第1章概论
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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)。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（大律师巴布
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 燃气涡轮发动机网络炒汇是由进气装置、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小型航空发动机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.ddkP12
第2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。安顺学院学报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。
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