航空发动机原理图文解析

航空发动机原理图文解析

航空发动机原理--螺桨风扇发动机

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结合起来， 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又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；但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， 已经接近

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，可将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 们叶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 左右；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，在飞行速度为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，产生的振动和噪音也较

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。

航空发动机原理一一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747 “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。

波音707的军用型号之一，KC-135加油机。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。

涡轮风扇喷气发动机的优缺点：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。

航空发动机原理一一涡轮喷气发动机

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"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，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 反作用推力，驱使飞机向前飞行。

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 航空发动机原理一一涡轮轴发动机

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 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