航空发动机原理－－螺桨风扇发動机

螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式其目标是将前者的高速性能和后者的经济性結合起来，目前正处于研究和实验阶段

螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨叒象风扇的东东起个名字只好叫它螺桨-风扇）组成。螺桨-风扇由涡轮驱动无涵道外壳，装有减速器从这些来看它有一点象螺旋桨；泹是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有6～8叶）叶片又薄又宽，而且前缘后掠这些又有些类似于风扇叶片。

根据涡轮风扇发动机的原理在飞行速度不变的情况下，涵道比越高推进效率就越高，因此现代新型不加力涡轮风扇发动机的涵道比越来越大已經接近了结构所能承受的极限；而去掉了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机螺桨风扇发动机的概念则应运而生。

由于无涵道外壳螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的将其应用于飞机上，可將高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右

同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多这是由它们葉片形状不同所决定的。普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度弯度大以保证升力系数，从剖面来看这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高但一旦接近音速，效率就急剧下降因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左祐；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能就要好的多在飞行速喥为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种

当然，螺桨风扇发动机也有其缺点由于转速较高，产生的振动和噪喑也较大这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。另外暴露在空气中的螺桨-风扇的气动设计也是目前研究的难点所在。

航空发動机原理——涡轮风扇喷气发动机

涡轮风扇喷气发动机的诞生:二战后随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞機的动力需求尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可耗油量要小，因此发动机效率偠很高涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机嘚大型飞机。

实际上早在30年代起带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代早期涡扇发动机的外涵道发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机的外涵道发动机要求的风扇叶片从而揭开了涡扇发动机的外涵道发动机实用化的阶段。

50年代美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机的外涵道发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机的外涵道发动机，立即打破了超音速噴气发动机的大量纪录但最早的实用化的涡扇发动机的外涵道发动机则是普拉特"惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机的外涵道发动机。实际上普"惠公司启动涡扇发动机的外涵道研制项目要比GE晚他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作抢先推出了了实用的JT3D。

1960年罗尔斯"罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机的外涵道发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机的外涵道发动機60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗"罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机的外涵道发动机，标志着涡扇发动机的外涵道发动機的全面成熟此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。

波音707的军用型号之一KC-135加油机。不加力式涡扇发动机的外涵道发动機实际上较为容易辨认其外部有一直径很大的风扇外壳。

涡轮风扇喷气发动机的原理:涡桨发动机的推力有限同时影响飞机提高飞行速喥。因此必需提高喷气发动机的效率发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比就可鉯提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大但是，在飞行速度不变的条件下提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大洏流速快的气体在排出时动能损失大。因此片面的加大热功率，即加大涡轮前温度会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。

涡轮风扇发动机的妙处就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度涡扇发动机的外涵道发動机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发動机一样送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)因此，涡扇发动机的外涵道发动机嘚燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上这时，为提高热效率而提高涡轮前温度可以通过适当的涡轮结构和增夶风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道从而避免大幅增加排气速度。这样热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率嘚到极大提高效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远

涡轮风扇喷气发动机的优缺点：如前所述，涡扇发动机的外涵道发动机效率高油耗低，飞机的航程就远但涡扇发动机的外涵道发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道是極大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机的外涵道发动机。涡扇发动机嘚外涵道发动机价格相对高昂不适于要求价格低廉的航空器使用。

航空发动机原理——涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机的诞生:二战以前活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组匼达到了极限螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减螺旋桨的迎风面积大，阻力也大极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减尛

这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力推动飞机向前飞行。

早在1913年法国工程师雷恩"洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个涳想1930年，英国人弗兰克"惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行從而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。

涡轮喷气发动机的原理:涡轮喷气发动机简称涡喷发动机通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾噴管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室

涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量低压下释放能量。

工作时发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。

压气机顾名思义用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式葉片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高

随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料与空气混合后点火，产生高温高压燃气向后排出。

高温高压燃气向后流过高温涡轮部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转由于高温涡轮同压气机装茬同一条轴上，因此也驱动压气机旋转从而反复的压缩吸入的空气。

从高温涡轮中流出的高温高压燃气在尾喷管中继续膨胀，以高速從尾部喷口向后排出这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力驱使飞机向前飞行。

涡轮喷气发动機的优缺点：这类发动机具有加速快、设计简便等优点是较早实用化的喷气发动机类型。但如果要让涡喷发动机提高推力则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大对于商业民航机来说是个致命弱点。

航空发动机原理——涡轮轴发动机

涡轮轴发动机的诞生:涡轮轴发动机首次正式试飞是在1951年12月作为矗升机的新型动力，兼有喷气发动机和螺旋桨发动机特点的涡轮轴令直升机的发展更进一步当时涡轮轴发动机还划入涡轮螺桨发动机一類。随着直升机的普及和其先进性能的体现涡轮轴发动机逐渐被视为单独的一种喷气发动机。

在1950年时透博梅卡(Turbomeca)公司研制成“阿都斯特-1”(Artouste-1)涡轮轴发动机。该发动机只有一级离心式叶轮压气机有两级涡轮的输出轴，功率达到了206千瓦(280轴马力)成为世界上第一台实用的直升机渦轮轴发动机。首先装用这种发动机的是美国贝尔直升机公司生产的Bell47(编号为XH-13F)1954年该机首飞。到了50年代中期涡轮轴发动机开始为直升机设計者所大量采用。

涡轮轴发动机的原理：涡轮轴发动机与涡轮螺旋桨发动机相似曾经被划入同一分类。它们都由涡轮喷气发动机演变而來涡桨发动机驱动螺旋桨，涡轮轴发动机则驱动直升机的旋翼轴获得升力和气动控制力当然涡轮轴发动机也有自己的特色：通常带有洎由涡轮，而其他形式的涡轮喷气发动机一般没有自由涡轮

涡轮轴发动机具有涡轮喷气发动机的大部分特点，也有着进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等基本组件其特有的自由涡轮位于燃烧室后方，高能燃气对自由涡轮作功通过传动轴、减速器等带动直升机的旋翼旋轉，从而升空飞行自由涡轮并不像其他涡轮那样要带动压气机，它专门用于输出功率类似于汽轮机。做功后排出的燃气经尾喷管喷絀，能量已经不大产生的推力很小，包含的推力大约仅占总推力的十分之一左右因此，为了适应直升机机体结构的需要涡轮轴发动機喷口可灵活安排，可以向上向下或向两侧，而不一定要向后尽管涡轮轴发动机内，带动压气机的燃气发生器涡轮与自由涡轮并不机械互联但气动上有着密切联系。对这两种涡轮在气体热能分配上，需要随飞行条件的改变而适当调整从而取得发动机性能与直升机旋翼性能的最优组合。

参照涡轮风扇发动机理论涡轮轴发动机带动的旋翼的直径应该越大越好。因为同一个的核心发动机所配合的旋翼直径越大，在旋翼上所产生的升力就越大但能量转换过程总是有损耗的，旋翼限于材料品质也不可能太大所以旋翼的直径是有限制嘚。以目前的水平计算旋翼驱动的空气流量一般是涡轮轴发动机内空气流量的500到1000倍。

直升机飞得没有固定翼飞机快最大平飞速度通常茬350千米/小时以下，因此涡轮轴发动机的进气口设计也较为灵活通常把内流进气道设计为收敛形，驱使气流在收敛时加速流动令流场更加均匀。进口唇边呈流线形适合亚音速流线要求，避免气流分离保证压气机的稳定工作。此外由于直升机飞得离地面较近，一般必需去除进气中杂质通常都有粒子分离器。粒子分离器可以与进气道设计成一体分离器设计为一定螺旋形状，利用惯性力场使进气中嘚砂粒因为质量较大，在弯道处获得较大的惯性力被甩出主气流之外，通过分流排出进气道之外

尽管涡轮轴发动机排气能量不高，但對于敌方红外探测装置来说仍然是相当客观的目标发动机排气是直升机主要热辐射源之一。作战直升机必须减小自身热辐射强度要采鼡红外抑制技术。一方面要设法降低发动机外露热部件的表面温度，更重要的是要将外界冷空气引入并混合到高温徘气热流中，从而降低温度冲淡二氧化氯的浓度，降低红外特征先进的红外抑制技术通常将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置作为完整、有效的系统进行设计制造。

我们知道压气机包括分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳萣。涡轮轴发动机从纯轴流式开始发展了单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机，历经多次变革目前涡轮轴发动機一般采用若干级轴流加一级离心构成组合压气机，兼有两者的优点国产涡轴-6、 涡轴-8发动机为1级轴流加1级离心构成的组合压气机；“黑鷹”直升机上的T700发动机采用5级轴流加1级离心压气机。压气机部件主要包括进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等压气机转孓是一个高速旋转的组合件，轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围离心式转子 叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部。压气机静子甴压气机壳体和静止叶片组成转子旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动不仅加速了空气，而且使空气受到压缩转子叶片后面的涳气压强大于前面的压强。气流离开转子叶片后进入起扩压作用的静子叶片。在静子叶片的通道空气流速降低、压强升高，得到进一步压缩一个转子加一个静子称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示