【簡介：】渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

在第二次世界大戰(zhàn)以前，所有的飛機(jī)都采用活塞式發(fā)動機(jī)作為飛機(jī)的動力，這種發(fā)動機(jī)本身并不能產(chǎn)生向前的動力，而是需要驅(qū)動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉(zhuǎn)，以此

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

在第二次世界大戰(zhàn)以前，所有的飛機(jī)都采用活塞式發(fā)動機(jī)作為飛機(jī)的動力，這種發(fā)動機(jī)本身并不能產(chǎn)生向前的動力，而是需要驅(qū)動一副螺旋槳，使螺旋槳在空氣中旋轉(zhuǎn)，以此推動飛機(jī)前進(jìn)。這種活塞式發(fā)動機(jī)＋螺旋槳的組合一直是飛機(jī)固定的推進(jìn)模式，很少有人提出過質(zhì)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(jī)的性能得到了迅猛的發(fā)展，飛行速度達(dá)到700－800公里每小時(shí)，高度達(dá)到了10000米以上，但人們突然發(fā)現(xiàn)，螺旋槳飛機(jī)似乎達(dá)到了極限，盡管工程師們將發(fā)動機(jī)的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機(jī)的速度仍沒有明顯的提高，發(fā)動機(jī)明顯感到“有勁使不上”。

問題就出在螺旋槳上，當(dāng)飛機(jī)的速度達(dá)到800公里每小時(shí)，由于螺旋槳始終在高速旋轉(zhuǎn)，槳尖部分實(shí)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(shí)，由于螺旋槳的迎風(fēng)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(jī)的功率也會急劇下降。這幾個(gè)因素合在一起，決定了活塞式發(fā)動機(jī)＋螺旋槳的推進(jìn)模式已經(jīng)走到了盡頭，要想進(jìn)一步提高飛行性能，必須采用全新的推進(jìn)模式，噴氣發(fā)動機(jī)應(yīng)運(yùn)而生。

噴氣推進(jìn)的原理大家并不陌生，根據(jù)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(jī)在工作時(shí)，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(jī)向氣體施加力，使之向后加速，氣體也給發(fā)動機(jī)一個(gè)反作用力，推動飛機(jī)前進(jìn)。事實(shí)上，這一原理很早就被應(yīng)用于實(shí)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。

早在1913年，法國工程師雷恩．洛蘭就獲得了一項(xiàng)噴氣發(fā)動機(jī)的專利，但這是一種沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)，在當(dāng)時(shí)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?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的第一個(gè)專利，但直到11年后，他的發(fā)動機(jī)在完成其首次飛行，惠特爾的這種發(fā)動機(jī)形成了現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)。

現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機(jī)的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)仍屬于熱機(jī)的一種，就必須遵循熱機(jī)的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產(chǎn)生輸出能量的原理上講，噴氣式發(fā)動機(jī)和活塞式發(fā)動機(jī)是相同的，都需要有進(jìn)氣、加壓、燃燒和排氣這四個(gè)階段，不同的是，在活塞式發(fā)動機(jī)中這4個(gè)階段是分時(shí)依次進(jìn)行的，但在噴氣發(fā)動機(jī)中則是連續(xù)進(jìn)行的，氣體依次流經(jīng)噴氣發(fā)動機(jī)的各個(gè)部分，就對應(yīng)著活塞式發(fā)動機(jī)的四個(gè)工作位置。

空氣首先進(jìn)入的是發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動機(jī)，由于飛機(jī)飛行的速度是變化的，而壓氣機(jī)適應(yīng)的來流速度是有一定的范圍的，因而進(jìn)氣道的功能就是通過可調(diào)管道，將來流調(diào)整為合適的速度。在超音速飛行時(shí)，在進(jìn)氣道前和進(jìn)氣道內(nèi)氣流速度減至亞音速，此時(shí)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(jī)中的壓力提高倍數(shù)，因而產(chǎn)生了單靠速度沖壓，不需壓氣機(jī)的沖壓噴氣發(fā)動機(jī)。

進(jìn)氣道后的壓氣機(jī)是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機(jī)時(shí)，壓氣機(jī)工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時(shí)，壓氣機(jī)是氣流增壓的主要部件。

從燃燒室流出的高溫高壓燃?xì)?，流過同壓氣機(jī)裝在同一條軸上的渦輪。燃?xì)獾牟糠謨?nèi)能在渦輪中膨脹轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，帶動壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)，在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)中，氣流在渦輪中膨脹所做的功正好等于壓氣機(jī)壓縮空氣所消耗的功以及傳動附件克服摩擦所需的功。經(jīng)過燃燒后，渦輪前的燃?xì)饽芰看蟠笤黾?，因而在渦輪中的膨脹比遠(yuǎn)小于壓氣機(jī)中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機(jī)進(jìn)口高很多，發(fā)動機(jī)的推力就是這一部分燃?xì)獾哪芰慷鴣淼摹?

從渦輪中流出的高溫高壓燃?xì)?，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動機(jī)軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)的速度大得多，使發(fā)動機(jī)獲得了反作用的推力。

一般來講，當(dāng)氣流從燃燒室出來時(shí)的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動機(jī)的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，目前只能達(dá)到1650K左右，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)有時(shí)需要短時(shí)間增加推力，就在渦輪后再加上一個(gè)加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃?xì)馀c噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內(nèi)無旋轉(zhuǎn)部件，溫度可達(dá)2000K，可使發(fā)動機(jī)的推力增加至1.5倍左右。其缺點(diǎn)就是油耗急劇加大，同時(shí)過高的溫度也影響發(fā)動機(jī)的壽命，因此發(fā)動機(jī)開加力一般是有時(shí)限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時(shí)，在高空則可開較長的時(shí)間。

隨著航空燃?xì)鉁u輪技術(shù)的進(jìn)步，人們在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)上，又發(fā)展了多種噴氣發(fā)動機(jī)，如根據(jù)增壓技術(shù)的不同，有沖壓發(fā)動機(jī)和脈動發(fā)動機(jī)；根據(jù)能量輸出的不同，有渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)、渦輪軸發(fā)動機(jī)和螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)等。

噴氣發(fā)動機(jī)盡管在低速時(shí)油耗要大于活塞式發(fā)動機(jī)，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(jī)的主流。

總的來說
渦扇氣流通道有兩個(gè)：內(nèi)涵和外涵。內(nèi)涵要經(jīng)過風(fēng)扇、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和噴口；外涵直接通過風(fēng)扇后排出。如果是帶加力的發(fā)動機(jī)（如F-22等軍用飛機(jī)的的發(fā)動機(jī)：F-119等）那外涵氣流還要經(jīng)過加里燃燒室?，F(xiàn)在民航幾乎沒有使用渦噴的（亞音速是經(jīng)濟(jì)性不好），CFM56,GE90,PW4000,RB211,Trent等，都是典型的不帶加力的渦扇發(fā)動機(jī)。
渦噴氣流通道只有一個(gè)。高速的時(shí)候效率較高。但是，十分廢油?，F(xiàn)在連戰(zhàn)斗機(jī)都很少用純渦噴的。早期的噴氣發(fā)動機(jī)渦噴居多。如 707 用的 JT3D 就是渦噴發(fā)動機(jī)。

與渦噴發(fā)動機(jī)相比，渦扇發(fā)動機(jī)熱效率高，油耗低，因而能夠獲得較大的推重比。這些是渦噴發(fā)動機(jī)無論如何都難以達(dá)到的。其實(shí)渦噴發(fā)動機(jī)和渦扇發(fā)動機(jī)的核心機(jī)是基本相同的，所不同的是渦扇發(fā)動機(jī)是在渦噴發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)上增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一排或幾排風(fēng)扇，風(fēng)扇后的氣流一部分進(jìn)入壓氣機(jī)（內(nèi)涵道），燃燒后從噴口噴出，另一部分則不經(jīng)過燃燒，而通過外涵道直接排到空氣中。所以，渦扇發(fā)動機(jī)的推力是風(fēng)扇抗力和噴口推力的總和