Camac Aviation Turbine Engine. Chinese manual (2020) - 1
民用航空器维修基础系列教材· 共 8 册
（第 5 册）
航空涡轮发动机
Aviation Turbine Engine
中国民用航空维修协会推荐
内容简介
本书为民用航空器维修基础系列教材之一。全书分为三大部分，第一部分是涡轮发动机
原理；内容分为 2 章：包括发动机概述、发动机特性，主要介绍了涡轮发动机的工作原理和
特性。第二部分是涡轮发动机类型和结构；内容分为 9 章：包括进气道、压气机、燃烧室、
涡轮、喷管、转子支承和附件传动、涡轴发动机、涡桨发动机、螺旋桨，主要介绍了涡轮发
动机的类型和基本结构。第三部分是涡轮发动机系统和控制；内容分为 9 章：包括发动机燃
油和控制系统、发动机起动和点火系统、发动机操纵系统、发动机空气系统、发动机指示系
统、反推装置、发动机滑油系统、辅助动力装置和发动机监控与维护等，主要介绍了涡轮发
动机各系统和主要部件。航空涡轮发动机是装备现代大中型民用航空飞机的动力装置，是飞
机的心脏。飞机维修人员掌握航空涡轮发动机及其维修的相关知识，对正确快速维护飞机及
其发动机起到至关重要的作用。
本书内容图文并茂通俗易懂，是民用航空器维修执照人员必须掌握的墓本知识。通过学
习、飞机维修人员不但易于掌握教材中的内容，而且能起到提高飞机维修人员的素质和业务
水平的作用。适合在职飞机维修人员学习和相关院校专业做专业教材。
本教材的著作权归中国民用航空维修协会所有，任何单位和个人不得以营利为目的使用
本教材，侵权必究。
民用航空器维修基础系列教材编写委员会
主任委员：吴溪浚
副主任委员：杨卫东、刘英俊、杨国余、徐建星、蒋陵平、罗亮
生、刘韬然
编委：王会来、刘韬然、安辉、李珈、杨国余、何冠华、罗亮生、
贺建坤、董红卫、蒋陵平、樊智勇（按姓氏笔画排名）
序 言
民用航空器维修基础系列教材是由中国民用航空维修协会民用航空器维修培训机构工作
委员会依据中国民航局规章 CCAR-66R3《民用航空器维修人员执照管理规则》，并按照中国民
航局咨询通告 AC-66-FS-002 R1《航空器维修基础知识和实作培训规范》组织民用航空器维
修领域的工程师、专家、学者编写的系列教材。教材包括《航空概论》《航空器维修》《飞
机结构和系统 》《直升机结构和系统》《航空涡轮发动机》《活塞发动机及其维修》《航空
器维修基本技能》《航空器维修实践》，共计 8 本教材。教材紧密围绕 AC-66-FS-002 R1《航
空器维修基础知识和实作培训规范》维修基础知识和维修实作的培训模块内容，涵盖了飞机
维修的基本知识、基础理论、飞机结构与系统、维修技能与维修实践等方面。在编写过程中，
编者力求做到概念清楚、理论正确、知识点全面、突出维修实际应用，注重理论和实践相结
合，力求深入浅出,图文并茂，通俗易懂，符合机务维修人员学习和使用习惯。本套教材是民
用航空器维修执照人员必须掌握的基本知识和基本技能，主要作为 CCAR-66R3 执照考试和
CCAR-147 维修培训教材，也适合在职飞机维修人员学习和相关院校专业做专业教材。
本套教材是在中国民航局飞行标准司的直接领导下编写的，教材的编写得到了中国民航
大学、中国民用航空飞行学院、中国南方航空股份有限公司、东方航空技术有限公司、广州
民航职业技术学院、北京飞机维修工程有限公司(Ameco)、广州飞机维修工程有限公司
(GAMECO)、海南海航汉莎技术培训有限公司、山东航空股份有限公司、厦门航空有限公司、
东航江苏有限公司、海直通用航空有限责任公司、深圳航空有限责任公司、成都航空职业技
术学院、北大荒通用航空有限公司、中航西飞民用飞机有限责任公司等单位以及航空器维修
领域专家的大力支持，在此一并表示感谢！
本套教材由广州民航职业技术学院罗亮生教授负责统稿。
由于编写时间仓促和我们的水平有限，书中难免存在诸多不足，请各位专家和读者及时
指出，以便再版时加以改进。
“民用航空器维修基础系列教材”编委会
2020 年 2 月 10 日
前 言
本书是民用航空器维修人员执照系列教材之一，是按照中国民航局咨询通告
AC-66-FS-002 R1《航空器维修基础知识和实作培训规范》维修基础知识培训模块 M5 模块
航空涡轮发动机编写的。 燃气涡轮发动机是装备现代大中型民用航空飞机的动力装置，是
飞机的心脏。航空机电 维修人员掌握燃气涡轮发动机及其维修的相关知识，对正确快速维
护飞机及其发动机起到至关重要的作用。
本书共计 20 章，介绍燃气涡轮发动机及其维修的内容，主要包括发动机概述、发动机
特性、进气道、压气机、燃烧室、涡轮、喷管、转子支承和附件传动、涡轴发动机、涡桨发
动机、螺旋桨、发动机燃油和控制系统、发动机起动和点火系统、发动机操纵系统、发动机
空气系统、发动机指示系统、反推装置、发动机滑油系统、辅助动力装置和发动机监控与维
护等。本书内容完全覆盖了中国民航规章 CCAR-147 培训大纲和 CCAR-66 考试大纲中 M5
模块的相应要求。
本书由罗亮生、杨国余、蒋陵平主编,罗亮生负责整理统稿。
本书第 1 章由罗亮生编写,第 2、4、6、7、12、13、14、、19 章由刘熊编写，第 3、5
章由覃智勇编写，第 8、18 章由袁书生编写，第 9、15、16、17、20 章由蒋陵平、李平和
谭燕编写，第 10 章由王红军编写，第 11 章由何艳斌编写。典型发动机部件及各系统的维护
部分由中国南方航空的胡仲才、彭武明、梁积中、谢春海编写。此次改版由何冠华、付尧明、
许晔和王洪涛对全书进行了审校，并提出了许多宝贵的修改意见，在此表示衷心的感谢！
本书可供航空公司、飞机维修公司、飞机发动机部件修理公 司的维修技术人员培训和
自学使用，也可作为大、中专院校飞机机电设备维修、飞行器动力 工程相关专业的燃气涡
轮发动机课程的教材。 本书在编写过程中参考了很多中文教材、英文原版教材、各种飞机
和发动机维护手册提 供的技术资料等，同时得到了中国南方航空等民航企业和广州民航职
业技术学院各级领导的大力支持和帮助，在此表示最诚挚的谢意。
由于编者能力和时间有限，书中错漏在所难免，恳请各位专家和读者批评指正。
编者
2020 年 2 月 10 日
I
目 录
前言
I
第一部分 发动机原理
1
第
1
章 发动机概述
2
1.1 发动机类型及基本组成
2
1.1.1 发动机类型
2
1.1.2 动力装置的组成
8
1.1.3 涡轮风扇发动机的站位
8
1.2 发动机原理
9
1.2.1 连续性定理
9
1.2.2 伯努利原理
10
1.2.3 布莱顿循环
10
1.2.4 涡轮喷气发动机推力产生的原理
11
1.2.5 飞行速度和飞行高度对推力的影响
11
1.3 发动机参数
11
1.3.1 推力及其相关参数
11
1.3.2 发动机效率参数
13
1.3.3 发动机其它主要参数
13
1.3.4 经济性能指标
14
第
2
章 发动机特性
15
2.1 发动机的工作状态
15
2.1.1 发动机的状态
15
2.1.2 额定平功率和排气温度裕度
16
2.2 压气机和涡轮的共同工作
17
2.2.1 发动机稳态下的共同工作
17
2.2.2 发动机过渡态下的共同工作
18
2.3 发动机特性
20
2.3.1 转速特性
20
2.3.2 高度特性
20
2.3.3 速度特性
21
第二部分 涡轮发动机类型和结构
22
第
3
章 进气道
23
3.1 进气道概述
23
3.1.1 亚音速进气道
23
3.1.2 超音速进气道
25
3.1.3 进气道防冰
26
3.2 典型发动机进气道维护介绍
27
3.2.1 典型发动机进气道的部件识别
27
3.2.2 典型发动机进气道的维护及安全注意事项
28
第
4
章 压气机
30
4.1 压气机的分类
30
4.2 轴流式压气机的结构
30
4.2.1 轴流式压气机的转子
31
4.2.2 轴流式压气机的静子
34
4.3 轴流式压气机的工作原理
36
4.3.1 基元级叶栅
36
4.3.2 基元级的速度三角形
37
4.3.3 基元级的增压原理
40
4.3.4 多级轴流式压气机
40
4.3.5 压气机的喘振
42
4.3.6 压气机的防喘措施和原理
44
4.4 离心式压气机
46
4.4.1 离心式压气机的组成和工作原理
46
4.4.2 离心式压气机的特点
48
4.5 典型发动机压气机的维护介绍
49
4.5.1 典型发动机压气机的部件识别
49
4.5.2 典型发动机压气机的维护及安全注意事项
51
第
5
章 燃烧室
53
5.1 燃烧室概述
53
5.1.1 燃烧室的作用
53
5.1.2 对燃烧室的基本要求
53
5.2 燃烧室的工作原理
55
5.2.1 燃烧室的工作特点
55
5.2.2 燃烧室的稳定燃烧
56
5.2.3 燃烧室的常见故障
58
5.3 燃烧室的类型和主要部件
60
5.3.1 燃烧室的主要部件
60
5.3.2 燃烧室的类型和特点
61
5.3.3 燃烧室的冷却和材料
65
5.4 典型发动机燃烧室维护介绍
65
5.4.1 典型发动机燃烧室的部件识别
65
5.4.2 典型发动机燃烧室的维护及安全注意事项
66
第
6
章 涡轮
68
6.1 涡轮的分类和工作原理
68
6.1.1 涡轮的分类
68
6.1.2 涡轮的工作特点
69
6.1.3 轴流式涡轮的工作原理
70
6.2 涡轮的结构和冷却
71
6.2.1 涡轮转子
72
6.2.2 涡轮静子
73
6.2.3 涡轮的材料
75
6.2.4 涡轮的冷却
76
6.3 典型发动机涡轮的维护介绍
78
6.3.1 典型发动机涡轮的部件识别
78
6.3.2 典型发动机涡轮的常见维护及安全注意事项
80
第
7
章 喷管
82
7.1 喷管概述
82
7.1.1 喷管的作用和类型
82
7.1.2 亚音速喷管
82
7.1.3 超音速喷管
83
7.1.4 涡扇发动机的排气方式
85
7.1.5 降噪方法
85
7.2 典型发动机喷管的维护介绍
88
7.2.1 典型发动机喷管的部件识别
88
7.2.2 典型发动机喷管的常见维护及安全注意事项
88
第
8
章 转子支承和附件传动
90
8.1 发动机转子支承
90
8.1.1 转子支承方案
90
8.1.2 联轴器
93
8.1.3 发动机主轴承
94
8.1.4 轴承腔的封严
96
8.2 附件传动装置
99
8.2.1 附件传动装置的组成与工作
99
8.2.2 齿轮箱结构
101
8.3 典型发动机附件传动维护介绍
102
8.3.1 典型发动机附件传动部件识别
102
8.3.2 典型发动机附件传动常见维护及安全注意事项
104
第
9
章 涡轮轴发动机
105
9.1 涡轴发动机的结构
105
9.2 涡轴发动机的工作
107
9.2.1 涡轴发动机的工作原理
107
9.2.2 涡轴发动机的工作特点
108
9.2.3 涡轴发动机的燃油及控制系统
108
9.3 典型涡轴发动机的维护
112
9.3.1 涡轴发动机的单元体结构
112
9.3.2 涡轴发动机的维护
113
第
10 章 涡轮螺旋桨发动机
115
10.1 涡桨发动机的特点
115
10.1.1 涡桨发动机的构造特点
115
10.1.2 涡桨发动机的工作特点
116
10.1.3 主要性能参数
116
10.2 典型减速齿轮箱
118
10.3 典型的涡桨发动机
120
10.3.1 特点
121
10.3.2 站位
121
10.3.3 安装边
122
10.3.4 轴承
122
10.3.5 涡桨发动机的操作
123
10.4 典型涡桨发动机单元体及维护介绍
125
10.4.1 典型涡桨发动机单元体及主要附件识别
125
10.4.2 定期检查／维修间隔
127
第
11 章 螺旋桨
131
11.1 名词术语
131
11.2 螺旋桨原理
135
11.2.1 作用在螺旋桨上的力和力矩
135
11.2.2 桨叶迎角及其影响因素
138
11.2.3 螺旋桨的静平衡、动平衡、气动平衡
139
11.2.4 螺旋桨的振动及测试
141
11.3 螺旋桨分类
141
11.3.1 木质、铝合金、复合材料螺旋桨
141
11.3.2 定距螺旋桨、变距螺旋桨
143
11.4 调速器
143
11.4.1 调速器作用、组成与工作原理
143
11.4.2 恒速控制及变距方法
145
11.5 顺桨、反桨和回桨装置及其原理
149
11.6 同步系统及防冰系统
150
11.6.1 同步系统功能、构成和工作原理
150
11.6.2 防冰系统功能、构成和工作原理
152
11.7 螺旋桨检查和维护
154
11.7.1 轨迹检查
154
11.7.2 桨叶损坏、腐蚀、疲劳裂纹检查
154
11.7.3 超转和冲击损坏评估
155
11.7.4 螺旋桨的安装和桨叶角检查
155
11.7.5 不同类型螺旋桨存放和检查要求
160
第三部分 涡轮发动机系统和控制
162
第
12 章 发动机燃油和控制系统
163
12.1 燃油分配系统
163
12.1.1 发动机燃油系统的功用
163
12.1.2 发动机燃油系统的主要部件
163
12.2 燃油控制系统
171
12.2.1 发动机控制的基本方面
171
12.2.2 液压机械式控制
172
12.2.3 监控型电子控制
174
12.2.4 全功能数字式发动机控制
175
12.2.5 减推力起飞
178
12.3 典型发动机燃油及控制系统维护介绍
180
12.3.1 典型发动机燃油及控制系统的部件识别
180
12.3.2 典型发动机燃油及控制系统的常见维护及安全注意事项
182
第
13 章 发动机起动和点火系统
184
13.1 起动系统
184
13.1.1 常见起动方法
184
13.1.2 起动程序
187
13.2 点火系统
188
13.2.1 点火系统的组成
189
13.2.2 点火激励器
189
13.2.3 点火导线
191
13.2.4 点火电嘴
191
13.3 典型发动机起动点火系统维护介绍
193
13.3.1 典型发动机起动点火系统的部件识别
193
13.3.2 典型发动机起动点火系统的常见维护及安全注意事项
194
13.3.3 发动机的起动、关车和冷转
195
13.3.4 起动常见故障
196
第
14 章 发动机操纵系统
198
14.1 操纵系统概述
198
14.2 操纵系统的类型
199
14.2.1 机械式操纵系统
199
14.2.2 电子式操纵系统
201
14.2.3 前推力和反推力的操纵
202
14.3 典型发动机操纵系统维护介绍
204
14.3.1 典型发动机操纵系统的部件识别
204
14.3.2 典型发动机操纵系统的常见维护及安全注意事项
205
第
15 章 发动机空气系统
206
15.1 发动机冷却系统
206
15.1.1 发动机内部冷却
206
15.1.2 发动机外部及附件冷却
207
15.2 压气机气流控制
208
15.2.1 目的和方法
208
15.2.2 可调静子叶片
209
15.2.3 可调放气活门
210
15.2.4 高压压气机放气活门
212
15.3 涡轮间隙控制
213
15.4 典型发动机空气系统维护介绍
215
15.4.1 典型发动机空气系统的部件识别
215
15.4.2 典型发动机空气系统的常见维护及安全注意事项
218
第
16 章 发动机指示系统
219
16.1 总体介绍
219
16.2 主要参数指示
220
16.2.1 推力/功率测量及指示
220
16.2.2 转速测量及指示
222
16.2.3 温度测量及指示
224
16.3 辅助参数指示
226
16.3.1 燃油流量测量及指示
226
16.3.2 振动测量及指示
227
16.3.3 滑油参数测量及指示
228
16.4 警告系统和指示组件
230
16.4.1 警告系统
230
16.4.2 指示组件
230
16.5 典型发动机指示系统维护介绍
232
16.5.1 典型发动机指示系统的部件识别
232
16.5.2 典型发动机指示系统的常见维护及安全注意事项
235
第
17 章 反推装置
236
17.1 反推装置概述
236
17.1.1 反推装置的作用
236
17.1.2 反推装置的工作原理
237
17.1.3 反推装置的类型
237
17.1.4 反推装置的子系统
240
17.2 典型发动机反推装置的维护介绍
242
17.2.1 典型发动机反推装置的部件识别
242
17.2.2 典型发动机反推装置的常见维护及安全注意事项
244
第
18 章 发动机滑油系统
245
18.1 概述
245
18.1.1 滑油
245
18.1.2 滑油系统的类型
246
18.2 滑油系统的工作
247
18.2.1 滑油系统部件
247
18.2.2 滑油系统的分系统
254
18.2.3 滑油系统的指示与监控
256
18.3 典型发动机滑油系统维护介绍
257
18.3.1 典型发动机滑油系统的部件识别
257
18.3.2 典型发动机滑油系统常见维护及安全注意事项
259
第
19 章 辅助动力装置
261
19.1 APU 概述
261
19.1.1 APU 的作用
261
19.1.2 APU 的组成及特点
261
19.1.3 APU 的部件和安装
262
19.1.4 APU 的进气
265
19.2 APU 的工作系统
266
19.2.1 APU 燃油系统
266
19.2.2 APU 空气系统
268
19.2.3 APU 滑油系统
272
19.2.4 APU 起动和点火系统
273
19.2.5 APU 的指示
275
19.2.6 APU 的控制
276
19.3 APU 的起动和关断
277
19.4 典型 APU 的维护介绍
279
19.4.1 典型 APU 的部件识别
279
19.4.2 典型 APU 的常见维护及安全注意事项
280
第
20 章 发动机监控与维护
282
20.1 发动机状态监控
282
20.1.1 性能趋势监控
282
20.1.2 发动机磁堵检查
283
20.1.3 发动机振动监控
285
20.2 发动机运转与配平
286
20.2.1 发动机地面运转
286
20.2.2 发动机振动与配平
288
20.3 典型发动机系统维护介绍
290
20.3.1 发动机气路清洗
290
20.3.2 发动机的拆卸和安装
291
20.3.3 无损检测和孔探检查
294
20.3.4 发动机干冷转和湿冷转
296
20.3.5 点火测试和反推测试
297
参考文献
299
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
发动机原理
第一部分 发动机原理
1
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
发动机概述
第 1 章 发动机概述
航空动力装置包括航空发动机以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系
统、滑油系统、点火系统、起动系统和防火系统等。自 1939 年 9 月 27 日装有涡轮喷气发动
机的飞机在德国首次试飞成功以来，航空燃气涡轮发动机有了飞速发展。燃气涡轮发动机是
将转动的压气机和涡轮连接在同一根轴上，两者之间装有热源（燃烧室），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
轮中膨胀做功。因此，燃气涡轮发动机结构简单、重量轻、推力大、推进效率高，在很大的
飞行速度范围内，发动机的推力随飞行速度的增加而增加。所以，目前除了一些小型飞机外，
各种类型的燃气涡轮发动机已经取代了活塞式发动机，被广泛用在各种类型的飞机上。尤其
在中型和大型的旅客机和运输机上大量使用以“高增压比、高涡轮前温度、高涵道比”为特
征的民用涡扇发动机。
1.1 发动机类型及基本组成
燃气涡轮发动机的主要特点是：靠高温高速的燃气推动涡轮，涡轮带动压气机对空气进
行压缩。
1.1.1 发动机类型
目前，航空燃气涡轮发动机有四种基本类型：涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡
轮风扇发动机、涡轮轴发动机。
1. 涡轮喷气发动机（简称涡喷）
涡轮喷气发动机是由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管组成，如图 1-1 所示。
发动机工作时，空气经压气机压缩后，压力提高，随即进入燃烧室与燃料混合并燃烧，
燃烧后形成的燃气流入涡轮，涡轮便在高温、高压燃气驱动下而旋转起来，从而带动压气机
工作，燃气最后在喷管中膨胀加速，高速向外喷出而产生推力。其特点就是，涡轮只带动压
气机压缩空气，发动机的全部推力来自喷出的燃气流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机迎风面积小，具有较好的速度性能，但亚音速经济性差，适宜作超音速
战斗机的动力装置。
2
民用航空器维修基础系列教材第 5 册
发动机概述
燃烧室
涡轮
喷管
压气机
进气道
图 1-1 涡轮喷气发动机
2. 涡轮螺旋桨发动机（简称涡桨）
从结构上讲，涡轮螺旋桨发动机的基本组成与涡轮喷气发动机相同，包括压气机、燃烧
室和涡轮，仅有的不同是，涡轮螺旋桨发动机还多一个部件——减速器，将发动机转速降低
到适合螺旋桨的工作大小，如图 1-2 所示。
螺旋桨
图 1-2 涡轮螺旋桨发动机
涡桨发动机工作时，螺旋桨后的部分空气从进气装置进入发动机，在压气机中受到压缩，
压力、温度提高；然后在燃烧室中与燃油混合燃烧，形成高温、高压燃气，燃气在涡轮中充
分膨胀，将大部分燃气的可用能量转换成涡轮机械功；涡轮带动压气机和（经减速器）螺旋
桨转动，通过螺旋桨产生推进力，最后燃气从排气装置中排出，产生少量推力。螺旋桨可由
单转子发动机的转轴驱动或由双转子或三转子发动机的自由涡轮（转轴与发动机内驱动压气
机的轴不相连的动力涡轮）驱动。
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发动机概述
涡桨发动机有如下一些特点：
1）发动机推进力主要来自螺旋桨拉力。
涡桨发动机将绝大部分（90%左右）的燃气可用能量转变成涡轮机械功用以带动螺旋桨，
以充分发挥螺旋桨中、低速飞行时推进效率高的优点；只有少量（10%左右）可用能量用来
增加气体动能，从而大大降低了喷气速度，降低了离速损失，提高了发动机推进效率。
2）发动机起飞推进力大，飞机起飞性能好。
当发动机传递给螺旋桨的功率一定时，随着飞行速度的降低，螺旋桨拉力增大。由于发
动机推进力主要来自螺旋桨拉力，所以飞机起飞时涡桨发动机的推进力大，可有效缩短起飞
滑跑距离，改善飞机的起飞性能。
3）在一定条件下，螺旋桨可产生较大负拉力，改善飞机着陆和中止起飞性能。
当螺旋桨桨叶迎角为负迎角时（可通过减小桨叶角实现），螺旋桨将产生负拉力。所以
当飞机着陆（或中止起飞）时，可使螺旋桨桨叶迎角变为负迎角，从而为飞机提供负拉力，
有效缩短飞机滑跑距离，改善飞机着陆和中止起飞性能。
4）发动机中、低速经济性好。
当飞机中、低速飞行时，由于螺旋桨的工作效率高，同时，喷气速度低，离速损失小，
喷气推进效率高，所以涡桨发动机总的推进效率高，经济性好。当飞行速度过高时，螺旋桨
将产生较大的激波阻力，导致螺旋桨效率急剧下降，发动机性能迅速变差。所以涡桨发动机
只适宜做中、低速飞行飞机的动力装置。
5）发动机功率的输出受到减速器负荷的限制。
涡桨发动机工作时，由于发动机绝大部分的推进力是由动力涡轮经减速器传递给螺旋
桨，减速器的减速比可高达 1∶15，减速器齿轮承受巨大的扭矩，负荷较重。所以减速器传
递的功率将受到减速器重量和尺寸的限制，进而使涡桨发动机的功率输出不可能无限制增
加。事实上，目前涡桨发动机减速器的质量已相当于压气机和涡轮的总和，减速器的工作寿
命直接影响到发动机的使用寿命。所以，涡桨发动机在使用中，应特别防止发动机超负荷使
用（尤其在冬季飞行时）。
由此可见，涡桨发动机不仅中、低速经济性好，而且对起飞、着陆机场的要求不高，最
适宜做中、低速支线民航机、运输机和轰炸机的动力装置。同时，因螺旋桨的噪音较大，对
飞机的舒适性具有一定影响。随着螺旋桨性能的改进，涡桨发动机的应用前景将更广阔。
3. 涡轮风扇发动机（简称涡扇）
涡轮风扇发动机，又称内外涵发动机。它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成，在内
涵道中装有涡轮喷气发动机的部件——压气机，燃烧室和涡轮，在外涵道中装有由内涵转子
带动的风扇，如图 1-3 所示。涡轮风扇发动机的风扇可由单独的涡轮驱动(如三转子发动机)，
也可是低压涡轮驱动的低压压气机的第 1 级(如双转子发动机)。空气流经风扇后分成两路，
一路是内涵气流，空气继续经压气机压缩，在燃烧室和燃油混合燃烧，燃气经涡轮和喷管膨
胀，燃气高速从尾喷口排出，产生推力；另一路是外涵气流，流经风扇后的空气直接通过管
道排到机外(短外涵)(见图 1-4)或者一直流到尾喷口同内涵气流分别或混合排出(长外
涵)(见图 1-3 和图 1-5)，而产生部分推力。发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总
和。外涵道空气流量与内涵道空气流量之比称为流量比，又称涵道比用 B 表示。
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发动机概述
风扇
外涵道气流
分开排气
图 1-3 涡轮风扇发动机
分开排气
图 1-4 高涵道比短外涵涡轮风扇发动机
高压压气机
外涵道气流
混合排气
低压压气机
图 1-5 长外涵涡扇发动机
涡扇发动机的性能随涵道比的不同差异很大，总的说来，在亚音速段较之涡喷发动机具
有更好的经济性，综合性能好。其中，高涵道比涡扇发动机（B＝4-10）适宜作高亚音速大、
中型民航机，运输机的动力装置；低涵道比涡扇发动机（B＝0.2-0.6）适宜作超音速战斗机
5
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发动机概述
的动力装置。
总体上讲，涡扇发动机主要有以下特点：
1）参与产生推力的空气流量大，推力由内、外涵推力组成。
涡轮风扇发动机，由于内、外涵空气速度增加，都可产生推力。所以，参与产生推力的
空气量较多，随着涵道比的增加，参与产生推力的空气量更多。
2）发动机热效率高
涡扇发动机，尤其是混合排气的涡扇发动机的热效率较高。第一，由于涡扇发动机一般
为双或三转子发动机，压气机防喘性能较好，所以压气机增压比设计较高，使热能的利用率
提高，发动机热效率较高；第二，涡扇发动机由于压气机中间级防喘放气工作时，内涵高压
空气可释放到发动机外涵，可继续产生推力，可部分补偿推力损失；第三，外涵空气可吸收
内涵部件散热热量，提高了外涵空气温度，有助于提高外涵推力，减小了推力损失。
3）发动机推进效率较高
涡扇发动机的部分燃气热能通过高效率的涡轮传递给风扇，由于风扇的工作效率高，有
助于提高发动机推进效率；同时，内涵喷气速度降低，发动机离速损失减小，也有助于提高
发动机推进效率。
高涵道涡扇发动机适宜作高亚音速飞机动力装置；对加力的低涵道涡扇发动机而言，不
仅可明显提高亚音速飞行时发动机的推进效率，改善亚音速飞行时的经济性，而且在超音速
段(Ma=2 左右)涡扇发动机的性能与涡喷发动机相当。所以，超音速战斗机也广泛采用带加
力的低涵道涡扇发动机。
4）起飞、复飞推力大
涡扇发动机，尤其是高涵道涡扇，涡轮前温度设计较高，可有效提高发动机推力；同时
由于发动机主要是通过提高外涵空气流量来提高发动机推力的，当低速飞行时，气体动能增
量因飞行速度的减小而增加，所以发动机起飞推力较大。这正满足了大型、重型民航机起飞、
复飞时对发动机高推力的需求，可有效缩短起飞滑跑距离及提高飞机中断/继续起飞性能，
改善了飞机飞行性能及安全性。
5）喷气噪音低
涡扇发动机，尤其是混合排气的高涵道涡扇，由于发动机内、外涵的喷气速度大大降低，
而发动机喷气噪音强度与喷气速度的八次方成正比。所以发动机喷气噪声较低，发动机总的
噪音水平也较低，减小了对环境的噪音污染。
涡扇发动机在具有上述优点的同时也有一些缺点，如结构较为复杂；随着涵道比的增如，
发动机的迎面阻力也相应增大等。总之，涡扇发动机无论在民航机还是在军用机上都得到广
泛应用，是目前燃气涡轮发动机中最具发展潜力的类型之一。
4.涡轮轴发动机（简称涡轴）
涡轴发动机与涡桨发动机几乎没有多大区别，涡轮分为燃气发生器涡轮和自由涡轮，燃
气发生器涡轮带动压气机，自由涡轮通过减速器带动外界负载（如：直升机旋翼和尾桨、发
电机转子等），如图 1-6 所示。自由涡轮和燃气发生器涡轮只有气动联系，即流过燃气发生
器涡轮的燃气再驱动自由涡轮，自由涡轮输出功率。此外，排气装置产生的喷气的反作用力
几乎可以忽略不计。
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发动机概述
自由涡轮
图 1-6 涡轮轴发动机
涡轴发动机的工作特点：
1）发动机几乎将所有燃气可用能量通过动力涡轮输出功率
为了使发动机输出更大的功率，燃气在涡轴发动机涡轮中过度膨胀，将几乎全部的可用
能量通过动力涡轮输出，经减速器带动旋翼和尾桨，喷气基本上不产生推力。所以，涡轴发
动机基本上已演变成热机。
2）发动机经济性好
由于直升机飞行速度一般都在低速范围(Ma<0.3)，同时因发动机排气速度较低，气体离
速损失很小，所以推进效率高，经济性好。目前大功率的涡轴发动机的经济性已与航空活塞
发动机相当。
3）发动机的工作环境较为恶劣
直升机一般执行短程飞行任务，一方面是当直升机在起飞、爬高和悬停时，发动机经常
处在大功率状态，且状态多变，使发动机热循环次数增加，机件容易疲劳损伤；另一方面是
直升机经常在野外频繁起降，而且飞行高度较低，发动机容易受到外来物（如：鸟类、海水
和砂石等）的侵袭。
4）应用广泛
由于涡轴发动机基本上演变成了热机，通过动力涡轮轴输出的功率可以用来带动许多地
面装置。较其他热机（如：汽油机、柴油机等），涡轴发动机（尤其是大功率的发动机）在
功率质量比、转子振动、起动性和加速性、发动机噪声、使用寿命及维护性能等诸方面有明
显的优势。所以除直升机外，涡轴发动机在非航空领域也得到广泛应用，如可作为舰船、坦
克、机车的动力装置；可用于发电设备、石油及天然气输送设备等。
涡轴发动机也存在一些缺点：如制造成本较高；小功率的发动机经济性还不高等。但由
于涡轴发动机在性能上的明显优势，已占直升机动力装置的统治地位，在非航空领域也得到
广泛应用，发展前景广阔。
各种类型的燃气涡轮发动机都具有一个共同的特点就是首先将空气和燃油转变成高温
高压燃气，发生燃气的部件，即：压气机，燃烧室和带动压气机的涡轮称为燃气发生器。因
为燃气发生器产生的高温、高压燃气的能量或者在尾喷管内继续膨胀，高速喷出产生推力，
或者在后续涡轮内继续膨胀获得机械功，带动风扇，螺旋桨或其它装置，形成了不同类型的
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发动机概述
燃气涡轮发动机。通常将位于燃气涡轮发动机中心，工作在高温、高压和高转速状态的高压
转子和燃烧室称为核心发动机。它是燃气涡轮发动机的关键部件，也是技术要求最高的部件，
燃气涡轮发动机性能的好坏在很大程度上取决于它。有了一个好的核心机，加上其它部件，
就可得到各种类型的燃气涡轮发动机。
1.1.2 动力装置的组成
双转子涡轮风扇发动机的主要组成部件包括：进气道、低压压气机（风扇和增压器）、
高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和尾喷管。进入发动机的空气被分为两路，进入
内涵道的气流称为主气流，进人外涵道的气流称为次气流。主气流流经低压压气机和高压压
气机并被压缩，压力提高，进入环形燃烧室被加热，温度提高，气体快速膨胀并以极快的速
度排出燃烧室去驱动高压涡轮和低压涡轮，并通过附件传动齿轮箱驱动发动机和飞机附件，
附件传动齿轮箱是由高压转子驱动的。高速向后喷出的内涵气流和外涵气流产生了向前的推
进力量，发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
发动机的工作系统是确保发动机正常工作的有机组成部分，主要有：燃油系统、滑油系
统、防冰系统、防火系统和起动系统等。
发动机燃油系统的作用是根据发动机油门和飞行条件的变化，计量适当的燃油量，确保
发动机安全、稳定、可靠的工作。
发动机滑油系统的作用是不断将适当温度的压力滑油送到发动机各摩擦面，起到润滑和
散热作用。
发动机防冰系统的作用是当预计存在发动机积冰的条件时，接通发动机防冰装置，防止
发动机结冰，确保发动机正常工作。
发动机防火系统的作用是当发动机出现严重过热或火警时，接通发动机灭火装置，防止
发动机严重损坏，危及飞行安全。
发动机起动系统的作用是将发动机从静止状态顺利加速到慢车状态，确保起动过程迅
速、可靠。
1.1.3 涡轮风扇发动机的站位
发动机的站位（截面）是由发动机生产厂自己规定的，同发动机的转子数目相关。站位
规定可以从发动机手册中查到。CFM56-7B 发动机的站位如图 1-7 所示。
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发动机概述
图 1-7 CFM56-7B 发动机站位
0 站位：环境大气；12 站位：风扇进气口；25 站位：高压压气机进口；30 站位：高压压气机排气口；
49.5 站位：第 2 级低压涡轮进口导向器。
1.2 发动机原理
燃气涡轮发动机的功用是通过向后加速空气或燃气产生推进力，简称推力。因此燃气涡
轮发动机工作的基本原理涉及到诸多理论。
1.2.1 连续性定理
气体在流动过程中遵守质量守恒定律、牛顿运动定律、能量守恒定律和转换定律。当气
体稳定地流过管道时，单位时间内，流过任何横截面的气体质量相等，这就是气体的连续性
定理，表达这个原理的数学方程称为连续方程。连续方程是质量守恒定律应用于流动气体的
关系式。
一维定常流的连续方程为：
1A1c1 2A2c2 常数
（1-1）
式中：ρ——密度；
A——面积；
c——速度。
不可压缩流体在管道流动时，管道任一横截面处的流速与该截面积成反比。截面积增加、
流速减少。
9
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发动机概述
1.2.2 伯努利原理
在低速流动空气中，参与转换的能量有两种：动能和压力能。动能，气流一流动，就有
动能产生，流动速度越大，动能越大。压力能，一定质量的空气，具有一定压力即静压，静
压越大，压力能越大。根据能量守恒定律，气流稳定流过一条流管时，如果没有外界能量的
加入，也就没有能量的损失，气流流动过程中的总能量始终是不变的。这就是伯努利原理。
伯努利方程是能量守恒与转换定律应用于运动流体所得到的数学关系式。对于不可压缩
的理想气体，伯努利方程可表示为(忽略位能)：
2
c
p
常数
（1-2）
2
式中：p——静压；
2
c
——动压。
2
压力
2
3
P
它说明在不可压流中任一点流体的
静压与动压之和保持不变。定义不可压流
的静压与动压之和为全压，也可以称为总
4
压，用 P*表示。静压是气体或液体静止
时的压力；动压是气体或液体运动引起
1
的。在不可压流中，当流动管道横截面积
缩小时，流体的流速增大，压力下降；当
0
5
流动管道横截面积扩大时，流体的流速下
降，压力增高。
比容 v
图 1-8
布莱顿循环
1.2.3 布莱顿循环
为了便于进行热力分析，通常假设工质完成的是一个封闭的热力循环。略去压缩与膨胀
过程中工质与各部件之间的热量交换；忽略实际过程中的摩擦；假设在燃烧室中进行的燃油
燃烧释放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程，并且忽略由流动阻力和加热
所引起的压力降低，从而用定压加热过程代替之；喷入的燃油的质量忽略不计，而且假定工
质是定质量的定比热容的完全气体；喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
根据上述假设得到的涡轮喷气发动机的理想循环，被称为布莱顿循环，也叫做等压加热
循环，其 p-v 图，如图 1-8 所示。
布莱顿循环由 4 个基本热力过程组成，分别是：绝热压缩过程，在进气道（0-1）和压
气机（1-2）中进行；等压加热过程，在燃烧室（2-3）中进行；绝热膨胀过程，在涡轮（3-4）
和喷管（4-5）中进行；等压放热过程，在外界大气（5-0）中进行。
布莱顿循环热效率的高低主要取决于发动机的增压比，而与加热量无关。发动机的增压
比越大，循环的热效率越高。
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发动机概述
1.2.4 涡轮喷气发动机推力产生的原理
涡轮喷气发动机不同于航空活塞式发动机，它既是热机，又是推进器。作为热机，它把
热能转换为机械能，以进出口动能之差表示它的循环功；作为推进器，是因为进出口速度的
变化，有动量差，因而产生了推力。
用牛顿第二、三定律说明推力的产生：空气以速度 C0流入发动机，而燃气以 C5流出发
动机，如图 1-9 所示，C5大于 C0，说明气体流过发动机时被加速，由牛顿第二定律知，有力
作用于气体，由牛顿第三定律知，有作用力就有反作用力，反作用力是气体对壳体的作用力，
也就是推力。
0
1
2
3
4
5
图 1-9 推力的产生
1.2.5 飞行速度和飞行高度对推力的影响
在实际飞行中，多种因素都会影响燃气涡轮发动机的性能。一般来说，如果发动机的燃
油消耗率一定，发动机产生的推力受进入发动机入口的空气温度和压力影响。
1）飞行速度的影响：在气体流过发动机的空气流量不变的情况下，气体速度增量越大，
推力越大，气体速度增量越小，推力也越小，同时，气体速度增量增加会使发动机的耗油率
增加，发动机经济性变差。
2）飞行高度的影响：当飞行高度增加时，外界的大气压力和大气温度都会下降，大气
压力降低，空气密度减小，空气流量减小，推力减小；大气温度降低，空气密度增大，空气
流量增大，推力增大。总体来说，随着飞行高度增加，大气密度减小，空气流量减小，推力
减小。
1.3 发动机参数
1.3.1 推力及其相关参数
对燃气涡轮发动机而言，发动机推力是发动机的最主要性能参数。发动机的推力只能在
地面发动机试车台架上准确测出，对于给定的发动机实际使用时可以通过发动机的工作参数
来间接表征发动机推力大小。一般用来表征发动机推力的基本参数有：转速 n 和压力比 EPR
11
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发动机概述
等等。
1. 单位推力
发动机的推力与每秒钟流过发动机的空气质量流量之比，叫做发动机的单位推力。
单位推力是涡轮喷气发动机的最重要的性能参数之一，它的意义是每秒一公斤空气质量
流量能产生多少牛顿的推力。空气是取之不尽的，但因为流过发动机的空气流量，在一定程
度上决定了发动机的尺寸和重量，所以，在给定飞行条件，发动机尺寸和重量的情况下，单
位推力越大，发动机的推力也就越大。
2. 推重比
发动机的推力和发动机的净重之比，称为推重比。
推重比是一个综合性的性能指标，它不仅体现涡轮喷气发动机的气动热力循环方面的水
平（如高的单位推力），也体现结构方面的水平。目前，涡轮喷气发动机在地面时的推重比
为 3.5~4，涡轮风扇喷气发动机已达 10 以上。
3. 转速
当油门前推时，进入燃烧室的燃油量增加，涡轮前温度增加，涡轮功增加，发动机转速
增加，压气机增压比增加，进入发动机的空气流量增加；同时，燃气的膨胀能力增加，有更
多的能量在喷管中转换成气体的动能，从而排气速度增加。所以，发动机推力随着发动机转
速的增加而增大，发动机转速是影响发动机推力的最主要参数。这样，就可以通过测量发动
机转速的大小来反映此时推力的大小。
由于发动机转速容易测量，测量精度也较高；同时，发动机转速不仅是影响发动机推力
的最主要参数，而且还可以较全面的反映发动机承受的机械负荷的大小，反映发动机的强度
和发动机状态，所以，发动机转速可表征发动机推力大小，并作为推力设置的最基本参数。
对于双转子涡轮风扇发动机，一般用 N1 表示低压转子转速（即风扇转速），N2 表示高压转
子转速。
高涵道比涡扇发动机，由于发动机推力主要由外涵风扇产生，所以常用发动机低压转子
转速 N1 来表征发动机推力大小。如：GE90 和 CFM56 涡扇发动机都是用风扇转速 N1 来表征
发动机推力大小的。
4. 发动机压力比
发动机压力比 EPR 一般是指涡轮出口总压与压气机进口总压之比。对于高涵道比涡轮风
扇发动机，由于发动机的推力主要由外涵的风扇产生，因此，一些发动机压力比的测量的是
风扇出口气体总压与风扇进口气体总压之比，也称为外涵 EPR。
发动机压力比 EPR 描述了气体在发动机内获得的总压增量。EPR 越高，气体在发动机内
获得的机械能增量越大，气体在喷管内膨胀能力越强，排气速度越高，发动机推力越大。所
以，发动机 EPR 值可以反映发动机推力的大小，并且当发动机转速一定时，其他因素的变化
对推力的影响，也可以通过 EPR 值反映出来。因而发动机压力比 EPR 可以更为准确的反映发
动机推力的变化。目前，部分涡扇发动机采用 EPR 来表征发动机推力大小，并作为推力设置
的最基本参数。如：PW4000、V2500 涡扇发动机通过内涵 EPR 来表征发动机推力的大小，RB211
涡扇发动机通过外涵道 EPR 来表征发动机推力的大小。
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发动机概述
1.3.2 发动机效率参数
发动机工作时，燃料燃烧后所放出的热能，并不能全部用来对飞机做功，推动飞机前进，
还有很大一部分能量在转换成推进功的过程中损失掉了，能量损失的大小可通过发动机的效
率来描述。
1. 热效率
从发动机的推力产生可以看出，燃料燃烧释放出的热能，通过发动机各部件的工作，部
分能量转换成气体的动能，使气体在发动机中获得速度增量，从而产生推力。燃料的理论放
热量，不可能全部转换成气体动能增量，其中损失的能量有：
（1）高温燃气自喷管喷出时所带走的热量；
（2）发动机表面的散热损失和滑油所带走的热量；
（3）燃烧室中不完全燃烧和燃烧产物的离解损失，因未释放出热能的燃料及中间燃烧
产物的热量最终也随燃气排出发动机。
涡轮喷气发动机作为热机，将燃油的化学能转变为通过发动机气流的动能增量。发动机
气流动能增量与燃油完全燃烧所放出的热量之比，称为涡轮喷气发动机的热效率，它表明了
涡轮喷气发动机作为热机的经济性。目前燃气涡轮发动机的热效率为 25%～40%。
2. 推进效率
涡轮喷气发动机作为推进器，将发动机气流的动能增量转变为发动机的推进功。发动机
的推进功与发动机气流的动能增量之比，称为涡轮喷气发动机的推进效率，它描述了发动机
由气体动能增量转变成飞机推进功过程中能量损失大小，表明了涡轮喷气发动机作为推进器
的经济性。遗留在空中的动能损失越少，推进效率越大。目前燃气涡轮发动机的推进效率一
般为 50%～75%。
3. 总效率
涡轮喷气发动机的总效率表示加入燃烧室的燃油完全燃烧时放出的热量，有多少转变为
推动飞机前进的推进功。发动机总效率等于其热效率与推进效率的乘积。总效率描述了发动
机由热能转变成推进功过程中的能量损失大小，评定了燃气涡轮发动机作为产生推力的动力
装置的经济性。目前，燃气涡轮发动机总效率约为 20%～32%。
1.3.3 发动机其它主要参数
1. 涡轮前燃气总温
最重要、最关键的一个参数，也是受限制的一个参数，对于单转子涡轮喷气发动机，如
图 1-9 所示，涡轮前燃气总温可以用符号 T3*来表示。涡轮前燃气总温的高低表示了发动机
性能的高低，在使用过程中它不应超过允许的最高值，否则会烧坏涡轮等高温部件。因为，
涡轮前燃气总温分布不均，测量很困难，在实际使用中不进行测量。
2. 发动机排气温度
发动机排气温度常用符号 EGT 表示，一般它是低压涡轮后燃气的总温,它是燃气发动机
实际使用中的重要的监控参数，现代飞机上通常采用多点并列的镍铬－镍铝材料热电偶测量
EGT，EGT 的高低反映了发动机涡轮前总温的高低，每台发动机都有不应超过允许的最高值，
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发动机概述
即红线 EGT。
3. 燃油流量
发动机燃油流量常用符号 FF 表示，虽然在同一类别的不同发动机之间，在一次规定的
飞行中所消耗的燃油量会略有不同，但是对于发动机顺利工作和测定飞行中正在消耗的燃油
量来说，燃油流量可以提供一种很有用的指示。
4. 振动值
发动机振动值常用符号 VIB 表示，燃气涡轮发动机具有极低的振动幅度，由于潜在的或
内部故障所引气的振动可能不会被发觉而忽视。因此，燃气涡轮发动机上装有振动指示器，
它连续地监视发动机的振动水平。
1.3.4 经济性能指标
1. 燃油消耗量
发动机单位时间内消耗的燃油量称为燃油消耗量。每秒钟燃油消耗量的单位为 kg/s；
每小时的燃油消耗量单位为 kg/h。
推力相等的发动机，可以用燃油消耗量来比较它们的经济性，燃油消耗量小表示经济性
好；但是，推力不相等的发动机，它不能表明发动机的经济性。因此，必须引入单位燃油消
耗率，才便于比较发动机经济性能的好坏。
2. 耗油率
产生一牛顿（或十牛顿）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油消耗率。它是在一
定飞行速度下的经济性指标。
在一定的飞行马赫数下，单位燃油消耗率和总效率成反比。由此可见，单位燃油消耗率
在一定的飞行速度下，表示了发动机的经济性。只有在同一飞行速度下来比较两个发动机的
经济性时，使用单位燃油消耗率才是合理的。
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发动机特性
第 2 章 发动机特性
2.1 发动机的工作状态
2.1.1 发动机的状态
飞行中不同的飞行阶段对发动机的推力（功率）有不同要求，因而发动机对应有不同的
工作状态。实际飞行中，油门杆在不同的位置，对应了发动机不同的转速，给定了不同的发
动机状态，由发动机推力和燃油消耗率随发动机转速变化曲线，可以得到常见的以下几种发
动机状态。
1. 起飞状态
飞机起飞时，发动机在最大转速和最高涡轮前温度时的状态，此时发动机可发出最大推
力（功率），也叫最大状态。
发动机在起飞状态下工作时，由于转速和涡轮前温度最高，发动机各部件承受的负荷最
大，因此，发动机在起飞状态连续工作时间一般不超过 5min。使用中，要防止发动机超温、
超转、超时。
飞机在紧急起飞，短跑道起飞，高温、高原机场起飞时，为了尽可能缩短起飞滑跑距离，
可使用发动机最大状态。飞机复飞时，为了获得最大上升率，也可使用最大状态。
2. 最大连续状态
最大连续状态是发动机可长时间连续工作时批准使用的工作状态。
最大连续工作状态下，发动机能连续工作，没有工作时间限制。但是为了延长发动机的
在翼寿命，正常情况下不使用该状态，只有特殊情况下才使用。如双发飞机单发飞行时，为
满足推力需求，可以使用最大连续推力。
3. 爬升状态
爬升状态是飞机爬升时，发动机所允许使用的最大推力状态。
4. 巡航状态
飞机作巡航飞行时所使用的发动机状态，该状态下，发动机的转速和涡轮前燃气总温离
最大限制值较远，在该状态下，发动机的工作时间不受限制，巡航状态用于飞机长时间和远
距离飞行。
5. 慢车状态
慢车状态是发动机稳定、连续工作的最小转速工作状态。慢车状态用于飞机着陆，快速
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发动机特性
下降、地面滑行和发动机冷转等，由于在这一状态下涡轮前总温较高，所以，在这一状态下
发动机的使用时间也受限制。
慢车转速较低，慢车推力较小，可以改善飞机的着陆及滑行性能。但慢车转速过小，会
影响在空中飞行的飞机及发动机的一些性能，如：大雨中飞行，发动机容易熄火；发动机引
气量不足，影响飞机和发动机防冰的可靠性等。所以，有些发动机的慢车状态分为进近慢车
（或高慢车）状态和地面慢车（或低慢车）状态。当飞机在空中，油门收到最后时，保持飞
行慢车状态；当飞机主轮着地后，自动转换成地面慢车状态，从而满足飞机和发动机性能的
需要。
需要说明的是，发动机状态及使用特点，随具体的飞机和发动机性能而有所不同，实际
使用中应根据各具体飞机手册的要求使用。
2.1.2 额定平功率和排气温度裕度
1. 额定平功率
为了保证发动机工作时，转速、温度和压力都不要超过发动机结构所允许的极限值，发
动机规定了其额定起飞推力（功率）。工作过程中，发动机控制系统不会让发动机超过此额定
推力。发动机所产生的推力是随外界温度变化而变化的。当大气温度升高后，发动机的进气
量会下降，而引起发动机推力下降。为了不使发动机推力下降，就必须多给发动机供油，提
高发动机转速，相应的发动机排气温度就会升高。但发动机排气温度是受热端部件限制的，
排气温度最高只能到允许的最大值，当排气温度达到最大值后，大气温度再升高，发动机控
制系统只能通过控制供油量来使排气温度保持在允许的最大值，但由于进气量的下降，发动
机的推力也就只能下降了。一般把发动机额定起飞功率（推力）开始下降的温度，叫做拐点
温度。为了使发动机能在较广的外界大气温度范围内，都能产生额定起飞推力，现代民用涡
扇发动机设计时都给出了这一拐点温度（也叫平功率温度），拐点之前发动机总能产生额定起
飞推力，即在拐点温度前，大气温度升高，发动机额定功率保持不变，这也叫额定平功率（见
图 2-1）。对于大多数民用涡扇发动机来说，拐点温度一般在 30℃左右。
2. 排气温度裕度
排气温度裕度 EGTM（Exhaust Gas Temperature Margin，也称 EGT 裕度）（见图 2-1）定
义为：海平面标准大气压下，发动机在拐点温度时，额定平功率状态时的实际燃气温度与有
关技术文件规定的限制值（红线值）之间的差值，它的大小是发动机性能衰退的一个重要标
志。随着发动机性能衰退，EGTM 降低，当 EGTM 为零或负值时，在使用额定平功率起飞时排
气温度可能超过最大允许极限值，从而损坏发动机，因此发动机 EGTM 大小通常作为航空公司
执飞航线选择和性能换发依据，对于执飞高高原航线或双发延程飞行航线 ETOPS
（Extended-range Twin-Engine Operations）要求的发动机，EGTM 具有更高的要求。
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发动机特性
EGT
额定起
EGT 红线值
飞推力
EGTM
实际 EGT
拐点温度 外界大气温度
拐点温度 外界大气温度
图 2-1 额定平功率和 EGTM
2.2 压气机和涡轮的共同工作
单轴涡轮喷气发动机压气机和涡轮用一根轴相连接，在压气机和涡轮之间装有燃烧室，
这就组成了一个燃气发生器，燃气发生器加上进气道和喷管组成单轴涡轮喷气发动机。尽管
目前很少用单轴涡轮喷气发动机作为航空动力装置，但是，它是分析其它类型燃气涡轮发动
机的基础，同时，单轴涡轮喷气发动机的燃气发生器是其它各种类型燃气涡轮发动机的核心
机。通过学习单轴涡轮喷气发动机，可以由浅入深建立各主要部件之间的相互制约关系和相
互匹配要求，为学习其它各种类型燃气涡轮发动机打下良好基础。
通常把燃气发生器的共同工作，称为压气机和涡轮的共同工作，当发动机某一部件工作
情况发生变化时，往往通过压气机和涡轮的共同工作来影响发动机的总体性能。
发动机工作时，压气机与涡轮组成的转子不停地转动，按转子转动的情况，可以把发动
机的工作分为稳定和过渡两种状态。
2.2.1 发动机稳态下的共同工作
发动机工作时，压气机与涡轮组成的转子是在不停的转动着，按照转子转动的具体情况，
可以把发动机的工作分为稳定和过渡两种状态。稳定工作状态是指发动机在某一转速连续工
作，即转速恒定不变的状态。
1. 稳定工作的条件
单转子涡轮喷气发动机稳态下的共同工作条件有：
1）转速一致
单轴涡轮喷气发动机压气机和涡轮用一根轴相连接，压气机和涡轮转速一致。
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发动机特性
2）流量连续
对于压气机设有放气装置的发动机来说，流过涡轮的燃气流量等于流过压气机的空气流
量与在燃烧室内加入的燃料流量之和，再扣除由压气机引往其他部分（如对涡轮进行冷却）
的空气量。一般认为加入的燃料流量与扣除的空气流量近似相等。所以，可以认为流过涡轮
的燃气流量与流过压气机的空气流量相等。
3）压力平衡
涡轮进口总压等于压气机总压乘以燃烧室总压恢复系数。
4）功率平衡
在涡轮喷气发动机中，涡轮发出功率用来转动压气机和其它附件，因为附件消耗的功率
很小（一般为压气机功率的 1.5～2.0%），可以忽略不计，所以，发动机转速取决于涡轮功率
和压气机功率。要保持发动机转速不变，必须保证发动机转子功率的供需平衡，使涡轮功率
等于压气机功率。
2. 如何保持稳定工作状态的共同工作
当发动机工作时外界条件变化或发动机某一部件的几何参数变化时，由于涡轮与压气机
功率的变化不完全相同，涡轮功率不能始终等于压气机功率，破坏了涡轮功率与压气机的平
衡，发动机转速便发生变化。
例如，飞行高度升高时，由于大气密度减小，发动机的空气流量减小，压气机功率和涡
轮功率都要减小。但是，如果此时供油量保持不变，涡轮前燃气温度就会升高，涡轮功率就
会比压气机功率小得少一些，使涡轮功率大于压气机功率，发动机转速就会增大，发动机便
不能继续在原来的转速成稳定地工作。因此，随着飞行高度的升高，应该适当地减小供油量
来控制涡轮前燃气温度使涡轮功率等于压气机功率。
由此可见，为了保持发动机在某一转速稳定工作，必须随着发动机工作条件的变化，调
节供油量来控制涡轮前燃气温度，使涡轮功率等于压气机功率。
2.2.2 发动机过渡态下的共同工作
在实际使用中，发动机不但会处于某一个稳定工作状态（即稳态），而且会根据实际使用
的需要，从一个稳定工作状态过渡到另一个稳定工作状态，这时发动机的转速在变化着。转
速在变化着的工作状态，叫做过渡工作状态（即动态）。不考虑发动机转速和它的工作过程参
数与性能参数随时间的变化，称为稳态过程；考虑它们随时间的变化，称为动态过程。动态
过程包括：转速增大的工作过程叫做加速过程；转速减小的工作过程叫做减速过程；转速从
0 加速到慢车转速的工作过程叫起动过程。另外，由于发动机起动过程的特殊性，在有的教
材中发动机起动过程也是一种过渡工作状态。
1. 加速状态下压气机与涡轮的共同工作
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发动机特性
要使发动机从某一转速增加到另一转速，涡轮功率必须大于压气机功率。通常把涡轮功
率与压气机功率之差叫做剩余功率。所以也可以说发动机加速的必要条件是要有剩余功率。
改变发动机转速的最好方法是，改变涡轮前燃气温度以改变涡轮功率。而涡轮前燃气温
度的改变，可以借操纵供油量来实现。当快推油门时，发动机转速快速上升的能力叫做加速
性。通常以慢车转速上升到最大转速的时间来表示加速性的好坏。加速时间越短，加速性越
好。这一加速性对飞机的安全着陆具有非常重要的意义。
发动机处于稳定工作状态时，涡轮功率等于压气机功率，打破平衡工作的因素是加油，
油门杆前推，使涡轮前燃气温度高于在同一转速下稳态工作时的涡轮前燃气总温。涡轮功率
增加，涡轮功率大于压气机功率，出现了剩余功率；发动机转速增加。
供油量增加得多，涡轮前燃气温度就高，剩余功率就大，发动机的加速性就好。但是，
供油量不能增加得过多。限制供油量增加的主要原因有如下三方面：
1）涡轮前燃气总温不能超温
涡轮前燃气总温不能超温，否则，就有烧坏涡轮叶片的危险。
2）不能引起压气机喘振
过高的涡轮前燃气总温会使曲线穿过压气机的喘振边界曲线，这是不允许的。
3）不能引起富油熄火
在低转速范围内，本来就处于富油情况下工作，在加速时，加油过急，就有可能造成富
油熄火，此外，在飞行高度较高时，也容易在加速时出现富油熄火。
大气温度降低、大气压力升高或飞行速度增大时，引起空气流量增大，剩余功率随之增
大，发动机加速过程经历的时间缩短，加速性变好，反之，大气温度升高，大气压力降低或
飞行速度减小时，加速性变差。
飞行高度升高时，除了因空气流量减小、加速性变差外，还由于高空燃烧条件变差，稳
定燃烧范围缩小，加速时供油量的增加受到限制，所以，加速时涡轮前燃气温度可能提高的
数值比地面的小，使涡轮功增大得比地面的少，以致剩余功率减小，加速性变差。发动机加
速性，高空比低空差，低速飞行比高速飞行差，夏天比冬天差。
2. 减速状态下压气机与涡轮的共同工作
涡轮功率小于压气机功率时，发动机便处于减速状态。就是说，要减小发动机转速，就
要收油门手柄，减小供油量，降低涡轮前燃气温度，使涡轮功率小于压气机功率。
减速过程中，在任何一个转速下的供油量，都要比用同一个转速稳定工作时的小；空气
流量却因为涡轮前燃气温度低而比稳定工作时的大。因此，减速状态下的混合气，比相应的
稳定工作状态下要贫油，即余气系数比稳定工作时大。如果供油量减小得过多时，因为余气
系数过大，会超过贫油极限而熄火停车，因此，减速时收油门不能过快。飞行高度越高，燃
烧条件越差，稳定燃烧范围越小，供油量越不能过多地减小，否则会超过该高度的贫油极限
而停车，所以减速收油门，在高空更要注意。
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发动机特性
2.3 发动机特性
发动机的推力和燃油消耗率随着发动机转速、飞行速度和飞行高度的变化规律叫做发动
机特性。发动机特性包括：转速特性、高度特性和速度特性。
2.3.1 转速特性
保持飞行高度和飞行速度不变的情况下，发动机推力和燃油消耗率随发动机转速的变化
规律叫发动机转速特性，如图 2-2 所示。
由图 2-2 可以看出：推力随转速的增大一直增大，而且转速越大，推力随转速增大而增
长的越快。燃油消耗率随转速的增大而减小，到接近最大转速时，又略有增大。
大气温度上升，空气密度减小，在同样的转速下，流过发动机的空气流量减小，压气机
增压比下降，使发动机推力减小，使燃油消耗率增加。大气压力上升，使总压上升，造成流
量和沿流程各截面上的总压增加，推力增加，但燃油消耗率不受影响。
大气湿度上升，空气密度下降，空气流量下降，发动机推力将下降。大气湿度上升，空
气的定压比热增大，要达到原来的燃烧室出口温度，就必须多喷油，所以发动机的燃油消耗
率上升。
2.3.2 高度特性
在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞行速度不变时，发动机的推力和燃油消耗
率随飞行高度的变化规律叫高度特性，如图 2-3 所示。
图 2-2 转速特性
图 2-3 高度特性
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发动机特性
飞行高度改变时，大气压力、大气温度和密度都随之变化。在 11,000m 以下，随着高度
的增加，大气压力、大气温度和密度都下降；在 11,000m 以上的同温层，大气温度不随高度
而变化，大气压力和密度随高度的增加而继续下降。
由图 2-3 可以看出：
1）在对流层 H≤11,000 米时，随着飞行高度的增加，发动机推力下降，燃油消耗率下降；
2）在同温层 H>11,000 米时，随着飞行高度的增加，发动机的推力随高度的增加而继续
下降，而且下降得更快一些，而燃油消耗率保持不变。
2.3.3 速度特性
在给定的调节规律下，保持发动机的转速和飞行高度不变时，发动机的推力和燃油消耗
率随飞行速度（或马赫数）的变化规律叫速度特性，如图 2-4 所示。
图 2-4 速度特性
由图 2-4 可以看出：随着飞行马赫数的增大，发动机的推力开始略有下降或缓慢增加，
而在超音速范围内增加较快，当马赫数继续增加时，推力转为下降，直至推力为零。燃油消
耗率随着马赫数的增大而增大，且在高马赫数范围增加得更为急剧。
涡轮风扇发动机的推力随飞行速度的变化规律，与涵道比的大小有密切关系。涵道比小
的涡轮风扇发动机，它的推力随飞行速度的变化情形与涡轮喷气发动机的相同，随着飞行速
度增大，起初推力减小，而后推力增大，也是呈“马鞍形”。
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涡轮发动机类型和结构
第二部分 涡轮发动机类型和结构
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进气道
第 3 章 进气道
3.1 进气道概述
发动机安装在飞机的机身里或单独的发动机短舱里，必须要有空气进口管管道系统向发
动机提供它所需要的空气。从飞机发动机进口到发动机压气机进口这一段管道，称为进气道。
压气机进口处的气流 M 数，通常不大于 0.6～0.7。因此，在飞行中，当飞行 M 数大于压气机
进口的气流 M 数时，进气道还起着把气流速度滞止下来的作用，把气流的速度动能转变为压
力的升高。所以，有时也把进气道称为进口扩压器。
进气道的主要作用是：
1）在各种状态下，将足够量的空气，以最小的流动损失，顺利地引入压气机。
2）当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压
力。
进气道可分为亚音速进气道和超音速进气道两大类。而超音速进气道又可分为内压式、
外压式及混合式三种。由于民用飞机主要使用亚音速飞行，其采用的进气道几乎全是亚音速
进气道。
3.1.1 亚音速进气道
1. 亚音速进气道的组成和工作原理
亚音速进气道由壳体和整流锥组成，整流锥有的分为前整流锥和后整流锥。它的进口部
分为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压，如图 3-1 所示。
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进气道
进气道
压气机
1
0
0
1
图 3-1 亚音速进气道
由于进气道前是一段扩张形的管道，流通面积逐渐变大，而前整流锥与壳体所构成的环
形通道稍有收敛。所以在前一段气流参数的变化规律是：速度下降，压力和温度升高，也就
是空气受到压缩，由于空气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩；整流锥后气流速度稍
有上升，压力和温度稍有下降，这样可以使气流比较均匀地进入压气机保证压气机的正常工
作。进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力位能和热能。
进气道前气流未受扰动处的截面为 0-0 截面，气流速度与飞行速度大小相等，方向相反，
进气道的进口和出口截面分别为 01-01 和 1-1 截面。
一定的进气道，它的进口流动模型取决于发动机的工作状态和飞行的 M 数。我们定义：
进气道远前方截面的面积 A0与进气道唇口处的面积 A01的比值为流量系数φ。
飞机的飞行速度不断地变化，发动机工作状态也由驾驶员操作不断交化．进气道前方可
以出现各种流态，其流量系数也不断变化，如图 3-2 所示。
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