南京航空航天大学《航空发动机构造》教案 编写人：能 源与动力学院 宋迎东
2发动机受力分析
由结构完整性计划看出，载荷与载荷谱的确定是实现计划的首要条件。
2.1 载荷、载荷谱及其在结构设计中的作用
2.1.1 静 载荷是发动机结构静强度设计的基础
P P
A
A
(1)设计准则: σ≤σ
s
(2)设计方法
确定载荷 P的大小→求出应力→是否满足设计准则？
↑
叶型设计提供面积 A
2.1.2 载 荷谱是发动机结构疲劳寿命设计的基础
通俗地说，载荷谱即载荷随时间变化的历程。载荷谱研究包括两个方面：
(1) 飞行任务剖面
随发动机的使用不同而不同。
(2)飞行任务混频
* 载荷谱研究花费很大。
2.2 作用在各零部件上负荷
2.2.1负 荷类型 (实际指“负荷的产生”)
(1)气体力 —— 气体对各零组件表面的作用(压)力。
与气体接触的所有零件均有气体力。
(2)质量负荷——具有质量(或点)的构 件在力场(通常指速度矢量变化引起
的惯性力场)中受有的作用力。
(3) 温度负荷
因温度影响(受热不均或材料不同)而引 起零组件本身或相互间的约束，从
而产生“内在”的作用力。
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(4) 其它负荷
摩擦力、挤压力等。
2.2.2 负 荷方向
上述负荷通常均以分布力(体力、面力) 出现。实际使用中，可用合力或合
力矩表示，它们的方向有轴向、横向（径向） 、切向之分。
2.2.3负 荷传递性
(1) 定义
传递性系指负荷沿给定物体(零组件、气 体、液体)的传递过程。它们的传
递路线主要用于定性分析时的结构强度要求。(目的)
(2) 传递特点
a) 处于平衡(静止)状态的传递路线呈“封闭式” 。如果“封闭路线”位于
研究对象的范围内，那么它们的负荷则称为内在力；否则为外传力。
b) 随着研究对象的范围划分和约束的 位置变化, 内在力和外传力要发生
相互转化。
(3) 传递方式
a.不同零组件间必须要有承压面┬─ 传递压力
└─ 传递摩擦力(剪切力)
举例：两个用螺栓连接在一起的机匣，受拉和受压时承压面的不同。
b)同一零件本身┬ 取决于作用力与约束间的相对位置
└ 单向应力按流线比拟(注意圣维南原理模糊区)
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(3)发动机中载荷的传递方式
a.在零件或组件中相互抵消而不传递出去。
如：离心力、轮盘的热应力
b.有些虽然传递给相邻的组件或零件， 但在发动机内部抵消不传给飞机。
如：部分轴向力或扭矩
c.有些则通过相邻零件传递，最后传到飞机上去。
如：大部分的轴向力及惯性力
２.2.４ 负荷引起的失效模式
机械构件的失效模式是多样化的(含不确 定性)，主要取决于负荷引起的应
力变化与性质，而不是仅仅取决于应力的分布和水平。
负荷大小与其变化规律统称为“谱” 。
┌ 静强度 、 静刚度 ─┐
不同载荷谱(或应力谱) ┼ 动强度(疲劳)、 动刚度┼引起不同失效模式
└ 断裂强度(裂纹扩展) ─┘
2．3 气体力计算
2．3．1 动量定律
在定常流动中，管内流体在单位时间流出 的动量与流入的动量之差，等于
作用在管内流体上的体积力与表面力的矢量和。
mv
1
-mv
0
=R
体
+R
面
把面力分为两部分： （1） 管壁反力 R
壁
和截面 0-0、 1-1处管外流体压力 R
截
，因此：
R
壁
=（ mv
1
-mv
0
）+（- R
体
-R
截
）
管内流体作用于管壁的压力为
/
R
壁
，等于- R
壁
，即
/
R
壁
=-R
壁
=（ mv
0
-mv
1
）+（ R
体
+ R
截
）
对于气体： R
体
=0，因此：
/
R
壁
=-R
壁
=（ mv
0
-mv
1
）+ R
截
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２.3.2 直管通道
设定图示为正方向“+” ， R
壁
为壁面对气体的作用力(为“+”方向)，由动
量定理可得，
mc
1
-mc
0
=P
0
F
0
-P
1
F
1
+R
壁
R
壁
=mc
1
-mc
0
-P
0
F
0
+P
1
F
1
=(mc
1
+P
1
F
1
)-(mc
0+
P
0
F
0
)
作用于内壁表面的气体力R
/
壁
为
R
/
壁
＝- R
壁
= - [(mc
1
+P
1
F
1
) - (mc
0+
P
0
F
0
)]
└───┘ └───┘
出口 ≥ 进口 （试证明！）
结论：
(1)管壁受有的气体力仅与进出口参数有关。
(2)截面气体力＝该截面气体的动、静压之和。
(3)直管气体力等于进出口的截面气体力代数和。
(4)直管气体力恒指向收敛方向。（式子中的“-”表示）
推论：
弯管气体力的大小和方向是进出口截面气体力的矢量和(方向恒指离心方
向)。
直观解释：
思考题：
(1)收敛喷管的受力向后，问去掉喷管后发动机推力是不是就要加大？
(2)加力后加力燃烧室前的气流参数不变，那么发动机的推力为什么增大？
２.3.２ 叶栅通道
对于压气机而言：（下标z———转子，下标j——静子）
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轴向（下标0）
P
z0
=ｍ(ｃ
2a
-ｃ
1a
)+ｐ
2
F
2
-ｐ
1
F
1
（向前）
P
j0
=ｍ(ｃ
3a
-ｃ
2a
)+ｐ
3
F
3
-ｐ
2
F
2
（向后）
切向（下标t）
P
zt
=ｍ(ｃ
2u
-ｃ
1u
) （与转向相反）
P
jt
=ｍ(ｃ
3u
-ｃ
2u
) （与转向相同）
对于涡轮而言：(内容雷同，从略)
叶栅受力特点：
压气机：动叶┬ 轴力与流向相反(向前)
└ 切力与转向相反
静叶┬ 轴力与流向相反(向前)
└ 切力与转向相同(逆于动叶)
涡 轮：动叶┬ 轴力与流向相同(向后)
└ 切力与转向相同
静叶┬ 轴力同于动叶 （向后）
└ 切力与转向相反(逆于动叶)
２.3.３ 涡轮转子轴向力计算
(1)叶片上的气体力
P
1
＝ｍ
g
(ｃ
2a
-ｃ
1a
)＋ｐ
2
F
2
－ｐ
1
F
1
≤0
(实际为负值，即向后)
(2)盘前密封齿以外的气体力
P
2
＝π(ｄ
2
2
－ｄ
3
2
)ｐ
a
/4
(3)盘前密封齿以外的气体力
P
3
＝πｄ
3
2
ｐ
b
/4
(4)盘后端面的气体力
P
4
＝πｄ
2
2
ｐ
c
/4
总的轴向气体力为：
P
tz
＝P1－P2－P3＋P4 (实际为负值，即向后)
* 转子受力特点：
1) 部件轴力是气体对所有外表面的作用力的轴向分量代数和；
2) 多级转子轴力应是各级外表面气体轴力的代数和。
２.3.４ 典型发动机的气体轴力分布
(1) 轴力分布特点：
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a.推力是发动机所有部件气体轴力(通过传递后)的代数和。
气体轴力通常以扩压器为界，前者向前，后者 向后。承力壳体以受拉为主。如
果出现受压则应有局部加强措施。
b.飞行状态变→轴力分布变→推力变 (以加力状态为例)
c.径向止推轴承是转子轴力传出(向静子)的必经之路。
可见，发动机的主轴承是转子向静子传力的关键件(不仅支撑，还要传力)，
径向止推轴承尤其显得重要。
(2) 卸荷：
目的： 适当 减小径向止推轴承的轴向负荷，以保证其可靠工作。
措施：
1) 后腔(B 腔)减压到 0.13--0.16 MP a，则压气机转子由[+52000]降至
(+29000)，而轴承机匣相应由[-20100]增至(+2900 dan)；
2) 前腔(A 腔)增压，使压气机转子由(29000)降至 25400dan，而前机匣则
由(-100)增至3500 dan；
3) 压气机(OK)与涡轮(TY)转子相连(共轴).25400-23100=2300 dan.
压气机
转 子
压气机
静 子
燃烧室 进气锥 轴 承
机 匣
涡 轮
转 子
涡 轮
静 子
尾喷管 推 力
卸荷前 +52000 +6500 +12500 -100 -20100 -23100 -12700 -6300 +8700
B 腔
通大气
+29000 +2900 +8700
A 腔
通大气
+25400 +3500 +8700
原理：卸荷的实质是利用各部件气体轴力 的重新分配，实现减小整个转子
的外传轴力 (通过径向止推轴承传出)。故而对推力无影响。
注意：每套径向止推轴承允许承受的轴力控制在1000 dan左右，过小会引
起反向冲击与滚动表面蹭伤。
2.4 气体力作用于组合件上的扭矩
（气体的动量矩方程）
2.4.1 涡轮
(1)静子
涡轮静子作用于气流的扭矩为
M
tj
’=m
g
(c
1u
r
1
-c
0u
r
0
)
通常涡轮为轴向进气，即c
0u
=0,则
M
tj
’=m
g
c
1u
r
1
根据反作用力原理，气流给静子的扭矩为
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M
tj
=- M
tj
’=- m
g
c
1u
r
1
(2)转子
涡轮转子作用于气流的扭矩为
M
tz
’=m
g
(c
2u
r
2
-c
1u
r
1
)
由于涡轮出口气流的方向一般接近轴向，可认为c
2u
=0，则
M
tz
’=-m
g
c
1u
r
1
根据反作用力原理，气流给转子的扭矩为
M
tz
=-M
tz
’=m
g
c
1u
r
1
因此，
M
tj
= -M
tz
即涡轮转子与涡轮静子所承受的扭矩大小相等，方向相反。
2.4.2 压气机
从整个压气机来说，进、出口气流均为轴向，
c
1u
=c
2u
=0
故无动量矩变化，也就是作用于整个压气机的 扭矩为零。这就说明作用于各级
静子叶片扭矩总和的大小等于作用于各级转子叶片的扭矩总和，但方向相反，
M
cj
=-M
cz
2.4.3 WP发动机
略去机械损失，不计传动附件的扭矩，那么发 动机在稳定工作状态下，涡
轮转子的扭矩大约等于压气机转子的反扭矩，
M
cZ
=-M
tZ
因此 M
cj
= -M
tj
思考题：（1）发动机在非稳定状态下，扭矩关系如何？
（2）将发动机看成整体，根据其进出口气流的方向，运用动量
矩定律分析其扭矩关系。
2.4.4 WJ发动机
因为 M
cz
+M
桨
=-M
tz
所以 M
桨
=-M
tz
-M
cz
≥ 0
这样 M
tj
≠M
cj
| M
tj
|≥|M
cj
|
发动机承受的总的扭矩也不为零，剩余的扭矩 通过安装节传递到飞机上，
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其数值大约等于螺旋桨的扭矩。
思考题：若通过减速器带动螺旋桨，减速比为 I，则扭矩如何变化？
2.5 机动飞行时的惯性力与惯性力矩
飞机作不等速直线或曲线飞行，在发动机上产生惯性里力或惯性力矩。
２.5.１ 惯性力
转子的惯性离心力为
P
j
=mRΩ
2
=
g
w
RΩ
2
=nW
式中 W——重量，R——飞行轨迹的曲率半径；
n=
g
R
2
?
——过载系数，表示发动机、飞 机零部件的质量惯性力 是
其重量的 n 倍。
歼击机 7~8，最大 10；轰炸机最大 3。
例： （ 1）电梯上的过载；
（ 2）汽车上、下坡；
（ 3）飞行员训练的旋转装置；
（ 4）新百门口的“挑战者”号模拟器。
２.5.２ 惯性力矩 (着重讨论陀螺现象)
(1)定义
高速旋转的物体的自转轴被迫改变方向，就会 产生陀螺力矩，出现陀螺效
应。陀螺对外力矩的施力体的反作用力矩称为 陀螺力矩（或回转力矩） 。 （实质
是转子上各质点受有哥氏惯性力的合力矩。 ）与陀螺相关的效应称为陀螺效应
（或回转效应） 。
?×ω=
0
G JM
大小：|M
G
|=J
0ωΩ
sin( ?ω, )
方向： （右手定则） ；
式中 J
0
——转子对旋转轴转动惯量（J
0
=∑mr
2
）
ω——转子旋转角速度 ， ?——飞机转弯角速度
当( ?ω, )=90°时，sin( ?ω, )=1
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null 陀螺力矩不是作用在转子上，而是作用在静子机匣上（通过轴承）。
null 在大多数情况下，飞机做机动飞行时，发动机 上所有转动零件在飞机
做机动飞行时都存在陀螺力矩。
（2）危害
a.转子受交变载荷，而出现低周疲劳损坏。
b.飞机操纵困难。
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2.6 静子的承力系统
2.6.1 承力系统定义和要求
* 典型引例：人体骨架 (站立与双杆运动)、高层建筑笼形电梯的盒式垂井。
(1) 定义：
在发动机静子中，向安装节(支承点)传 递负荷的由构件组成的主干路线称
为承力系统(又称传力方案)。
主干构件主要由承力壳体、承力框架(穿过气流通道)以及安装节组成。
(2) 设计要求：
1)在满足承受负荷(强度要求)与保证足够 刚性(影响性能)的前提下，力求
简单、轻。
2)注意温度与受力对变形带来的影响。
3)装拆与维护方便。
Ex：用双层机匣构成承力壳体，可防止性能衰退：┬ 外层─ 传递负荷
└ 内层─ 构成通道。
2.6.2 单转子传力方案
* 安装节有主、辅之分。
* 主干路线取决于静子结构方案、转子支承形式与安装节位置。
(1) 内传力方案
使用维护方便(适合于单管 KC)；转子支承负荷由低温框架传出；刚性弱
(早期采用)
(2) 外传力方案 (常用于涡轮后支承)
刚性好、轻(充分利用静子承力构件)； 涡轮支承必须由高温框架传出，困
难较多，应注意框架与后支承的隔热
(3) 内外混合传力方案
刚性好(盒形结构)；应合理设置热补偿结构(削弱局部刚性与选材)。
(4) 内外平行传力方案
热应力小(适于涡轮前支承传力，而又不 穿过高温区)；涡轮转子径向间隙
均匀化受影响
2.6.3 风扇发动机传力方案特点
(1) 内函部分类同于单转子；
(2) 内函轴向传力汇聚点前移，而横向传 力分前后两汇聚点( 视辅助安装
节而定)。
由于内函承力壳体受弯大、压比高、KC小，故而趋于外传力。
2.6.4 安装节基本结构特点
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* 安装节作为联接件,用于发动机在飞机上的固定；并传递它的外传力。
* 安装节结构形式不仅取决于飞机与发动 机的机种；而且还与发动机在飞
机上的安装型式、安装位置有关。
(1) 布局原则按“静定”结构设置
1) 不致因温度、变形或制造装配, 而引起内应力。
飞机与发动机不是刚体，受热、受力引起 的变形量较大，所以不希望出现
“
静不定”约束。
2) 设计计算精度高，对可靠性至关重要。
结构负荷只需用力平衡方程式获得，不需用变形一致条件。
(2) 安装面有主、辅之分
1) 目的：
A.利于飞机与发动机的加强部位相对集中── 轻、易实现。
B.利于飞机与发动机的装配。
2) 主按装节：
* 功用：
A.作为发动机在飞机上的定位点,通常以固持铰形式出现。
B.传递推力和大部分惯性力。
* 位置要求：
A.置于低温区(对发动机和飞机结构均有好处)。
B.力求靠近重心(其惯性外传力相对集中)。
C.推力销不通过重心 (或轴线)，以避 免推力线落入推力脉动园内，或形
成
变向惯性力矩，从而对辅助安装节带来影响。
3) 辅助安装节：
* 功用：只传递部份横向外传力，并允 许相对轴向位移， 起发动机辅助
支
承和热补偿作用。
* 要求：
A. 其位置与主安装节间距离的确定，既 要使其传递的横向力减小，又要
注
意横向弯矩对机匣壳体变形带来的影响。
B. 其安装部位的刚性要作适当的局部强化,以保证薄壁壳体的园度。
Ex：发动机主机部分自由度与约束的计算
(静定结构必须具有六个自由度约束(常用两个安装面)
WP6： 6 * 1 ＋ 5 * 2 － 3 * 4 － 1 * 1 － 3 * 1 = 0
│ │ │ │ │ │ │ │ │ │
机 主 杆 杆 球 球 滑 偏 三 件
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体 机 自 数 铰 铰 动 心 插 数
自 由 约 数 球 推 销 三
由 度 束 铰 力 约 插
度 │ │ │ │ 约 销 束 销
│ │ │ │ │ │ 束 │
│ │ │ │ │ │ │ │
WP7： 6 * 1 ＋ 5 * 5 － 3 * 10 －1 * 1 = 0
