飞机发动机原理

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1、飞机发动机原理飞机发动机原理涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机二战以前，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合达到了极限。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小。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

2、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，喷气推进只是一个空想。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，从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、涡轮和尾喷管组成。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，

3、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，叶片转动对气流做功， 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 温涡轮同压气机装在同一条轴上，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，以高速从尾部喷口向后排出。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

4、推力，驱使飞机向前飞行。 涡轮喷气发动机的优缺点涡轮喷气发动机的优缺点 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。涡喷发动机剖视示意图涡喷发动机剖视示意图飞机发动机原理飞机发动机原理涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机的诞生涡轮风扇发动机的诞生 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机的动力需求。尤其 是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大

5、型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小， 因此发动机效率要很高。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的大型飞机。 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要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇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)对涡扇发动机进行了非常重要的科研 工作。55 到 56

6、 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，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普 拉特惠特尼(Pratt & Whitney)公司的 JT3D 涡扇发动机。实际上普惠公司启动涡扇研制项目要 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。60 年代洛克西德“三星”客机和波音 74

7、7“珍宝” 客机采用了罗罗公司的 RB211-22B 大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷 气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。 不加力式涡扇发动机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发动机的原理涡轮风扇发动机的原理 涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。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，就可以提高 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。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热

8、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动机一样，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大风扇直 径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免

9、大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效 率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。 加力式涡扇发动机不加力式涡扇发动机涡轮风扇发动机的优缺点涡轮风扇发动机的优缺点 如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。 但涡扇发动机技术复杂，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，是极大的 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。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。飞机发动机原理飞机发动机原理涡轮螺旋桨发动机涡轮螺旋桨发动机一般来说，现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不

10、断加大的趋势的。因为对于涡轮风扇 发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效率，也就是要降低排气速度和飞行速度的差值， 需要加大涵道比；而同时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前温度也不断提高，这也 要求相应地增大涵道比。对于一架低速（500600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其 适当的涵道比应为 50 以上，这显然是发动机的结构所无法承受的。为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋 桨发动机，简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。 由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约 100

11、0 转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正 常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。 这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发 动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径 比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风 扇发动机。尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同， 涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功

12、率，而尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总 推力的 5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一般为 26 级。同活塞式发动机螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比 （功率/重量）也大，最大功率可超过 10000 马力，功重比为 4 以上；而活塞式发动机最大不过三四 千马力，功重比 2 左右。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨 发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生 器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相 差不多，但涡轮螺旋

13、桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的 影响，它的适用速度不能太高，一般要小于 900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求 的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。飞机发动机原理飞机发动机原理涡轮轴发动机涡轮轴发动机涡轮轴发动机的诞生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。作为直升机的新型动力，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类。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

14、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涡轮轴发动机。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计者 所大量采用。 涡轮轴发动机的原理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来， 涡桨发动机

15、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：通常带有自由涡轮，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 直升机的旋翼旋转，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，经尾喷管喷出，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，涡轮轴发动机

16、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。 涡轮轴发动机剖视示意图 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的。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，最大平飞速度通常在 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