《航空概論》課件-第3章

第3章發(fā)動機3.1發(fā)動機的一般概念與發(fā)展3.2活塞式航空發(fā)動機3.3噴氣式航空發(fā)動機3.4直升機用發(fā)動機3.5火箭發(fā)動機思考題與習(xí)題

3.1發(fā)動機的一般概念與發(fā)展

3.1.1發(fā)動機的一般概念為飛行器提供動力，推動飛行器前進的裝置稱為推進系統(tǒng)，也稱為動力裝置。它由發(fā)動機、推進劑或燃料系統(tǒng)，以及保證發(fā)動機正常有效工作所需要的導(dǎo)管、附件、儀表和將發(fā)動機固定在飛行器上的裝置等組成。發(fā)動機是推進系統(tǒng)的核心部件。

發(fā)動機是飛行器的動力源，飛行器的飛行速度、高度、航程、機載重量和機動能力，在很大程度上取決于發(fā)動機的性能水平，人們常形象地稱之為飛行器的心臟?？v觀航空航天技術(shù)的發(fā)展歷程，不難發(fā)現(xiàn)，每一次的重大進展無不與發(fā)動機的發(fā)展緊密相聯(lián)。噴氣式發(fā)動機開創(chuàng)了航空史上的“噴氣時代”，渦扇發(fā)動機帶來了航空運輸業(yè)的繁榮，火箭發(fā)動機的不斷發(fā)展推進了航天事業(yè)的發(fā)展。

發(fā)動機按照其產(chǎn)生推力的方法，可以分為活塞式發(fā)動機和噴氣式發(fā)動機兩大類?；钊桨l(fā)動機中，發(fā)動機和產(chǎn)生推力的推進器(螺旋槳)是分開的；而噴氣式發(fā)動機中，發(fā)動機本身就是推進器。

航空航天發(fā)動機包括活塞式發(fā)動機、噴氣式發(fā)動機和特種發(fā)動機，噴氣式發(fā)動機又分沖壓式噴氣發(fā)動機和燃氣渦輪發(fā)動機(見圖3-1)。噴氣式發(fā)動機可以利用大氣層中的空氣與所攜帶的燃料燃燒產(chǎn)生高溫、高壓燃氣，在發(fā)動機的尾噴管中膨脹，以高速噴出，從而產(chǎn)生反作用推力?；鸺l(fā)動機完全依靠自身攜帶的能源和工質(zhì)，產(chǎn)生高溫、高壓氣體，因此可以在高空和大氣層外使用。早期的航空發(fā)動機為活塞式發(fā)動機，現(xiàn)代的航空航天發(fā)動機多為噴氣式發(fā)動機，但是在小型低速飛行器上也采用活塞式發(fā)動機，而特種發(fā)動機大多處于探索研究中。

圖3-1航空航天發(fā)動機分類

3.1.2航空發(fā)動機溯源

早在1810年，被譽為“空氣動力學(xué)之父”的英國科學(xué)家喬治·凱利就指出：所謂機械飛行就是為一塊平板提供動力，使它能在空中支持一定的重量。到了19世紀中葉，人們通過觀察鳥類飛行、風(fēng)箏飛升、模型吹風(fēng)試驗和親身體驗駕駛滑翔機，基本上已經(jīng)掌握了飛機的飛行原理。同時，由于船用螺旋槳的發(fā)明和廣泛應(yīng)用，也有了合適的推進裝置(螺旋槳)。但由于沒有可用的動力裝置(發(fā)動機)，仍然只有望天興嘆，所以喬治·凱利在1850年說：“我的發(fā)明(飛機)唯一無法解決的就是動力問題?！?/p>

萊特兄弟的“飛行者1號”所用的發(fā)動機，就是一臺設(shè)計有自動進氣閥的液(水)冷、四缸、四沖程直排臥式活塞式汽油發(fā)動機，如圖3-2所示。這臺推動人類進入航空時代的“偉大”的發(fā)動機并非出自著名的企業(yè)或發(fā)明家，而是一位普通的修理技工查爾斯·泰勒之手。泰勒以一臺已有的驅(qū)動設(shè)備的活塞發(fā)動機為原型，憑借豐富的經(jīng)驗和精湛的技術(shù)，經(jīng)過大量試驗，不斷改進、完善，終于制造出滿足設(shè)計指標的發(fā)動機，為人類首架動力飛機的成功飛行做出了不可磨滅的貢獻。

圖3-2“飛行者1號”發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意

從第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束至今，航空燃氣渦輪發(fā)動機取代了活塞式發(fā)動機，開創(chuàng)了噴氣新時代。直接產(chǎn)生推力的渦輪噴氣發(fā)動機(簡稱渦噴發(fā)動機)和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(簡稱渦扇發(fā)動機)的推力范圍從幾百daN到超過50

000

daN，戰(zhàn)斗機發(fā)動機的推力重力比從2左右提高到10，民用發(fā)動機的耗油率從1.0?kg/(daN·h)下降到0.4?/(daN·h)。它們推動著噴氣式飛機跨過聲障和熱障，直逼3倍聲速；使雙發(fā)巨型寬體民用客機能夠不著陸安全地越洋飛行；民航的重要經(jīng)濟指標“每人公里油耗”下降了70%，其中3/4得益于發(fā)動機效率的提升；推力矢量噴管技術(shù)使戰(zhàn)斗機垂直、短距起落和具有超機動能力成為可能。

渦輪螺旋槳發(fā)動機(簡稱渦槳發(fā)動機)和渦輪軸發(fā)動機(簡稱渦軸發(fā)動機)是輸出軸功率的，它們分別驅(qū)動螺旋槳和旋翼，成為亞聲速運輸飛機和直升機的動力裝置。渦輪螺旋槳發(fā)動機曾經(jīng)最大發(fā)出超過11?000kW?的功率，裝備了一些重要的運輸飛機和轟炸機，但終因螺旋槳在吸收功率、尺寸和飛行速度方面的限制，在大型飛機上渦輪螺旋槳發(fā)動機逐步被渦輪風(fēng)扇發(fā)動機取代。渦輪軸發(fā)動機在直升機領(lǐng)域一直居主導(dǎo)地位，最大的渦輪軸發(fā)動機可發(fā)出8500kW的應(yīng)急功率，裝兩臺這種發(fā)動機的直升機可運載20

t的貨物。

總之，航空發(fā)動機經(jīng)歷了一個世紀的發(fā)展，已經(jīng)相當成熟，為各種飛行器的發(fā)展做出了重要貢獻。

3.1.3航空發(fā)動機的發(fā)展

1．活塞式發(fā)動機統(tǒng)治時期

1903—1945年，活塞式發(fā)動機作為飛機的動力裝置，占據(jù)了統(tǒng)治地位。在兩次世界大戰(zhàn)的推動下，活塞式發(fā)動機不斷改進和完善，得到迅速發(fā)展，第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束前后其技術(shù)達到頂峰?；钊桨l(fā)動機技術(shù)上的特點和進步主要體現(xiàn)在以下幾個方面。

(1)整流罩的發(fā)明使氣冷式發(fā)動機在大部分領(lǐng)域逐步取代液冷式發(fā)動機，從而取消了笨重、復(fù)雜且容易損壞的液冷系統(tǒng)。

(2)采用金屬鈉冷卻排氣門，解決了排氣門過熱的問題。

(3)供油方式上，由汽化器供油改為直接注射式供油，簡化了結(jié)構(gòu)，改善了加速性。

(4)采用廢氣渦輪增壓器和變距螺旋槳，增大了發(fā)動機的功率和工作高度，改善了螺旋槳的特性。

2．噴氣推進新時代

空氣噴氣式發(fā)動機中，經(jīng)過壓縮的空氣與燃料(通常為航空煤油)的混合物燃燒后產(chǎn)生高溫、高壓燃氣，在發(fā)動機的尾噴管中膨脹，以高速噴出，從而產(chǎn)生反作用推力。流進發(fā)動機的空氣可以是由專門的壓氣機使其受到壓縮而成，也可以通過將高速流進發(fā)動機的空氣(當飛行器以很高的速度飛行時)滯止下來而產(chǎn)生高壓來達到。因此，空氣噴氣式發(fā)動機有無壓氣機和有壓氣機之分。

(1)噴氣式發(fā)動機的誕生。噴氣式發(fā)動機是一種直接反作用推進裝置，與噴氣式發(fā)動機原理有關(guān)的研究已有久遠的歷史，中國古代的火箭和走馬燈就是噴氣推進和渦輪機原理的體現(xiàn)，但取得航空工程實用性進展還是在第二次世界大戰(zhàn)后期。

1913年，法國工程師雷恩·羅蘭獲得第一個噴氣式發(fā)動機專利，如圖3-3所示。它屬于無壓氣機式空氣噴氣發(fā)動機，與后來的沖壓發(fā)動機基本相同。沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡單、推力大，特別適合高速飛行，但是不能在靜止狀態(tài)下起動，而只能在裝備它的飛行器具有一定速度后才能工作，或與其他發(fā)動機組合使用，可以用作導(dǎo)彈、靶機和高超聲速飛行器的動力。

圖3-3法國工程師雷恩·羅蘭的噴氣式發(fā)動機專利

無壓氣機式噴氣發(fā)動機還有脈沖式發(fā)動機和火箭發(fā)動機。脈沖式發(fā)動機是沖壓噴氣發(fā)動機的一種特殊形式，沒有得到廣泛的應(yīng)用?；鸺l(fā)動機自帶燃料和氧化劑而不依賴空氣，可以在沒有空氣的外層空間工作，主要用于航天器和洲際彈道導(dǎo)彈，也曾經(jīng)用作飛機加速器和飛機起飛助推器。

有壓氣機式空氣噴氣發(fā)動機是由英國人弗蘭克·惠特爾和德國人漢斯·馮·奧海因在同一時期分別發(fā)明的。壓氣機有離心式、軸流式、組合式等多種形式，由安裝在后面的燃氣渦輪帶動，所以這類發(fā)動機又稱為渦輪噴氣發(fā)動機。

空軍少校弗蘭克·惠特爾于1930年申請了專利，1937年4月研制出世界上第一臺離心式渦輪噴氣發(fā)動機，如圖3-4所示。試驗中達到的推力(氣流作用在發(fā)動機內(nèi)、外表面的合力，即發(fā)動機所產(chǎn)生的推動飛行器運動的力)為200daN。1941年5月，推力為650daN的改進型惠特爾發(fā)動機安裝在格羅斯特公司的E-28、E-29飛機上并使其成功首飛。

圖3-4英國人弗蘭克·惠特爾的離心式渦輪噴氣發(fā)動機

漢斯·馮·奧海因在1938年10月試驗了采用軸流-離心組合式壓氣機的HeS3渦輪噴氣發(fā)動機，如圖3-5所示。實測推力為400daN，推力重力比(發(fā)動機最大推力與發(fā)動機的重力之比，簡稱推重比，計量單位無量綱)為1.12。1939年8月27日，安裝在德國亨克爾公司的He-178飛機上并使其成功首飛，這是世界上第一架試飛成功的渦輪噴氣式飛機。由于這次首飛比E-28、E-29飛機早了一年多，人們公認：這次首飛開創(chuàng)了噴氣推進新時代和航空事業(yè)的新紀元。

圖3-5德國人漢斯·馮·奧海因研制的使用軸流-離心組合壓氣機的HeS3渦輪噴氣發(fā)動機

(2)渦輪噴氣發(fā)動機的發(fā)展。早期的渦輪噴氣發(fā)動機和飛機尚處于試驗階段，在第二次世界大戰(zhàn)中并沒有發(fā)揮多大作用，到戰(zhàn)后特別是20世紀50年代才獲得迅速的發(fā)展。戰(zhàn)后第一批裝備軍隊使用的噴氣式戰(zhàn)斗機是1944年美國制造的F-80飛機和1946年蘇聯(lián)制造的米格-9飛機，飛機為平直梯形機翼，發(fā)動機的推力為800～900daN，飛行速度為900km/h左右。1947年，出現(xiàn)了第一批后掠機翼的戰(zhàn)斗機，例如美國的F-86飛機和蘇聯(lián)的米格-15飛機。發(fā)動機分別是軸流式的J47渦輪噴氣發(fā)動機和離心式的RD-45渦輪噴氣發(fā)動機，飛行速度提高到1050km/h，接近了聲速。

渦輪噴氣發(fā)動機在軍用戰(zhàn)斗機上廣泛應(yīng)用的同時，也被其他機種所選用。首先是轟炸機，隨后是運輸機、旅客機和偵察機。例如，美國在1955年用來裝備軍隊，而至今還在使用的B-52重型戰(zhàn)略轟炸機，開始時安裝有8臺J57系列雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機。英國于1952年用世界上第一種裝有4臺渦輪噴氣發(fā)動機的“彗星”號旅客機，開辦了由倫敦到南非的航空營運業(yè)務(wù)。1974年，英國、法國利用4臺奧林帕斯593加力式渦輪噴氣發(fā)動機合作研制的“協(xié)和”號超聲速旅客機取得了適航證，如圖3-6所示。美國1966年投入使用的SR-71戰(zhàn)略偵察機的最大飛行馬赫數(shù)為3.2，使用升限26.6km，其動力是J58加力式渦輪噴氣發(fā)動機，最大推力為14?460daN。

圖3-6奧林帕斯593加力式渦輪噴氣發(fā)動機(a)和“協(xié)和”號超聲速旅客機(b)

(3)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的發(fā)展。渦輪噴氣發(fā)動機的廣泛應(yīng)用改變了航空事業(yè)的面貌，在航空發(fā)展史上立下了不可磨滅的功績。但渦輪噴氣發(fā)動機有一個致命的缺點，那就是耗油率太高，經(jīng)濟性差。為了克服渦輪噴氣發(fā)動機耗油率太高的缺點，就產(chǎn)生了渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機與渦輪噴氣發(fā)動機的比較，如圖3-7所示。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機與渦輪噴氣發(fā)動機的區(qū)別在于低壓壓氣機變成長葉片的風(fēng)扇，風(fēng)扇出口氣流分成兩股，通過內(nèi)、外兩個環(huán)形涵道流過發(fā)動機。涵道比是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的一個重要參數(shù)，是外涵空氣流量與內(nèi)涵空氣流量之比。圖3-7(b)是小涵道比(0.2～1.0)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的示意圖，它是超聲速戰(zhàn)斗機的理想動力，可以帶加力燃燒室；圖3-7(c)是大涵道比(4～8)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的示意圖，它是高亞聲速運輸機和旅客機的理想動力，不帶加力燃燒室。

圖3-7渦輪風(fēng)扇發(fā)動機與渦輪噴氣發(fā)動機的對比

為了滿足遠程的大、中型旅客機的需要，20世紀70—80年代研制了一批先進的大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。比較典型的有英國羅·羅公司在1973—1977年研制的RB211渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(三轉(zhuǎn)子，用于波音747飛機、波音767飛機等)，1972—1979年美國、法國聯(lián)合研制的CFM56渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(用于波音737飛機、C-135飛機、A320飛機、A340飛機等)，1983—1988年美國、英國、日本、德國、意大利五國聯(lián)合研制的V2500渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(用于A320飛機、MD-90飛機等)。

這些渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，后來都有一系列的改進改型。這一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的性能參數(shù)大致是：涵道比4～6，總增壓比25～30，巡航耗油率0.55～0.8kg/(daN·h)，渦輪前溫度1227～1300℃。圖3-8是典型的大涵道比民用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機CFM56。

圖3-8CFM56大涵道比民用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

20世紀90年代，根據(jù)雙發(fā)遠程寬體大型旅客機波音777飛機的需求，三大發(fā)動機公司進一步研制了更先進的大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，即：英國羅·羅公司的遄達800渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，美國通用電氣公司(或GE公司)的GE90渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，美國普·惠公司的PW4084渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。這一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的性能參數(shù)大致是：涵道比6～9，總增壓比38～45，巡航耗油率0.6kg/(daN·h)，渦輪前溫度1400～1430℃。

波音777飛機投入使用后，歐洲的空中客車公司和美國的波音公司又先后提出發(fā)展運載600人左右的4發(fā)巨型旅客機。為此，正在研制的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機有：美國GE公司與美國普·惠公司合作發(fā)展的涵道比為7～8的GP7000渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，英國羅·羅公司的涵道比為8.5的遄達900渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。

為與CFM56爭奪窄體旅客機市場，美國普·惠公司提出過涵道比為11的新一代齒輪傳動風(fēng)扇的PW8000渦輪風(fēng)扇發(fā)動機方案。該發(fā)動機在風(fēng)扇與低壓壓氣機之間安裝了一種新型減速器，使風(fēng)扇和低壓渦輪均處于最佳轉(zhuǎn)速下工作。與傳統(tǒng)的同類發(fā)動機相比，PW8000的壓氣機和渦輪總級數(shù)減少40%，葉片數(shù)減少50%，耗油率下降9%，代表了這類發(fā)動機的最高水平。但后來研制工作中止，技術(shù)研究工作仍在進行之中。

20世紀90年代，各國為第四代戰(zhàn)斗機研制了推重比為10一級的小涵道比加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。例如，美國的F119渦輪風(fēng)扇發(fā)動機和F135渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(裝備F-22戰(zhàn)斗機和F-35戰(zhàn)斗機)，歐洲的EJ200渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(裝備EF2000戰(zhàn)斗機)，法國的M88-Ⅱ渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(裝備“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機)，俄羅斯的AL-41F渦輪風(fēng)扇發(fā)動機等。這一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的渦輪前燃氣溫度高達1577～1727℃，采用矢量噴管和雙余度全權(quán)電子數(shù)字控制，可靠性、耐久性成倍增長，壽命期費用降低25%左右。

3．渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機

在渦輪噴氣發(fā)動機蓬勃發(fā)展的過程中，驅(qū)動飛機螺旋槳和直升機旋翼的動力也實現(xiàn)了渦輪化，派生出渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機，這是兩種新型航空燃氣渦輪發(fā)動機。渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機的工作原理基本相同，都是靠動力渦輪把燃氣發(fā)生器出口燃氣中的絕大部分可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率，通過減速器驅(qū)動螺旋槳或旋翼。它們與活塞式發(fā)動機相比，重量輕、振動小、功率重力比大。

(1)渦輪螺旋槳發(fā)動機。在第二次世界大戰(zhàn)中，英國首先研制成功渦輪螺旋槳發(fā)動機，美國、法國和蘇聯(lián)等也都積極發(fā)展了這項技術(shù)。因為它比渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的耗油率低、經(jīng)濟性好、起飛推力大，曾經(jīng)得到相當?shù)陌l(fā)展。但由于速度、功率受到限制，在大型遠程運輸機上已被渦輪風(fēng)扇發(fā)動機所取代。目前，在中、小型運輸機和通用飛機上仍有廣泛的用途。

20世紀70—80年代，美國、蘇聯(lián)等研究了一種介于渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機之間的新型發(fā)動機，這就是螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機，簡稱槳扇發(fā)動機，如圖3-9所示。槳扇發(fā)動機的關(guān)鍵部件是兩排轉(zhuǎn)向相反、帶一定后掠的稱為槳扇的葉片，該葉片比螺旋槳的槳葉直徑小、數(shù)目多且更薄，比風(fēng)扇葉片數(shù)目少而更寬、厚。它既可以看做是帶高速先進螺旋槳的渦輪螺旋槳發(fā)動機，又可以看做是去掉外涵道的超大涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。因此，兼有渦輪螺旋槳發(fā)動機耗油率低和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機飛行速度高的優(yōu)點，在20世紀80年代已經(jīng)完成了地面和飛行驗證。但是由于航空燃油價格較難降低，以及噪聲和振動問題較難解決等，大多停止了研制，只有烏克蘭繼續(xù)堅持下來，配套研制的D-27螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機和安-70四發(fā)中型運輸機仍在發(fā)展。

圖3-9螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機

(2)渦輪軸發(fā)動機。世界上最早研制渦輪軸發(fā)動機的是法國。20世紀50年代中期，透博梅卡公司研制的功率為405kW

的阿都斯特2渦輪軸發(fā)動機，成功用到“云雀”2直升機上。后來，渦輪軸發(fā)動機不斷改進創(chuàng)新，已經(jīng)發(fā)展了四代。

4．推進技術(shù)的研究和發(fā)展

迄今為止，人類仍然沒能發(fā)現(xiàn)有什么東西可以代替飛機，也沒能發(fā)現(xiàn)有什么東西可以代替作為其推進系統(tǒng)的渦輪發(fā)動機。因此，在可以預(yù)見的未來，航空燃氣渦輪發(fā)動機仍將是飛行器的主要動力形式，將以更加迅猛的速度向前發(fā)展。

為在21世紀取得航空優(yōu)勢，主要航空發(fā)達國家從20世紀80年代后期便開始制訂并實施了更為先進的航空發(fā)動機研究和發(fā)展計劃。例如，美國的綜合高性能渦輪發(fā)動機技術(shù)(IHPTET)計劃，以英國為主的歐洲先進核心軍用發(fā)動機(ACME)計劃，俄羅斯也開展了類似的研究。其目標是在21世紀初驗證推重比達18～20、耗油率下降15%～30%和成本降低30%的發(fā)動機技術(shù)，使發(fā)動機的技術(shù)能力在1987年的基礎(chǔ)上翻一番。也就是說，要用15～20年的時間，取得過去30～40年取得的成就。目前，這些技術(shù)發(fā)展計劃已基本實現(xiàn)。

在IHPTET成功實施的基礎(chǔ)上，目前美國政府和軍方已經(jīng)制訂了“多用途經(jīng)濟可承受的先進渦輪發(fā)動機(VAATE)計劃”的后繼計劃，發(fā)展重點從提高性能轉(zhuǎn)向降低全壽命期成本，目標是利用2006—2017年驗證的技術(shù)，使以能力(推重比和耗油率)與全壽命期成本之比為度量的經(jīng)濟可承受性提高到F119渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的10倍，推重比達到25～30。這些計劃綜合運用發(fā)動機氣動熱力學(xué)、材料工藝、結(jié)構(gòu)強度和控制方面的新成果，大大提高渦輪前燃氣溫度，簡化結(jié)構(gòu)，減輕重量，實現(xiàn)最佳控制，最終達到預(yù)定的目標。

(1)氣動熱力設(shè)計技術(shù)。氣動熱力設(shè)計技術(shù)主要是三維黏性計算流體力學(xué)設(shè)計方法和程序、新穎的葉輪機設(shè)計概念、旋流燃燒室、先進的熱部件設(shè)計和熱分析、冷卻設(shè)計和推力矢量噴管設(shè)計等。

(2)新材料。耐高溫輕質(zhì)材料主要有超級耐熱合金和隔熱涂層、金屬間化合物(鈦鋁和鎳鋁)、有機物基復(fù)合材料、金屬基復(fù)合材料、陶瓷基復(fù)合材料、碳-碳復(fù)合材料和非結(jié)構(gòu)材料等。21世紀的發(fā)動機將以復(fù)合材料為主要結(jié)構(gòu)材料，從而大大減輕發(fā)動機的重量，如圖3-10所示。

圖3-10發(fā)動機結(jié)構(gòu)材料的發(fā)展趨勢

(3)新結(jié)構(gòu)。主要的新結(jié)構(gòu)有空心風(fēng)扇和壓氣機葉片、整體葉盤、無盤轉(zhuǎn)子、刷子和氣膜封嚴、雙層壁火焰筒和骨架承力結(jié)構(gòu)等。圖3-11是壓氣機新結(jié)構(gòu)對重量的影響。在級數(shù)相同的條件下，壓氣機重量可以減輕70%。

圖3-11壓氣機新結(jié)構(gòu)對重量的影響

(4)控制技術(shù)。先進控制技術(shù)研究的目標是增加控制功能(控制變量從10個增加到20個以上)，減小尺寸和重量，提高對惡劣環(huán)境的適應(yīng)能力，朝數(shù)字化、綜合化、小型化、高性能、高可靠性、低成本的方向發(fā)展。主要技術(shù)有先進的控制模態(tài)和邏輯、分布式多變量綜合控制、智能控制、光纖技術(shù)和高溫電子器件等。利用以上的研究成果，通過通用核心機、智能發(fā)動機、耐久性三個重點領(lǐng)域的相互配合，使航空燃氣渦輪發(fā)動機在性能和成本上取得重大突破，使各種軍、民用飛行器得到革命性的發(fā)展和提高。

5．新概念發(fā)動機

未來的航空發(fā)動機將朝著不斷改善性能，降低成本，提高可靠性、安全性和維修性的方向發(fā)展，而且今后對航空發(fā)動機的污染和噪聲要求也將更為嚴格。為滿足航空發(fā)動機發(fā)展的更高要求，人們在繼續(xù)提高傳統(tǒng)燃氣渦輪發(fā)動機技術(shù)水平的同時，也正在探索新型的航空發(fā)動機，許多國家正在研究各種新概念發(fā)動機。

(1)變循環(huán)發(fā)動機。變循環(huán)發(fā)動機是通過改變發(fā)動機一些部件的幾何形狀、尺寸或位置來改變其熱力循環(huán)的燃氣渦輪發(fā)動機，如圖3-12所示。利用變循環(huán)改變發(fā)動機循環(huán)參數(shù)，如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量和涵道比，可使發(fā)動機在各種飛行和工作狀態(tài)下都具有良好的性能。

圖3-12變循環(huán)發(fā)動機工作示意

(2)骨架式結(jié)構(gòu)發(fā)動機。骨架式航空發(fā)動機(ESE)的研究是在20世紀末由NASA主持開始的，是一種全復(fù)合材料鼓式轉(zhuǎn)子的新結(jié)構(gòu)概念發(fā)動機，主要由4個同心殼組成。它取消了在常規(guī)燃氣渦輪發(fā)動機中具有的笨重的盤和軸，轉(zhuǎn)子葉片從鼓式轉(zhuǎn)子的支撐殼從外向內(nèi)懸掛，如圖3-13所示。

圖3-13骨架式發(fā)動機及磁懸浮軸承

(3)智能發(fā)動機。羅爾斯·?羅伊斯(RR)航空公司在2018年提出了“智能引擎”(IntelligentEngine)的概念。其實早在10年前，NASA就提出了智能發(fā)動機概念。航空發(fā)動機的“智能化”，就是通過發(fā)動機內(nèi)置微米、納米級傳感器，獲取發(fā)動機動態(tài)信息，然后通過仿真將狀態(tài)與性能的管理數(shù)據(jù)反饋相結(jié)合，最后使發(fā)動機的狀態(tài)監(jiān)視和管理(EHM)實現(xiàn)自動優(yōu)化、自我診斷和自主預(yù)測。

(4)脈沖爆震發(fā)動機(PDE)。脈沖爆震發(fā)動機是一種利用脈沖式爆震波產(chǎn)生的高溫、高壓燃氣來產(chǎn)生推力的新概念發(fā)動機，具有熱循環(huán)效率高、結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、適用范圍廣、成本低、可在零速下使用等優(yōu)點，在未來空天推進領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。

(5)其他新概念發(fā)動機。在燃氣渦輪發(fā)動機的基礎(chǔ)上發(fā)展的多電發(fā)動機可全面優(yōu)化發(fā)動機的結(jié)構(gòu)和性能，減輕重量，提高可靠性，改善性能并降低壽命期成本，它的發(fā)展已受到普遍重視。

隨著微機電技術(shù)的不斷成熟，國外還提出了基于微機電技術(shù)的微型無人機的概念。目前，美國正在發(fā)展只有手掌大小的微型燃氣渦輪發(fā)動機，作為微型無人機的動力。

飛機機身一體化設(shè)計和電推進技術(shù)的不斷發(fā)展，使國內(nèi)外逐漸興起了“分布式發(fā)動機”的研究熱潮。分布式發(fā)動機是在飛機機翼上分布安裝多個小推力微型發(fā)動機，以實現(xiàn)推力的分布和矢量控制，如圖3-14所示。這雖然使得推進系統(tǒng)更加復(fù)雜，但是為飛機氣動設(shè)計提供了更多的可能性，推進系統(tǒng)的分布式布局也更加靈活。

圖3-14分布式發(fā)動機在機翼上的布置

為解決石油短缺和環(huán)境污染的問題，國外從20世紀50年代就開始研究航空替代燃料技術(shù)(如氫燃料、天然氣、合成煤油和核能等)，目前研究工作仍在繼續(xù)。此外，太陽能、微波和燃料電池等新能源發(fā)動機也在探索中。2009年，貝特朗·皮卡爾展示了世界上第一架可晝夜飛行的太陽能環(huán)保飛機。

3.2活塞式航空發(fā)動機

3.2.1往復(fù)式活塞發(fā)動機

1．主要結(jié)構(gòu)和工作原理往復(fù)式活塞發(fā)動機是依靠活塞在氣缸中的往復(fù)運動使氣體工質(zhì)完成熱力循環(huán)，將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為機械能的熱力機械，由曲軸、連桿、活塞、氣缸、機匣、進氣閥和排氣閥等構(gòu)件組成。圖3-15是一臺對置的雙缸活塞式發(fā)動機的示意圖。圖3-15對置雙缸活塞式發(fā)動機示意

氣缸是發(fā)動機的工作室，油氣混合氣在其中燃燒，所產(chǎn)生的高溫高壓燃氣推動活塞作直線的上、下往復(fù)運動，帶動曲軸旋轉(zhuǎn)。在氣缸頭上有保證油氣混合氣進入氣缸的閥門，叫進氣閥；還有用來排出燃氣的閥門，叫排氣閥?；钊闹饕δ苁浅惺苡蜌饣旌蠚庠谌紵龝r產(chǎn)生的燃氣壓力，并將燃料的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械能。連桿將活塞上的燃氣壓力傳遞給曲軸，并將曲軸的運動傳遞給活塞。曲軸將活塞的往復(fù)運動變成自身的旋轉(zhuǎn)運動，并帶動螺旋槳(推進器)旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生發(fā)動機的推力。機匣是發(fā)動機殼體，發(fā)動機的主要部件與附件都連接在機匣上。

航空活塞式發(fā)動機中，曲軸每轉(zhuǎn)兩轉(zhuǎn)，活塞在氣缸中上、下各移動兩次，經(jīng)過進氣、壓縮、膨脹和排氣完成四個行程，即完成發(fā)動機的一個熱力循環(huán)，如圖3-16所示。在進氣行程，進氣閥4將進氣門3打開，霧化了的空氣和燃油的混合氣體被下行的活塞2吸入氣缸1內(nèi)?；钊较滤傈c后，開始上行，這時進氣閥將進氣門關(guān)閉，活塞壓縮氣缸內(nèi)的混合氣體，直到活塞到達上死點，壓縮行程完成。這時，安裝在氣缸頭部的火花塞迸發(fā)火花，將高壓混合氣點燃。

燃燒后的高溫高壓氣體推動活塞下行，開始膨脹，將燃燒氣體所蘊含的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械能，由活塞經(jīng)過連桿7傳到發(fā)動機曲軸8，成為帶動空氣螺旋槳旋轉(zhuǎn)的動力。這就是膨脹作功行程，因此膨脹行程也可稱為工作行程。膨脹行程完畢后，排氣閥6將排氣門5打開，活塞上行，將已作過功的廢氣排出氣缸?；钊竭_上死點，排氣門關(guān)閉，就完成了四個行程的循環(huán)。然后，進氣門打開，活塞下行，又開始新的一個循環(huán)。圖3-16四行程活塞發(fā)動機工作順序示意

從航空活塞式發(fā)動機的工作過程可以看出，對于每個氣缸，發(fā)動機每轉(zhuǎn)兩轉(zhuǎn)完成一個工作循環(huán)。在一個循環(huán)的四個行程中，只有膨脹行程是作功的，而進氣、壓縮和排氣三個行程是由其他氣缸對曲軸作功而帶動的。因此，為滿足功率的要求，往復(fù)式活塞航空發(fā)動機需要由多個氣缸組合構(gòu)成。

2．活塞發(fā)動機類型

航空活塞式發(fā)動機大多為四行程發(fā)動機，其類型多種多樣，按不同分類方式可以劃分為以下幾類。

(1)按發(fā)動機使用的燃料種類劃分，可分為輕油發(fā)動機和重油發(fā)動機。前者使用汽油、酒精等揮發(fā)性較高的燃料，后者使用柴油等揮發(fā)性較低的燃料。目前使用的航空活塞式發(fā)動機大多數(shù)是輕油發(fā)動機，研制重油發(fā)動機成為了各國熱衷的一件事，我國已掌握了重油航空發(fā)動機的生產(chǎn)技術(shù)。

(2)按形成混合氣的方式劃分，可分為汽化器式發(fā)動機和直接噴射式發(fā)動機。前者是在氣缸外部通過汽化器將燃油汽化并與空氣混合形成混合氣，后者是直接將燃油和空氣噴射到氣缸內(nèi)部形成混合氣。

(3)按冷卻發(fā)動機的方式劃分，可以分為氣冷式發(fā)動機和液冷式發(fā)動機。顧名思義，前者直接利用飛行中的迎面氣流來冷卻氣缸，后者利用循環(huán)流動的冷卻液來冷卻氣缸。氣冷式發(fā)動機大多采用氣缸星型排列的方式來增大氣缸與周圍空氣的熱交換，以達到降溫的目的。

(4)按氣缸排列方式劃分，可以分為直列型發(fā)動機和星型發(fā)動機。其中，直列型發(fā)動機按氣缸排布方式又分為直立型、對立型、V型、W型、H型和X型等，如圖3-17所示；星型發(fā)動機從結(jié)構(gòu)上觀察，所有氣缸均以曲軸為中心，沿圓周呈輻射狀分布于機匣上，此類發(fā)動機按照排數(shù)又分為單排、雙排、多排等不同形式，如圖3-18所示。

圖3-17直列型發(fā)動機圖3-18星型發(fā)動機

3．活塞式發(fā)動機的應(yīng)用和主要性能參數(shù)

往復(fù)式活塞發(fā)動機的主要優(yōu)點是效率高、耗油低，曾經(jīng)在航空上得到廣泛的應(yīng)用，在第二次世界大戰(zhàn)以后才逐步為噴氣式發(fā)動機所取代，主要是因為往復(fù)式活塞發(fā)動機的功率不能滿足高速飛行的要求。往復(fù)式活塞發(fā)動機的推力功率為

往復(fù)式活塞發(fā)動機的主要性能參數(shù)如下。

(1)發(fā)動機有效功率。發(fā)動機可用于驅(qū)動螺旋槳的功率，為有效功率。航空活塞式發(fā)動機的功率通常為200～3500

kW。

(2)燃料消耗率。燃料消耗率簡稱耗油率，是衡量發(fā)動機經(jīng)濟性的一項重要指標，以每千瓦功率在1小時所消耗的燃料質(zhì)量表示，單位為kg/(kW·h)，先進的往復(fù)式活塞發(fā)動機的耗油率在0.28?kg/(kW·h)左右。

(3)加速性。加速性是發(fā)動機從最小轉(zhuǎn)速加速到最大轉(zhuǎn)速所需的時間，愈短愈好。它決定著飛機機動性能的好壞，良好的加速性可提高飛機的機動性能。

4．活塞式發(fā)動機的輔助系統(tǒng)

要保證活塞式發(fā)動機的正常工作，還必須要有一些必要的輔助系統(tǒng)，主要有以下幾種。

(1)燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)由燃油泵、氣化器或燃油噴射裝置等組成。燃油泵將汽油打入氣化器，汽油在此霧化并與空氣混合進入氣缸；或者，汽油經(jīng)氣缸頭部的噴嘴被噴入氣缸內(nèi)并與由進氣門進入的空氣混合。

(2)點火系統(tǒng)。由磁電機產(chǎn)生的高壓電，在規(guī)定的時間內(nèi)產(chǎn)生電火花，將氣缸內(nèi)的混合氣點燃。

(3)滑油系統(tǒng)。由滑油泵將潤滑油輸送到滑動運動面之間和軸承中，以減輕機件的磨損。

(4)冷卻系統(tǒng)。發(fā)動機內(nèi)燃料燃燒時，產(chǎn)生的熱量除轉(zhuǎn)化為動能和被排出的廢氣所帶走外，還有很大一部分傳給了氣缸壁和其他有關(guān)機件。機件間的摩擦(如軸承)也產(chǎn)生一定的熱量，必須將這些熱量散發(fā)出去，才能保證發(fā)動機的正常工作。在航空活塞式發(fā)動機上有氣冷和液冷兩種冷卻形式，如圖3-19所示。氣冷式發(fā)動機氣缸以曲軸為中心，排成星型，所以又稱星型發(fā)動機。在氣缸外面有許多散熱片，飛行時的高速氣流通過散熱片將氣缸壁的熱量散發(fā)出去。而液冷式發(fā)動機的氣缸是直線排列(小型發(fā)動機)或V形排列，在發(fā)動機機體外殼內(nèi)有散熱套，具有一定壓力的冷卻液在散熱套中循環(huán)流動，在冷卻液散熱器內(nèi)將冷卻液中的熱量帶走。

圖3-19航空活塞式發(fā)動機的冷卻形式

(5)起動系統(tǒng)。將發(fā)動機發(fā)動起來，必須借助外面動力，常用的方式有兩種：一是將壓縮空氣送入氣缸推動活塞帶動曲軸轉(zhuǎn)動而使發(fā)動機起動；二是用電動機帶動曲軸轉(zhuǎn)動而使發(fā)動機起動。

(6)進、排氣系統(tǒng)。進排氣系統(tǒng)是由曲軸帶動凸輪盤推動推桿和搖臂，定時將進氣門和排氣門打開和關(guān)閉的機構(gòu)。

3.2.2空氣螺旋槳

活塞式發(fā)動機只能提供軸功率，還要通過空氣螺旋槳或旋翼將軸功率轉(zhuǎn)化為飛機的推力或拉力，或者直升機的升力和拉力。因為它在空氣中工作，所以叫空氣螺旋槳。由于發(fā)動機轉(zhuǎn)速比空氣螺旋槳或旋翼的轉(zhuǎn)速大得多，所以要通過一級或多級減速器減速。隨著高速螺旋槳的發(fā)展，小型活塞式發(fā)動機的減速器有的已經(jīng)被省去。

螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，將空氣推向后方，按照牛頓第三定律，槳葉用力把空氣推向后方時，空氣必將給槳葉施加一個大小相等、方向相反的力。這就產(chǎn)生了推力或拉力，如圖3-20所示。槳葉也可看做高速旋轉(zhuǎn)的“機翼”，每一個槳葉剖面像機翼一樣在空氣中高速運動時，會產(chǎn)生一個力R，它可以分解為沿飛行方向的分力F和在旋轉(zhuǎn)面上但與旋轉(zhuǎn)方向相反的分力D。各剖面上的分力F之和就是螺旋槳推動飛行器前進的推力。各剖面上的分力D之和就是螺旋槳的阻力，形成阻止螺旋槳旋轉(zhuǎn)的力矩，要靠發(fā)動機的動力來克服它。

圖3-20螺旋槳產(chǎn)生推力的示意

3.3噴氣式航空發(fā)動機

3.3.1推力的產(chǎn)生渦輪噴氣發(fā)動機的推力是氣流作用在發(fā)動機內(nèi)、外表面上的作用力的合力，是作用和反作用原理在噴氣發(fā)動機工作時的一種應(yīng)用，在其他很多事物上也經(jīng)常表現(xiàn)出來。例如，將步槍抵在肩上射擊，一扣扳機，子彈頭出膛，子彈殼向后的反作用力傳到肩上，人就會感到一股力量的沖擊，這就是步槍的后坐力。

又如人站在小船上向后扔?xùn)|西，當用力向后拋出物體時，便有一股反作用力推著小船向前走。另外，有一種氣球游戲，也體現(xiàn)反作用力的作用。把氣球吹足了氣，用手捏緊吹氣口，使氣體跑不出來，這時氣球內(nèi)部各個方向的力都是平衡的，它靜止不動。如果放手，氣球內(nèi)部的力就會失去平衡，氣體便膨脹加速從吹氣口向外排出，這是氣球給了氣體一個向后的作用力使氣體加速向后流出的結(jié)果。這時，這股流出的氣體就有一個大小相等、方向相反的力作用在氣球上，使氣球向相反的方向飛去，如圖3-21所示。

圖3-21氣球的閉口和開口兩種狀態(tài)

噴氣發(fā)動機產(chǎn)生推力的基本原理，同上述三個實例完全一樣，如圖3-22所示。假若一臺噴氣發(fā)動機裝在地面試車臺上，當它工作時，將遠前方靜止不動的空氣吸入，這股空氣被壓縮使壓力提高，噴入燃料并點火，燃料燃燒產(chǎn)生的熱能使燃氣的動能增大，以很大的噴射速度(550～600m/s)從尾噴口噴出。也就是流過發(fā)動機的這股氣流經(jīng)過發(fā)動機工作后，速度從0增加到550～600?m/s，根據(jù)牛頓第二定律可知，這是由于發(fā)動機作用于這股氣流時有一向后的力，所以使它的速度增加了。

由牛頓第二定律“作用于物體上的力，等于物體質(zhì)量和它由于受到這個力的作用而在單位時間內(nèi)產(chǎn)生的速度變量m的乘積”可知

式中，F(xiàn)為作用在物體上的力，單位為N；為單位時間流過發(fā)動機氣流的質(zhì)量，單位為kg

/?s；V0為氣流流入發(fā)動機的速度，單位為m/s(當發(fā)動機在地面試車臺上時，

V0=0)；為氣流流出發(fā)動機的速度，單位為m/s。

圖3-22噴氣發(fā)動機產(chǎn)生推力的基本原理

再從“兩個物體的相互作用力必然大小相等而方向相反”的牛頓第三定律可知，這股流過發(fā)動機的氣流必然有一個作用于發(fā)動機上與F大小相等、方向相反的反作用力，這就是噴氣發(fā)動機產(chǎn)生的推力，且P=-F。于是推力為

式中，P為噴氣發(fā)動機的推力，單位為N。

圖3-23噴氣發(fā)動機的推力

在這里要著重指出的是：有些人認為噴氣發(fā)動機之所以能產(chǎn)生推力，是因為噴出的氣體向后作用到外界的空氣上，外界的空氣再給它以反作用力，也就是推力，以此來推動飛機向前飛行，這是一種誤解。實際上是由于噴氣發(fā)動機各部件的工作使流過發(fā)動機的空氣流以很高的速度流出發(fā)動機，即發(fā)動機給這股流過發(fā)動機的氣流一個很大的向后的力，這股氣流即給發(fā)動機一個反作用力，這就是發(fā)動機的推力。由此也可以看出，推力是氣流作用在發(fā)動機內(nèi)、外表面上的軸向力之和(在某些部件上軸向力向前，另一些部件上軸向力是向后的)，也就是發(fā)動機所產(chǎn)生的推動飛機向前運動的力。

3.3.2燃氣渦輪發(fā)動機

要了解燃氣渦輪發(fā)動機的工作過程和原理，首先要了解其熱力循環(huán)。所有航空燃氣渦輪發(fā)動機都按共同的熱力循環(huán)進行工作，這個循環(huán)包括三個熱力過程：一是空氣在進氣道和壓氣機內(nèi)的壓縮過程；二是空氣在燃燒室與燃料混合燃燒的加熱過程；三是所形成的高溫高壓燃氣在渦輪的排氣裝置內(nèi)的膨脹過程。

各種類型的燃氣渦輪發(fā)動機均設(shè)有由壓氣機、燃燒室和渦輪組成的燃氣發(fā)生器，燃氣發(fā)生器出口的燃氣氣流壓力大且溫度高，也就是勢能大，這是因為燃氣擁有的膨脹功比壓氣機需要的空氣壓縮功要大得多。各種不同類型的燃氣渦輪發(fā)動機可以采用不同的方法，把這些剩余的勢能(熱力循環(huán)有效功)轉(zhuǎn)換成發(fā)動機的噴氣推力。航空燃氣渦輪噴氣發(fā)動機根據(jù)結(jié)構(gòu)可分為渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機。其中，渦輪螺旋槳發(fā)動機的大部分推力都由螺旋槳產(chǎn)生。此外，還有供垂直起落飛機使用的升力風(fēng)扇發(fā)動機。

1．渦輪噴氣發(fā)動機(渦噴發(fā)動機)

渦輪噴氣發(fā)動機按其壓氣機的類型，可分為離心式渦輪噴氣發(fā)動機和軸流式渦輪噴氣發(fā)動機；按發(fā)動機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，又可分為單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機。

采用離心式壓氣機的渦輪噴氣發(fā)動機叫離心式渦輪噴氣發(fā)動機，如圖3-24所示。離心式壓氣機結(jié)構(gòu)簡單，制造方便，堅固耐用，工作穩(wěn)定性較好，但單位迎風(fēng)面積大，效率、增壓比和流通能力不如軸流式壓氣機，推力受到限制。早期的渦輪噴氣發(fā)動機大多為離心式壓氣機，20世紀50年代后，大、中型渦輪噴氣發(fā)動機都不用離心式壓氣機了，只有小型渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機才用離心式壓氣機，或者軸流加離心組合式壓氣機。

圖3-24離心式渦輪噴氣發(fā)動機

軸流式渦輪噴氣發(fā)動機即采用軸流式壓氣機的渦輪噴氣發(fā)動機，如圖3-25所示。由于軸流式壓氣機具有效率高、增壓比大和流通能力強等許多優(yōu)點，目前推力稍大一些的渦輪噴氣發(fā)動機均為軸流式壓氣機。

圖3-25軸流式渦輪噴氣發(fā)動機

軸流式渦輪噴氣發(fā)動機又有單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機之分。

單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機的壓氣機和渦輪共用一根軸，結(jié)構(gòu)簡單，造價低，早期的渦輪噴氣發(fā)動機多是單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機。但其缺點是穩(wěn)定工作范圍窄，隨著增壓比的提高，它已經(jīng)被雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機所取代，而法國“幻影”戰(zhàn)斗機所使用的M53發(fā)動機是目前世界上唯一還在服役的單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機。

雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機是有兩個只有氣動聯(lián)系、且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦輪噴氣發(fā)動機，如圖3-26所示。它把一臺高增壓比的壓氣機分為兩個低增壓比的壓氣機，即低壓壓氣機和高壓壓氣機。它們分別由各自的低壓渦輪、高壓渦輪所帶動，以各自的最佳轉(zhuǎn)速工作，形成兩個只有氣動聯(lián)系的高、低壓轉(zhuǎn)子。

圖3-26雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機

圖3-27是雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機的轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意圖。由圖可見，低壓壓氣機及低壓渦輪連接而形成低壓轉(zhuǎn)子，高壓壓氣機及高壓渦輪連接而形成高壓轉(zhuǎn)子。低壓轉(zhuǎn)子的傳動軸從高壓轉(zhuǎn)子中穿過，兩個轉(zhuǎn)子分別以各自的最佳轉(zhuǎn)速工作。這種發(fā)動機具有總增壓比高、效率高、穩(wěn)定工作范圍寬、起動功率小、加速性好等優(yōu)點。世界上第一臺雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機是美國在1952年定型的J57渦輪噴氣發(fā)動機。除早期發(fā)展的渦輪噴氣發(fā)動機以外，絕大多數(shù)渦輪噴氣發(fā)動機都是雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機。

圖3-27雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意

渦輪噴氣發(fā)動機由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、尾噴管、附件傳動裝置和附屬系統(tǒng)等組成，對其結(jié)構(gòu)、功能和基本工作原理簡單敘述如下。

(1)進氣道。進氣道又叫進氣擴壓器，它利用整流罩將飛機遠前方自由流空氣引入發(fā)動機，并將氣流減速增壓。也就是當飛機飛行時，氣流以飛機飛行的速度流向發(fā)動機，在進氣道前和進氣道里滯止下來，部分動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫Φ纳?，這時進氣道還用來提高氣流的壓力。

(2)壓氣機。壓氣機是向氣體傳輸機械能、完成發(fā)動機熱力循環(huán)中的氣體工質(zhì)壓縮過程，以提高氣體壓力的機械裝置。氣流從壓氣機流過時，壓氣機的工作葉片對氣流作功，使氣流的壓力、溫度提高。壓氣機可將進入發(fā)動機的空氣壓力提高幾倍到數(shù)十倍(目前已高達30倍以上)，為燃燒室提供高壓空氣，以提高發(fā)動機熱力循環(huán)的效率。

圖3-28是軸流式壓氣機的示意圖。軸流式壓氣機主要由不旋轉(zhuǎn)的靜子和高速旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子組成。靜子由機匣與裝在它上面的一排排的靜子葉片排組成；轉(zhuǎn)子由多個輪盤、長軸或前、后軸頸與裝在輪盤上的轉(zhuǎn)動葉片組成。壓氣機轉(zhuǎn)子與渦輪軸相連，在渦輪的帶動下高速旋轉(zhuǎn)，葉片在高速轉(zhuǎn)動中對空氣作功而使氣體增壓、增速。

圖3-28軸流式壓氣機

(3)燃燒室。燃燒室是將從壓氣機流出來的高壓空氣與燃料混合，并進行燃燒的裝置。在燃燒室里，燃料(如航空煤油)中的化學(xué)能經(jīng)過燃燒轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，使氣體溫度大大提高。由燃燒室流出的高溫、高壓(基本上與壓氣機出口壓強相同)燃氣，具有很高的能量(熱能與勢能)，用于在燃燒室后的渦輪和尾噴管中膨脹作功。

圖3-29是燃燒室的示意圖。燃燒室主要由擴壓器、燃油噴嘴、渦流器、火焰筒和燃燒室外套等組成。發(fā)動機工作時，由壓氣機出來的氣流在燃燒室進口處分為兩股，一股(約為25%)進入火焰筒頭部及其小孔與燃油混合進行燃燒；另一股(約為75%)在火焰筒與燃燒室外套之間的通道中流動，以冷卻火焰筒，然后由火焰筒后部孔進入火焰筒內(nèi)，與燃燒區(qū)的第一股氣流摻混后流向渦輪。這樣，就不致使火焰筒壁的溫度過高。擴壓器使壓氣機出口的氣流流速降低、壓強增高，便于燃燒。

火焰筒是空氣與燃油(如航空煤油)燃燒的地方，頭部裝有噴入燃油的噴嘴和火焰穩(wěn)定裝置，使氣流流速進一步降低并形成回流區(qū)，以保持火焰的穩(wěn)定。燃燒室按其結(jié)構(gòu)特點可分為單管燃燒室、環(huán)形燃燒室和環(huán)管燃燒室，它們在結(jié)構(gòu)上有所不同，但其基本工作原理是相同的。

圖3-29燃燒室的示意

單管燃燒室又叫分管燃燒室，多用于早期的發(fā)動機中，它的火焰筒很像一個底端開口的熱水瓶瓶膽，如圖3-30所示?；鹧嫱惭b在一個圍繞其外的燃燒室外套(或稱機匣)中，為便于裝拆，外套由前、后兩段組成。一臺發(fā)動機上一般裝8～10個單管燃燒室，均勻地安排在發(fā)動機機匣外圍，位于壓氣機與渦輪之間。各燃燒室間有傳焰管連通，以便將在幾個燃燒室中點燃的火焰?zhèn)鞯狡渌鹧嫱仓?，點燃所有燃燒室，同時起到均衡各個燃燒室壓力的作用。

圖3-30單管燃燒室

環(huán)形燃燒室是現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中使用得最為廣泛的燃燒室，如圖3-31所示。它的火焰筒由兩個圍繞發(fā)動機軸線的同心圓殼體組成，形成一個環(huán)形腔道，內(nèi)、外殼體分別稱為火焰筒內(nèi)、外殼。在火焰筒外殼外面圍繞有一個環(huán)形的外機匣，在火焰筒內(nèi)殼里面裝有一個環(huán)形的內(nèi)機匣，因此整個燃燒室是由四個同心圓環(huán)組成的。

圖3-31環(huán)形燃燒室

環(huán)管燃燒室又叫聯(lián)管燃燒室，它是介于單管燃燒室與環(huán)形燃燒室之間的一種燃燒室，如圖3-32所示。在圍繞發(fā)動機軸線的兩個同心圓機匣(即燃燒室內(nèi)、外機匣)中，裝有10個左右的火焰筒。環(huán)管燃燒室的火焰筒類似于單管燃燒室的火焰筒，各火焰筒間也用傳焰管相互連通。20世紀50年代末期，環(huán)管燃燒室逐步替代了單管燃燒室。20世紀70年代以后發(fā)展的大型發(fā)動機多采用環(huán)形燃燒室。但在地面用燃氣渦輪發(fā)動機上，仍有采用環(huán)管燃燒室的。

圖3-32環(huán)管燃燒室

(4)渦輪。渦輪又叫透平，主要作用是將燃燒室流出的高溫、高壓燃氣的大部分能量轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械能，使渦輪高速旋轉(zhuǎn)并產(chǎn)生大的功率，由渦輪軸輸出。渦輪輸出的機械能，可以用來驅(qū)動風(fēng)扇、壓氣機、螺旋槳、槳扇、直升機的旋翼及其他的附件。在航空燃氣渦輪發(fā)動機中，渦輪部件所承受的熱負荷、氣動負荷和機械負荷都是最大的。

如同壓氣機一樣，渦輪也是由不動的靜子(又稱渦輪導(dǎo)向器)和轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)子組成的，如圖3-33所示。靜子由導(dǎo)向器與固定它的機匣組成，轉(zhuǎn)子由工作葉片、輪盤與軸組成，又稱渦輪轉(zhuǎn)子。一個導(dǎo)向器和一個渦輪轉(zhuǎn)子組合成一個渦輪級，渦輪可由一個或幾個渦輪級組成，分別稱為單級渦輪或多級渦輪。與壓氣機不同的是渦輪導(dǎo)向器在轉(zhuǎn)子之前，且型面形狀和氣流通道與壓氣機也不同，兩個葉片間形成的通道呈收斂形，即入口處面積比出口處面積大，燃氣流在收斂通道中流過時，速度提高、壓力降低。

圖3-33渦輪導(dǎo)向器和工作葉輪

前面的式(3-3)是在不考慮噴氣口氣流壓力變化的前提下推得的噴氣發(fā)動機推力。實際上，噴氣口氣流壓力(靜壓)

Pe比進氣口氣流壓力(靜壓)

P0要大。設(shè)噴管出口面積為A，則渦輪噴氣發(fā)動機的推力計算應(yīng)修正為

渦輪發(fā)出的功率大小與渦輪進口(即燃燒室出口)的燃氣溫度及渦輪前后壓力之比(又稱落壓比)成正比，燃氣溫度和落壓比越大，渦輪發(fā)出的功率也越大，發(fā)動機總體性能也就越好。為了得到大功率，就要求渦輪進口的燃氣溫度盡可能高，但是如果渦輪葉片(包括導(dǎo)向葉片、工作葉片)長期處于高溫燃氣沖擊和侵蝕之下，尤其工作葉片本身還承受很大的離心力，渦輪葉片的材料就會承受不了，限制了燃氣溫度的提高，從而影響了發(fā)動機性能的

提高。

長期以來，為了不斷提高發(fā)動機的性能，要求不斷提高渦輪進口處的燃氣溫度。通常采取兩方面的措施來實現(xiàn)這一要求：一方面提高渦輪葉片材料的耐高溫性能；另一方面則是加強冷卻，提高渦輪葉片的冷卻效果。在對渦輪葉片進行冷卻方面，航空燃氣渦輪發(fā)動機大都采用氣冷渦輪，即從壓氣機引出高壓空氣來對渦輪葉片進行冷卻。氣冷式渦輪導(dǎo)向器葉片和渦輪工作葉片的冷卻空氣流路，如圖3-34所示。

圖3-34渦輪導(dǎo)向器葉片和渦輪工作葉片的冷卻

(5)加力燃燒室。在發(fā)動機渦輪或風(fēng)扇后的氣流中噴油燃燒，使氣流溫度大幅升高，從噴口高速噴出，以獲得額外推力的裝置稱為加力燃燒室，又稱后燃室或補燃室。采用加力燃燒室，至今仍是使飛機突破聲速的主要手段。圖3-35是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的加力燃燒室簡圖。通常，加力燃燒室由擴散器、摻混器(對渦輪風(fēng)扇發(fā)動機而言)、噴油裝置、火焰穩(wěn)定器、點火器、隔熱防振屏和加力筒體等組成。

圖3-35用于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的加力燃燒室

加力燃燒室工作原理：在燃燒室中，由壓氣機出來的高壓空氣，大約只有1/4進入火焰筒與噴入的燃油混合燃燒，余下的空氣由火焰筒后部的小孔流入火焰筒與燃燒氣體摻混，將燃氣溫度降低到渦輪工作葉片能夠承受的范圍，因此流出燃燒室的燃氣中還有大量可用的氧氣。在渦輪后已經(jīng)沒有了高速轉(zhuǎn)動部件，可以利用這部分氣流中的氧氣通過再噴入燃油進行補充燃燒，提高燃氣溫度，增加燃氣流出尾噴管前的能量，加大噴氣速度，從而增加發(fā)動機的推力。

圖3-36為“斯貝”MK.202加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的加力燃燒室結(jié)構(gòu)圖。為了獲得更大的加力狀態(tài)推力，應(yīng)盡量提高加力燃燒室出口的燃氣溫度(一般可達到1750～1800℃)，以使由噴口排出的燃氣速度達到最大。

圖3-36“斯貝”MK.202加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的加力燃燒室結(jié)構(gòu)

(6)尾噴管。尾噴管又叫排氣噴管，簡稱噴管，一般由中介管和噴口組成。如果發(fā)動機裝在飛機中部或較長的發(fā)動機短艙內(nèi)，為了將燃氣引出機外，在中介管與噴口之間，需要有一個延伸管，如圖3-37所示。其主要作用是將從渦輪流出的、仍有一定能量(勢能、熱能)的燃氣膨脹加速，以較大的速度(一般為550～600?m/s)排出發(fā)動機，用以產(chǎn)生推力。

圖3-37帶有延伸管的排氣系統(tǒng)

尾噴管有多種類型：流道面積沿著流向逐漸縮小的噴管，稱為收斂型噴管；流道面積沿著流向先收斂后擴張的噴管，稱為收斂-擴張型噴管，又稱為拉瓦爾噴管或超聲速噴管；能使發(fā)動機排氣向前折轉(zhuǎn)，使推力反向的噴管，稱為反推力噴管，通常又稱為反推力裝置；能夠改變排氣方向，進行推力矢量控制的噴管，稱為矢量噴管；噴口可向上、下轉(zhuǎn)動90°或以上的噴管，稱為轉(zhuǎn)向噴管，它是矢量噴管中的一種特殊類型。

圖3-38是噴口可垂直轉(zhuǎn)動的“飛馬”渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的簡圖。在發(fā)動機風(fēng)扇出口處的左、右兩側(cè)，以及尾噴管的左、右處各裝有一個可以向后、向下、向前轉(zhuǎn)動(轉(zhuǎn)動角度為95°～110°)的噴口，共有四個。風(fēng)扇出口處的兩個噴管排出外涵氣流，尾噴管處的兩個噴管排出內(nèi)涵氣流。當飛機起飛或著陸時，四個噴口均轉(zhuǎn)向下方，氣流向下噴出產(chǎn)生升力；當飛機水平飛行時，四個噴口均轉(zhuǎn)向后，氣流向后噴出便產(chǎn)生向前的推力。

圖3-38噴口可垂直轉(zhuǎn)動的“飛馬”渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

(7)附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置。要保證渦輪噴氣發(fā)動機正常工作，單有主要部件還不夠，還需要一些保證發(fā)動機正常工作的附屬系統(tǒng)，如燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)、起動系統(tǒng)等。這些系統(tǒng)中又有許多稱為發(fā)動機附件的器件，如燃油系統(tǒng)中的燃油泵、燃油濾、各種開關(guān)和閥門、調(diào)節(jié)機構(gòu)和管路，滑油系統(tǒng)中的滑油泵、滑油濾、滑油箱、滑油管路和散熱器等。

有些發(fā)動機附件是不轉(zhuǎn)動的，但有許多發(fā)動機附件是轉(zhuǎn)動的，如滑油泵、燃油泵、起動機等。這些附件不僅對傳動功率、轉(zhuǎn)速有一定的要求，而且對旋轉(zhuǎn)方向也有規(guī)定。為了安裝并傳動需要轉(zhuǎn)動的發(fā)動機附件或一些飛機附件，如液壓泵、真空泵、發(fā)電機等，在發(fā)動機上均設(shè)有附件傳動機匣。機匣中裝有一系列相互嚙合的、大小不同的齒輪(包括傘形齒輪)，由發(fā)動機的高壓轉(zhuǎn)子軸通過傘形齒輪及傳動軸來驅(qū)動，帶動各種附件轉(zhuǎn)動，如圖3-39所示。

圖3-39發(fā)動機的傳動機匣及其齒輪

2．渦輪螺旋槳發(fā)動機(渦槳發(fā)動機)

在渦輪螺旋槳發(fā)動機出現(xiàn)以前，已經(jīng)有了活塞式和噴氣式兩種航空發(fā)動機。渦輪螺旋槳發(fā)動機就是既有渦輪噴氣發(fā)動機功率大、體積小的優(yōu)點，又有活塞式發(fā)動機經(jīng)濟性好的特點。在20世紀40年代后期，隨著渦輪噴氣發(fā)動機的崛起，渦輪螺旋槳發(fā)動機也就隨之而誕生了，如圖3-40所示。

圖3-40一種老式的渦輪螺旋槳發(fā)動機

(1)渦輪螺旋槳發(fā)動機的工作原理。在燃氣發(fā)生器后加裝一套渦輪(一級或多級)，一般稱其為動力渦輪或低壓渦輪。燃氣在這套動力渦輪中膨脹，驅(qū)動動力渦輪高速旋轉(zhuǎn)并發(fā)出一定的功率。動力渦輪的前軸(稱動力軸)穿過核心機轉(zhuǎn)子，通過壓氣機前的減速器驅(qū)動螺旋槳，就組成了渦輪螺旋槳發(fā)動機，如圖3-41所示。人們習(xí)慣將燃氣渦輪發(fā)動機的高壓轉(zhuǎn)子部分稱為核心機。在單轉(zhuǎn)子燃氣渦輪發(fā)動機中，核心機就是燃氣發(fā)生器。但是，在雙轉(zhuǎn)子燃氣渦輪發(fā)動機中核心機并不是它的燃氣發(fā)生器。雙轉(zhuǎn)子燃氣渦輪發(fā)動機的燃氣發(fā)生器部分，還應(yīng)該包括低壓轉(zhuǎn)子中的低壓壓氣機和帶動低壓壓氣機的那一部分低壓渦輪。因此，核心機與燃氣發(fā)生器是兩個不同的概念。

圖3-41渦輪螺旋槳發(fā)動機

大多數(shù)的渦輪螺旋槳發(fā)動機，動力渦輪與燃氣發(fā)生器的渦輪是分開的，且以不同的轉(zhuǎn)速工作。由于動力渦輪與核心機沒有機械地連接成一體，因此也稱其為自由渦輪，圖3-41即為這種類型的渦輪螺旋槳發(fā)動機。少數(shù)的渦輪螺旋槳發(fā)動機，將動力渦輪與燃氣發(fā)生器的渦輪機械地連接在一起，成為定軸式或單軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機，如圖3-42所示。

圖3-42定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機

在具有自由渦輪(動力渦輪)的渦輪螺旋槳發(fā)動機中，自由渦輪的轉(zhuǎn)速較高，一般在6000～12?000r/min。在定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機中，燃氣發(fā)生器的渦輪轉(zhuǎn)速更高，一般在8000～18?000?r/min(小功率的渦輪螺旋槳發(fā)動機，轉(zhuǎn)速高的可達40?000

r/min)，但是螺旋槳的轉(zhuǎn)速必須很低，一般只有1000r/min左右。因此，在渦輪螺旋槳發(fā)動機中，均要有減速器，將動力渦輪(在具有自由渦輪的渦輪螺旋槳發(fā)動機中)或燃氣發(fā)生器渦輪(在定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機中)的轉(zhuǎn)速降低到螺旋槳所要求的工作轉(zhuǎn)速。圖3-43為典型的定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機，是20世紀40年代末，由英國羅·羅公司開始研制的“達特”發(fā)動機，用作“子爵”號旅客飛機的動力。

圖3-43“達特”定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機

(2)渦輪螺旋槳發(fā)動機的基本結(jié)構(gòu)。定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機由燃氣發(fā)生器(包括進氣道、壓氣機、燃燒室和渦輪)、尾噴管、減速器、附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置等部件組成；而自由渦輪式渦輪螺旋槳發(fā)動機在定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機的組成部件基礎(chǔ)上，還包括一組自由渦輪(一級或多級)。并且，渦輪螺旋槳發(fā)動機的燃氣發(fā)生器、動力渦輪、尾噴管、附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置與渦輪噴氣發(fā)動機是一樣的，只有渦輪螺旋槳發(fā)動機的減速器部件和用于渦輪螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳例外。

(3)螺旋槳。螺旋槳是將航空發(fā)動機(活塞式或燃氣渦輪式)的軸功率轉(zhuǎn)化為航空器拉力或推進力的葉片推進裝置，又稱空氣螺旋槳。螺旋槳由槳葉、槳轂、操縱機構(gòu)等構(gòu)成，它可將所得到的功率轉(zhuǎn)變成推進飛機前進的拉力。

圖3-44為螺旋槳產(chǎn)生拉力的原理示意圖。螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)時，將前方空氣吸入，然后給氣流一個向后的力，使氣流加速排向后方。與此同時，氣流產(chǎn)生一個反作用力作用于槳葉，這個反作用力就是螺旋槳的拉力。渦輪螺旋槳發(fā)動機中，螺旋槳通常為單排四片槳葉；在大功率(10?000kW左右)的渦輪螺旋槳發(fā)動機中，為了能使槳葉有高的效率，需將螺旋槳制造成轉(zhuǎn)向相反的雙排，每排四片槳葉。

圖3-44螺旋槳拉力產(chǎn)生的原理

(4)減速器。減速器是使渦輪螺旋槳發(fā)動機輸出軸的轉(zhuǎn)速降低，達到飛機推進器或附件所需轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)向的齒輪裝置。飛機推進器可以是飛機的螺旋槳，也可以是直升機的旋翼。渦輪螺旋槳發(fā)動機的減速器均采用齒輪傳動，要求減速器在高負荷、高轉(zhuǎn)速下可靠且高效地工作。減速器與發(fā)動機置于一體，成為發(fā)動機的一部分，稱為機內(nèi)減速器，渦輪螺旋槳發(fā)動機均為機內(nèi)減速器。當發(fā)動機安裝在重型飛機的機翼上或飛機的機身內(nèi)，距離螺旋槳較遠時，一般采用機外減速器，它主要用于直升機中，又稱主減速器。

3．渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(渦扇發(fā)動機)

渦輪噴氣發(fā)動機在工作時，由渦輪流出來的、仍有一定能量的燃氣(燃氣的溫度仍然較高，還有一定的壓強)在尾噴管中繼續(xù)膨脹，將熱能與勢能轉(zhuǎn)變成動能，以較高的速度(550～600?m/s)由尾噴管噴出，產(chǎn)生反作用推力，這就是渦輪噴氣發(fā)動機的工作原理。如果在這個渦輪的后面，再加裝一套渦輪(一級或多級)，讓燃氣在這套加裝的渦輪中膨脹，驅(qū)動這套加裝的渦輪高速旋轉(zhuǎn)并發(fā)出一定的功率，將這套加裝渦輪的前軸從原來的渦輪、壓氣機轉(zhuǎn)子軸中穿過，帶動一個直徑比壓氣機大的風(fēng)扇，這樣就變成了渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，如圖3-45所示。

圖3-45渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

(1)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的組成與工作原理。在圖3-45中，由壓氣機、燃燒室和高壓渦輪組成的核心機，以及由低壓渦輪及其所帶動的風(fēng)扇共同組成的發(fā)動機稱為渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中，空氣在風(fēng)扇中增壓后，由風(fēng)扇出口流出時分為兩股氣流向后流。一股氣流流入核心機和帶動風(fēng)扇的低壓渦輪，最后由尾噴管流出，稱為內(nèi)涵氣流；另外一股氣流則在圍繞核心機機匣與外涵機匣之間的環(huán)形通道中流過，稱為外涵氣流。由于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中有內(nèi)、外兩個涵道，所以渦輪風(fēng)扇發(fā)動機有時又稱為內(nèi)外涵發(fā)動機。圖3-46為典型的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的風(fēng)扇、高壓壓氣機結(jié)構(gòu)圖。從圖中可以看出，風(fēng)扇實際上是直徑較大、葉片較長的軸流壓氣機，可以有1～5級。

圖3-46渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的風(fēng)扇、高壓壓氣機結(jié)構(gòu)

內(nèi)、外涵氣流可以分別排出，也可以在排氣系統(tǒng)內(nèi)混合后排出。在圖3-45所示的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中，外涵氣流通過摻混器進入內(nèi)涵道燃氣流中，與內(nèi)涵氣流混合后由尾噴管排出。圖3-47為典型的內(nèi)、外涵氣流分別排出的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機后部結(jié)構(gòu)圖。圖中，從渦輪流出的燃氣直接由其后的內(nèi)涵噴管排出，外涵氣流則由外涵道內(nèi)、外殼體之間的環(huán)形外涵道噴管流出，內(nèi)、外涵氣流在發(fā)動機內(nèi)相互不摻混，這種排氣方式也稱為平行排氣。

圖3-47平行排氣的排氣結(jié)構(gòu)

(2)涵道比。外涵與內(nèi)涵空氣流量之比稱為涵道比，又稱為流量比，是影響渦輪風(fēng)扇發(fā)動機性能的一個重要循環(huán)參數(shù)。涵道比小于2的稱為低涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，高于5的稱為高(大)涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。

(3)總增壓比。流進渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的空氣先在風(fēng)扇中增壓，然后再在高壓壓氣機中進一步增壓，因此渦輪風(fēng)扇發(fā)動機有一個重要的循環(huán)參數(shù)，那就是“總增壓比”，簡稱“總壓比”，相當渦輪噴氣發(fā)動機中的“增壓比”。

(4)雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機指有兩個只有氣動聯(lián)系、且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，其工作原理和結(jié)構(gòu)特點與雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機基本相同。在雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中，由于風(fēng)扇后的壓氣機進口處空氣壓強為風(fēng)扇出口處的壓強，比大氣壓強高許多，因此這個壓氣機為高壓壓氣機。在燃燒室后，驅(qū)動高壓壓氣機的渦輪則稱為高壓渦輪，高壓壓氣機轉(zhuǎn)子與高壓渦輪轉(zhuǎn)子組成高壓轉(zhuǎn)子；位于高壓渦輪后，驅(qū)動風(fēng)扇的渦輪稱為低壓渦輪，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子與低壓渦輪轉(zhuǎn)子組成低壓轉(zhuǎn)子。目前，世界上絕大部分渦輪風(fēng)扇發(fā)動機都采用這種結(jié)構(gòu)形式。

(5)三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機指有三個只有氣動聯(lián)系、且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。它的工作原理和結(jié)構(gòu)特點與雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機基本相同，只是將高壓壓氣機又分為中壓、高壓兩個轉(zhuǎn)子，分別由中壓、高壓兩個渦輪轉(zhuǎn)子帶動。

圖3-48為三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機轉(zhuǎn)子的示意圖。從圖中可以看出，在發(fā)動機中部，連接高壓壓氣機和高壓渦輪的軸直徑很大，可以使中、低壓渦輪軸從中穿過，最后形成三個轉(zhuǎn)子的軸一個套一個，結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。但采用三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機性能卻較好，零件數(shù)目少，重量也輕些。目前，世界上只有少數(shù)幾種渦輪風(fēng)扇發(fā)動機采用這種結(jié)構(gòu)形式。

圖3-48三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的三個轉(zhuǎn)子示意

(6)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的工作特點。在渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中，由高壓渦輪流出來的燃氣先在低壓渦輪中膨脹作功，然后再到尾噴管中膨脹加速。由于在低壓渦輪中已將高壓渦輪流出來的燃氣能量用掉很多，因此由低壓渦輪流出來的燃氣，其溫度與壓強大大降低了。所以，由尾噴管排出的燃氣溫度(300～400℃)、速度(350～450m/s)均低于渦輪噴氣發(fā)動機由尾噴管排出的燃氣溫度和速度，因此在渦輪風(fēng)扇發(fā)動機中，尾噴管的排氣能量損失小得多。

4．槳扇發(fā)動機

“槳扇”發(fā)動機，顧名思義，是一種既具有渦輪螺旋槳發(fā)動機耗油低的特點，又具有渦輪風(fēng)扇發(fā)動機適合高速飛行特點的發(fā)動機。雖然渦輪螺旋槳發(fā)動機在低速飛行時，有較低的耗油率，經(jīng)濟性好，但隨著飛行速度的提高，螺旋槳效率將變低，耗油率則增加。在20世紀70年代后期，航空界開始大力研制新型的、稱為“槳扇”的發(fā)動機，以緩解當時面臨的石油危機對航空運輸業(yè)帶來的沖擊。

圖3-49為美國通用電氣公司與法國國營航空發(fā)動機研究制造公司合作研制GE的36槳扇發(fā)動機。由于螺旋槳(或稱風(fēng)扇)外部不像高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機有一個外涵機匣，因此又稱這種發(fā)動機為“無涵道風(fēng)扇(UDF)發(fā)動機”。因為槳扇發(fā)動機的噪聲、振動及減速器性能差，特別是沒有外涵機匣，使用安全性沒有保證等問題未能得到很好的解決，加之世界燃油的價格不僅沒有如想象那樣飛漲，反而有回落的趨勢，所以在西方國家一直未投入使用。

圖3-49GE36槳扇發(fā)動機

5．垂直起落飛機采用的升力風(fēng)扇發(fā)動機

飛機起飛一般靠機翼的升力，而機翼升力的產(chǎn)生要靠飛機前進的速度。但是，為了縮短飛機起飛和著陸的滑跑距離，就必須降低飛機起飛速度和著陸速度。如果飛機在起飛和著陸時，發(fā)動機能夠產(chǎn)生垂直方向的推力，必能更有效地縮短飛機起飛和著陸的滑跑距離。如果垂直方向的推力大于飛機重力，飛機就能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起飛、垂直著陸和懸停。

為了達到飛機垂直起落的目的，需要有一套提供升力的升力系統(tǒng)。圖3-50是美國最新研制的F-35戰(zhàn)斗機，它的整套動力裝置采用了升力風(fēng)扇和帶轉(zhuǎn)向矢量噴管的加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。升力風(fēng)扇垂直地裝于座艙后的機身中，由主發(fā)動機風(fēng)扇前伸的傳動軸通過一套離合器及一對錐形齒輪驅(qū)動。裝升力風(fēng)扇的機身上、下設(shè)有可以開關(guān)的窗口，當飛機起飛或著陸時，窗口打開，空氣被風(fēng)扇從上窗口吸入，經(jīng)風(fēng)扇加速后由下窗口高速噴出，為飛機起飛或降落時的機身前部提供升力；正常飛行時，上、下窗口關(guān)閉。主發(fā)動機安裝于飛機機身后部，其轉(zhuǎn)向矢量噴管伸出機尾，飛機起飛或著陸時，轉(zhuǎn)向矢量噴口轉(zhuǎn)向下方，為飛機后部提供舉力。

圖3-50美國最新研制的F-35戰(zhàn)斗機

6．燃氣渦輪發(fā)動機的輔助系統(tǒng)

為了保證燃氣渦輪發(fā)動機安全、順利地工作，必須要有一系列輔助系統(tǒng)，主要有起動點火系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、防冰系統(tǒng)、防火系統(tǒng)和發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)。

(1)起動點火系統(tǒng)。發(fā)動機沒有工作時，燃燒室內(nèi)氣體壓力低，無法點火燃燒，要依靠其他動力(起動機)來驅(qū)動核心發(fā)動機，使其轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動；壓氣機將空氣增壓，壓縮空氣進入燃燒室后開始噴油點火，燃燒后的氣體驅(qū)動渦輪工作帶動壓氣機，這時壓氣機由起動機和渦輪兩者發(fā)出的功率帶動，轉(zhuǎn)速繼續(xù)提高，壓氣機出口處氣體壓力也不斷增加；當渦輪已能夠發(fā)出較大功率時，起動機退出工作，發(fā)動機進入穩(wěn)定工作。這個過程稱為起動過程，如圖3-51所示。

圖3-51發(fā)動機起動過程

(2)燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)的功用是根據(jù)發(fā)動機不同工作狀態(tài)的要求，供給適量的油，以保證發(fā)動機起動、加速和穩(wěn)定燃燒。供油量的大小由進入發(fā)動機的空氣量決定，以維持飛行員選擇的轉(zhuǎn)速或發(fā)動機的排氣和進氣總壓之比。在駕駛艙內(nèi)除油門操縱桿外，有時還有一個單獨的停車開關(guān)油門桿(二者也可合為一個)。圖3-52是燃氣渦輪發(fā)動機的燃油系統(tǒng)示意圖。隨著飛機的飛行速度、飛行高度和進口空氣溫度的變化，進入發(fā)動機的空氣密度也發(fā)生變化，供油量也應(yīng)隨之變化。

圖3-52燃油系統(tǒng)示意

(3)滑油系統(tǒng)。發(fā)動機工作時，軸承和齒輪都在高速運動，摩擦產(chǎn)生大量熱量，如果不及時將這些熱量帶走，就會產(chǎn)生過熱現(xiàn)象導(dǎo)致機件磨損?；拖到y(tǒng)工作的目的，就是將具有一定壓力的滑油輸送到軸承和齒輪工作點，減小摩擦和冷卻機件。工作后的滑油由回油泵從油箱抽回，抽回的滑油混入了大量的氣泡，必須用離心式油氣分離器將氣體分離出去，然后經(jīng)過滑油散熱器將其溫度降低，再由進油泵將這些滑油送到軸承和齒輪工作點，周而復(fù)始形成循環(huán)。圖3-53是一燃氣渦輪發(fā)動機的滑油系統(tǒng)示意圖。其滑油回路為：回油泵抽回滑油→油氣分離器→網(wǎng)狀低壓油濾→進油泵→散熱器→高壓油濾→軸承和齒輪。

圖3-53滑油系統(tǒng)循環(huán)示意

(4)防冰系統(tǒng)。圖3-54是發(fā)動機的防冰系統(tǒng)示意圖。飛機在通過含有水滴的云層或含有大量霧滴的地面且氣溫接近冰點時，在進氣道前或在管道中會出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。這會影響進入發(fā)動機的空氣流量而使發(fā)動機性能惡化，嚴重時將吸入冰塊而打壞壓氣機葉片，發(fā)生事故。因此，在進氣道整流罩的內(nèi)部和壓氣機進口導(dǎo)流葉片處，引入從壓氣機后幾級流出來的高溫氣體，防止結(jié)冰。

圖3-54發(fā)動機的防冰系統(tǒng)示意

(5)防火系統(tǒng)。圖3-55是發(fā)動機滅火裝置的示意圖。所有燃氣渦輪發(fā)動機及其附件都有著火的可能，因此必須要有預(yù)警裝置。為防止發(fā)生著火隱患，滑油管和燃油管要放在壓氣機的周圍(發(fā)動機冷端)，中間用防火隔板與燃燒室隔開，燃燒室和渦輪(發(fā)動機熱端)的外圍要通風(fēng)良好。在熱端附近裝有著火預(yù)警裝置，當溫度過高時，電路中的電阻變化發(fā)出警告(在座艙儀表板上顯示)，飛行員立刻操縱停車開關(guān)將油路切斷，同時滅火器噴出滅火劑(臭甲烷)滅火。

圖3-55發(fā)動機滅火裝置的示意

(6)發(fā)動機安裝結(jié)構(gòu)。發(fā)動機的安裝與它裝在飛機上的位置有關(guān)，如圖3-56所示。它可以用吊架裝在機翼下，可以裝在機身兩側(cè)，也可以裝在機身或機翼內(nèi)，或者裝在機身后部與尾翼的交接處；渦輪螺旋槳發(fā)動機只能裝在機身頭部或機翼下。不管裝在什么部位，發(fā)動機推力必須傳遞到飛機主要承力結(jié)構(gòu)上。在飛行中，發(fā)動機與飛機連接處要承受幾倍于發(fā)動機自身重量的載荷，而且發(fā)動機機匣溫度變化很大，所以連接處不僅要牢固可靠，而且要有在縱向和徑向提供能自由膨脹的可能。一般發(fā)動機有兩個安裝點，一個為主要安裝點，在壓氣機機匣后端，靠近發(fā)動機重心處；另外一個為輔助安裝點，在噴管機匣處。

圖3-56發(fā)動機安裝

7．燃氣渦輪發(fā)動機的主要性能參數(shù)及工作過程參數(shù)

表征燃氣渦輪發(fā)動機性能的主要參數(shù)有推力(功率)、空氣流量、單位推力(單位功率)、耗油率、重量、使用壽命和外廓尺寸等，但除耗油率以外，其他參數(shù)只能表征發(fā)動機具有的能力(如推力)與特征(如重量、外廓尺寸)，而不能表征發(fā)動機的好壞。

(1)推力P。發(fā)動機的推力是作用于發(fā)動機內(nèi)、外表面上壓力的合力，如圖3-57所示。根據(jù)動量定理，推力P可寫為

式中，ma為進入發(fā)動機的空氣質(zhì)量流量，kg

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