航空燃气轮机是各种航空器尤其是大型航空器的主要动力装置，总体结构设计是航空燃气轮机设计的核心内容，对整机的先进性、可靠性、经济性、维护性、可持续发展等有至关重要的作用。本书主要介绍航空燃气轮机总体结构设计的主要内容、设计流程和基本设计方法，并融入工程研制的背景和相关科研经验，与现有教材和专著合理衔接，力求达到学科基本理论与工程实践相结合的目的，希望为读者提供系统、细致的总体结构设计参考。 本书主要面向我国航空燃气轮机研制单位总体结构设计人员和即将成为结构设计人员的高等院校毕业生，可以作为设计的人门级工具书，也可以为高等院校相关专业师生提供参考。

第1章总体结构设计
　　1.1引言
　　航空燃气涡轮发动机（简称航空燃气轮机）分为4种基本类型，即涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和涡轮风扇发动机。20世纪80年代后期又发展了一种介于涡轮螺旋桨发动机与涡轮风扇发动机之间的螺旋桨风扇发动机（简称桨扇发动机）。这些发动机均包含压气机、燃烧室以及驱动压气机的涡轮这三大部件，统称为航空燃气涡轮发动机，在本书中也统称为航空发动机。
　　在航空燃气轮机工作时，进入发动机的空气经压气机压缩增压后，流入燃烧室并与喷入的航空煤油混合后燃烧，燃料中的化学能转化为热能，形成高温、高压燃气，再进入涡轮中膨胀做功，驱动涡轮高速旋转并输出驱动压气机及发动机附件所需的功率。经过涡轮的燃气，仍具有一定压力和温度。所有燃气轮机的动力来源及产生的推力或输出功率都是由于这股高温、高压的燃气，由于利用这股燃气能量的不同方式，衍生出多种不同类型的发动机。
　　压气机、燃烧室和涡轮所组成的核心机[图1.1（a）]用来提供高压、高温燃气，因此在涡轮轴和涡轮螺旋桨发动机中又称为燃气发生器。高性能航空燃气轮机所需的总增压比较高，在高增压比的压气机中，为了获得大的稳定工作范围，常采用双转子核心机，将压气机分为前后串联的两部分，分别由两组转速不同的涡轮驱动，压气机中位于前端的部分，空气压力较低，称为低压压气机；后端的部分称为高压压气机。相应的涡轮也分为低压涡轮和高压涡轮。这种结构形式称为双转子结构，是一种常见的航空燃气轮机结构形式。
　　如图1.1（b）所示，在核心机后安装一个尾喷管，由核心机出来的燃气在尾喷管中膨胀，直接高速排出并产生推力，这种发动机称为涡轮喷气发动机，简称涡喷发动机。
　　如图1.1（c）所示，由核心机出来的燃气流入另一涡轮中继续膨胀做功，然后再由尾喷管排出。这个用于提供轴功率输出的涡轮，一般称为“动力涡轮”。大多数发动机中，动力涡轮与核心机的涡轮没有机械连接，它们各自工作于不同的转速，但也有少数发动机的动力涡轮与核心机的涡轮连接在一起，如WJ5、WJ6发动机。如果动力涡轮驱动减速器并带动螺旋桨旋转，就称为涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。如果动力涡轮直接驱动或通过减速比较小的减速器驱动直升机的主旋翼，就是涡轮轴发动机，简称涡轴发动机，如图1.1（d）所示。需要指出，在涡桨和涡轴发动机中，动力涡轮用于驱动螺旋桨或主旋翼，并不驱动压气机做功，也称为“自由涡轮”。如果动力涡轮用来驱动核心机前端的风扇转子，这就是涡轮风扇发动机，简称涡扇发动机，如图1.1（e）所示，涡扇发动机中单独驱动风扇转子的动力涡轮一般称为低压涡轮。
　　由此可见，从工作原理上看，同一个核心机可以配上不同的低压部件，成为不同类型的发动机。因此，如果能发展出一台具有先进水平的核心机，即可顺势研发出多种高性能的发动机；同时还可将这种性能先进的核心机按照相似原理放大或缩小，成为不同流量的核心机，衍生发展出不同推力/功率量级的发动机。因此，发展高性能的核心机，是现代高性能航空发动机系列发展、满足不同飞机设计要求的一种经济、可行的有效措施。
　　为飞机提供动力的是以航空发动机为核心的一套动力装置结构及控制系统，图1.2为安装在机翼下方的涡扇发动机动力装置，包括发动机短舱及进排气系统（进气道、尾喷口）、安装结构系统（安装吊架、发动机安装节）和发动机等。
　　图1.2涡扇发动机动力装置组成及安装
　　图1.3为典型航空发动机组成示意图，由进气机匣、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管5大部件组成。空气通过压气机进行压缩增压后，进入燃烧室进行燃烧，流出的高温、高压燃气在涡轮中膨胀转化为轴功率后驱动压气机，由尾喷管高速排出燃气，产生发动机的推力。
　　图1.3典型航空发动机简图
　　对于进气、排气系统，无论何种类型的飞机都需要对发动机与飞机结构进行一体化设计，以保证发动机的进气、排气状态，其中，与发动机进气机匣相配合的进气道、与尾喷管相配合的引射喷口等装置位于飞机上，一般由飞机设计人员设计。
　　图1.4为进气道位于飞机机身两侧的飞机/发动机结构布局设计方案。由于飞机在超声速和亚声速下飞行时，空气在进气道中的流动具有本质上的差异，因此，在进气道结构设计中需要有相应的调节机构，以保证发动机进气流量和进气流场的稳定。
　　图1.4飞机进气道在不同状态下的工作状态
　　图1.5为现代高机动性战斗机两种典型进气道布局方案：　一是进气道位于机身下部，腹部进气；二是在机身两侧进气，并且进气口大多为非圆形。因此，在飞机的进气道设计中，需要与发动机的进气机匣具有合适的过渡配合，以保证在全飞行包线内，进气流场的稳定。
　　图1.5进气道布局不同的战斗机
　　图1.6为发动机在飞机上不同位置的安装，对于运输机和客机等大型飞机，发动机一般采用安装在机翼下方的吊装方式，也有一些飞机将发动机安装在飞机垂直尾翼附近，因此采用侧面安装方式。由于安装方式对发动机整机变形及振动影响较大，因此安装结构系统需要具有可调整安装节位置的能力。
　　图1.6发动机在飞机上的安装
　　对于战斗机用发动机，为了短时间内提高发动机的推力，可在涡轮与尾喷管之间安装加力燃烧室。在需要增加推力时，向核心机后的燃气中补充喷入燃油，使其进一步燃烧以提高燃气从尾喷管排出的速度，达到增加推力的目的，此时的推力称为加力状态的推力，简称加力推力（全加力状态推力也称为*大推力）。加力状态下，由于排出的燃气温度与速度均大大提高，因而耗油率比不开加力时成倍增加。在装有加力燃烧室的发动机中，尾喷管的出口面积应做成可调节的，以保证在开通加力状态下排出体积更大的燃气，气流稳定向后流动。图1.7为带加力燃烧室的双转子涡喷发动机简图。
　　图1.7带加力燃烧室的双转子涡喷发动机简图
　　上面根据航空燃气轮机的工作过程和主要组成部件的功能，简单介绍了航空发动机的结构布局和组成。在航空发动机总体结构设计中，从结构力学特性和装配等角度对发动机进行结构分类，可分为转子结构系统和静子结构系统两个部分。转子结构系统是气动性能、结构完整性与可靠性的核心，在转子结构设计中，需要依据转子动力学及相关设计理论，进行整机结构布局设计。而静子结构系统在工作过程中需承受机械、气动、温度及惯性等多种载荷，并将无法抵消的载荷通过承力系统传递给发动机的安装节。在总体结构设计中，需要依据变形控制理论，统筹结构质量、抗变形能力、承载能力，提高发动机的可靠性。
　　1.2设计基本原则
　　航空发动机是一种涉及多学科、多系统、多专业且设计制造难度高的复杂热力机械，其研制具有高投入、高风险的特点。总体结构设计是航空发动机结构设计的源头，是各部件/系统结构设计的重要依据。总体结构设计需要根据总体气动性能要求和已有的设计经验，综合考虑整机的技术指标、各部件/系统的设计指标和技术难度，进行结构多方案论证和综合平衡设计；需要在实现气动性能的前提下，以*小的结构尺寸重量承受工作载荷并具有合理的强度/刚度分布和循环寿命，具有良好的可靠性、维护性、经济性及系列化发展潜力。
　　航空发动机总体结构设计是一项系统性、综合性的顶层平衡决策，应遵循技术继承与创新发展相结合的设计原则。在设计过程中一般需要从以下不同角度进行综合权衡。

目录
涡轮机械与推进系统出版项目 序
“两机”专项：航空发动机技术出版工程 序
前言
第1章　总体结构设计
1.1　引言　001
1.2　设计基本原则　006
1.3　设计基本流程　007
1.3.1　需求分析　008
1.3.2　设计活动　008
第2章　整机结构布局设计
2.1　结构布局设计　013
2.1.1　概念与内涵　013
2.1.2　设计内容　013
2.1.3　设计要求　014
2.1.4　设计重点　015
2.2　转子变形控制　016
2.2.1　结构力学基础　017
2.2.2　横向过载变形控制　019
2.2.3　旋转激励变形控制　020
2.3　典型结构布局　022
2.3.1　小涵道比发动机　022
2.3.2　高涵道比发动机　032
2.4　系统布局设计　037
2.4.1　传动系统　037
2.4.2　滑油系统　039
2.4.3　空气系统　041
第3章　静子结构及承力系统
3.1　结构组成与功能　048
3.1.1　结构组成　048
3.1.2　设计要求　049
3.1.3　承力系统的设计边界与接口　056
3.2　载荷分布　057
3.2.1　整机受力分析　057
3.2.2　转子轴向力与卸荷　061
3.2.3　传力路线　064
3.2.4　典型承力系统　066
3.3　支承结构　070
3.3.1　支承结构的设计边界与接口　070
3.3.2　设计要求　071
3.3.3　典型发动机支承结构　076
3.4　承力框架及承力机匣　083
3.4.1　承力机匣的设计边界和接口　083
3.4.2　典型承力框架及机匣　085
3.4.3　机匣连接结构密封性　090
3.5　飞发安装结构　092
3.5.1　结构组成　092
3.5.2　飞发安装结构的功能　093
3.5.3　设计边界和接口关系分析　093
3.5.4　设计原则　094
3.5.5　设计要素　094
3.5.6　典型飞发安装系统　102
第4章　转子系统及连接结构设计
4.1　结构系统与界面损伤　108
4.1.1　结构系统非连续性　108
4.1.2　连接界面损伤　110
4.2　连接结构稳健性　111
4.2.1　法兰螺栓连接结构　111
4.2.2　套齿连接结构　125
4.3　转子系统稳健设计　134
4.3.1　转子结构对动力特性的影响　135
4.3.2　连接结构刚度损失对稳健性的影响　138
4.3.3　共振转速分布　140
4.4　防错设计　141
4.4.1　机匣配合防错设计　141
4.4.2　偏心防错安装结构　143
4.4.3　安装座防错设计　144
4.4.4　管路防错设计　144
4.4.5　附件安装防错设计　144
第5章　整机单元体设计及重量控制
5.1　单元体设计概念及划分原则　146
5.1.1　概念　146
5.1.2　单元体分类及划分原则　146
5.1.3　典型示例分析　148
5.2　整机装配设计　152
5.2.1　整机装配规划　152
5.2.2　典型示例分析　155
5.3　尺寸控制　164
5.3.1　定位基准　164
5.3.2　整机同轴度　167
5.3.3　整机间隙　171
5.3.4　补偿结构及接口控制　184
5.4　重量控制　193
5.4.1　结构重量预估与分配　193
5.4.2　重量特性计算　201
5.4.3　结构重量测量控制　202
第6章　结构效率评估与安全性设计
6.1　结构效率评估　205
6.1.1　结构特征及结构效率　205
6.1.2　转子系统结构效率评估　208
6.1.3　承力系统结构效率评估　217
6.1.4　整机结构效率评估　219
6.2　转子支承结构安全性设计225
6.2.1　结构安全性　225
6.2.2　转子防断轴安全性设计　227
6.2.3　支承结构安全性设计　237
6.3　发动机安装结构安全性设计　248
6.3.1　结构安全性　249
6.3.2　安装结构安全性设计　251
第7章　外部结构
7.1　概述　260
7.2　外部成附件布局　261
7.2.1　外部成附件　261
7.2.2　布局设计要求　261
7.2.3　主要影响因素　263
7.2.4　外部成附件布局设计　267
7.3　外部管路及支架设计　275
7.3.1　外部结构数字样机　275
7.3.2　外部数字样机设计原则和流程　277
7.3.3　外部数字样机搭建　277
第8章　结构材料与制造工艺
8.1　概述　286
8.2　风扇、压气机材料与工艺　287
8.2.1　叶片　287
8.2.2　轮盘　290
8.2.3　机匣　292
8.3　燃烧室、喷管材料与工艺　293
8.3.1　燃烧室　293
8.3.2　喷管　294
8.4　涡轮部件材料与工艺　295
8.4.1　叶片　295
8.4.2　轮盘　296
8.4.3　机匣　297
8.5　外涵机匣材料与工艺　298
8.5.1　金属材料外涵机匣　298
8.5.2　复合材料外涵机匣　299
8.6　新材料、新工艺应用及发展　300
8.6.1　新材料　300
8.6.2　新工艺　311
第9章　技术发展与展望
9.1　航空燃气轮机发展　315
9.2　未来变循环发动机　317
参考文献　322