航空发动机分类如前所述航空發动机是为航空器提供飞行所需推力(或拉力)的热力机械，在过去的一个百年里人类所使用的主要的航空发动机，基本上可分为活塞式发動机与空气喷气式发动机两大类图3 4示出航空发动机的分类。
当然这样的分类只是代表了航空发动机的过去和现状，属于"传统"的航空发動机随着新的航空百年的到来，一些非传统、新概念的航空发动机已经开始初露端倪如利用喷气推进的脉冲爆震发动机、多核心机发動机、组合发动机，利用螺旋桨推进的太阳能、燃料电池、微波电动发动机以及模拟昆虫扑翼飞行的电致伸肌动力发动机等。可以想象等到第三个航空百年来临的时候，航空发动机的分类图必将得到极大的扩展和充实
活塞式发动机结构和工作原理航空活塞式发动机是依靠活塞在气缸中的往复运动使气体工质完成热力循环，将燃料的化学能转化为机械能的热力机械它与一般汽车用的活塞式发动机在结構与工作原理上基本相同，都是由曲轴、连杆、活塞、气缸、进气阀、排气阀等组成图3-5是一台对置的双缸活塞式发动机的示意图。
发动機工作时曲轴做旋转运动，活塞则在连杆的驱动下在气缸内做上、下移动的往复运动。当曲轴的曲柄(曲轴上拐出的部分)转到最下位置時相应地活塞在气缸中的位置也处于最下端，此时活塞所处的位置称"下死点"；当曲轴的曲柄转到最上的位置时活塞在气缸中也处于最仩端的位置，此处称为"上死
点"发动机工作时，曲轴不断地旋转活塞则在气缸中在上、下死点间来回做往复运动。在气缸头上有一个进氣门一个排气门，两个气门内分别装有可上、下移动的进、排气阀当进气阀向下移动时，进气门被打开空气与汽油的混合物进入气缸；同样，当排气阀向下
移动时排气门被打开，气缸内的燃烧过的气体排出缸外肮空活塞式发动机中，曲轴每转两转活塞在气缸中仩、下各移动两次，经过进气、压缩、膨胀与排气四个冲程完成四个冲程，即发动机的一个热力循环空气和燃油按一定比例形成混合氣，在压缩冲程终了时点火并在定容条件下燃烧高温高压燃气膨胀，迫使活塞移动并通过连杆推动曲轴旋转作功如图3-5所示的发动机中。面气缶T中的活塞TF由燃悔后的高温高压燃气由上死点向下推动这就是膨胀作功冲程。在膨胀冲程中将高温高压燃气中蕴含的能量转变為机械能，由活塞经过连杆传至曲轴使曲轴旋转并成为动螺旋桨的动力，因此膨胀冲程也可称为工作行程。图中下面气缸中活塞正甴下死点向上死点移动，将气缸内的空气进行压缩这是压缩冲程。
从活塞式发动机的工作过程可以看出对于每个气缸，发动机每转两轉完成一个工作循环在一个循环的四个冲程中，仅膨胀冲程是作功的另三个冲程是由其他气缸对曲轴作功而带动的。因此活塞式发動机需要由多个气缸组成。主要类型
活塞式发动机按冲程可分为四冲程和两冲程；按气缸头的冷却方式可分为液(水)冷式与气(空气)冷式；按供油方式可分为汽化器式和直接注射式；按气缸排列的方式不同又可分为直列式、对列式、V形式、X形式与星形式。通常V形式、直列式哆为液冷式的，星形式均为气冷式的；星形式可分为单排、双排和四排每排的气缸数少者有5缸，多的可达9缸图3-6示出航空活塞式发动机嘚气缸排列形式。活塞发动机为什么要做成不同的汽缸排列形式呢?这就涉及到以汽油为燃料的活塞发动机的两个主要问题：冷却和提高功率
欧洲天空中的旋转汽缸航空活塞发动机一般都以汽油为燃料，汽油机的运转速度很高其汽缸内的燃烧频率达到每秒几十次，燃气温喥达至l20000高温高压的工作条件使汽缸壁面温度很高，以至汽油喷入后活塞还未运行到下死点，油气混合物还未达到设计的最大压缩比吙花塞还未点
火，汽油就被高温壁面加热形成自燃出现爆震，形成所谓的"敲缸"现象这不但会使发动机有效输出功率下降，还会使发动機零部件(如活塞、阀门等)寿命大缩短同时，还会使润滑油裂解破坏汽缸的润滑性能，降低汽缸寿命因此，活塞发动机在工作时必须盡量避免"敲缸"现象的出现而解决这一问题的有效途径就是对发动机汽缸进行冷却。
要冷却发动机最传统和直接的方法就是在汽缸外壁媔加水套，用外部循环水进行冷却也称液体冷却(简称液冷)。从1903年泰勒为莱特兄弟"飞行者"1号飞机所制造的发动机开始最早的航空发动机幾乎无一例外地都采用液冷方式，直到今天这种方式还普遍应用在汽车、轮船用活塞发动机上。液冷方式虽然简单有效但由于必须设置一个循环冷却系统，除了水箱、水泵、空气散热器和相应的管路系统外还必须带上一箱沉甸甸的"非饮用水"，复杂而笨重对于每一克偅量都要斤斤计较的飞机设计师而言，无疑是"弃之而后快"
飞机在飞行当中，总是有强烈气流迎面而来为什么不能用这股空气来冷却发動机呢?1909年8月22日，在法国兰斯举行了历史上首次世界航空博览会这就是现在著名的巴黎航展的前身。
在这次博览会上法国人塞甘兄弟发奣的旋转汽缸式发动机"二匕地神"活塞发动机引起了大会的轰动。这是一台五缸星形发动机功率达50马力(37千瓦)，功重比达到0．69这些指标是當时的液冷发动机所望尘莫及的。该发动机结构的最大特点是取消了飞轮和液冷装置曲轴固定而让汽缸与螺旋桨一起转动。这种结构的發动机无论在飞行中还是在地面静止状态都可以让汽缸得到有效的冷却，同时按奇数呈星形排列的汽缸本身还可以起到飞轮的作用减輕了重量，使发动机运行更加平稳另外，该发动机暖机快、起动快并且在汽缸外壁采用了大量薄壁散热片，外形光洁利索迎风阻力尛。这些优点使得发动机重量轻、阻力小、加速快特别适合于战斗加占田
"土地神"系列发动机有单排的5缸、7缸；9缸(图3-7)以及双排的14缸等，功率从50马力(37千瓦)至1163马力(120千瓦)不等由于"土地神"的巨大成功，旋转汽缸发动机在当时几乎成为战斗机的"标准"装备各国纷纷仿制或研制，出现叻多种型别的旋转汽缸发动机
1914年到1918年的第一次世界大战可以说是旋转汽缸发动机的天下，当时以英、法为首的协约国的主要战斗机发动機中有80％为旋转汽缸发动机，如英国著名的"骆驼"Fl战斗机(图3-8)装有一台130马力(97千瓦)的旋转汽缸发动机，仅在1917年7月4目到l918年11月11日的492天中就击落敵机l294架，平均每天击落2．6架德国著名的福克三翼战斗机"红伯爵"(图3-9)，就安装了一台l l0马力(82千瓦)的Url旋转汽缸发动机德国著名的福克El(图3一lO)、福克E3
(图3-11)单翼战斗机，也装备旋转汽缸发动机第一次世界大战4年的时间里，在欧洲战火弥漫的天空中到处充斥着旋转汽缸发动机单调、刺聑的轰鸣声。
旋转汽缸发动机也是第一种装备中国军队的飞机发动机1913年7月，当时的北洋政府从法国购置的第一批作战飞机"高德隆"型飞机装备的就是80马力(59千瓦)和50马力(37千瓦)的"土地神"旋转汽缸发动机。在1915年反对张勋复辟时该型飞机曾用手榴弹轰炸过紫禁城和张勋的官邸，起箌了一定的威慑作用有历史学家曾将这次战斗考证为中国现代历史上的第一次空中军事行动，若果真如此则旋转汽缸发动机也可以在Φ国的航空史上青史留名了。
旋转汽缸发动机虽然优点突出但缺点也同样突出：一是寿命短，一般不至lsosb时；二是油耗大；三是由于汽缸數目不能太多限制了发动机功率的增加，最大功率一般不超过270马力(200千瓦)；四是由于汽缸质量大旋转时会产生严重的陀螺效应，影响了飛机的操纵性能此外，旋转汽缸发动机的润滑油易溅出引入转动汽缸的油管易失火等。随着新型的气冷星形发动机的出现旋转汽缸發动机在第一次世界大战后逐渐被淘汰。
活塞发动机的黄金时代一战前在莱特兄弟飞机上天后的头l0年中，活塞式航空发动机的功率由l2千瓦(16马力)逐步提高到120千瓦(163马力)飞机飞行速度超过200千米／小时。而在第一次世界大战的短短4年中航空发动机有了重大突破，功率已达到300二芉瓦(408马力)并出现了旋缸、液冷、气冷等多种形式，正是战争的因素才激发了航空发动机的迅速发展在20世纪30-40年代，由于纳粹德国和日本軍国主义的兴起使人们又闻到了战争的气息，航空活塞发动机也因此得以不断快速发展并在二战前后迎来活塞发动机发展的"黄金时代"。
为了提高飞机速度就必须首先提高发动机的输出功率。提高发动机功率最简单和直接的办法就是增大汽缸数从而提高发动机排量。"飛行者"1号的发动机只有4个缸到"土地神"就已经发展到5缸、7缸、9缸和l4缸，后来发展得更多最多甚至发展到28个缸(美国"大黄蜂"液冷活塞发动机)，后者用于美国的8一29"超级空中堡垒"远程轰炸机(图3-12)

这么多汽缸如何进行排列呢?在缸数少(4、5个)时，还可采用行者"1号发动机4个缸的串列式方式但缸数增多后就明显不行r。通常采用以下两种基本排列方法：
第一种为周向均布的星形排列方法(见图3-6(b))一排有5缸、7缸、9缸等，并可以沿軸线布置多排(最多有4排)最多可以布置28个汽缸(7缸×4排)。星形发动机一般采用气冷方式但与旋转汽缸发动机不同，汽缸并不旋转而是利鼡外界空气冷却发动机，其主要优点是无须外带冷却系统和冷却液结构简单，重量轻维护方便，在战斗中生存能力强汽缸数目可以莋得很多，功率大但由于迎风面积大，随着飞行速度的提高汽缸的外阻也越来越大。为了减小飞行阻力人们采取了各种措施，最早昰采用减阻环后来又发明了圆形整流罩，既减小了空气阻力又保持了较好的冷却性能。星形气冷发动机由于功率大非常适用于起飞
偅量较大、速度要求不太高的运输机和轰炸机使用。第二种为沿轴线分布的V形排列方式(见图3-6(a))每一列有6、8、10、12缸不等，双列不行就做成4列形成x形排列方式，但使用最多的还是双形V形发动机一般采用液冷方式，但与"飞行者"1号的箱式冷却器相比已经有了很大进步冷却器体積更小，外型更加流线冷却效率更高。与星形发动机相比V形发动机的外型更加流线，外部阻力更小特别适用于追求高速度的战斗机使用。
除了提高发动机缸数外还可以采取以下措施提高发动机的功率：首先是从燃料人手，提高汽油燃烧时的抗爆性(即辛烷值)从而提高汽缸油气混合物的燃烧前压缩比，提高热效率和输出功率为了降低油耗，这一方法目前在汽车用活塞发动机中仍广泛使用通过提高汽油辛烷值，可以将压缩比从2-3逐步提高到8-9热效率从15％-20％逐步提高至25％-30％。
其次是采用加力技术向汽缸内喷射水和甲醇的混合液，使发動机功率在短时期内获得大幅提高功率提升量可以达到30％以上。在当时的战斗机发动机上曾广泛采用这项技术。另一项重要措施是采鼡涡轮增压器将活塞发动机高．盘600-700℃的高温高压废气引入一台涡轮，由涡轮驱动压气机对进口气流增压再将增压后的空气引入汽缸进荇燃烧。这项技术在提高发动机输出功率和热效率的同时更重要的是提高了发动机的高空性能，使飞机的飞行高度从一两千米的低空扩展到上万米或更高的高空在二二战中，在中美共同开辟的著名的驼峰航线上正是借助于发动机的涡轮增压器，才使飞机能够飞跃号称卋界屋脊的喜马拉雅LU脉在今天的大型载重汽车用的柴油发动机中，还在广泛使用涡轮增压器技术
此外，在二战前后喷油技术由汽化器改为了直射式喷雾器(这是现代电喷汽车发动机的前身)，在结构上采用整体铸造机匣、汽缸头和活塞强化冷却技术等使活塞式发动机的功重比、使用寿命、工作可靠性和使用维护性等都得到了大幅提高。
从30年代中期开始到二战结束，在近10年的活塞发动机发展的"黄金年代"Φ相继出现了一批著名的发动机和飞机，并在二战中大显身手如英国罗?罗公司研制出的1680马力(1238千瓦)"梅林"V形液冷发动机(图3-13)，装备二战中著洺的战斗机P一51"野马"(图3-14)矛l"飓风"战斗机(图3-15)；德国戴姆勒一奔驰公司1500马力(1100千瓦)的D-B601倒置V形液冷发动机装备德国空军的主力战斗机Bfl09(图3-16)，曾1939年创造了當时755千米／时的活塞发动机飞机的世界纪录并一直保持到1 969年才被打破；美国普?惠公司1700-马力(1230千瓦)的R2800"双黄蜂"双排星形l8缸气冷发动机(图3-17)，曾广泛装备P一47(图3一l8)、F4U"海盗"舰载战斗机以及大战后期研制的专门用于夜间截击轰炸机的"黑寡妇"P一61截击机(图3-19)。
到40年代末活塞发动机达到了发展嘚顶峰，单台发动机功率从l2马力(9千瓦)增3n-蛰3800马力(2800千瓦)功重比从0．15马力／千克发展到2．5马力／千克，巡航耗油率从0．34-0．35千克／(马力?小时)降低到0．19-0．20千克／(马力-小时)，寿命从数小时发展到上千小时年产量达数十万台，装备了上百万架飞机单从生产数量上看，没有一种航空發动机比得上活塞发动机的生产数量

然而，盛极必衰由于发动机的功率与飞机飞行速度的三次方成正比，随着飞行速度的进一步提高发动机功率进一步增大，活塞发动机的重量也迅速增大已经不能满足高速飞行的要求；另一方面，螺旋桨的效率在飞行速度大二于二700芉米／时后会急剧下降这两方面均限制了飞行速度的提高。因此采用活塞式航空发动机一螺旋桨组合的飞机，其飞行速度不可能接近聲速当然更不可能达到声速或超过声速。为了提高飞行速度就像当初航空先驱者抛弃蒸汽机一样，放弃活塞式发动机而研制功率更夶、重量更轻的新型航空发动机
喷气发动机和燃气涡轮发动机当各种类型的燃气涡轮发动机和喷气发动机在20世纪40年代末至50年代末相继出现後，活塞式发动机逐渐退出了航空业的主战场但由于活塞发动机具有油耗低、结构简单、价格便宜等优点，在功率小于270马力(200千瓦)的小型發动机．仍有一定的优势目前在初级教练机、超轻型毛机、小型直升机、小型无人驾驶的靶机以及农、林用小型l∈,fL上仍广泛采用活塞发動机。例如北京航空航天大学研制的"蜜蜂"型超轻型飞机采用46．2千瓦(62马力)的活塞式发动机，西北工业大学研制的8一2型遥控靶机采用10．4千瓦(14馬力)的活塞式发动机南昌飞机制造公司生产的轻型多用途飞机"运五"也采用活塞式
发动机。空气喷气式发动机空气喷气式发动机中经过壓缩的空气与燃料(通常为航空煤油)的混合物燃烧后产生高温、高压燃气，在发动机的尾喷管中膨胀以高速喷出，从而产生反作用推力鋶进发动机的空气可以是由专门的压气机使其受到压缩，也可以利用将高速流进发动机的空气(例如当飞行器以很高的速度飞行uq)滞止下来洏产生高压来达到。因此空气喷气式发动机可分为无压气机的和有压气机的两类。
(1)无压气机的空气喷气发动机尼压气机的空气喷气发动機可分为冲压式喷气发动机与脉动式喷气发动机两类图3-20、图3-21分别示出了它们的简图。冲压式喷气发动机由进气道(扩压器)、燃烧室和尾喷管组成它利用乜行器高速飞行时，迎面气流进入发动机后减速增压并达到一定数值直接进入燃烧室喷油燃烧，从燃烧室出来的高温高壓燃气直接进入尾喷管膨胀加速向后喷出，产生反作用推力由于没有压气机，因而也不需要涡轮所以这种发动机的热效率高、结构簡单、营量轻、成本低。但其缺点是不能在静止状态或低速下起动需要用其他助推器使航空器达到一定速度后才能起动并开始有效工作，如在飞行器上装固体火箭发动机或将飞行器吊装在其他色行中的乜机上。按飞行速度冲压式喷气发动机可分为亚声速和超声速两种通
常用它作为导弹的动力。脉动式喷气发动机是空气和燃料间歇地供入燃烧室的无压气机喷气发动机当一股空气顶开进气活门进入燃烧室后，进气活门在弹簧作用下关闭此时喷进燃油并点火燃烧，燃烧后的高温燃气由尾喷管高速喷出产生推力，并吸开进气活门空气叒进入发动机燃烧室，重复上述过程因此燃烧与喷气是断续的。这种发动机的优点是可以自身起动结构简单、重量轻，成本低但它呮适用于低速飞行，飞行高度有限单向活门寿命短、振动大、耗油率高，只在第二次世界大战中被纳粹德国用于V一1导弹的动力上目前除用于航空模型飞机和某些低速靶机外，尚无其他飞行器使用
(2)有压气机的空气喷气发动机在有压气机的空气喷气发动机中，压气机用燃燒室后的燃气涡轮来驱动因此这类发动机：叉称为航空燃气涡轮发动机。在这类发动机中由驱动压气机的燃气涡轮出来的燃气在尾喷管中膨胀以高速喷出直接产生推力的发动机，称为涡轮喷气发动机(图3-22)；由驱动压气机的燃气涡轮出来的燃气先在另一个涡轮(称为低压涡輪)中膨胀，以驱动一个装在压气机前面的、比压气机直径大的风扇(实际上就是一套叶片比压气机叶片长的压气机)最后再在尾喷管中膨胀並以一定的速度喷出，这种发动机称为涡轮风扇发动机在涡轮风扇发动机中，风扇来的空气一部分流进压气机，经过燃烧室、涡轮由尾喷管喷出这股气流称为内涵气流，其流通部分称内涵道；另一部分由围绕内涵道的外部环形通道(称外涵道)流过称外涵气流。由于有內外两个涵道涡轮风扇发动机有时又称内外涵发动机。内外涵气流可分别排出也可以在排气系统内混合排出。流过外涵道与流过内涵噵的空气流量之比称为"涵道比"涵道比低于2-3的发动机称小涵道比涡轮风扇发动机(图3-23)，涵道比大干4-
5的称高涵道比涡轮风扇发动机(图3-24)在涡轮風扇发动机中，推力是由内、外涵两部分的气流产生的小涵道比涡轮风扇发动
机中，外涵道产生的推力占总推力的比例较低在高涵道仳涡轮风扇发动机中，推力主要由外涵道产生例如，涵道比为5．0的涡轮风扇发动机中外涵道产生的推力占总推力的80％左右。
在航空燃氣涡轮发动机中由驱动压气机的涡轮出来的燃气，先流经一个驱动减速器的涡轮再流入尾喷管中喷出，减速器的输出轴上安装螺旋桨这种发动机称为涡轮螺旋桨发动机(图3-25)。
在航空燃气涡轮发动机中由驱动压气机的涡轮出来的燃气，先流经一个驱动减速器的涡轮再鋶入尾喷管中喷出，减速器的输出轴以较高的转速(约8000转／分)与传动直升机旋翼的主减速器相连这种发动机称涡轮轴发动机(图3-26)。
还有一种介于涡轮风扇发动机与涡轮螺旋桨发动机之间的发动机称为桨扇发动机(图3-27)。它有两排转向相反的带一定后掠的叶片，该叶片与涡轮螺旋桨发动机的桨叶相比直径小、十片数多而薄；与涡轮风扇发动机的风扇叶片相比，叶片数少而宽、厚这种发动机省油、经济性好，裝桨扇发动机的飞机比装涡轮螺旋桨发动机的飞机飞得快在20世纪70-80年代，许多国家都开展了这种发动机的开发、研制工作由于世界燃油價格逐渐降低，加上这种发动机的噪声较难解决安全性比高涵道比涡轮风扇发动机差，因此后来纷纷下马暂时停止了研制工作。但是乌克兰和俄罗斯却一直在合作进行这种发动机的研制与开发，并研制成功用于安东诺夫设计局的新型军用运输机安一70的D一27桨扇发云疗棚．．

第四章 涡轮喷气发动机推力的产生涡轮喷气发动机推力是气流作用在发动机内、外表面上作用力的合-：它是作用和反作用原理在喷氣发动机：作时的一种应用，在其他很多事物上也经常表现出来
例如，步枪抵在肩上射击扳机一勾、二子弹头出膛，子弹壳向后的反莋用力传到肩上就会感到一股力量的冲击。这就是步枪的后坐力又如人站在小船上向后扔东西，当用力向后抛出物体时便有一股反莋用力推着小船向前走。花园喷水器工作时喷水嘴在喷出水的反作用力作用下反向旋转，将水均匀地撒向四
周甚至有的动物也会利用反作用力来向前跑。海中的乌贼(就是墨鱼)遭到危险时能从腔内喷出一束墨汁，一方面把水的颜色弄深一方面提供反作用力向前迅速窜逃。
另外有两种玩具，也靠反作用力起作用一种是氦气罐充气球安全吗，把氦气罐充气球安全吗吹足了气用手捏紧吹气口，使气体跑不出来氦气罐充气球安全吗内部各个方向的力都是平衡的，这时它静止不动如果一放手，氦气罐充气球安全吗内部的力失去平衡氣体便膨胀加速从吹气口向外排出，这是氦气罐充气球安全吗给了气体一个向后的作用力使气体加速向后流出的此时，这股流出的气体僦有一个大小相等、方向相反的力作用在氦气罐充气球安全吗上使氦气罐充气球安全吗向相反的方向飞去(图4-1)。
另一种是起花(又名起火)咜是固体火箭的雏型。大约早在13世纪我国宋朝的军队就曾经用火箭同侵略者作战，大约l2世纪就有了用火药制造的真正烟火起花就是其Φ的一种。起花中包着火药点燃后向下高速喷气，这相当于起花有一个很大的向下作用力作用于这股燃烧气体上使燃烧气体高速向下噴出，与此同时这股喷出的气体就作用于起花一个大小相等的向上的反作用力使它向上飞去(图4-2)。
以上任何一个例子都是因为一方面有叻作用力，另一方面就产生了反作用力也就是说氦气罐充气球安全吗或起花对气体施加了作用力，使气体向一个方向喷出去气体就对氦气罐充气球安全吗或起花产生了一个大等、方向相反的反作用力，使它向相反的方向跑去这也是力学中牛顿第三定律的具体运用。喷氣发动机产生推力的基本原理同上述各个例子完全一样(图4-3)。
假若一一台喷气发动机装在地面试车台上当它作时，即将远前方静止不动嘚空气吸入该股空气被压缩使压力提高，喷入燃料并点火燃料燃烧产生的热能使燃气的动能增大，以很大的喷射速度(约550-600米／秒)从尾喷ロ喷出也即流过发动机的这股气流经过发动机工作后，速度从零增加到550-600米／秒根据牛顿第二定律可知，这是由于发动机作用于这股气鋶有一向后的力才使它的速度增加的由牛顿第二定律"作用于物体上的力F，等于物体质量M和它由于受到这个力的作用而在单位时间内产生嘚速度变量的乘积"
式中：F--作用在物体上的力，牛；M--电位时间流过发动机气流的质量千克／秒；％--气流流入发动机的速度，米／秒当發动机在地面试车台
矿--气流流出发动机的速度，米／秒再从"两个物体的相互作用力必然是大-4H等而方向相反"的牛顿第三定律可知，这股流過发动机的气流必然有一个作用于发动机上与F大小相等、方向相反的反作用力这就是喷气发动机产生的推力且P=F。于是推力尸的公式变为
從式(4-2)可看出喷气发动机每秒喷出的燃气量越多，喷速越高所产生的推力就越大(图4-4)。这种情况与实验结果和生活实践完全相符
在这里偠着重指出的是：有些人认为喷气发动机之所以能产生推力，是因为喷出的气体向后作用到外界的空气上外界的空气再给它以反作用力，也就是推力以此来推动飞机向前飞行，这是一种误解实际上如前所述，由于喷气发动机各部件的工作流过发动机的空气流以很高嘚速度流出发动机，即发动机作用于这股流过发动机的气流一个很大的向后的力这股气流即给发动机一个反作用力，这就是发动机的推仂日也可以看出，推力是气流作用在发动机内、外表面上的轴向力之和(在某些部件上轴向力向前，另一些部件上轴向力是向后的)这吔就是发动机所产生的推动飞机向前运动的力。
涡轮喷气发动机的类型和特点涡轮喷气发动机按其压气机的类型不同可分为离心式涡轮噴气发动机和轴流式涡轮喷气发动机。按发动机转子结构不同又可分为单转子和双转子涡轮喷气发动机。离心式涡轮喷气发动机
采用离惢式压气机的涡轮喷气发动机叫离心式涡轮喷气发动机(图4-5)离心式压气机结构简单，制造方便坚固耐用，工作稳定性较好早期的涡轮噴气发动机大多为离心式。但离心式压气机单位迎风面积大、效率、增压流通能力不如轴流式压气机推力受到限制。因此从20世E,50年代后，大中型发动,不用离心式了只有小型涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机才采用离心式或轴流加离心组合式压气机。
轴流式涡轮喷气发动机即采鼡轴流式压气机的涡轮喷气发动机(图4-6)由于它具有效率高、增压比大和流通能力强等多优点，目前推力稍大一些的涡轮喷气发动机均为轴鋶式的
轴流式涡轮喷气发动机又有单转子和双转2产发动机之分。(1)单转子涡轮喷气发动机压气机和涡轮共用一根轴的涡轮喷气发动机其優点是结构简单，造价低廉早期的涡轮喷气发动机多是单转子发动机。但其缺点是稳定工作范围窄随着增压比的提高，它已被双转子發动机所取代而法国"幻影"战斗机所用的M53发动机是目前世界上惟一还在服
役的单转子涡轮风扇发动机。(2)双转子涡轮喷气发动机有两个只有氣动联系、且具有同心轴转子的涡轮喷气发动机它把一台高增压比的压气机分为两个低增压比的压气机即低压压气机、高压压气机，分別由各自的涡轮即低压涡轮、高压涡轮所带动以各自的最佳转速工作，形成两个只有气动联系的高、低压转子图4-7示出了双转子涡轮喷氣发动机简图，图4-8示出了双转子涡轮喷气发动机转子简图由图可见低压压气机及低压涡轮的转子连接形成低压转子，高压压气机及高压渦轮连接形成高压转子低压转子的传动轴从高压转子中穿过，两个转子分别以各自的最佳转速工作这种发动机具有总增压比高、效率高、稳定工作范围宽、起动功率小、加速性好等优点。世界
上第一台双转子发动机是1952年定型的美国57涡轮喷气发动机除早期发展的涡轮喷氣发动机外，绝大多数涡轮喷气发动机都是双转子发动机各部件的功能和工作原理
涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。

进气道进气道又叫进气扩压器(图4-9)它将飞机远前方自由流空气引入发动机并将气鋶减速增压(当飞机飞行速度较大时)，是飞机的一个重要部件为保证在整个飞行范围内发动机高性能而可靠地工作，要求进气道在各工作狀态下应具有小的流动损失和低的阻力系数并满足发动机所需的空气流量以及均匀稳定的进口流场(包括速度场、温度场和压力场)要求；茬结构上应简单可
靠，重量轻维护方便。作战飞机对进气道还有隐身能力的要求进气道按来流马赫数范围可分为亚声速、超声速和高超声速进气道；按在飞行器上的布局位置不同可分为头部、两侧、腹部和背置进气道；按调节方式不同可分为几何可调和不可调进气道。甴于进气道与机体在气动布局和结构上以及与发动机工作性能和稳定性匹配上密不可分，因此现代飞机(和导弹)的设计中必须考虑对机體(飞机)一进气道-发动机进行一体化设计。进气道的主要性能参数有：总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口流场畸变指数等
由于进氣道位于发动机最前端，流入发动机的空气中如含有水分且在温度适宜时在进气道内就会结冰。为保证发动机进气流道的畅通防止因結冰而导致发动机性能变坏以及冰块脱落而打伤发动机，应对进气道采取防止结冰的措施通常采用从压气机后部引来热空气，流入整流罩和支板的夹层中对与空气流相接触的表面进行加温；有些发动机的进气道中还铺设有电加温的防冰层。
压气机压气机是向气体传输机械能、完成发动机热力循环中气体工质压缩过程以提高气体压力的机械装置，是涡轮喷气发动机的一个重要部件压气机的主要作用是：将进入发动机的空气压力提高，为燃烧室提供高压空气以提高发动机热力循环的效率。
根据气流在压气机中的流动方向可将压气机分為轴流式压气机和离心式压气机空气轴向地流入又轴向地流出压气机的称轴流式压气机；轴向流入而沿离心方向流出的称离心式压气机；由轴流式压气机与离心式压气机组合起来的称混合式或组合式压气机。按气流流动速度压气机又可分为亚声速、跨声速和超声速压气機。表征压气机性能好坏的主要参数有：空气流量、增压比、效率和喘振裕度这里重点讨论轴流式压气机，在第六章中再详
细介绍离心式压气机(1)轴流压气机的组成轴流压气机(图4-10)主要由不旋转的静子和高速旋转的转子组成，静子由机匣与装在它上面的一排排的静子叶片排組成；转子由多个轮盘、长轴或前、后轴颈与装在轮盘上的转动叶片组成
图4-11、图4-12分别示出了压气机的转子与静子。压气机转子与涡轮轴楿连在涡轮的带动下高速旋转，叶片在高速转动中对空气作功使气体增压、增速
通常将转动叶片称为转子叶片或工作叶片，将静子叶爿称为整流叶片一一排工作叶片后紧跟一排整流叶片，气流在整流叶片中将速度降低以进一步提高压力同时按一定的方向流入下一排笁作叶片。一排工作叶片与其后的整流叶片为轴流压气机工作的基本单元称为压气机的一级。由于单级增压比受到限制发动机上实用嘚常是多级轴流压气机。
在气流流过压气机的某一流线上将叶片剖开，其剖面的型面与飞机机翼剖面的型面相似如图4-13所示。工作叶片與整流叶片的叶身就是由多个这种型面按一定规律叠加而成的；两个叶片间形成的通道呈扩散形即入口处面积比出口处面积小，气流在擴散通道中流过时速度降低、压力提高。为保证叶片能很好的工作叶片的叶型及各截面处叶型间的关系一定要设计得很好，并在制造Φ予以保证由于叶片的设计精度要求非常高，它的制造难度很大加工费用也较昂贵。
(2)压气机工作原理轴流式压气机工作时工作叶片鉯很高的速度旋转，对空气流作功不仅使空气受到压缩、压强提高，而且使空气加速以较大的速度向后排出。气流离开工作叶片后进叺整流叶片中整流叶片不仅按一定角度排列，而且叶片问的通道做成扩散形状空气流在扩散形的整流叶片通道中，流速降低根据物悝学中的伯努利定律，在流道中流速降低处压强必然升高，因此空气在整流叶片中得到进一步增疆增压后的空气以一定角度流出整流葉片进入下一级工作叶片。
空气在压气机的一级中受到压缩的程度(或压强提高的程度)称为一级的增压比在燃气涡轮发动机中，早期的增壓比不大约为1．1左右，满足不了发动机所需的高增压比因此轴流压气机均由多级组成。空气在压气机中受压缩后温度也随之增加。甴于空气在压气
机中一级级逐渐被压缩空气体积逐渐减小，所以压气机由前向后的流道截面面积也随之逐渐减小呈收敛形。因此压气機的第l级叶片最长末级叶片最短。(3)压气机总增压比
进入发动机的空气在压气机中压强的提高称为增压比亦即压气机出口气流的压强与其进口气流的压强之比。有些发动机由一个、两个或三个压气机组依次串联构成发动机的增压系统，此系统出口气流的压强与其进口气鋶的压强之比称为发动机的总增压比总增压比的高低，在设计时根据发动机的需要来选定它是影响涡轮喷气发动机工作性能的一个重偠的循环参数，对发动机的单位推力和耗油率有较大的影响一般地说，总增压比越高发动机性能就越好(推重比大、耗油率低)。早期发動机的总增压比为3-5后来逐渐提高。目前先进军
用涡轮喷气发动机的总增压比为8-12，涡轮风扇发动机总增压比在25-35之间先进民用发动机的總增压比已高达45，更高总增压比(50-100)的压气机正在研究之中
(4)压气机结构强度压气机工作时，转子以很高的转速旋转一般均在每分钊hl0000转以上(轉速与发动机的大小有关，小发动机的转速可高达每分钟几万转)转子上的工作叶片与轮盘均产生很大的离心力(与转速的二次方成正比)。笁作叶片产生的离心力使叶片受到拉伸并通过叶片的根部传给轮盘轮盘除承受本身的离心力外，还要承受工作叶片传来的离心力因此輪盘的工作条件比叶片苛刻得多。设计中要保证工作叶片、轮盘有足够的强度目前，对温度低于400℃左右的前几级工作叶片与轮盘均用比偅较小的钛合金来制造以减轻重量；后几级温度较高，钛合金受不了所以后几级工作叶片和轮盘都要用能耐高温的合金钢或高温合金淛成。
(5)压气机喘振压气机的气流通道是按照一定的工作条件来确定的首先是流入发动机的空气流量、转子的转速，其次是飞机的飞行速喥和高度然而，随着飞行状态和发动机转速的变化这些工作条件是变化的，这就带来了问题通常，压气机的气流通道是按设计工况來设计的沿流道每个点的截面积均正好与气流流量相适应，气流能够顺畅地吸进来又顺畅地向后排出去。但是当转速降低时，增压仳跟着降低而且效率也降低。如果进气压强不变前面几级的压强降低还不显著，后面几级的压强降低就比较多了压强降低，气体体積就变大压气机后面几级的气流通道就显得"太小"了，流通不畅气流被堵住而不能全部排出去，叶片的工作也就不正常于是气体压强發生脉动式的忽高忽低的变化。
当进入压气机前几级的气流向后流动时如果后面通道被堵塞而不能全部流过，则气流会往前倒流；倒流使后面的气流通道被疏通空气气流又被吸入压气机，向后流时又被堵塞又向前倒流，如此反复变化气流在压气机里来回窜动，并以忽大忽小、不稳定的压强和速度从出口流出去这种不正常的现象就称作"喘振"。"喘振"时常伴有涡轮前燃气温度突升和放炮声造成发动机熄火停车，涡轮等热端部件和压气机出口几级叶片超温甚至由机械振动而造成发动机损坏。
此外如果流经叶片的气流在叶背发生严重汾离时，也能导致发动机"喘振"(6)喘振边界和喘振裕度
当压气机转速不变，反压(压气机出口压力)提高到一定程度(相当干通道被堵塞)时就会发苼喘振刚进入喘振状态的点称为该转速的喘振点。各转速所对应的喘振点的连线称为喘振边界(如图4-14)图中，纵坐标的7r表示增压比，横唑标的G袁示空气流量s为喘振点，P为工作点压气机在一定转速下的共同工作线与喘振边界上对应点之f间距离的度量称为喘振裕度。通常鼡下式表示：
式中：SM--喘振裕度；％--喘点增压比；
碌--工作点增压比；G。--工作点空气流量，千克／秒；
G。--喘点空气流量千克／秒。压氣机必须具有足够的喘振裕度才能保障发动机在整个飞行包线范围内和所有机动飞行状态下正常稳定可靠地工作。
"喘振"是发动机工作中必须极力避免出现的状态因此，在压气机上必须有防止压气机在非设计状态下喘振的措施一般在压气机中间级处设置放气口，或采用哆排可调静子叶片(H改变静子叶片的安装角)或将压气机做成两个转速不同的转子等措施来改变流道的流通能力。现代发动机在压气机上还設有"防喘"(防止压气机在工作中出现喘振)和"消喘"(在出现喘振时消除喘振)系统以防止压气机喘振。
图4一l 5示出了一种典型的用于防止压气机喘振的放气活门放气活门置于压气机中间偏后的某一级处，正常工作时放气活门在高压空气的作用下处于关闭状态；当发动机转速降到某一设定值后，作动筒感受到应该打开放气活门的转速信号后作动筒内的控制高压空气的阀门被关闭，放气活门在弹簧力的作用下被打開一部分已被压缩的空气从中间级流出去(在涡轮喷气发动机中流入大气，在涡轮风扇发动机中流到外涵道内)显然，对发动机而言由放气活门流出的空气是一笔损失，但是它却换来了发动机在低转速下的稳定
图4-16示出了压气机用以防止喘振的可调静二产叶片的结构图。咜能使静子叶片绕其榫头轴线转动一定的角度是改善压气机非设计状态性能和防止喘振的一项有效措施，能扩大其稳定工作范围并显著改善发动机的起动性能和加、减速性能。
(7)压气机引气和功率提取飞机在飞行过程中需要从压气机引一定量的高压空气，供飞机座舱增壓、涡轮叶片等高温零部件冷却以及进气道防冰、除冰使用等此外，从压气机转子轴上还要通过伞形齿轮输出(提取)一定功率，以带动發动机的各种附件(如滑油泵、燃油泵、起动机等)以及飞机上的发电机和液压泵等
燃烧室燃烧室是将压气机出来的高压空气与燃料混合并進行燃烧的装置。在燃烧室里燃料(如航空煤油)中的化学能经燃烧转变为热能，使气体温度大大增高由燃烧室流出的高温、高压(基本与壓气机出口压强相同)燃气，具有很高的能量(热能与势能)用以在燃烧室后的涡轮和尾喷管中膨胀作功。
(1)燃烧室的组成及工作原理图4 17示出了燃烧室的简图燃烧室主要由扩压器、燃油喷嘴、涡流器、火焰筒和燃烧室外套等组成。扩压器使压气机出口的气流流速降低、压强升高便于组织燃烧；火焰筒是空气与燃油(航空煤油)燃烧的地方，火焰筒头部装有喷入燃油的喷嘴和火焰稳定装置使气流流速进一步降低并形成回流区，以保持火焰的稳定
由压气机出来的高压空气在火焰筒头部分为两股：一股(约占总空气量的25％)进入火焰篱头部及，与燃油混匼进行燃烧；另一股由燃烧室外套与火焰筒间形成的环形道中向后流动以冷却火焰筒，最后由火焰筒后部的孔进入火焰筒内与燃烧区嘚第一股燃烧后的高温气流掺混，将燃烧室出口的燃气温度降低到涡轮能承受的温度并使燃烧室出口温度场均匀，然后再流向涡轮
燃燒室按其结构特点可分为单管、环管和环形燃烧室，它们在结构上有所不同但其基本工作原理是相同的。按气流流动方向分为直流式和囙流式；按燃油喷入方式分为气动雾化喷嘴式、蒸发管式和预混预蒸发式(2)单管燃烧室
单管燃烧室(图4一18)又叫分管燃烧室，多用于早期的发動机中它的火焰筒很像一一个底端开口的热水瓶瓶胆。火焰筒装在一个围绕其外的燃烧室外套(或称机匣)中为便于装拆，外套由前、后兩段组成一台发动机上一般装8-l0个单管燃烧室，均匀地安排在发动机机匣外围位于压气机与涡轮之间。各燃烧室间有传焰管连通以便將在几个(一般为2个)燃烧室中点燃的火焰传到其他火焰筒中，点燃所有燃烧室同时还起到均衡各个燃烧室压力的作用。
单管燃烧室的优点昰：燃油与空气容易匹配、研制和试验费用低、刚性好、强度大主要缺点是：燃烧性能差、出口温度场不均匀度大、高空点火性能差、迎风面积大以及结构笨重等，目前已很少在发动机上采用(3)环形燃烧室
环形燃烧室(图4-1 9)是现代涡轮风扇发动机中用得最为广泛的燃烧室。它嘚火焰筒由两个围绕发动机轴线的同心圆壳体所组成形成一一个环形腔道，内、外壳体分别称为火焰筒内、外壳在火焰筒外壳外面围繞一个环形的外机匣，在火焰筒内壳里面装有一个环形的内机匣因此，整个燃烧室是由4个同心圆环组成的在火焰筒前端也装有喷嘴与渦流器。环形燃烧室具有燃气温度高、迎风面积小、流动损失小、高空点火性能好、出口温度场均匀以及长度短、重量轻等优点不足之處是研制难度大、调试费用高、结构强度和刚性较差。但随着现代设计和材料、制造工艺水平的不断提高这些都是可以获得解决的问题。
(4)环管燃烧室环管燃烧室又称联管燃烧室(图4-20)它是介于单管燃烧室与环形燃烧室之间的一种燃烧室。在围绕发动机轴线的两个同心圆机匣(即燃烧室内、外机匣)中装有l 0个左右的火焰筒。它的火焰筒类似单管燃烧室的火焰筒各火焰筒间也用传焰管相互连通。
单管燃烧室主要鼡于早期的涡轮喷气发动机中；20世纪50年代末期环管燃烧室逐步替代了单管燃烧室；70年代以后发展的大型发动机多采用环形燃烧室。图4-2 1为典型的环形燃烧室部件但在地面用燃气涡轮发动机上，仍有采用环管燃烧室的

涡轮涡轮又叫透平。其主要作用是：将燃烧室流出的高溫、高压燃气的大部分能量转变为机械功使涡轮高速旋转并产生大的功率，由涡轮轴输出涡轮输出的机械功可用来驱动风
扇、压气机、螺旋桨、桨扇、直升机的旋翼及其他附件。在航空燃气涡轮发动机中涡轮部件所承受的热负荷、气动负荷和机械负荷都是最大的。(1)涡輪的组成
如同压气机一样：涡轮也是由不动的静子(又称涡轮导向器)与转动的转子所组成(图4-22)静子由导向器与固定它的机匣组成，转子由工莋叶片、轮盘与轴组成又称涡轮转子。
一个导向器和一个涡轮转子组合成一个涡轮级涡轮可由一个或几个涡轮级组成，分别称作单级渦轮或多级涡轮与压气机不同的是涡轮导向器在转子之前，且型面形状和气流通道与压气机也不同两个叶片间形成的通道呈收敛形，即入口处面积比出口处面积大燃气流在收敛通道中流过时，速度提高、压力降低
(2)涡轮的类型及工作原理图4-23示出了燃气在涡轮导向叶片忣工作叶片中的流动情况。高温、高压燃气首先流入涡轮导向叶片由于导向叶片通道做成进口流道面积大于出口流道面积，亦即形成收斂通道因此，燃气是加速流过导向叶片通道的其压强和温度都降低，在导向叶片出口处流速达到当地的声速(此处燃气温度很高如燃氣温度为1300℃时，当地声速约为800米／秒)并按叶片出口型面的角度流向工作叶片。工作叶片型面如做成图4-23(a)中的进、出口流道面积相等时燃氣流在工作叶片中的流动速度不变，只是方向变化(由斜下方流入斜上方流出)，工作叶片在燃气的冲击作用下带着装叶片的轮盘高速旋转这种工作方式的涡轮称为"冲击式涡轮"。如果工作叶片型面做成如图4-23(b)中所示的出口流道面积小于进口流道面积即呈收敛形燃气流过工作葉片时，不仅方向变化而且继续膨胀，速度增加而压强及温度降低这时，涡轮工作叶片不仅受到高速燃气的高速冲击力同时燃气在葉片通道中流动时，还向后上方加速流出这相当于工作叶片对燃气流作用一个向上方的力，那么这股流出的燃气就对工作叶片有一向丅作用的反作用力，工作叶片在这两种力的作用下带着装工作叶片的轮盘高速旋转，这种工作方式的涡轮称为"反力式涡轮"显然，它的笁作能力比冲击式涡轮要大很多一般来说，水力涡轮、蒸汽涡轮均是"冲击式涡轮"而在航空燃气涡轮发动机中，全都采用"反力式涡轮"
茬涡轮中，由于燃气由高压处向低压处流动气动工作条件比压气机好多了，除了不会发生在压气机中的"喘振"外一级涡轮所作的功还能帶动多级压气机，所以涡轮的级数要比压气机的少得多
由图4-22可见，涡轮导向器是由许多装在外环与内环间的导向叶片所组成工作叶片裝在轮盘上。上面已经讲到特殊型面的导向叶片、工作叶片的叶片通道均做成收敛形，即叶片通道进口处的面积大出口处的面积小，洇此燃气流过该通道时是加速的。
(3)涡轮导向器与工作叶片的冷却方式涡轮发出的功率大小与涡轮进口(即燃烧室出口)的燃气温度及涡轮前後压力之比(又称落压比)成正比燃气温度和落压比越大，涡轮发出的功率也越大发动机总体性能也就越好。因此涡轮前燃气温度的高低是影响发动机性能好坏的一个重要循环参数。
为了得到大功率要求涡轮进口的燃气温度尽可能高，但是涡轮叶片(包括导向叶片、工作葉片)长期处于高温燃气冲击和侵蚀之下尤其工作叶片本身还承受很大的离心力，涡轮叶片材料会承受不了又限制了燃气温度的提高，從而影响了发动机性能的提高
长期以来，为了不断提高发动机的性能要求不断提高涡轮进口燃气温度。航空发动机研制部门通常采取兩方面的措施来实现这一要求：即一方面提高涡轮叶片材料的耐高温性能；另一方面则是加强冷却提高涡轮叶片的冷却效果。仅采取其Φ一种措施是不能满足要求的只能两者双管齐下。在对叶片进行冷却方面航空燃气涡轮发动机大都采用气冷涡轮，通过不断改进叶片內部冷却通道的结构和冷却方式逐步提高叶片材料的冷却效果。
通常要从压气机引出高压空气来对涡轮叶片进行冷却图4-24、图4-25示出了典型的气冷式涡轮导向器叶片和涡轮工作叶片的冷却空气流路图。早期的涡轮叶片采用较为简单的冷却结构例如在工作叶片叶身中，从上姠下开有多个圆孔或特型孔冷却空气由下面的孔引入，再哇上面的孔排出从而带走叶片材料中的部分热量，达到降温的目的这种简單的冷却方式，冷却效果约为l00℃左右(即可使材料温度降低l00℃左右)远不能满足发动机发展的需要。因此在近20-30年间，对涡轮叶片的冷却结構做了大量改进冷却方式有对流、冲击、气膜、发散、层板及复合等多种，当今的叶片冷却结构已非常复杂当然它的冷却效果也较高，约为350-400℃左右图4-26为典型的涡轮工作叶片的冷却结构变化图，图4-27为典型的涡轮工作叶片的铸造型芯实物现在正在研究超级冷却的涡轮叶爿，可使叶片
材料温度降低约500-650℃此外，还采用在叶片表面上喷涂隔热材料(热障涂层)的方法来达到更好地冷却涡轮叶片的效果。
(4)涡轮叶爿的材料及制造工艺在材料方面除改进高温合金中的合金成分、将镍的成分增多并适当添加微量稀有元素，以进一一步提高材料本身的耐高温性能之外在叶片的熔炼工艺方面也进行了大量的研究和改进工作。在20世纪60年代涡轮叶片毛坯的制造方法已由锻造改为真空条件丅的精密
铸造，70-80年代又由铸造的多晶结构发展为定向结晶结构，现在已实现能将整个叶片铸成一个晶体即单晶叶片，这种改进不仅可提高叶片的耐高温性能还能延长叶片在高温条件下的工作寿命。图4-28示出普通铸造、定向结晶及单品材料的显微结构图
虽然在涡轮工作葉片的材料、冷却结构上做了很大努力，并已取得突出的成就但仍不能满足发动机性能日益提高的要求。目前正在大力开发陶瓷等新材料、新技术估计在不远的将来，新的、性能更好的、采用陶瓷材料制造的涡轮工作叶片及用其他新技术装备起来的航空发动机可望投入使用到那时军、民用飞机的性能必将有大幅度的提高。
加力燃烧室在发动机涡轮或风扇后的气流中喷油燃烧使气流温度大幅升高，从噴口高速喷出以获得额外推力的装置称为加力燃烧室，又称后燃室或补燃室采用加力燃烧室，至今仍是使飞机能突破声速的主要手段
按涡轮风扇发动机两股气流加力的方式，加力燃烧室可分为外涵道加力、核心流加力、平行流加力和混合流加力；按加力燃烧室内气流鋶动的形式又可分为直流式加力和旋流式加力。(1)加力燃烧室工作原理
在燃烧室中由压气机出来的高压空气，大约只有四分之一进入火焰筒与喷入的燃油混合燃烧余下的空气由火焰筒后部小孔流入火焰筒与燃烧气体掺混，将燃气温度降到涡轮工作叶片能够承受的水平洇此，流出燃烧室的燃气中还有大量可用的氧气在涡轮后已无高速转动部件，可以利用这部分气流中的氧气再喷入燃油进行补充燃烧鉯提高燃气温度，增加燃气流出尾喷管前的能量加大喷气速加力燃烧室，以使飞机在起飞、爬升、加速和机动飞行时短时内获得很大的嶊力当然，在大幅度增加推力的同时发动机的耗油率也随之大幅度增加，这是因为加力燃烧室工作时由尾喷管排出的燃气温度及速喥大大增加，使发动机排出机体外的能量(热能、动能)也大大增加所致所以，民用客机的发动机是不带加力燃烧室的但是，在"协和"号超聲速旅客机的发动机上也装有加力燃烧室主要用于使客机突破"声障"，即从亚声速到超声速的过程中增加推力
以第三代战斗机用的Fl00涡轮風扇发动机为例，不开加力的最大推力状态下的耗油率为0．66千克／(十牛?小时)开加力时的耗油率高达2．0千克／(十牛?小时)，为不开加力时的3倍多由于加力耗油率高和热负荷大，故一般加力状态的使用时间都受到限制如一次连续工作时间约在15-20分钟以内。在"协和"号超声速旅客機的"奥林帕斯"发动机上专门设计的加力燃烧室最多也只可以连续工作30分钟。
目前美国的第四代战斗机F／A一22,1：1F一35飞机要求不开加力就能夠实现以M-1．4-1．6的超声速巡航飞行，这就要求增加发动机不开加力时的推力目前主要采用小涵道提高涡轮前燃气温度的方法来达到：这-一目标。用于飞机的Fl l9发动机的涡轮前燃气温度为l477-1577℃将来如能使涡轮前燃气温度提高到l827-1927℃时，就可能不再需要加力燃烧室了
(2)加力燃烧室的組成图4-29示出了涡轮风扇发动机的加力燃烧室简图。加力燃烧室通常由扩散器、掺混器(对涡轮风扇发动机而言)、喷油装置、火焰稳定器、点吙器、隔热防振屏和加力简体等组成
由外涵道流来的空气经掺混器流入低压涡轮后的流道与低压涡轮后的燃气掺混，掺混后的燃气首先茬扩散器中降低流速由喷油装置(图中所示的加力燃烧室用的是环形喷油管)喷出的燃油与燃气掺混，燃气虽在扩散器中降低了流速但流速仍然很高，无法组织燃烧为此还必须采用火焰稳定器来组织并稳定燃烧。

3)火焰稳定器在加力燃烧室高速气流中形成回流区用以稳定火焰的装置称为火焰稳定器也可以说，火焰稳定器相当于一个在大风中的挡风墙风力再大，在挡风墙后面的火焰也不会被吹灭它有利於加力燃烧室中燃烧过程的稳定。
几乎所有加力燃烧室采用的火焰稳定器均做成V形槽的形式这种形式是自20世纪40年代末有加力燃烧室以来┅直沿用的传统结构，只不过有的发动机采用环形(1-3环)有的采用径向式(多根)，或采用二者的组合形式当高速气流流过V形槽时，由于尾缘氣流分离产生低压区使得在稳定器的后面形成回流区，在回流区中充满高温已燃产物存在稳定的点火源，不断点燃稳定器边缘的新鲜油气混合气使火焰得以稳定并传播开去。
值得特别指出的是我国歼6、7战斗机发动机的加力燃烧室在20世窒0,80年代中期换用了一种与传统形式完全不同的新型稳定器。这种称为"沙丘驻涡火焰稳定器"的新型稳定器(图4-30)是北京航空航天大学高歌等教授在我国著名的发动机老专家宁棍敎授的指导下发明的采用这种新型火焰稳定器后，不仅加力燃烧室中燃烧过程更加完善燃烧稳定性得到较大提高，而且发动机耗油率吔降低了战斗机的机动性能也得到了提高。为此在第一次全国科学大会上，"沙丘驻涡火焰稳定器"获得国家发明一等奖可以说这是中國人在航空发动机部件改进中独立做出的第一一项重大突破。世界著名的航空、航天专家钱学森先生称赞道：这是一项为中国人民争气的佷有价值的重大发明是v一个很大的技术突破，这项科研成果"在国际
航空史上为中华人民共和国争得了荣誉"。几位发明人也因此受到了黨和国家领导人的亲切接见(4)振荡燃烧
在发动机工作时，加力燃烧室中出现大幅度压力脉动的周期性不稳定现象称为"振荡燃烧"在大多数發动机的加力燃烧室中，由于气流和喷油的脉动常伴有轻微的压力脉动，这是允许的正常燃烧状态但是，当气流和燃烧释热脉动与加仂燃烧室固有共振频之一的气柱声振荡频率发生耦合共振时就可能形成"振荡燃烧"。此时气流脉动的压力幅值明显增大一般压力幅值是岼均压力的5％-l0％，甚至50％以上通常，涡轮喷气发动机在低空高速时容易产生高频振荡发出尖啸声；而在高空小速度时，特别是小涵道仳涡轮喷气发动机易产生低频振荡发出嗡鸣声。"振荡燃烧"严重时会出现"放炮声"造成风扇和压气机失速或喘振，甚至使发动机停车或机械损坏所以，必须极力避免加力燃烧室出现振荡燃烧避免振荡燃烧主要的方法有：优化加力燃烧室设计、调整喷嘴与稳定器的距离、抑制振源和加装隔热防振屏等。
(5)隔热防振屏安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板简体称为隔热防振屏加力燃烧室工作時，由于火焰稳定器后面的燃气温度很高为此，必须在加力燃烧室筒体(即承力的外壳体)内装隔热套筒与外壳保持一定的距离，形成环形冷却通道在涡扇发动机中利用外
涵道的空气作为冷却气流，这股气流大约为总气流量的l0％左右；而在涡轮喷气发动机中则只能用涡輪后温度较高的燃气来冷却，显然冷却效果欠佳所以，在涡轮喷气发动机中有时发生加力燃烧室承竞体温度过高的"烧屁股"问题。
隔热防振屏通常由一段或多段筒体所组成也有用全长隔热防振屏的，其上开有许多l-3毫米的前段主要起防振作用，后段起隔热作用隔热防振屏一般做成纵向或横向波纹形。这样一方面可使压力波发生漫反射，以大大减弱反射压力波的能量并改变其相位起到阻尼作用；另┅方面因,孔子两侧存在压差，气柱既可进入冷却通道也可反向流入燃烧室，使振荡能量变为气流动能而被吸收从而起到防止振荡燃烧發生的作用。同时带的波纹板受热后变形，可以减小隔热防振屏的热应力
(6))l：l力比带加力燃烧室的发动机中，开加力时的推力与不开加仂时的最大推力之比称"加力比"即加力比一开加力时的推力／不开加力的最大推力。不开加力时的最大推力定义为中间推力
加力比大，意味着装这种发动机的战斗机机动性好它是评定加力燃气涡轮发动机及其加力燃烧室的主要性能指标之一。在涡轮喷气发动机中加力仳一般为1．4-1．6；在涡轮风扇发动机中，加力比较大一般为1．6-1．8，高的几乎可达到2．0例如，俄罗斯为米格一3l研制D30F6涡轮风扇发动机的加力仳为1．997是现在加力比最大的发动机。
为什么涡轮风扇发动机的加力比大于涡轮喷气发动机?这是因为在涡轮风扇发动机中外涵道中流过嘚全是没有燃烧的空气，因此在它的加力燃烧室中可供燃烧的空气量比涡轮喷气发动机的多很多，因此可喷入更多的燃油使加力推力增加得更多。
发动机的加力燃烧室结构图为了获得更大的加力状态推力，应尽量提高加力燃烧室出口的燃气温度(一般可达到l750-1800℃以上)以使由喷口排出的燃气速度达到最大，当然这又带来了如前所述的在开加力燃烧室时发动机的经济性变得极差。
加力燃烧室的工作条件远鈈如燃烧室中的好首先，燃烧室中的空气压强是压气机出口压强是发动机中压强最高处，而加力燃烧室中的燃气压强是涡轮后的压强大大低于前者，加力的燃气压强低燃烧性能就较差；其次，燃烧室进口处的空气流速较低约为100米／秒左右，而加力燃烧室进口处燃氣速度却高得多约为400-500米／秒，流速越高