表4.2 典型的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù)表
性能
型號(hào)
P0max/P0 加力
（10N）
耗油率
（kg/10N.h）
推重比
單位迎面推力
(10N/m2)
所裝飛機(jī)
渦扇-5(中) 3600/ 0.67/ 3.91/ 0.49 轟炸機(jī)
渦扇-7(中) 5557/9305 0.684/2.0 3.0/5.05 0.62 轟炸機(jī)
RM-8(瑞典) 66900/11790 0.63/2.47 3.2/5.6 1.05 Saab-37
F100-PW-100(美) 6800/11360 0.68/2.55 4.9/8.16 0.7 F-15、F-16
RB-199MK101
(英、德、意)
36200/7245 0.6/2.25 4.07/8.05 1.0 “狂風(fēng)”
HK-144(蘇) 13000/17500 0.70/2.01 4.56/6.14 1.0 TY-144
JT3D-7(美) 8615/ 0.56/ 4.66/ 1.43 波音-707
F101-GE-100(美) 7710/13600 0.55/2.2 4.3/7.5 2.01 B-1A
RB211-524B（英） 21818/ 0.62/ 4.9/ 4.4
波音-747
A300
表4.3 一些渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)的性能參數(shù)表
性能
型號(hào)
軸功率
（馬力）
耗油率
（kg/馬力.h）
功率重量比
馬力/kg
所裝飛機(jī)
渦槳-5 甲(中) 2926 0.258 4.88 水上轟炸機(jī)
渦槳-5 甲Ⅱ(中) 2655 0.265 4.43 運(yùn)-7
AИ-20(蘇) 4250 0.28 4.08 ИЛ-18 AH-12
T56-A-7(美) 3755 0.236 5.74 C-130
渦槳-9(中) 688 0.235 5.01 運(yùn)-12
HK-12MA(蘇) 13000 0.61 5.63 AH-22
§4.2 航空發(fā)動(dòng)機(jī)的外部特性
現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)的種類很多，主要的有以下四大類：1．活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)；2．燃?xì)鉁u輪發(fā)
動(dòng)機(jī)（包括渦輪噴氣、渦輪風(fēng)扇和渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)等）；3．沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；4．火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。
發(fā)動(dòng)機(jī)的種類不同，其各方面的特性也有很大差別。從飛機(jī)設(shè)計(jì)的角度來(lái)說(shuō)，最主要的是各
類發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和耗油率特性。
一、活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)
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當(dāng)前，世界各國(guó)所生產(chǎn)的活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)，在數(shù)量上還是很多的，但都是小型的，功
率比較小，一般都在幾百馬力以下。這種發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)點(diǎn)是價(jià)格比較便宜，耗油率低。缺點(diǎn)是
因?yàn)橛谢钊⑦B桿等往復(fù)運(yùn)動(dòng)的構(gòu)件，使用壽命較低，總壽命一般約為1000 小時(shí)左右。
（一）耗油率Ce
活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率，是指單位時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生單位功率所消耗的燃油量，通常用符號(hào)
表示，單位為“kg／馬力·h”。在小功率范圍內(nèi)，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的值一般在0.25kg／馬力·h
以下。例如，國(guó)產(chǎn)“活塞-6J”發(fā)動(dòng)機(jī)，起飛功率為300 馬力， 為0.21～0.23kg／馬力·h。
發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率低表示其經(jīng)濟(jì)性好，但還要考慮燃油的價(jià)格。活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)所用的航空汽油
價(jià)格，一般要比航空煤油價(jià)格高一倍左右。
Ce
Ce
Ce巡航
（二）功率特性
活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的功率通常用N 表示，單位為“馬力”。小功率的活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的功率重量
比在1.0～2.3 馬力／kg 之間，“活塞-6J”為1.46 馬力／kg。
活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)所發(fā)出的功率，隨飛行速度的增加，一般略有增加，如圖4.1 所示。
但當(dāng)飛行速度一定時(shí)，活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的功率，將隨飛行高度的增加而減小，如圖4.2 所
示。
圖4.1 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的N～v 曲線 圖4.2 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的N～H 曲線
圖4.2 中①為沒(méi)有增壓器的活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)N 隨H 變化的曲線；②為有二級(jí)增壓器的活塞
式發(fā)動(dòng)機(jī)的N～H 曲線。
（三）螺旋槳的拉力特性
活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)只是一種熱機(jī)，必須靠螺旋槳產(chǎn)生拉力，才能使飛機(jī)產(chǎn)生動(dòng)力。螺旋槳拉
力可以用下式來(lái)確定：
P C n2D4 p= ρ
其中： P ——螺旋槳的拉力（N或kgf）； ρ ——空氣密度（kg·s2／m4）；n——螺旋槳每
秒鐘的轉(zhuǎn)數(shù)；D——螺旋槳的直徑；Cp ——螺旋槳的拉力系數(shù)。
· 44 ·
對(duì)于給定的螺旋槳，在一定的轉(zhuǎn)速下，其拉力的大小僅決定于Cp 和ρ 。
對(duì)于給定的螺旋槳，拉力系數(shù)僅是槳葉剖面與相對(duì)氣流之間的迎角的函數(shù)。在達(dá)到失速迎
角以前，迎角越大， 值越大。在轉(zhuǎn)速一定的情況下，此迎角值決定于飛行速度v 的大小。
飛機(jī)開(kāi)始起飛時(shí)，v=0，槳葉迎角最大，因此螺旋槳的拉力系數(shù)也最大。隨著飛行速度的增大，
槳葉迎角減小，拉力系數(shù)也隨之降低，從而螺旋槳的拉力也降低。此外，即使采用變距的
方法保持槳葉的迎角不減小，當(dāng)飛行速度增大時(shí)，由于槳葉上的氣動(dòng)力的方向偏離螺旋槳的
旋轉(zhuǎn)軸線，也會(huì)使其拉力降低。螺旋槳的拉力與飛行速度的關(guān)系曲線如圖4.3 所示。
螺旋槳拉力
Cp
Cp
Cp
P 與空氣密度成正比關(guān)系，因此，隨著飛行高度的增高， ρ 值下降，隨之拉
力P 也將相應(yīng)減小，加圖4.4 所示。
圖4.3 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳P～v 曲線 圖4.4 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)螺旋槳P-H 曲線
二、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)
渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，在燃?xì)鉁u輪發(fā)
動(dòng)機(jī)中，是構(gòu)造最簡(jiǎn)單的一種。噴氣
發(fā)動(dòng)機(jī)的輸出不是功率，而是推力，
可直接用于推進(jìn)飛機(jī)。這種發(fā)動(dòng)機(jī)低
速時(shí)經(jīng)濟(jì)性較差，但隨著飛行速度的
提高，經(jīng)濟(jì)性提高很快，在現(xiàn)代飛機(jī)
上得到了廣泛的應(yīng)用。
（一）推力特性
噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，實(shí)質(zhì)上是作用在
發(fā)動(dòng)機(jī)各部件上軸向力的合力，如圖4.5
所示。
圖4.5 是一種示意圖，要逐項(xiàng)求其分
力是極為復(fù)雜的。推力的算法，是把發(fā)動(dòng)
機(jī)作為一個(gè)整體，用動(dòng)量定理來(lái)求出。根據(jù)動(dòng)量定理，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力等于單位時(shí)間流過(guò)發(fā)動(dòng)
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