介绍完了涡扇发动机,接着介绍涡喷发动机!

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注意:介绍完了涡扇发动机,接着介绍涡喷发动机!

注意:涡喷发动机和涡扇发动机虽同属喷气发动,但是有区别的!不要弄混了涡喷和涡扇!

下图就是涡喷发动的结构图解:


由于涡喷发动机因为耗油率大,推力难以提高,国外基本上淘汰了涡喷发动机,只有我们中国还在搞这种发动机.以下就是中国的部分涡喷发动机资料:

涡喷8 (WP8)
涡喷8涡轮喷气发动机结构
牌　　号　涡喷8
用　　途　军用涡喷发动机
类　　型　涡轮喷气发动机
国　　家　中国
厂　　商　西安航空发动机公司
生产现状　生产
装机对象　H-6和H-6J
研制情况
涡喷8发动机是西安航空发动机公司按前苏联提供的РД-3М发动机图纸和资料生产的。1967年1月8日，完成了300h国家交付长期试车，1967年3月29日航定委批准交付部队使用。这种首翻期寿命为300h的发动机称Ⅰ批发动机。
为了延长使用寿命，改善发动机性能，并提高其可靠性，在Ⅰ批结构的基础上，又研制了800h结构的涡喷8发动机，1972年7月到1975年10月，分别进行了四次工艺长期试车考核。在成熟的基础上，1973年底在Ⅰ批结构的发动机上混装了可靠性较高的800h结构涡轮转子，首翻期寿命为400h，称这Ⅱ批发动机。
经一年多的混装使用，1975年开始，全部生产800h结构的整机，称为Ⅲ批发动机。为了稳妥起见，初期Ⅲ批发动机的首翻期寿命暂定为500h。1979年1月，根据外场使用情况，又将首翻期寿命延为600h；1983年6月，根据F23042机台架交付延寿试车的情况和外场使用实际情况，决定1982年以后生产的Ⅲ批发动机首翻期寿命为800h。
涡喷8发动机在生产、使用之初就出现了一些可靠性、维修性方面的问题，如高温起动和高原起动困难，压气机第1级转子叶片叶尖排气边掉块，火焰筒筒体冷却孔裂纹多，涡轮第2级导向器叶片固定螺钉断裂频繁等严重故障，曾一度使H-6飞机面临停飞的威胁。为此，采取了一系列技术措施，基本解决了上述问题，使发动机的可靠性和维修性得到了改善。
压 气 机　8级轴流式。进口导流叶片不可调节。转子为鼓盘式结构。第1～6级盘用LD7制成，第1～6级转子叶片和1～7级整流叶片用LY2制成，7～8级盘及其转子叶片由于在较高温度下工作，故分别用34CrNiMoA和13Cr14NiWVBA合金钢制成。为防止低转速工作时产生喘振，压气机第3～4级间设有自动操纵的放气机构。
燃 烧 室　环管式，由14个火焰筒组成，其中4个装有起动喷油点火器，火焰筒前部装有双室二级离心式燃油喷嘴，起动时借助电蚀电嘴间隙处的电火花点燃混合气。火焰筒筒体用GH39制成，尾部加强框为GH30，用氩弧焊焊在筒体后部。
涡　　轮　2级轴流反力式，具有等外径的气流通道。盘和承力环由GH36，第1级涡轮叶片材料为GH36，第2级涡轮叶片和第2级导叶为GH33，第1级导叶为K3精密铸成。所有叶片均为非冷却式叶片。
尾 喷 管　收敛型。尾喷口不可调节。
防冰系统　发动机设有防冰系统，从压气机第5级和第7级后引出热空气对进口导叶、整流支板和整流罩进行加温；从第8级后引出热空气对机翼前缘加温。
最大推力(daN)　　　　　　　　9316
额定推力(daN)　　　　　　　　≮7502
非常推力(daN)　　　　　　　　10297
最大耗油率[kg/(daN?h)]　　　　≯0.988
额定耗油率[kg/(daN?h)]　　　　≯0.927
推重比　　　　　　　　　　 2.94
空气流量(kg/s)　　　　　　　　 162.0
总增压比　　　　　　　　　　　6.4
涡轮进口温度(℃)　　　　　　　 810
最大直径(mm)　　　　　　　　　1400
长度(mm)　　　　　　　　　　　5318
质量(kg)　　　　　　　　　　　 3230

涡喷6 (WP6)
牌　　号　涡喷6
用　　途　军用涡喷发动机
类　　型　涡轮喷气发动机
国　　家　中国
厂　　商　沈阳黎明发动机制造公司/成都发动机公司
生产现状　生产
装机对象　歼-6、强-5
研制情况
涡喷6是1958年由黎明发动机制造公司根据前苏联提供的РД-9Б技术资料开始试制的，1959年3月国家鉴定委员会鉴定验收、批准投产，但实际批生产是在1961年以后开始的，首翻期为100h。经多年改进，于1972年首翻期提高到200h。
从1962年开始，成都发动机公司也试制该机，同年9月制成。在1964～1982年期间，进行了大量改进。首翻期达到200h，1977年实现涡喷6在歼-6和强-5飞机上通用的目标。
涡喷6甲系黎明发动机制造公司为满足强-5飞机的需要改型研制的，从1964年到1983年经过四个批次的改进，性能有较大提高。
进 气 口　环形。进气锥通过4个整流支板与前机匣相连。
压 气 机　9级轴流式。涡喷6甲加装可调进口导流叶片。在第5和第6级之间有放气口。
第1级转子叶片为跨音速设计。
燃 烧 室　环管式。有10个全气膜冷却火焰筒，筒壁用7段气膜冷却。
涡　　轮　2级轴流式。第1级导向器叶片气冷，其余叶片均不冷却。
加　　力
燃 烧 室　由扩压器、V型火焰稳定器、预燃室、燃油总管和直流喷油杆组成。
尾 喷 管　简单收敛式。喷口面积有三个调节位置。
控制系统　电气机械液压联合控制。

最大推力(daN)
　　涡喷6　　　3187
　　涡喷6甲　　3677
中间推力(daN)
　　涡喷6　　　2549
　　涡喷6甲　　2942
加力耗油率[kg/(daN?h)]　　1.63
中间耗油率[kg/(daN?h)]
　　涡喷6　　　0.99
　　涡喷6甲　　1.00
推重比
　　涡喷6　　　4.59
　　涡喷6甲　　5.17
空气流量(kg/s)
　　涡喷6　　　43.3
　　涡喷6甲　　46.2
总增压比
　　涡喷6　　　7.14
　　涡喷6甲　　7.44
涡轮进口温度(℃)
　　涡喷6　　　870
　　涡喷6甲　　920
直径(mm)
　　涡喷6甲　　668.6(燃烧室处)
宽度(mm)
　　涡喷6　　　950(燃油滑油附件注油口主放油开关处)
长度(mm)
　　涡喷6　　　5420
　　涡喷6甲　　5483
质量(kg)
　　涡喷6　　　708.1(不包括起动发电机和燃油增压泵)
　　涡喷6甲　　725

涡喷7系列 (WP7 Series)
涡喷7甲涡轮喷气发动机结构
牌　　号　涡喷7系列
用　　途　军用涡喷发动机
类　　型　涡轮喷气发动机
国　　家　中国
厂　　商　贵州黎阳航空发动机公司/沈阳黎明发动机制造公司
生产现状　生产
装机对象　涡喷7　　　　　　　　歼-7
　　　　　涡喷7甲　　　　　　　歼-8 白天型
　　　　　涡喷7乙　　　　　　　歼-7Ⅱ
　　　　　涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ　歼-7ⅡH、歼-7L和歼-7出口型
研制情况
涡喷7是黎明发动机制造公司于1963年按前苏联Р11-Ф-300发动机开始仿制的，1966年12月国家验收，1967年小批生产。1968年转至黎阳公司试制，1970年开始批量生产。在使用初期出现了不少影响可靠性、耐久性与维修性的结构问题，通过改变结构、更换材料和改进工艺基本排除故障。首翻期为100h，总寿命300h.1980年后涡喷7原型基本停产。
为满足歼-8飞机的要求，1965年沈阳航空发动机研究所开始研制涡喷7甲。1966年3月首次地面台架试车，性能达到设计指标。1968年6月通过50h长期试车，获准飞行。1969年7月，涡喷7甲装于歼-8飞机通过首飞考核。1970年转黎明发动机制造公司继续研制。从1969年至1979年，总计完成零部件试验12000h，地面和高空占整机试验2500h，飞行试验1000多架次，发动机运转2200h。涡喷7甲(01批)由沈阳航空发动机研究所于1979年设计定型后投入小批生产，首翻期为50h。涡喷7甲(03批)由黎明发动机制造公司于1981年12月设计定型，首翻期100h。涡喷7甲(05批)是在(03批)基础上继续延寿改进，1989年设计定型，首翻期200h。
为满足歼-7改型的需要，1965年由沈阳航空发动机研究所和黎明机械公司联合在涡喷7甲的基础上改型发展涡喷7乙。该型别01批的性能与涡喷7甲相同。1969年转至黎阳公司和贵州航空工业集团第二设计所继续研制，并加之改进，成为涡喷7乙(02批)。1979年8月正式定型，首翻期100h，总寿命300h。此后，又陆续研制出延寿改型涡喷7乙B和涡喷7乙Ⅲ，分别于1981年和1992年通过技术鉴定，首翻期为200h和300h，总寿命为600h和900h。