，其高压压气机就采用了四级轴流式与一级离心式的组合式压气机以减少压气机的级数。多说一句，这样的组合式压气机在涡扇发动机上用的不多，但在直升机上所使用的涡轴发动机现在一般都为几级轴流式加一级离心式的组合结构。比如国产的涡轴

6、涡轴8发动机就是1级轴流式加1级离心式构成的组合压气机。而美国的“黑鹰”直升机上的T700发动机其压气机为5级轴流式加上1级离心式。

压气机是涡扇发动机上比较核心的一个部件。在涡扇发动机上采用双转子结构很大程度上就是为了迎合压气机的需要。压气机的效率高低直接的影响了发动机的工作效率。目前人们的目标是提高压气机的单级增压比。比如在J-79上用的压气机风扇有17级之多，平均单级增压比为1.16，这样17级叶片的总增压比大约为12.5左右，而用在波音777上的GE-90的压气机的平均单级增压比以提高到了1.36，这样只要十级增压叶片总增压比就可以达到23左右。而F-22的动力F-119发动机的压气机更是了的，3级风扇和6级高压压气机的总增压比就达到了25左右，平均单级增压比为1.43。平均单级增压比的提高对减少压气机的级数、减少发动机的总量、缩短发动机的总长度是大有好处的。

但随着压气机的增压比越来越高，压气机振喘和压气机防热的问题也就突现了出来。

在压气机中，空气在得到增压的同时，其温度也在上升。比如当飞机在地面起飞压气机的增压比达到25左右时，压气机的出口温度就会超过500度。而在战斗机所用的低函道比涡扇发动机中，在中低空飞行中由于冲压作用，其温度还会提高。而当压气机的总增压比达到30左右时，压气机的出口温度会达到600度左右。如此高的温度会钛合金以是难当重任，只能由耐高温的镍基合金取而代之，可是镍基合金与钛合金相比基重量太大。与是人们又开发了新型的耐高温钛合金。在波音747的动力之一罗·罗公司的遄达800与EF2000的动力EJ200上就使用了全钛合金压气机。其转子重量要比使用镍基合金减重30%左右。

与压气机防热的问题相比压气机振喘的问题要难办一些。振喘是发动机的一种不正常的工作状态，他是由压气机内的空气流量、流速、压力的空然变化而引发的。比如在当飞机进行加速、减速时，当飞发动机吞水、吞冰时，或当战斗机在突然以大攻飞行拉起进气道受到屏蔽进气量骤减时。都极有可能引起发动机的振喘。

在涡扇喷气发动机之初，人们就采用了在各级压气机前和风扇前加装整流叶片的方法来减少上一级压气机因绞动空气所带给下一级压气机的不利影响，以克制振喘现像的发生。而且在J-79涡喷发动机上人们还首次实现了整流叶片的可调整。可调整的整流叶片可以让发动机在更加宽广的飞行包线内正常工作。可是随着风扇、压气机的增压比一步一步的提高光是采用整流叶片的方法以是行不通了。对于风扇人们使用了宽弦风扇解决了在更广的工作范围内稳定工作的问题，而且采用了宽弦风扇之后即使去掉风扇前的整流叶片风扇也会稳定的工作。比如在F-15上的F100-PW-100其风扇前就采用了整流叶片，而F-22的F-119就由于采用了三级宽弦风扇所以风扇前也就没有了整流叶片，这样发动机的重量得以减轻，而且由于风扇前少了一层屏蔽其效率也就自然而然的提高了。风扇的问题解决了可是压气的问题还在，而且似乎比风扇的问题材更难办。因为多级的压气机都是装在一根轴上的，在工作时它的转数也是相同的。如果各级压气机在工作的时候都有自已合理的工作转数，振喘的问题也就解决了。可是到现在为止还没有听说什么国家在集中国力来研究十几、二十几转子的涡扇发动机。

在万般的无耐之后人们能回到老路上来--放气！放气是一种最简单但也最无可耐何的防振喘的方法。在很多现代化的发动上人们都保留的放气活门以备不时之须。比如在波音747的动力JT9D上，普·惠公司就分别在十五级的高、低压气机中的第4、9、15级上保留了三个放气活门

五、燃烧室与涡轮

涡扇发动机的燃烧室也就是我们上面所提到过的“燃气发生器”。经过压气机压缩后的高压空气与燃料混合之后将在燃烧室中燃烧以产生高温高压燃气来推动燃气涡轮的运转。在喷气发动机上最常用的燃烧室有两种，一种叫作环管形燃烧室，一种叫作环形燃烧室。

环管燃烧室是由数个火焰筒围成一圈所组成，在火焰筒与火焰筒之间有传焰管相连以保证各火焰筒的出口燃气压力大至相等。可是既使是如此各各火焰筒之内的燃气压力也还是不能完全相等，但各火焰筒内的微小燃气压力还不足以为患。但在各各火焰筒的出口处由于相邻的两个火焰筒所喷出的燃气会发生重叠，所以在各火焰筒的出口相邻处的温度要比别处的温度高。火焰筒的出口温度场的温度差异会给涡轮前部的燃气导向器带来一定的损害，温度高的部分会加速被烧蚀。比如在使用了8个火焰筒的环管燃烧室的JT3D上，在火焰筒尾焰重叠处其燃气导流叶片的寿命只有正常叶片的三分之一。

与环管式燃烧室相比，环形燃烧室就没有这样的缺点。故名思意，与管环燃烧室不同，环形燃烧室的形状就像是一个同心圆，压缩空气与燃油在圆环中组织燃烧。由于环形燃烧室不像环管燃烧室那样是由多个火焰筒所组成，环形燃烧室的燃烧室是一个整体，因此环形燃烧室的出口燃气场的温度要比环管形燃烧室的温度均匀，而且环形燃烧室所需的燃油喷嘴也要比环管燃烧室的要少一些。均匀的温度场对直接承受高温燃气的燃气导流叶片的整体寿命是有好处的。

与环管燃烧室相比，环形燃烧室的优点还不止是这些。

由于燃烧室中的温度很高，所以无论环管燃烧室还是环形燃烧室都要进行一定的冷却，以保证燃烧室能更稳定的进行工作。单纯的吹风冷却早以不能适应极高的燃烧室温度。现在人们在燃烧室中最普便使用的冷却方法是全气膜冷却，即在燃烧室内壁与燃烧室内部的高温燃气之间组织起一层由较冷空气所形成的气膜来保护燃烧室的内壁。由于要形成气膜，所以就要从燃烧室壁上的孔隙中向燃烧室内喷入一定量的冷空气，所以燃烧室壁被作的很复杂，上面的开有成千上万用真空电子束打出的冷却气孔。现在大家只要通过简单的计算就可以得知，在有着相同的燃烧室容积的情况下，环形燃烧室的受热面积要比环管燃烧室的受热面积小的多。因此环形燃烧的冷却要比环管形燃烧室的冷却容易的多。在除了冷却比较容易之处，环形燃烧室的体积、重量、燃油油路设计等等与环管燃烧室相比也着优势。

但与环管燃烧室相比，环形燃烧室也有着一些不足，但这些不足不是性能上的而是制作工艺上。

首先，是环形燃烧室的强度问题。在环管燃烧室上使用的是单个体积较小的火焰筒，而环形燃烧室使用的是单个体积较大的圆环形燃烧室。随着承受高温、高压的燃烧室的直径的增大，环形燃烧室的结构强度是一大难点。

其次，由于燃烧室的工作整体环境很复杂，所以现在人们还不可能完全用计算的方法来发现、解决燃烧室所面临的问题。要暴露和解决问题进行大量的实验是唯一的方法。在环管燃烧室上，由于单个火焰筒的体积和在正常工作时所需要的空气流量较少，人们可以进行单个的火焰筒实验。而环形燃烧室是一个大直径的整体，在工作时所需要的空气流量也比较大，所以进行实验有一定的难度。在五六十年代人们进行环行燃烧室的实验时，由于没有足够的条件只能进行环形燃烧室部分扇面的实验，这种实验不可能得到燃烧室的整体数据。

但由于科技的进步，环形燃烧室的机械强度与调试问题在现如今都以经得到了比较圆满的解决。由于环形燃烧室固有的优点，在八十年代之后研发的新型涡扇发动机之上几忽使用的都是环形燃烧室。

为了更能说明两种不同的燃烧室的性能差异，现在我们就以同为普·惠公司所出品的使用环管形燃烧室的第一代涡扇发动机JT3D与使用了环形燃烧室的第二代涡扇发动机JT9D来作一个比较。两种涡扇发动同为双转子前风扇无加力设计，不过推力差异比较大，JT3D是8吨级推力的中推发动机，而JT9D-59A的推力高达24042公斤，但这样的差异并不妨碍我们对它们的燃烧室作性能上的比较。首先是两种燃烧室的几何形状，JT9D-3A的直径和长度分别为965毫米和627毫米，而JT3D-3B的直径是1020.5毫米、长度是1070毫米。很明显，JT9D的环形燃烧室要比JT-3D的环管燃烧室的体积小。JT9D-3A只有20个燃油喷嘴，而JT3D-3B的燃油喷嘴多达48个。燃烧效率JT3D-3B为0.97而JT9D-3A比他要高两个百分点。JT3D-3B八个火焰筒的总表面积为3.579平方米，而JT9D-3A的火焰筒表面积只有2.282平方米，火焰筒表面积的缩小使得火焰筒的冷却结构可以作到简单、高效，因此JT9D的火焰筒壁温度得以下降。JT3D-3B的火焰筒壁温度为700-900度左右，而JT9D-3A的火焰筒壁温度只有600到850度左右。JT9D的火焰筒壁温度没有JT3D-3B的高，可是JT9D-3A的燃烧室出口温度却高达1150度，而JT3D-3B的燃烧室出口温度却只有943度。以上所列出的几条足以能说明与环管燃烧室相比环形燃烧室有着巨大的性能优势。

在燃烧室中产生的高温高压燃气道先要经过一道燃气导向叶片，高温高压燃气在经过燃气导向叶片时会被整流，并被赋予一定的角度以更有效率的来冲击涡轮叶片。其目地就是为了推动涡轮，各级涡轮会带动风扇和压气机作功。在涡扇发动机中，涡轮叶片和燃气导向叶片将要直接的承受高温高压燃气的冲刷。普通的金属材料跟本无法承受如此刻克的工作环境。因此燃气导向叶片和涡轮叶片还有联接涡轮叶片的涡轮盘都必需是极耐高温的合金材料。没有深厚的基础科学研究，高性能的涡轮研制也就无从谈起。现今有实力来研制高性能涡轮的国家都无不把先进的涡轮盘和涡轮叶片的材料配方和制作工艺当作是最高极密。也正是这个小小的涡轮减缓了一些国家成为航空大国的步伐。

众所周知，提高涡轮进口温度是提高涡扇发动机推力的有效途径，所以在军用涡扇发动机上，人们都在不遗余力的来提高涡轮的进口涡度以使发动机用更小的体积和重量来产生更大的推力。苏27的动力AL-37F涡扇发动机的涡轮进口温度以高达1427度（应该是K而不是摄氏度！）,而F-22的运力F-119涡扇发动机其涡轮前进口温度更是达到了1700度（应该是K而不是摄氏度！）的水平。在很多文章上提到如果要想达到更高的涡轮口进气温度，在现今陶瓷涡轮还未达到真正实际应用水平的情况下，只能采用更高性能的耐高温合金。其实这是不切确的。提高涡轮的进口温度并非只有采用更加耐高温的材料这一种途径。早在涡扇发动机诞生之初，人们就想到了用涂层的办法来提高涡轮叶片的耐烧上涂一层耐烧蚀的表面涂层来延长涡轮叶片的使用寿命。在JT3D的涡轮叶片上普惠公司就用扩散渗透法在涡轮叶片上“镀”上一层铝、硅涂层。这种扩散渗透法与我们日常应用的手工钢锯条的渗碳工艺有点类似。经过了扩散渗透铝、硅的JT3D一级涡轮叶片其理论工作寿命高达15900小时。

当涡轮工作温度进一步升高之后，固体渗透也开始不能满足越来越高的耐烧蚀要求。首先是固体渗透法所产生的涂层不能保证其涂层的均匀，其次是用固体渗透法得出的涂层容易脱落，其三经过固体渗透之后得出的成品由于涂层不匀会产生一定的不规则变形（一般来说经过渗透法加工的零件其外形尺寸都有细小的放大）。

针对固体渗透法的这些不足，人们又开发了气体渗透法。所谓气体渗透就是用金属蒸气来对叶片进行“蒸煮”在“蒸煮”的过程中各种合金成分会渗透到叶片的表层当中去和叶片表层紧密结合并改变叶片表层的金属结晶结构。和固体渗透法相比，气体渗透法所得到的涂层质量有了很大提高，其被渗透层可以作的极均匀。但气体渗透法的工艺过程要相对复杂很多，实现起来也比较的不容易。但在对涡轮叶片的耐热蚀要求越来越高的情况下，人们还是选择了比较复杂的气体渗透法，现如今的涡轮风扇中的涡轮叶片大都经过气体渗透来加强其表面的耐烧蚀。

除了涂层之外，人们还要用较冷的空气来对涡轮叶片进行一定的冷却，空心气冷叶片也就随之诞生了。最早的涡扇发动机--英国罗·罗公司的维康就使用了空心气冷叶片。与燃烧室相比因为涡轮是转动部件，因此涡轮的气冷也就要比燃烧室的空气冷却要复杂的多的多。除了在燃烧室中使用的气薄冷却之外在涡轮的燃气导向叶片和涡轮叶片上大多还使用了对流冷却和空气冲击冷却。

对流冷却就是在空心叶片中不停有冷却气在叶片中流动以带走叶片上的热量。冲击冷却其实是一种被加强了的对流冷却，即是一股或多股高速冷却气强行喷射在要求被冷却的表面。冲击冷却一般都是用在燃气导向叶片和涡轮叶片的前缘上，由空心叶片的内部向叶片的前缘喷射冷却气体以强行降温。冲击冷却后的气体会从燃气导向叶片和涡轮叶片前缘上的的孔、隙中流出在燃气的带动下在叶片的表面形成冷却气薄。但开在叶片前缘上使冷却气流出的孔、隙会让叶片更加难以制造，而且开在叶片前缘上的孔隙还会使应力极中，对叶片的寿命产生负面影响。可是由于气薄冷却要比对流冷却的效果好上很多，所以人们还是要不惜代价的在叶片上采用气薄冷却。

从某种意义上来说，在燃气导向叶片和涡轮叶片上使用更科学理合理的冷却方法可能要比开发更先进的耐高温合金更重要一些。因为空心冷却要比开发新合金投资更少，见效更快。现在涡轮进口温度的提升其一半左右的功劳要归功于冷却技术的提高。现如今在各式涡扇发动机的涡轮前进口温度中要有200度到350度的温度被叶片冷却技术所消化，所以说涡轮工作温度的提高叶片冷却技术功不可没。

其实在很多军事爱好者的眼中，涡轮的问题似乎只是一个耐高温材料的问题。其实涡轮问题由于其工作环境的特殊性它的难点不只是在高温上。比如，由于涡轮叶片和涡轮机匣在高温工作时由于热涨冷缩会产生一定的变形，由这些变形所引起的涡轮叶片与机匣径向间隙过大的问题，径向间隙的变大会引起燃气泄露而级大的降底涡轮效率。还有薄薄的涡轮机匣在高温工作时产生的扭曲变形；低压涡轮所要求的大功率与低转数的矛盾；提高单级涡轮载荷后涡轮叶片的根部强度等等。除了这些设计上的难题之外，更大的难题则在于涡轮部件的加工工艺。比如进行涡轮盘粉末合金铸造时的杂质控制、涡轮盘进行机器加工时的轴向进给力的控制、对涡轮盘加工的高精度要求、涡轮叶片合金精密铸造时的偏析、涡轮叶片在表面渗透加工中的变形等等，这里面的每一个问题解决不好都不可能生产出高质量、高热效率的涡轮部件。

六、喷管与加力

尾喷管是涡扇发动机的最末端，流经风扇、压气机、燃烧室、涡轮的空气只有通过喷管排出了发动机之外才能产生真正的推力以推动飞机飞行。

涡扇发动机的排气有二部分，一部分是外函排气，一部分是内函排气。所以相应的涡扇发动机的排气方式也就分成了二种，一种是内外函的分开排气，一种是内外函的混合排气。两种排气方式各有优劣，所以在现代涡扇发动机上两种排气方式都有使用。总的来说，在高函道比的涡扇发动机上大多采有内外函分开排气，在低函道比的战斗机涡扇发动机上都采用混合排气的方式，而在中函道比的涡扇发动机上两种排气方式都有较多的使用。

对于涡扇发动机来说，函道比越高的发动机其用油也就更省推力也更大。其原因就是内函核心发动机把比较多的能量传递给了外函风扇。在混合排气的涡扇发动机中，内函较热的排气会给外函较冷的排气加温，进一步的用气动--热力过程把能量传递给外函排气。所以从理论上来说，内外函的混合排气会提高推进效率使燃油消耗进一步降低，而且在实际上由于混合排气可以降底内函较高排气速度，所以在当飞机起降时还可以降低发动机的排气噪音。可是在实际操作的过程中，高函道的涡扇发动机几乎没有使用混合排气的例子，一般都采用可以节省重量的短外函排气。

进行内外函的混合排气到目前为止只有两种方法一种是使用排气混合器，一种是使用长外函道进行内外函排气的混合。在使用排气混合器时，发动机会增加一部分排气混合器的重量，而且由于排气要经过排气混合器所以发动机的排气会产生一部分总压损失，这两点不足完全可以抵消掉混合排气所带来的好处。而长外函排气除了要付出重量的代价之外其排气的混合也不是十分的均匀。所以除了在战斗机上因结构要求而采用外则很少有采用。

在战斗机上除了有长外函进行内外函空气混合之外一般都还装有加力装置来提高发动机的最大可用推力。

所谓加力就是在内函排气和外函排气中再喷入一定数量的燃油进行燃烧，以燃油的损失来换取短时间的大推力。到目前为此只有在军用飞机和极少数要求超音速飞行的民用飞机上使用了加力。由于各种飞机的使命不同对加力燃料的要求也是不同的。比如对于纯粹的截击战斗机如米格25来说，在进行战斗起飞时，其起飞、爬升、奔向战区、空战等等都要求发动机用最大的推力来驱动飞机。其战斗起飞时使用加力的时间差不多达到了整个飞行时间的百分之五十。而对于F-15之类的空优战斗机来说在作战起飞时只有在起飞和进行空中格斗时使用加力，因此其加力的使用使时长只占其飞行时间的10%不到。而在执行纯粹的对地攻击任务时其飞机要求时用加力的时间连百分之一都不到，所以在强击机上干脆就不安装加力装置以减少发动机的重量和长度。

加力燃烧是提高发动机推重比的一个重要手段。现在我们所说的战斗机发动机的推重比都是按照加力推力来计算的。如果不按照加力推力来计算F-100-PW-100的推重比只有4.79连5都没有达到！为了提高发动机的最大推力，人们现在一般都在采用内外函排气同时参与加力燃烧的混合加力。

但当加力燃烧在大幅度的提高发动机的推力的时候，所负出的代价就是燃油的高消耗。还是以F-100-PW-100为例其在全加力时的推力要比无加力时的最大推力高66%可是加力的燃油消耗却是无加力时的281%。这样高的燃油消耗在起飞和进行空中格斗时还可以少少的使用一下，如要进行长时间的超音速飞行的话飞机的作战半径将大大缩短。

针对涡扇发动机高速性能的不足，人们又提出了变循环方案和外函加力方案。所谓变循环就是涡扇发动机的函道比在一定的范围内可调。比如与F-119竞争F-22动力的YF-120发动机就是一种变循环涡扇发动机。他的函道比可以0-0.25之间可调。这样就可以在要求高航速的时候把函道比缩至最小，使涡扇发动机变为高速性能好的涡喷发动机。但由于变循环发动机技术复杂，要增加一部分重量，而且费用高、维护不便，于是YF-120败与F-119手下。

由于混合加力要求内外函排气都参与加力燃烧，这样所需要的燃油也较多，于是人们又想到了内外函分开排气，只使用外函排气参加加力燃料的方案。但外函排气的温度比较低，所以组织燃烧相对的困难。目前只有少数使用，通常是要求长时间开加力的发动机才会采用这种结构。