航空發(fā)動機的分類

1、航空發(fā)動機分類飛行器發(fā)動機的主要功用是為飛行器提供推進動力或支持力，是飛行器的心臟。自從飛機問世以來的幾十年中，發(fā)動機得到了迅速的發(fā)展，從早期的低速飛機上使用的活塞式發(fā)動機，到可以推動飛機以超音速飛行的噴氣式發(fā)動機，還有運載火箭上可以在外太空工作的火箭發(fā)動機等，時至今日，飛行器發(fā)動機已經形成了一個種類繁多，用途各不相同的大家族。飛行器發(fā)動機常見的分類原則有兩種：按空氣是否參加發(fā)動機工作和發(fā)動機產生推進動力的原理。按發(fā)動機是否須空氣參加工作，飛行器發(fā)動機可分為兩類，大約如下所示：吸空氣發(fā)動機簡稱吸氣式發(fā)動機，它必須吸進空氣作為燃料的氧化劑（助燃劑），所以不能到稠密大氣層之外的空間工作，只能作為航

2、空器的發(fā)動機。一般所說的航空發(fā)動機即指這類發(fā)動機。如根據吸氣式發(fā)動機工作原理的不同，吸氣式發(fā)動機又分為活塞式發(fā)動機、燃氣渦輪發(fā)動機、沖壓噴氣式發(fā)動機和脈動噴氣式發(fā)動機等?；鸺龂姎馐桨l(fā)動機是一種不依賴空氣工作的發(fā)動機，航天器由于需要飛到大氣層外，所以必須安裝這種發(fā)動機。它也可用作航空器的助推動力。按形成噴氣流動能的能源不同，火箭發(fā)動機又分為化學火箭發(fā)動機、電火箭發(fā)動機和核火箭發(fā)動機等。按產生推進動力的原理不同，飛行器的發(fā)動機又可分為直接反作用力發(fā)動機、間接反作用力發(fā)動機兩類。直接反作用力發(fā)動機是利用向后噴射高速氣流，產生向前的反作用力來推進飛行器。直接反作用力發(fā)動機又叫噴氣式發(fā)動機，這類發(fā)動機有

3、渦輪噴氣發(fā)動機、沖壓噴氣式發(fā)動機，脈動噴氣式發(fā)動機，火箭噴氣式發(fā)動機等。間接反作用力發(fā)動機是由發(fā)動機帶動飛機的螺旋槳、直升機的旋翼旋轉對空氣作功，使空氣加速向后（向下）流動時，空氣對螺旋槳（旋翼）產生反作用力來推進飛行器。這類發(fā)動機有活塞式發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機、渦輪螺旋槳風扇發(fā)動機等。而渦輪風扇發(fā)動機則既有直接反作用力，也有間接反作用力，但常將其劃歸直接反作用力發(fā)動機一類，所以也稱其為渦輪風扇噴氣發(fā)動機。 活塞式發(fā)動機航空活塞式發(fā)動機是利用汽油與空氣混合，在密閉的容器（氣缸）內燃燒，膨脹作功的機械?；钊桨l(fā)動機必須帶動螺旋槳，由螺旋槳產生推（拉）力。所以，作為飛機的動力裝置時

4、，發(fā)動機與螺旋槳是不能分割的。（一）活塞式發(fā)動機的主要組成主要由氣缸、活塞、連桿、曲軸、氣門機構、螺旋槳減速器、機匣等組成。氣缸是混合氣（汽油和空氣）進行燃燒的地方。氣缸內容納活塞作往復運動。氣缸頭上裝有點燃混合氣的電火花塞（俗稱電嘴），以及進、排氣門。發(fā)動機工作時氣缸溫度很高，所以氣缸外壁上有許多散熱片，用以擴大散熱面積。氣缸在發(fā)動機殼體（機匣）上的排列形式多為星形或V 形。常見的星形發(fā)動機有5個、7個、9個、14個、18個或24個氣缸不等。在單缸容積相同的情況下，氣缸數目越多發(fā)動機功率越大?；钊惺苋細鈮毫υ跉飧變茸魍鶑瓦\動，并通過連桿將這種運動轉變成曲軸的旋轉運動。連桿用來連接活塞和曲軸

5、。 曲軸是發(fā)動機輸出功率的部件。曲軸轉動時，通過減速器帶動螺旋槳轉動而產生拉力。除此而外，曲軸還要帶動一些附件（如各種油泵、發(fā)電機等）。氣門機構用來控制進氣門、排氣門定時打開和關閉。 （二）活塞式發(fā)動機的工作原理活塞頂部在曲軸旋轉中心最遠的位置叫上死點、最近的位置叫下死點、從上死點到下死點的距離叫活塞沖程?；钊胶娇瞻l(fā)動機大多是四沖程發(fā)動機，即一個氣缸完成一個工作循環(huán)，活塞在氣缸內要經過四個沖程，依次是進氣沖程、壓縮沖程、膨脹沖程和排氣沖程。發(fā)動機開始工作時，首先進入“進氣沖程”，氣缸頭上的進氣門打開，排氣門關閉，活塞從上死點向下滑動到下死點為止，氣缸內的容積逐漸增大，氣壓降低低于外面的大氣壓

6、。于是新鮮的汽油和空氣的混合氣體，通過打開的進氣門被吸入氣缸內?；旌蠚怏w中汽油和空氣的比例，一般是 1比 15即燃燒一公斤的汽油需要15公斤的空氣。進氣沖程完畢后，開始了第二沖程，即“壓縮沖程”。這時曲軸靠慣性作用繼續(xù)旋轉，把活塞由下死點向上推動。這時進氣門也同排氣門一樣嚴密關閉。氣缸內容積逐漸減少，混合氣體受到活塞的強烈壓縮。當活塞運動到上死點時，混合氣體被壓縮在上死點和氣缸頭之間的小空間內。這個小空間叫作“燃燒室”。這時混合氣體的壓強加到十個大氣壓。溫度也增加到攝氏4OO 度左右。壓縮是為了更好地利用汽油燃燒時產生的熱量，使限制在燃燒室這個小小空間里的混合氣體的壓強大大提高，以便增加它燃燒

7、后的做功能力。當活塞處于下死點時，氣缸內的容積最大，在上死點時容積最?。ê笳咭彩侨紵业娜莘e）?；旌蠚怏w被壓縮的程度，可以用這兩個容積的比值來衡量。這個比值叫“壓縮比”。活塞航空發(fā)動機的壓縮比大約是5到8，壓縮比越大，氣體被壓縮得越厲害，發(fā)動機產生的功率也就越大。壓縮沖程之后是“工作沖程”，也是第三個沖程。在壓縮沖程快結束，活塞接近上死點時，氣缸頭上的火花塞通過高壓電產生了電火花，將混合氣體點燃，燃燒時間很短，大約0.015秒；但是速度很快，大約達到每秒30米。氣體猛烈膨脹，壓強急劇增高，可達6O 到75個大氣壓，燃燒氣體的溫度到攝氏2000到250O 度。燃燒時，局部溫度可能達到三、四千度，

8、燃氣加到活塞上的沖擊力可達15噸。活塞在燃氣的強大壓力作用下，向下死點迅速運動，推動連桿也門下跑，連桿便帶動曲軸轉起來了。這個沖程是使發(fā)動機能夠工作而獲得動力的唯一沖程。其余三個沖程都是為這個沖程作準備的。第四個沖程是“排氣沖程”。工作沖程結束后，由于慣性，曲軸繼續(xù)旋轉，使活塞由下死點向上運動。這時進氣門仍舊關閉，而排氣門大開，燃燒后的廢氣便通過排氣門向外排出。 當活塞到達上死點時，絕大部分的廢氣已被排出。然后排氣門關閉，進氣門打開，活塞又由上死點下行，開始了新的一次循環(huán)。從進氣沖程吸入新鮮混合氣體起，到排氣沖程排出廢氣止，汽油的熱能通過燃燒轉化為推動活塞運動的機械能，帶動螺旋槳旋轉而作功，這

9、一總的過程叫做一個“循環(huán)”。這是一 種周而復始的運動。由于其中包含著熱能到機械能的轉化，所以又叫做“熱循環(huán)”?；钊娇瞻l(fā)動機要完成四沖程工作，除了上述氣缸、活塞、聯桿、曲軸等構件外，還需要一些其他必要的裝置和構件。（三）活塞式航空發(fā)動機的輔助工作系統發(fā)動機除主要部件外，還須有若干輔助系統與之配合才能工作。主要有進氣系統（為了改善高空性能，在進氣系統內常裝有增壓器，其功用是增大進氣壓力）、燃油系統、點火系統（主要包括高電壓磁電機、輸電線、火花塞）、起動系統（一般為電動起動機）、散熱系統和潤滑系統等。 沖壓噴氣發(fā)動機沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動

10、機。它通常由進氣道（又稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機（也就不需要燃氣渦輪），所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉變成壓力能（例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍）。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200甚至更高，高溫燃氣隨后經推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關，如進氣速度為3倍音速時，在地面產生的靜推力可以超

11、過2OO 千牛。 沖壓發(fā)動機的構造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關閉與之配合工作的發(fā)動機；在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時

12、，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式沖壓發(fā)動機一般用于導彈和超音速或亞音速靶機上。按應用范圍劃分，沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、高超音速三類。 一、亞音速沖壓發(fā)動機亞音速沖壓發(fā)動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過 1.89，飛行馬赫數小于 O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。二、超音速沖壓發(fā)動機超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推進速度為亞音速6倍音速，用于超音速靶機和地對空導彈（一般與固體火箭發(fā)動機相配合）。三、高超音

13、速沖壓發(fā)動機這種發(fā)動機燃燒在超音速下進行，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數高達516，目前高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。 由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機統稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)動機。 脈動噴氣發(fā)動機脈動噴氣發(fā)動機是噴氣發(fā)動機的一種，可用于靶機，導彈或航空模型上。德國納粹在第二次世界大戰(zhàn)的后期，曾用它來推動V-1導彈，轟炸過倫敦。這種發(fā)動機的結構如圖所示，它的前部裝有單向活門，之后是含有燃油噴嘴和火花塞的燃燒室，最后是特殊設計的長長的尾噴管。脈動噴氣發(fā)動機工作時，首先把壓縮空氣打入單向活門，或使發(fā)動機在空中運動，這時便有氣流

14、進入燃燒室，然后油咀噴油，火花塞點火燃燒。這時長尾噴管在燃氣噴出后，由于燃氣流的慣性作用，雖然燃燒室內的壓強同外面大氣的壓強相等，仍會繼續(xù)向外噴，所以在燃燒室內造成空氣稀薄的現象，使壓強顯著降低到小于大氣壓，于是空氣再次打開單向活門流入燃燒室，噴油點火燃燒，開始第二個循環(huán)。這樣周而復始，發(fā)動機便可不斷地工作了。這種發(fā)動機由進氣到燃燒、排氣的循環(huán)過程進行得很快，一秒鐘大約可達4050次。脈動式發(fā)動機在原地可以起動，構造簡單，重量輕，造價便宜。這些都是它的優(yōu)點。但它只適于低速飛行（速度極限約為每小時64O 8O0公里），飛行高度也有限，單向活門的工作壽命短，加上振動劇烈，燃油消耗率大等缺點，使得它

15、的應用受到限制。 火箭發(fā)動機火箭發(fā)動機是我國勞動人民首先創(chuàng)造出來的。早在唐代初年(約在七世紀）火藥就出現了，南宋時代火藥用來制造煙火，其中包括“起花”。大約在十三世紀制成火箭。我國古代制造的火箭和起花所用的是黑色火藥。它們的工作原理和現代的固體燃料火箭是一樣的。同空氣噴氣發(fā)動機相比較，火箭發(fā)動機的最大特點是：它自身既帶燃料，又帶氧化劑，靠氧化劑來助燃，不需要從周圍的大氣層中汲取氧氣。所以它不但能在大氣層內，也可在大氣層之外的宇宙真空中工作。這是任何空氣噴氣發(fā)動機都做不到的。目前發(fā)射的人造衛(wèi)星、 月球飛船以及各種宇宙飛行器所用的推進裝置，都是火箭發(fā)動機。現代火箭發(fā)動機主要分固體推進劑和液體推進劑

16、發(fā)動機。所謂“推進劑”就是燃料（燃燒劑）加氧化劑的合稱。 一、固體火箭發(fā)動機固體火箭發(fā)動機為使用固體推進劑的化學火箭發(fā)動機。固體推進劑有聚氨酯、聚丁二烯、端羥基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固體火箭發(fā)動機由藥柱、燃燒室、噴管組件和點火裝置等組成。藥柱是由推進劑與少量添加劑制成的中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等）。藥柱置于燃燒室（一般即為發(fā)動機殼體）中。在推進劑燃燒時，燃燒室須承受25O035O0度的高溫和1022×107帕的高壓力，所以須用高強度合金鋼、鈦合金或復合材料制造，并在藥柱與燃燒內壁間裝備隔熱襯。點火裝置用于點燃藥柱，通常由電發(fā)火管和火藥盒（裝黑火藥或

17、煙火劑）組成。通電后由電熱絲點燃黑火藥，再由黑火藥點火燃藥拄。噴管除使燃氣膨脹加速產生推力外，為了控制推力方向，常與推力向量控制系統組成噴管組件。該系統能改變燃氣噴射角度，從而實現推力方向的改變。藥柱燃燒完畢，發(fā)動機便停止工作。固體火箭發(fā)動機與液體火箭發(fā)動機相比較，具有結構簡單，推進劑密度大，推進劑可以儲存在燃燒到中常備待用和操縱方便可靠等優(yōu)點。缺點是“比沖”?。ㄒ步斜韧屏?，是發(fā)動機推力與每秒消耗推進劑重量的比值，單位為秒）。固體火箭發(fā)動機比沖在25O 300秒，工作時間短，加速度大導致推力不易控制，重復起動困難，從而不利于載人飛行。固體火箭發(fā)動機主要用作火箭彈、導彈和探空火箭的發(fā)動機，以及航

18、天器發(fā)射和飛機起飛的助推發(fā)動機。 二、液體火箭發(fā)動機液體火箭發(fā)動機是指液體推進劑的化學火箭發(fā)動機。常用的液體氧化劑有液態(tài)氧、四氧化二氮等，燃燒劑由液氫、偏二甲肼、煤油等。氧化劑和燃燒劑必須儲存在不同的儲箱中。液體火箭發(fā)動機一般由推力室、推進劑供應系統、發(fā)動機控制系統組成。推力室是將液體推進劑的化學能轉變成推進力的重要組件。它由推進劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成，見圖。推進劑通過噴注器注入燃燒室，經霧化，蒸發(fā)，混合和燃燒等過成生成燃燒產物，以高速（25O0一5000米秒）從噴管中沖出而產生推力。燃燒室內壓力可達2O0大氣壓（約20OMPa ）、溫度300O 400O ，故需要冷卻。推進劑供應系統

19、的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應系統。擠壓式供應系統是利用高壓氣體經減壓器減壓后（氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調定的壓力控制）進入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應系統只用于小推力發(fā)動機。大推力發(fā)動機則用泵壓式供應系統，這種系統是用液壓泵輸送推進劑。發(fā)動機控制系統的功用是對發(fā)動機的工作程序和工作參數進行調節(jié)和控制。工作程序包括發(fā)動機起動、工作。關機三個階段，這一過程是按預定程序自動進行的。工作參數主要指推力大小、推進劑的混合比。液體火箭發(fā)動機的優(yōu)點是比沖高（25O 5OO 秒），推力范圍大（單臺推力在1克力7

20、00噸力）、能反復起動、能控制推力大小、工作時間較長等。液體火箭發(fā)動機主要用作航天器發(fā)射、姿態(tài)修正與控制、軌道轉移等。 三、其他能源的火箭發(fā)動機（一）電火箭發(fā)動機電火箭發(fā)動機是利用電能加速工質，形成高速射流而產生推力的火箭發(fā)動機。與化學火箭發(fā)動機不同，這種發(fā)動機的能源和工質是分開的。電能由飛行器提供，一般由太陽能、核能、化學能經轉換裝置得到。工質有氫、氮、氬、汞、氨等氣體。電火箭發(fā)動機由電源、電源交換器、電源調節(jié)器、工質供應系統和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調節(jié)器的功用是按預定程序起動發(fā)動機，并不斷調整電推力器的各種參數，使發(fā)動機始終處于規(guī)定的工作狀態(tài)；工質供應系統則是貯存工質

21、和輸送工質；電推力器的作用是將電能轉換成工質的動能，使其產生高速噴氣流而產生推力。按加速工質的方式不同，電火箭發(fā)動機有電熱火箭發(fā)動機、靜電火箭發(fā)動機和電磁火箭發(fā)動機的三種類型。電熱火箭發(fā)動機利用電能加熱（電阻加熱或電弧加熱）工質（氫、胺、肼等），使其氣化；經噴管膨脹加速后，由噴口排出而產生推力。靜電火箭發(fā)動機的工質（汞、銫、氫等）從貯箱輸入電離室被電離成離子，然后在電極的靜電場作用下加速成高速離子流而產生推力。電磁火箭發(fā)動機是利用電磁場加速被電離工質而產生射流，形成推力。電火箭發(fā)動機具有極高的比沖（70O 250O 秒）、極長的壽命（可重復起動上萬次、累計工作可達上萬小時）。但產生的推力小于1

22、0ON 。這種發(fā)動機僅適用于航天器的姿態(tài)控制、位置保持等。（二）核火箭發(fā)動機核火箭發(fā)動機用核燃料作能源，用液氫、液氦、液氨等作工質。核火箭發(fā)動機由裝在推力室中的核反應堆、冷卻噴管、工質輸送系統和控制系統等組成。在核反應堆中，核能轉變成熱能以加熱工質，被加熱的工質經噴管膨脹加速后，以65001100O 米秒的速度從噴口排出而產生推力。核火箭發(fā)動機的比沖高（2501000秒）壽命長，但技術復雜，只適用于長期工作的航天器。這種發(fā)動機由于核輻射防護、排氣污染、反應堆控制，以及高效熱能交換器的設計等問題未能解決，至今仍處于試驗之中。此外，太陽加熱式和光子火箭發(fā)動機尚處于理論探索階段。渦輪噴氣發(fā)動機在第二

23、次世界大戰(zhàn)以前，所有的飛機都采用活塞式發(fā)動機作為飛機的動力，這種發(fā)動機本身并不能產生向前的動力，而是需要驅動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此推動飛機前進。這種活塞式發(fā)動機螺旋槳的組合一直是飛機固定的推進模式，很少有人提出過質疑。到了三十年代末，尤其是在二戰(zhàn)中，由于戰(zhàn)爭的需要，飛機的性能得到了迅猛的發(fā)展，飛行速度達到700800公里每小時，高度達到了10000米以上，但人們突然發(fā)現，螺旋槳飛機似乎達到了極限，盡管工程師們將發(fā)動機的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機的速度仍沒有明顯的提高，發(fā)動機明顯感到“有勁使不上”。問題就出在螺旋槳上，當飛機的速度達到80

24、0公里每小時，由于螺旋槳始終在高速旋轉，槳尖部分實際上已接近了音速，這種跨音速流場的直接后果就是螺旋槳的效率急劇下降，推力下降，同時，由于螺旋槳的迎風面積較大，帶來的阻力也較大，而且，隨著飛行高度的上升，大氣變稀薄，活塞式發(fā)動機的功率也會急劇下降。這幾個因素合在一起，決定了活塞式發(fā)動機螺旋槳的推進模式已經走到了盡頭，要想進一步提高飛行性能，必須采用全新的推進模式，噴氣發(fā)動機應運而生。噴氣推進的原理大家并不陌生，根據牛頓第三定律，作用在物體上的力都有大小相等方向相反的反作用力。噴氣發(fā)動機在工作時，從前端吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，在此過程中，發(fā)動機向氣體施加力，使之向后加速，氣體也給發(fā)動機一

25、個反作用力，推動飛機前進。事實上，這一原理很早就被應用于實踐中，我們玩過的爆竹，就是依靠尾部噴出火藥氣體的反作用力飛上天空的。早在1913年，法國工程師雷恩洛蘭就獲得了一項噴氣發(fā)動機的專利，但這是一種沖壓式噴氣發(fā)動機，在當時的低速下根本無法工作，而且也缺乏所需的高溫耐熱材料。1930年，弗蘭克惠特爾取得了他使用燃氣渦輪發(fā)動機的第一個專利，但直到11年后，他的發(fā)動機在完成其首次飛行，惠特爾的這種發(fā)動機形成了現代渦輪噴氣發(fā)動機的基礎。 現代渦輪噴氣發(fā)動機的結構由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動機仍屬于熱機的一種，就必須遵循熱機的做功原則：

26、在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產生輸出能量的原理上講，噴氣式發(fā)動機和活塞式發(fā)動機是相同的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發(fā)動機中這4個階段是分時依次進行的，但在噴氣發(fā)動機中則是連續(xù)進行的，氣體依次流經噴氣發(fā)動機的各個部分，就對應著活塞式發(fā)動機的四個工作位置?？諝馐紫冗M入的是發(fā)動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有一定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾

27、十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數，因而產生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機。進氣道后的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃氣的部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發(fā)動機中，氣流在渦輪中膨脹所做的功正好等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經過燃燒后，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠小于壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發(fā)動機的

28、推力就是這一部分燃氣的能量而來的。從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動機軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，使發(fā)動機獲得了反作用的推力。 一般來講，當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動機的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，目前只能達到1650K 左右，現代戰(zhàn)斗機有時需要短時間增加推力，就在渦輪后再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內無旋轉部件，溫度可達2000K ，可使發(fā)動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發(fā)動機的壽命，因此發(fā)動機開加

29、力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時，在高空則可開較長的時間。(下圖隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發(fā)動機的基礎上，又發(fā)展了多種噴氣發(fā)動機，如根據增壓技術的不同，有沖壓發(fā)動機和脈動發(fā)動機；根據能量輸出的不同，有渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機和螺槳風扇發(fā)動機等。噴氣發(fā)動機盡管在低速時油耗要大于活塞式發(fā)動機，但其優(yōu)異的高速性能使其迅速取代了后者，成為航空發(fā)動機的主流。 渦輪風扇發(fā)動機自從惠特爾發(fā)明了第一臺渦輪噴氣發(fā)動機以后，渦輪噴氣發(fā)動機很快便以其強大的動力、優(yōu)異的高速性能取代了活塞式發(fā)動機，成為戰(zhàn)斗機的首選動力裝置，并開始在其他飛機中開始得到應用。但是，

30、隨著噴氣技術的發(fā)展，渦輪噴氣發(fā)動機的缺點也越來越突出，那就是在低速下耗油量大，效率較低，使飛機的航程變得很短。盡管這對于執(zhí)行防空任務的高速戰(zhàn)斗機還并不十分嚴重，但若用在對經濟性有嚴格要求的亞音速民用運輸機上卻是不可接受的。要提高噴氣發(fā)動機的效率，首先要知道什么式發(fā)動機的效率。發(fā)動機的效率實際上包括兩個部分，即熱效率和推進效率（詳細解釋見后邊的帖子）。為提高熱效率，一般來講需要提高燃氣在渦輪前的溫度和壓氣機的增壓比，但在飛機的飛行速度不變的情況下，提高渦輪前溫度將會使噴氣發(fā)動機的排氣速度增加，導致在空氣中損失的動能增加，這樣又降低了推進效率。由于熱效率和推進效率對發(fā)動機循環(huán)參數矛盾的要求，致使渦

31、輪噴氣發(fā)動機的總效率難以得到較大的提升。那么，如何才能同時提高噴氣發(fā)動機的熱效率和推進效率，也就是怎樣才能既提高渦輪前溫度又至少不增加排氣速度呢？答案就是采用渦輪風扇發(fā)動機。這種發(fā)動機在渦輪噴氣發(fā)動機的的基礎上增加了幾級渦輪，并由這些渦輪帶動一排或幾排風扇，風扇后的氣流分為兩部分，一部分進入壓氣機（內涵道），另一部分則不經過燃燒，直接排到空氣中（外涵道）。由于渦輪風扇發(fā)動機一部分的燃氣能量被用來帶動前端的風扇，因此降低了排氣速度，提高了推進效率，而且，如果為提高熱效率而提高渦輪前溫度后，可以通過調整渦輪結構參數和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經風扇傳遞到外涵道，就不會增加排氣速度。這樣，對于渦

32、輪風扇發(fā)動機來講，熱效率和推進效率不再矛盾，只要結構和材料允許，提高渦輪前溫度總是有利的。 目前航空用渦輪風扇發(fā)動機主要分兩類，即不加力式渦輪風扇發(fā)動機和加力式渦輪風扇發(fā)動機。前者主要用于高亞音速運輸機，后者主要用于殲擊機，由于用途不同，這兩類發(fā)動機的結構參數也大不相同。不加力式渦輪風扇發(fā)動機不僅渦輪前溫度較高，而且風扇直徑較大，涵道比可達8以上，這種發(fā)動機的經濟性優(yōu)于渦輪噴氣發(fā)動機，而可用飛行速度又比活塞式發(fā)動機高，在現代大型干線客機、軍用運輸機等最大速度為M0.9左右的飛機中得到廣泛的應用。根據熱機的原理，當發(fā)動機的功率一定時，參加推進的工質越多，所獲得的推力就越大，不加力式渦輪風扇發(fā)動機

33、由于風扇直徑大，空氣流量就大，因而推力也較大。同時由于排氣速度較低，這種發(fā)動機的噪音也較小。涵道比的解釋見下一貼 渦輪風扇發(fā)動機的涵道比在結構上，通常將噴氣發(fā)動機的壓氣機、燃燒室和渦輪叫做核心發(fā)動機或燃氣發(fā)生器。當空氣流經渦輪風扇發(fā)動機的前端風扇后，分為兩個部分：一部分氣流進入燃氣發(fā)生器，叫做內涵道；另一部分從燃氣發(fā)生器的外圍通過，稱為外涵道。外涵道與內涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。 加力式渦輪風扇發(fā)動機加力式渦輪風扇發(fā)動機在飛機巡航中是不開加力的，這時它相當于一臺不加力式渦輪風扇發(fā)動機，但為了追求高的推重比和減小阻力，這種發(fā)動機的涵道比一般在1.0以下。在高速飛行時，發(fā)動機的加力打

34、開，外涵道的空氣和渦輪后的燃氣一同進入加力燃燒室噴油后再次燃燒，使推力可大幅度增加，甚至超過了加力式渦輪噴氣發(fā)動機，而且隨著速度的增加，這種發(fā)動機的加力比還會上升，并且耗油率有所下降。加力式渦輪風扇發(fā)動機由于具有這種低速時較油耗低，開加力時推重比大的特點，目前已在新一代殲擊機上得到廣泛應用。 噴氣發(fā)動機的熱效率噴氣發(fā)動機是熱機的一種。熱機是連續(xù)不斷地將熱能轉換為機械能的動力裝置。熱機的熱效率為輸出的機械能與輸入的熱能的比值。根據熱力學第二定律，這個比值應小于1。獲得機械能的過程是通過氣體膨脹做功，但是，膨脹是有限度的，必須在膨脹后使其恢復到初始狀態(tài)，才能進行下一次做功，以獲得連續(xù)的機械能輸出。

35、右圖為一理想熱機循環(huán)，稱為卡諾循環(huán)。縱坐標為氣體溫度，橫坐標為氣體的熵。A B 為定溫加熱膨脹過程，加入的熱量q1 全部對外做功；C D 為定溫放熱收縮過程，外界做功全部轉化為熱量q2 放出，B-C 和D-A 過程相互抵消。因此，一個循環(huán)的做功輸出：W= q1 q2即為陰影部分的面積。那么，卡諾循環(huán)熱機的熱效率：n=W/ q1=1T2/T1可見，要提高卡諾熱機的熱效率，應該提高高溫熱源的溫度T1，或降低低溫熱源的溫度T2。對于航空噴氣發(fā)動機來講，雖然其循環(huán)并非嚴格卡諾循環(huán)，但這一原則同樣有效。因為發(fā)動機的燃氣直接排到空氣中，低溫熱源溫度很難降低，只有提高高溫熱源的溫度，即提高燃氣從燃燒室進入到

36、渦輪前的溫度，這樣才能提高發(fā)動機的熱效率。 推進效率噴氣發(fā)動機既是發(fā)動機又是推進器，因此就存在一個推進效率的問題。所謂推進效率，就是指發(fā)動機傳遞給飛行器的推進功率與其產生的總機械功率之比，即：推進效率 = 傳給飛行器的推進功率 / 進排氣的機械能之差根據計算可知，發(fā)動機的推進效率僅與進氣速度（等于飛機飛行速度）和排氣速度有關： 推進效率= 2/(1+排氣速度/進氣速度由此可見，噴氣發(fā)動機的推進效率由排氣速度和飛行速度的比值決定，比值越大，推進效率越低。 渦輪螺旋槳發(fā)動機一般來說，現代不加力渦輪風扇發(fā)動機的涵道比是有著不斷加大的趨勢的。因為對于渦輪風扇發(fā)動機來說，若飛行速度一定，要提高飛機的推進

37、效率，也就是要降低排氣速度和飛行速度的差值，需要加大涵道比；而同時隨著發(fā)動機材料和結構工藝的提高，許用的渦輪前溫度也不斷提高，這也要求相應地增大涵道比。對于一架低速（500600km/h）的飛機來說，在一定的渦輪前溫度下，其適當的涵道比應為50以上，這顯然是發(fā)動機的結構所無法承受的。為了提高效率，人們索性便拋去了風扇的外涵殼體，用螺旋槳代替了風扇，便形成了渦輪螺旋槳發(fā)動機，簡稱渦槳發(fā)動機。渦輪螺旋槳發(fā)動機由螺旋槳和燃氣發(fā)生器組成，螺旋槳由渦輪帶動。由于螺旋槳的直徑較大，轉速要遠比渦輪低，只有大約1000轉/分，為使渦輪和螺旋槳都工作在正常的范圍內，需要在它們之間安裝一個減速器，將渦輪轉速降至十

38、分之一左右后，才可驅動螺旋槳。這種減速器的負荷重，結構復雜，制造成本高，它的重量一般相當于壓氣機和渦輪的總重，作為發(fā)動機整體的一個部件，減速器在設計、制造和試驗中占有相當重要的地位。 渦輪螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳后的空氣流就相當于渦輪風扇發(fā)動機的外涵道，由于螺旋槳的直徑比發(fā)動機大很多，氣流量也遠大于內涵道，因此這種發(fā)動機實際上相當于一臺超大涵道比的渦輪風扇發(fā)動機。盡管工作原理近似，但渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪風扇發(fā)動機在產生動力方面卻有著很大的不 同，渦輪螺旋槳發(fā)動機的主要功率輸出方式為螺旋槳的軸功率，而尾噴管噴出的燃氣推力極小， 只占總推力的 5%左右，為了驅動大功率的螺旋槳，渦輪級數也比渦輪風扇發(fā)

39、動機要多，一般為 26 級。 同活塞式發(fā)動機螺旋槳相比， 渦輪螺旋槳發(fā)動機有很多優(yōu)點。 首先， 它的功率大， 功重比 （功 率/重量）也大，最大功率可超過 10000 馬力，功重比為 4 以上；而活塞式發(fā)動機最大不過三 四千馬力，功重比 2 左右。其次，由于減少了運動部件，尤其是沒有做往復運動的活塞，渦輪 螺旋槳發(fā)動機運轉穩(wěn)定性好，噪音小，工作壽命長，維修費用也較低。而且，由于核心部分采用 燃氣發(fā)生器， 渦輪螺旋槳發(fā)動機的適用高度和速度范圍都要比活塞式發(fā)動機高很多。 在耗油率方 面，二者相差不多，但渦輪螺旋槳發(fā)動機所使用的煤油要比活塞式發(fā)動機的汽油便宜。 由于涵道比大，渦輪螺旋槳發(fā)動機在低速下

40、效率要高于渦輪風扇發(fā)動機，但受到螺旋槳效率的 影響，它的適用速度不能太高，一般要小于 900km/h。目前在中低速飛機或對低速性能有嚴格 要求的巡邏、反潛或滅火等類型飛機中的到廣泛應用。 渦輪軸發(fā)動機 在帶有壓氣機的渦輪發(fā)動機這一類型中，渦輪軸發(fā)動機出現得較晚，但已在直升機和垂直 短距起落飛機上得到了廣泛的應用。 渦輪軸發(fā)動機于 1951 年 12 月開始裝在直升機上，作第一次飛行。那時它屬于渦輪螺槳發(fā)動 機，并沒有自成體系。以后隨著直升機在軍事和國民經濟上使用越來越普遍，渦輪軸發(fā)動機才獲 得獨立的地位。 在工作和構造上，渦輪軸發(fā)動機同渦輪螺槳發(fā)動機根相近。它們都是由渦輪風扇發(fā)動機的原理 演變

41、而來，只不過后者將風扇變成了螺旋槳，而前者將風扇變成了直升機的旋翼。除此之外，渦 輪軸發(fā)動機也有自己的特點：它一般裝有自由渦輪(即不帶動壓氣機，專為輸出功率用的渦輪， 而且主要用在直升機和垂直短距起落飛機上。 在構造上，渦輪軸發(fā)動機也有進氣道、壓氣機、燃燒室和尾噴管等燃氣發(fā)生器基本構造，但它 一般都裝有自由渦輪，如圖所示，前面的是兩級普通渦輪，它帶動壓氣機，維持發(fā)動機工作，后 面的二級是自由渦輪，燃氣在其中作功，通過傳動軸專門用來帶動直升機的旋翼旋轉，使它升空 飛行。此外，從渦輪流出來的燃氣，經過尾噴管噴出，可產生一定的推力，由于噴速不大，這種 推力很小，如折合為功率，大約僅占總功率的十分之一左右。有時噴速過小，甚至不產生什么推 力。為了合理地安排直升機的結構，渦輪軸發(fā)動機的噴口，可以向上，向下或向兩側，不象渦輪 噴氣發(fā)動機那樣非向后不可。這有利于直升機設計時的總體安排。 渦輪軸發(fā)動機是用于直升機的，它與旋翼配合，構成了直升機的動力裝置。按照渦輪風扇發(fā)動 機的理論，從理論上講，旋翼的直徑愈大愈好。同樣的核心發(fā)動機，產生同樣的循環(huán)功率，所配 合的旋翼直徑愈大，則在旋翼上所產生的升力愈大。事實上，由于在能量轉換過程中有損失，旋 翼也不可能制成無限大，所以，旋翼的直徑是有限制的。般