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渦輪噴氣發(fā)動機
渦輪噴氣發(fā)動機
渦輪噴氣發(fā)動機(渦輪噴氣發(fā)動機)
渦輪噴氣發(fā)動機是一種渦輪發(fā)動機。特點是完全依賴燃氣流產生推力。通常用作高速飛機的動力。油耗比渦輪風扇發(fā)動機高。渦噴發(fā)動機分為離心式與軸流式兩種，離心式由英國人弗蘭克·惠特爾爵士于1930年取得發(fā)明專利，但是直到1941年裝有這種發(fā)動機的飛機才第一次上天，沒有參加第二次世界大戰(zhàn)，軸流式誕生在德國，并且作為第一種實用的噴氣式戰(zhàn)斗機Me-262的動力參加了1945年末的戰(zhàn)斗。相比起離心式渦噴發(fā)動機，軸流式具有橫截面小，壓縮比高的優(yōu)點，當今的渦噴發(fā)動機均為軸流式。
目錄 概述 工作原理 發(fā)展歷史 結構 收縮展開 概述綜述
渦輪噴氣發(fā)動機應用噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機固有的弱點。因為采用了渦輪驅動的壓氣機，所以在低速時發(fā)動機也有足夠的壓力來產生強大的推力。渦輪噴氣發(fā)動機按照“工作循環(huán)”工作。它從大氣中吸進空氣，經壓縮和加熱這一過程之后，得到能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒（610米/秒）或者大約1400英里/小時（2253公里/小時）的速度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉，維持“工作循環(huán)”。渦輪發(fā)動機的機械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要旋轉部分，即壓氣機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣并形成推進噴氣流的排氣系統(tǒng)的設計工作造成的。 發(fā)動機的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度。當飛機速度低于大約450英里/小時（724公里/小時）時，純噴氣發(fā)動機的效率低于螺旋槳型發(fā)動機的效率，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時（563公里/小時）以上時螺旋槳效率迅速降低。因而，純渦輪噴氣發(fā)動機最適合較高的飛行速度。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發(fā)動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發(fā)動機。
推進效率
在馬赫數 Ma<0.6 的速度下渦輪螺旋槳發(fā)動機效率最高。而當速度提高到馬赫數 0.6-0.9 時，螺旋槳/渦輪組合的優(yōu)越性在一定程度上被內外涵發(fā)動機、涵道風扇發(fā)動機和槳扇發(fā)動機所取代。這些發(fā)動機的排氣比純噴氣的渦輪噴氣發(fā)動機的排氣流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪螺旋槳發(fā)動機相當，超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。在亞音速(Ma<1.0)條件下,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率最低。當飛機飛行速度超過音速后(Ma>1.0),渦扇發(fā)動機由于迎風面積過大從而推進效率開始降低；與此相反,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率則迅速提升,即使在馬赫數 2.5-3.0 范圍下,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率仍然可以達到 90%,正因為如此，與三代機普遍使用的涵道比為0.5-0.8的中等涵道比渦扇發(fā)動機相比,F-22使用的F-119渦扇發(fā)動機把涵道比降回到0.29，為的就是能夠實現（Ma1.4）的超音速巡航。 每種發(fā)動機都有它們最佳使用的飛行包線-(由速度x/高度y構成的xy坐標系)，并不是說渦扇發(fā)動機一定比渦噴發(fā)動機省油，在超音速時，同樣開加力燃燒室的渦扇發(fā)動機比渦噴發(fā)動機耗油率還高。
可調進氣道
渦輪沖壓噴氣發(fā)動機將渦輪噴氣發(fā)動機（它常用于馬赫數低于3的各種速度）與沖壓噴氣發(fā)動機結合起來，在高馬赫數時具有良好的性能。這種發(fā)動機的周圍是一涵道，前部具有可調進氣道，后部是帶可調噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數3以下的飛行狀態(tài)下，發(fā)動機用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機的工作方式；當飛機加速到馬赫數3以上時，其渦輪噴氣機構被關閉，氣道空氣借助于導向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發(fā)動機的燃燒室。這種發(fā)動機適合要求高速飛行并且維持高馬赫數巡航狀態(tài)的飛機，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機是以沖壓噴氣發(fā)動機方式工作的。
渦輪火箭發(fā)動機
渦輪/火箭發(fā)動機與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機的結構相似，一個重要的差異在于它自備燃燒用的氧。這種發(fā)動機有一多級渦輪驅動的低壓壓氣機，而驅動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣（燃氣）用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發(fā)射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。
工作原理現代渦輪噴氣發(fā)動機的結構由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動機仍屬于熱機的一種，就必須遵循熱機的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產生輸出能量的原理上講，噴氣式發(fā)動機和活塞式發(fā)動機是相同的，都需要有進氣、加壓、燃燒和排氣這四個階段，不同的是，在活塞式發(fā)動機中這4個階段是分時依次進行的，但在噴氣發(fā)動機中則是連續(xù)進行的，氣體依次流經噴氣發(fā)動機的各個部分，就對應著活塞式發(fā)動機的四個工作位置。 空氣首先進入的是發(fā)動機的進氣道，當飛機飛行時，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機，由于飛機飛行的速度是變化的，而壓氣機適應的來流速度是有一定的范圍的，因而進氣道的功能就是通過可調管道，將來流調整為合適的速度。在超音速飛行時，在進氣道前和進氣道內氣流速度減至亞音速，此時氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機中的壓力提高倍數，因而產生了單靠速度沖壓，不需壓氣機的沖壓噴氣發(fā)動機。 進氣道后的壓氣機是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機時，壓氣機工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時，壓氣機是氣流增壓的主要部件。 從燃燒室流出的高溫高壓燃氣，流過同壓氣機裝在同一條軸上的渦輪。燃氣的`部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，帶動壓氣機旋轉，在渦輪噴氣發(fā)動機中，平衡狀態(tài)下氣流在渦輪中膨脹所做的功等于壓氣機壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經過燃燒后，渦輪前的燃氣能量大大增加，因而在渦輪中的膨脹比遠大于壓氣機中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機進口高很多，發(fā)動機的推力就是這一部分燃氣的能量而來的。 從渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動機軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，使發(fā)動機獲得了反作用的推力。 一般來講，當氣流從燃燒室出來時的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動機的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，只能達到1650K左右，現代戰(zhàn)斗機有時需要短時間增加推力，就在渦輪后再加上一個加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃氣與噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內無旋轉部件，溫度可達2000K，可使發(fā)動機的推力增加至1.5倍左右。其缺點就是油耗急劇加大，同時過高的溫度也影響發(fā)動機的壽命，因此發(fā)動機開加力一般是有時限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時，在高空則可開較長的時間。
發(fā)展歷史戰(zhàn)爭需要
在第二次世界大戰(zhàn)以前，所有的飛機都采用活塞式發(fā)動機作為飛機的動力，這種發(fā)動機本身并不能產生向前的動力，而是需要驅動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉，以此推動飛機前進。這種活塞式發(fā)動機+螺旋槳的組合一直是飛機固定的推進模式，很少有人提出過質疑。 到了三十年代末，尤其是在二戰(zhàn)中，由于戰(zhàn)爭的需要，飛機的性能得到了迅猛的發(fā)展，飛行速度達到700－800公里每小時，高度達到了10000米以上，但人們突然發(fā)現，螺旋槳飛機似乎達到了極限，盡管工程師們將發(fā)動機的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機的速度仍沒有明顯的提高，發(fā)動機明顯感到“有勁使不上”。
關鍵問題
問題就出在螺旋槳上，當飛機的速度達到800公里每小時，由于螺旋槳始終在高速旋轉，槳尖部分實際上已接近了音速，這種跨音速流場的直接后果就是螺旋槳的效率急劇下降，推力下降，同時，由于螺旋槳的迎風面積較大，帶來的阻力也較大，而且，隨著飛行高度的上升，大氣變稀薄，活塞式發(fā)動機的功率也會急劇下降。這幾個因素合在一起，決定了活塞式發(fā)動機+螺旋槳的推進模式已經走到了盡頭，要想進一步提高飛行性能，必須采用全新的推進模式，噴氣發(fā)動機應運而生。 噴氣推進的原理大家并不陌生，根據牛頓第三定律，作用在物體上的力都有大小相等方向相反的反作用力。噴氣發(fā)動機在工作時，從前端吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，在此過程中，發(fā)動機向氣體施加力，使之向后加速，氣體也給發(fā)動機一個反作用力，推動飛機前進。事實上，這一原理很早就被應用于實踐中，我們玩過的爆竹，就是依靠尾部噴出火藥氣體的反作用力飛上天空的。
突破
早在1913年，法國工程師雷恩．洛蘭就獲得了一項噴氣發(fā)動機的專利。這是一種沖壓式噴氣發(fā)動機，在當時的低速下根本無法工作，而且也缺乏所需的高溫耐熱材料。1930年，弗蘭克．惠特爾取得了他使用燃氣渦輪發(fā)動機的第一個專利，但直到11年后，他的發(fā)動機才完成其首次飛行，惠特爾的這種發(fā)動機形成了現代渦輪噴氣發(fā)動機的基礎。
進步
隨著航空燃氣渦輪技術的進步，人們在渦輪噴氣發(fā)動機的基礎上，又發(fā)展了多種噴氣發(fā)動機，如根據增壓技術的不同，有沖壓發(fā)動機和脈動發(fā)動機；根據能量輸出的不同，有渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機和螺槳風扇發(fā)動機等。 噴氣發(fā)動機盡管在低速時油耗要大于活塞式發(fā)動機，但其優(yōu)異的高速性能使其迅速取代了后者，成為航空發(fā)動機的主流。
結構進氣道
軸流式渦噴發(fā)動機的主要結構如圖，空氣首先進入進氣道，因為飛機飛行的狀態(tài)是變化的，進氣道需要保證空氣最后能順利的進入下一結構：壓氣機（compressor，或壓縮機）。進氣道的主要作用就是將空氣在進入壓氣機之前調整到發(fā)動機能正常運轉的狀態(tài)。在超音速飛行時，機頭與進氣道口都會產生激波（shockwave，又稱震波），空氣經過激波壓力會升高，因此進氣道能起到一定的預壓縮作用，但是激波位置不適當將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機。所以一般超音速飛機的進氣道口都有一個激波調節(jié)錐，根據空速的情況調節(jié)激波的位置。 兩側進氣或機腹進氣的飛機由于進氣道緊貼機身，會受到機身附面層（boundary layer，或邊界層）的影響，還會附帶一個附面層調節(jié)裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的一層空氣，其流速遠低于周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因為其能量低，不適于進入發(fā)動機而需要排除。當飛機有一定迎角（angle of attack，AOA，或稱攻角）時由于壓力梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風面）將發(fā)生附面層分離的現象，即本來緊貼機身的附面層在某一點突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規(guī)則的流體，嚴格的說所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機理、過程的模型化都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發(fā)動機中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。
壓氣機
壓氣機由定子（stator）頁片與轉子（rotor）頁片交錯組成，一對定子頁片與轉子頁片稱為一級，定子固定在發(fā)動機框架上，轉子由轉子軸與渦輪相連�，F役渦噴發(fā)動機一般為8－12級壓氣機。級數越多越往后壓力越大，當戰(zhàn)斗機突然做高g機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力驟降，而后級壓力很高，此時會出現后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動機工作極不穩(wěn)定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動機最致命的事故，很有可能造成停車甚至結構毀壞。防止“喘振”發(fā)生有幾種辦法。經驗表明喘振多發(fā)生在壓氣機的5，6級間，在次區(qū)間設置放氣環(huán)，以使壓力出現異常時及時泄壓可避免喘振的發(fā)生�；蛘邔⑥D子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，后級高壓壓氣機與另一組渦輪，兩套轉子組互相獨立，在壓力異常時自動調節(jié)轉速，也可避免喘振。
燃燒室與渦輪
空氣經過壓氣機壓縮后進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動渦輪高速轉動。因為渦輪與壓氣機轉子連在一根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉速是一樣的。最后高溫高速燃氣經過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉子軸環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當的地方開有孔，所以整個燃燒室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結構緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結合二者優(yōu)點的組合型燃燒室。 渦輪始終工作在極端條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤一次鑄造成型。相比起早期每個頁片與頁盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質量。制造材料多為耐高溫合金材料，中空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰(zhàn)機研制的新型發(fā)動機將配備高溫性能更加出眾的陶瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發(fā)動機最重要的參數之一：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。
噴管
噴管（nozzle，或稱噴嘴）的形狀結構決定了最終排除的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動機采用單純收斂型噴管，以達到增速的目的。根據牛頓第三定律，燃氣噴出速度越大，飛機將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，這時出現激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機的機動性來主要源于翼面提供的空氣動力，而當機動性要求很高時可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃氣舵面或直接采用可偏轉噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷史上兩種方案，其中后者已經進入實際應用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37戰(zhàn)機的高超機動性就得益于留里卡設計局的AL-31推力矢量發(fā)動機。燃氣舵面的代表是美國的X－31技術驗證機。
加力燃燒室
在經過渦輪后的高溫燃氣中仍然含有部分未來得及消耗的氧氣，在這樣的燃氣中繼續(xù)注入煤油仍然能夠燃燒，產生額外的推力。所以某些高性能戰(zhàn)機的發(fā)動機在渦輪后增加了一個加力燃燒室（afterburner，或后燃器），以達到在短時間里大幅度提高發(fā)動機推力的目的。一般而言加力燃燒能在短時間里將最大推力提高50%，但是油耗驚人，一般僅用于起飛或應付激烈的空中纏斗，不可能用于長時間的超音速巡航。
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