喷气发动机原理简介

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1、喷气式喷气式发动机发动机 1 喷气发动机喷气发动机原理简介原理简介 喷气式喷气式发动机发动机 2 分类分类 涡轮喷气式发动机涡轮喷气式发动机 完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。 这种发动机的推力和油耗都很高。 适合于高速飞行。 也是最早的喷气发动机。 离心式涡轮喷气发动机离心式涡轮喷气发动机 使用离心叶轮作为压气机。这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。 轴流式涡轮喷气发动机轴流式涡轮喷气发动机 使用扇叶作为压气机。这样的发动机克服了离心式发动机的缺点，因此具有很

2、高的性能。缺点是制造工艺苛刻。现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。 涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机 一台涡扇发动机的一级压气机 主条目：涡轮风扇发动机 喷气式喷气式发动机发动机 3 在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风扇的发动机。一级压气机风扇因为体积大，除了可以压缩空气外，还能当作螺旋桨使用。 涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发动机要高。 涡轮轴发动机涡轮轴发动机 主条目：涡轮轴发动机 涡轮轴发动机类似涡桨发动机，但拥有更大的扭矩，并且他的输出轴和涡轮轴是不平行的(一般是垂直)，输出轴减速器也不在发动机上。所以他更类似于飞机上用的燃气轮机。 涡轴发动机的大扭

3、矩使他经常用于需要带动大螺旋桨的直升机。 它的结构和车用燃气轮机区别不大。 涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机(TurbojetTurbojet) （简称涡喷发动机涡喷发动机）1是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。 涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克惠特尔爵士于 1930 年取得发明专利， 但是直到 1941 年装有这种发动机的喷气式喷气式发动机发动机 4 飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1944年末的战斗。 相比起离心式涡喷发动机，轴流

4、式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料这在 1945 年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。 一个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向） 图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域, 10 - 进气口 喷气式喷气式发动机发动机 5 结构结构 离心式涡轮喷气发动机的原理示意图 图片注释: 顺时针依次为: 离心叶轮（压缩机） ，轴，涡轮机，喷嘴，燃烧室 轴流式涡轮喷气发动机的原理示意图 图片注释: 顺时针依次为: 压缩机，涡轮机，喷嘴

5、，轴，燃烧室 进气道进气道 轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的， 进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机压气机（compressor）。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与喷气式喷气式发动机发动机 6 进气道口都会产生激波（shockwave），空气经过激波压力会升高，因此进气道能起一定的预压缩作用， 但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。 两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴

6、机身，会受到附面层（boundary layer，或邊界層）的影响，还会附带一个附面层调节装置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角（angle of attack，AOA）时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。 湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。 湍流的发生机制、 过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好， 在发动机中很多地方例如在燃烧过

7、程就要充分利用湍流。 压气机压气机 压气机由定子（stator）叶片与转子（rotor）叶片交错组成，一对定子叶片与转子叶片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为 812 级压气机。级数越多喷气式喷气式发动机发动机 7 越往后压力越大，当战斗机突然做高机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。 防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的 5，6 级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可

8、避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。 燃烧室与涡轮燃烧室与涡轮 空气经过压气机压缩后进入燃烧室燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机，压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还

9、有结合二者优点的组合型燃烧室。 涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘喷气式喷气式发动机发动机 8 一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。 而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。 这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一： 涡轮前温度。 高涡前温度意味着高效率，高功率。 喷管及加力燃烧室喷管及加力燃烧室 喷管喷管 （nozzle， 或称噴嘴） 的形状结构决定了最终排除

10、的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。 但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛扩张喷管（也称为拉伐尔喷管）能获得超音速的喷气流。 飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力， 而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。 在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管 （也称为推力矢量喷管， 或向量推力喷管） 是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯 Su-30、Su-37 战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的 AL-31 推力矢量

11、发动机。 燃气舵面的代表是美国的 X31 技术验证机。 喷气式喷气式发动机发动机 9 在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气， 在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室 （afterburner，或後燃器），以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧室能在短时间里将最大推力提高 50，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗， 不可能用于长时间的超音速巡航。 涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机 维基百科，自由的百科全书 （重定向自涡轮风扇发动机） 跳转到： 导航, 搜索 用于空中客车 A3

12、20 系列的 CFM56-5B 涡扇发动机前端扇叶 进气道 风扇 o 低压压气机 高压压气机 燃烧室 高压涡轮（High pressure turbine） 喷气式喷气式发动机发动机 10 低压涡轮（Low pressure turbine） 加力燃烧室（Afterburner，是一选用机构，较常见于高性能的战斗机上） 尾喷口（Nozzel） 涡扇发动机的运作示意图 涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机（Turbofan EngineTurbofan Engine，亦称涡扇发动机涡扇发动机、涡轮扇发动涡轮扇发动机机）是航空发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet，简称涡喷发动机）发展而成。与涡

13、喷比较，主要特点是其首级压缩扇叶的面积大很多，除了作为压缩空气的用途之外，同时也具有螺旋桨的作用，能将部分吸入的空气通过喷气发动机的外围向后推。 发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道， 仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。 涡扇引擎最适合飞行速度为每小时 400 至 2,000 千米时使用，故此现在多数的喷气机引擎都是采用涡扇发动机作为动力来源。 涡扇引擎的涵道比（Bypass ratio）是单位时间内不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。涵道比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气发动机。 早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎涵道比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯

14、的 Conway，其涵道比只有 0.3。现代多数民用飞机引擎的涵道比通常都在 5 以上。喷气式喷气式发动机发动机 11 涵道比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气发动机相当，且运转时还宁静得多。 战斗机使用低涵道比发动机， 主要是因为截面积与常用飞行速度与民航机不同：高涵道比的发动机截面积过大在超音速的时候阻力过大，另外在超音速的状况下效率也会比纯涡轮射喷甚至于低涵道比设计还低，所以战斗机皆使用低涵道比发动机（涵道比皆低于 1）。只在超音速飞行的协和号喷气客机，因为长时间处于超音速状态，为了提升效率与降低成本，就是使用纯涡轮喷气而无涵道比的发动机。 冲压式喷气发动机冲压式喷气发动机 维基

15、百科，自由的百科全书 （重定向自冲压发动机） 显示 喷气式喷气式发动机发动机 12 冲压发动机冲压发动机（Ramjet, stovepipe jet, athodyd）是喷气发动机的一种，他是利用高速气流在速度改变下产生的压力改变，达到气体压缩的目的原理来运作。 冲压发动机本身没有活动的部分，气流从前端进气口进入发动机之后，利用涵道截面积的变化，让高速气流降低速度，并且提高气体压力。压缩过后的气体进入燃烧室，与燃料混合之后燃烧。由于冲压发动机维持运作的一个重要条件就是高速气流源源不决的从前方进入，因此发动机无法在低速或者是静止下继续运作， 只能在一定的速度以上才可以产生推力。为了让冲压发动机加

16、速到适合的工作速度，必须有其他的辅助动力系统自静止或者是低速下提高飞行速度， 然后才点燃冲压发动机。 由于没有活动组件，冲压发动机与一般喷气发动机比较起来，重量较低， 结构也比较简单， 不过冲压发动机在低速时的气体压缩效果有限，因此低速时效率比较差。 冲压发动机适合的工作环境是在 2 马赫与以上的速度， 最低启动速度也大约是此界线，随着速度逐渐增加，气体的冲压效应在 3 马赫时效率会大幅压过涡轮喷气发动机， 而此时的涡轮喷气发动机受限于超温往往已经无法运作了，但是冲压发动机在燃烧的阶段，进气气流的速度仍然需要经过激波减速在音速以下，否则燃烧过程将无法维持。新一代的冲压发动机称为超音速燃烧冲压发动机（Scramjet），这种发喷气式喷气式发动机发动机 13 动机的气流在燃烧阶段还是维持在音速以上的速度， 在技术难度上更高，也是目前主要发动机公司发展的对象。 变循环发动机变循环发动机 如果一种发动机的某些结构可以变形，使它能够分别以涡扇、涡喷、冲压等不同的发动机形式工作，那么他就称