| 词条 | 涡轮喷气式发动机 |
| 释义 | § 简介： 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。 § 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。 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。 § 构成 1.进气道 进气道位于发动机前方，它的作用是引导空气进入压气机。飞行时，发动机迎面吹来的气流先进入进气道，气流速度逐渐降低，压力逐渐上升，因此，进气道一般也称为扩压器。 为亚音速飞行以及跨音速飞行(飞行马氏数小于1.5)用的发动机，其进气道的构造形式比较简单，一般就是一个大圆筒，圆筒中间装有整流锥体，图1的发动机进口即为普通的简单进气道。 当超音速飞机飞行马氏数大于1.5时，就不适于采用简单进气道，因为，马氏数大于1.5时，在进气道前方气流将产生一道强烈的正冲波(又名激波)(图2)，它会使气流的能量损失增大，发动机的经济性恶化，以及飞机的阻力提高。因此，为了消除上述缺点，在飞行马氏数大于1.5以上的超音速飞机上，进气道设计得比较复杂，形式也比较多，图3所示的是一种带有中心锥体的进气道，当飞机超音速飞行时，前方气流流经锥体将产生一系列斜冲波及一道正冲波，然后以亚音速流向压气机。这种进气道可以保证在超音速飞行时发动机仍有较好的经济性。当飞机的高度和速度变化范围很大时，中心锥体的位置还需要调节，以保证在不同飞行状况下发动机性能仍旧很好。 2.压气机 压气机位于进气道之后燃烧室之前，为了保证涡轮喷气式发动机在静止情况下正常工作以及提高发动机的性能，空气流入燃烧室燃烧以前必需经过增压。 通常用在涡轮喷气式发动机上的压气机有二种型式，即离心式与轴流式。 离心式压气机由于效率低，重量重及尺寸大，在涡轮喷气式发动机上已经很少采用，轴流式压气机则具有很多的优点，所以目前得到广泛的应用。 轴流式压气机由很多级组成(如图4)，每一级包括工作叶片与导向叶片，导向叶片固定于机匣上不动，工作叶片装于转子上，它以每分钟数千转以上之高转速旋转，气流流经工作叶片时，压力及流速都增加，然后进入导向叶片，流速逐渐下降而使压力再进一步升高。当一级增压后，再进入第二级增压，经过多级增压后，气流的压力就大大地提高了。各种不同型式发动机的压气机的级数并不一定相同，它是随着需要的增压比而定。一般当增压比为6，7时，压气机的级数大约需要8级或9级。 增压比大并且级数较多的轴流式压气机，为了保证发动机在不同的飞行状况下仍能保持有良好的性能，通常在压气机上还装有放气活门及可调整角度的导向叶片。 3.燃烧室 经过压气机增压后的空气，进入燃烧室与燃料混合并进行燃烧，这叫做加热过程。燃料在燃烧后放出大量热能，这就是飞机飞行的能量来源。 燃烧室通常有单管式，环形式，联管式等几种不同的型式。尽管它们的构造有所差别，但是工作原理是相同的，这里以联管式燃烧室为例试说明其工作原理。 联管式燃烧室主要由外套，内套及几个火焰筒所组成，火焰筒安放在外套与内套之间的环形空腔中(图5)，每一个火焰筒中均装有喷嘴。 气流进入燃烧室后分为二股流路，大约30%的气流流入火焰筒，与喷嘴喷出的燃料相混合并燃烧，在燃烧区域中，火焰的最高温度达2000℃。另外大约70%的气流由火焰筒外表面流过作冷却用。这股气流冷却了火焰筒壁之后，经过筒壁上的许多气孔流入火焰筒中，与高温燃气相混合，渗合后的燃气温度大约下降至800°至900℃再进入涡轮。这样，涡轮才不致被高温燃气流烧坏。 目前，涡轮喷气式发动机所用的燃料主要是煤油，但是，新的更高热值的燃料亦在研究与试验中。 4.涡轮 在涡轮喷气式发动机中，涡轮产生的功率只是为了带动压气机及附件(在涡轮螺旋桨发动机中，涡轮还要带动螺旋桨)。根据压气机所需功率之大小，涡轮通常分为单级，双级或三级三种。 每一级涡轮装有导向叶片及工作叶片，导向叶片在机匣上固定不动，工作叶片装于转子上可与转子一起旋转 从燃烧室出来的高温气流，流入导向叶片，它使气流偏转一方向，同时流速增大，此高速气流再冲向工作叶片，由于气流在工作叶片中继续得到膨胀，同时气流方向又偏转一次，因此，气流作用于工作叶片上，以很大的气动力，推着工作叶片转动，于是涡轮转子就旋转起来。 涡轮出口的气流温度已经比涡轮进口的温度降低了不少，温度的降低，表示气流中一部分热能已经在涡轮中转变为机械功了。 为了提高涡轮前温度，改善发动机的性能及提高高温零件的寿命，某些发动机对涡轮中主要高温零件进行冷却，例如，引导冷却空气进入导向叶片中间或工作叶片中间，将叶片上的热量带走，这样，可以使叶片温度不致太高，因此也就不易损坏。但是，这种冷却叶片在构造上带来一系列困难，目前尚未大量采用。 5.尾喷管 尾喷管位于发动机的末端，它是涡轮喷气式发动机中很重要的部件。从涡轮流出的燃气，在尾喷管中继续膨胀，并以高速喷射入外界大气，使飞机得到推力向前飞行。 尾喷管分为二个部分，前段为整流段，其中装有整流锥体(图1)，使气流在整流段得到整流。后段为喷口，气流流经喷口时，由于喷口断面积的变化(一般是使面积逐渐缩小)，气流逐渐加速，最后，以极高的流速喷射入大气。 此反作用力P通过发动机架传到飞机上，就是使飞机能克服外界大气阻力往前飞行的推进力。 在飞行马氏数较大的飞机上，为了提高喷口效率及得到更大的推力，采用特殊形状的喷口，此种喷口面积变化是先收敛，然后扩张，气流流经此种喷口时，可以在出口达到超音速。随着飞行状况的改变，这种超音速喷口也必需能够调节，即使喷口及喉管的断面积大小能够变化。 6.附件装置 附件装置包括燃油系统，滑油系统，起动系统以及发动机各部件需要的自动调节器等等，这些附件是保证发动机正常工作所不可缺少的，并且，附件必需工作得足够可靠与准确。 涡轮喷气式发动机起动以后，空气连续不断地流进发动机，燃烧室中不断地喷油燃烧，因此，上述各工作过程连续不断地进行着，发动机也不断地产生着推力。 从以上工作原理可以看出，涡轮喷气式发动机是一种很复杂的动力装置，它是由数千个制造得非常精密的零件组成的。同时，为了使发动机重量轻，工作又可靠，各零件都是选用良好的材料制成的。 |
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