航空發(fā)動機——槳扇發(fā)動機

槳扇發(fā)動機是一種介于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間的一種發(fā)動機形式，其目標(biāo)是將前者的高速性能和后者的經(jīng)濟性結(jié)合起來，目前正處于研究和實驗階段。

槳扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)見圖，它由燃?xì)獍l(fā)生器和一副螺槳-風(fēng)扇（因為實在無法給這個又象螺旋槳又象風(fēng)扇的東東起個名字，只好叫它螺槳-風(fēng)扇）組成。螺槳-風(fēng)扇由渦輪驅(qū)動，無涵道外殼，裝有減速器，從這些來看它有一點象螺旋槳；但是它的直徑比普通螺旋槳小，葉片數(shù)目也多（一般有6～8葉），葉片又薄又寬，而且前緣后掠，這些又有些類似于風(fēng)扇葉片。

根據(jù)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的原理，在飛行速度不變的情況下，涵道比越高，推進效率就越高，因此現(xiàn)代新型不加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的涵道比越來越大，已經(jīng)接近了結(jié)構(gòu)所能承受的極限；而去掉了涵道的渦輪螺旋槳發(fā)動機盡管效率較高，但由于螺旋槳的速度限制無法應(yīng)用于M0.8-M0.95的現(xiàn)代高亞音速大型寬體客機，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機的概念則應(yīng)運而生。

由于無涵道外殼，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機的涵道比可以很大，以正在研究中的一種發(fā)動機為例，在飛行速度為M0.8時，帶動的空氣量約為內(nèi)涵空氣流量的100倍，相當(dāng)于涵道比為100，這是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機所望塵莫及的，將其應(yīng)用于飛機上，可將高空巡航耗油率較目前高涵道比輪風(fēng)扇發(fā)動機降低15%左右。

同渦輪螺旋槳發(fā)動機相比，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機的可用速度又高很多，這是由它們?nèi)~片形狀不同所決定的。普通螺旋槳葉片的葉型厚度大以保證強度，彎度大以保證升力系數(shù)，從剖面來看，這種葉型實際上就是典型的低速飛機的機翼剖面形狀，它在低速情況下效率很高，但一旦接近音速，效率就急劇下降，因此裝有渦輪螺旋槳發(fā)動機的飛機速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺槳-風(fēng)扇的既寬且薄、前緣尖銳并帶有后掠的葉型則類似于超音速機翼的剖面形狀，這種葉型的跨音速性能就要好的多，在飛行速度為M0.8時仍有良好的推進效率，是目前新型發(fā)動機中最有希望的一種。

當(dāng)然，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機也有其缺點，由于轉(zhuǎn)速較高，產(chǎn)生的振動和噪音也較大，這對舒適性有嚴(yán)格要求的客機來講是一個難題。另外，暴露在空氣中的螺槳-風(fēng)扇的包容性，氣動匹配，控制等也是目前研究的難點所在。 航空發(fā)動機——渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機

渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的誕生： 二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達(dá)到高亞音速即可，耗油量要小，因此發(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，使得上述機種的航程縮短。因此一段時期內(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機的大型飛機。

實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機開始了試驗。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計制造的要求非常高。因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機實用化的階段。

50年代，美國的NACA（即NASA 美國航空航天管理局的前身）對渦扇發(fā)動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由通用電氣公司（GE）繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀(jì)錄。但最早的實用化的渦扇發(fā)動機則是普拉特‘惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D渦扇發(fā)動機。實際上普’惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研制CJ805的機密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。

1960年，羅爾斯‘羅伊斯公司的“康威”（Conway）渦扇發(fā)動機開始被波音707大型遠(yuǎn)程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發(fā)動機。60年代洛克西德“三星”客機和波音747“珍寶”客機采用了羅’羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機，標(biāo)志著渦扇發(fā)動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。波音707的軍用型號之一，KC-135加油機。不加力式渦扇發(fā)動機實際上較為容易辨認(rèn)，其外部有一直徑很大的風(fēng)扇外殼。

發(fā)動機的效率包括熱效率和推進效率兩個部分。提高燃?xì)庠跍u輪前的溫度和壓氣機的增壓比，就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的條件下，提高渦輪前溫度，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導(dǎo)致推進效率的下降。要全面提高發(fā)動機使用效能，必需同時兼顧熱效率和推進效率。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發(fā)動機的結(jié)構(gòu)，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇。風(fēng)扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機（術(shù)語稱“內(nèi)涵道”），另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發(fā)動機的燃?xì)饽芰勘环峙傻搅孙L(fēng)扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃?xì)饽芰拷?jīng)風(fēng)扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發(fā)動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠(yuǎn)。

渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點：如前所述，渦扇發(fā)動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠(yuǎn)。但渦扇發(fā)動機技術(shù)復(fù)雜，尤其是如何將風(fēng)扇吸入的氣流正確的分配給外涵道和內(nèi)涵道，是極大的技術(shù)難題。但渦扇發(fā)動機技術(shù)復(fù)雜，尤其是大涵道比涉及到方方面面的技術(shù)和適航，同業(yè)競爭等因素，當(dāng)前有能力研發(fā)且占領(lǐng)市場的屈指可數(shù)。當(dāng)前國內(nèi)只有個別軍機配裝了渦扇發(fā)動機，而民用渦扇發(fā)動機尚在研發(fā)階段。

航空發(fā)動機——渦輪噴氣發(fā)動機

渦輪噴氣發(fā)動機的誕生：二戰(zhàn)以前，活塞發(fā)動機與螺旋槳的組合已經(jīng)取得了極大的成就，使得人類獲得了挑戰(zhàn)天空的能力。但到了三十年代末，航空技術(shù)的發(fā)展使得這一組合達(dá)到了極限。螺旋槳在飛行速度達(dá)到800千米/小時的時候，槳尖部分實際上已接近了音速，跨音速流場使得螺旋槳的效率急劇下降，推力不增反減。螺旋槳的迎風(fēng)面積大，阻力也大，極大阻礙了飛行速度的提高。同時隨著飛行高度提高，大氣稀薄，活塞式發(fā)動機的功率也會減小。

這促生了全新的噴氣發(fā)動機推進體系。噴氣發(fā)動機吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，對發(fā)動機產(chǎn)生反作用力，推動飛機向前飛行。

早在1913年，法國工程師雷恩‘洛蘭就提出了沖壓噴氣發(fā)動機的設(shè)計，并獲得專利。但當(dāng)時沒有相應(yīng)的助推手段和相應(yīng)材料，噴氣推進只是一個空想。1930年，英國人弗蘭克’惠特爾獲得了燃?xì)鉁u輪發(fā)動機專利，這是第一個具有實用性的噴氣發(fā)動機設(shè)計。11年后他設(shè)計的發(fā)動機首次飛行，從而成為了渦輪噴氣發(fā)動機的鼻祖。

渦輪噴氣發(fā)動機的原理：渦輪噴氣發(fā)動機簡稱渦噴發(fā)動機，通常由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。部分軍用發(fā)動機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。 渦噴發(fā)動機屬于熱機，做功原則同樣為：高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。

工作時，發(fā)動機首先從進氣道吸入空氣。這一過程并不是簡單的開個進氣道即可，由于飛行速度是變化的，而壓氣機對進氣速度有嚴(yán)格要求，因而進氣道必需可以將進氣速度控制在合適的范圍。

壓氣機顧名思義，用于提高吸入的空氣的的壓力。壓氣機主要為扇葉形式，葉片轉(zhuǎn)動對氣流做功，使氣流的壓力、溫度升高。 隨后高壓氣流進入燃燒室。燃燒室的燃油噴嘴射出油料，與空氣混合后點火，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)猓蚝笈懦觥?/p>

高溫高壓燃?xì)庀蚝罅鬟^高溫渦輪，部分內(nèi)能在渦輪中膨脹轉(zhuǎn)化為機械能，驅(qū)動渦輪旋轉(zhuǎn)。由于高溫渦輪同壓氣機裝在同一條軸上，因此也驅(qū)動壓氣機旋轉(zhuǎn)，從而反復(fù)的壓縮吸入的空氣。

從高溫渦輪中流出的高溫高壓燃?xì)猓谖矅姽苤欣^續(xù)膨脹，以高速從尾部噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，從而產(chǎn)生了對發(fā)動機的反作用推力，驅(qū)使飛機向前飛行。 渦輪噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點：這類發(fā)動機具有加速快、設(shè)計簡便等優(yōu)點，是較早實用化的噴氣發(fā)動機類型。但如果要讓渦噴發(fā)動機提高推力，則必須增加燃?xì)庠跍u輪前的溫度和增壓比，這將會使排氣速度增加而損失更多動能，于是產(chǎn)生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發(fā)動機油耗大，對于商業(yè)民航機來說是個致命弱點。

航空發(fā)動機——渦輪軸發(fā)動機渦輪軸發(fā)動機的誕生：渦輪軸發(fā)動機首次正式試飛是在1951年12月。作為直升機的新型動力，兼有噴氣發(fā)動機和螺旋槳發(fā)動機特點的渦輪軸令直升機的發(fā)展更進一步。當(dāng)時渦輪軸發(fā)動機還劃入渦輪螺槳發(fā)動機一類。隨著直升機的普及和其先進性能的體現(xiàn)，渦輪軸發(fā)動機逐漸被視為單獨的一種噴氣發(fā)動機。

在1950年時，透博梅卡（Turbomeca）公司研制成“阿都斯特-1”（Artouste-1）渦輪軸發(fā)動機。該發(fā)動機只有一級離心式葉輪壓氣機，有兩級渦輪的輸出軸，功率達(dá)到了206千瓦（280軸馬力），成為世界上第一臺實用的直升機渦輪軸發(fā)動機。首先裝用這種發(fā)動機的是美國貝爾直升機公司生產(chǎn)的Bell47（編號為XH-13F），1954年該機首飛。到了50年代中期，渦輪軸發(fā)動機開始為直升機設(shè)計者所大量采用。

渦輪軸發(fā)動機的原理：渦輪軸發(fā)動機與渦輪螺旋槳發(fā)動機相似，曾經(jīng)被劃入同一分類。它們都由渦輪噴氣發(fā)動機演變而來，渦槳發(fā)動機驅(qū)動螺旋槳，渦輪軸發(fā)動機則驅(qū)動直升機的旋翼軸獲得升力和氣動控制力。當(dāng)然渦輪軸發(fā)動機也有自己的特色：通常帶有自由渦輪，而其他形式的渦輪噴氣發(fā)動機一般沒有自由渦輪。

渦輪軸發(fā)動機具有渦輪噴氣發(fā)動機的大部分特點，也有著進氣道、壓氣機、燃燒室和尾噴管等基本組件。其特有的自由渦輪位于燃燒室后方，高能燃?xì)鈱ψ杂蓽u輪作功，通過傳動軸、減速器等帶動直升機的旋翼旋轉(zhuǎn)，從而升空飛行。自由渦輪并不像其他渦輪那樣要帶動壓氣機，它專門用于輸出功率，類似于汽輪機。做功后排出的燃?xì)?，?jīng)尾噴管噴出，能量已經(jīng)不大，產(chǎn)生的推力很小，包含的推力大約僅占總推力的十分之一左右。因此，為了適應(yīng)直升機機體結(jié)構(gòu)的需要，渦輪軸發(fā)動機噴口可靈活安排，可以向上，向下或向兩側(cè)，而不一定要向后。盡管渦輪軸發(fā)動機內(nèi)，帶動壓氣機的燃?xì)獍l(fā)生器渦輪與自由渦輪并不機械互聯(lián)，但氣動上有著密切聯(lián)系。對這兩種渦輪，在氣體熱能分配上，需要隨飛行條件的改變而適當(dāng)調(diào)整，從而取得發(fā)動機性能與直升機旋翼性能的最優(yōu)組合。

參照渦輪風(fēng)扇發(fā)動機理論，渦輪軸發(fā)動機帶動的旋翼的直徑應(yīng)該越大越好。因為同一個的核心發(fā)動機，所配合的旋翼直徑越大，在旋翼上所產(chǎn)生的升力就越大。以目前的水平計算，旋翼驅(qū)動的空氣流量一般是渦輪軸發(fā)動機內(nèi)空氣流量的500到1000倍。

因為速度低所以沖壓效果不明顯，進氣道設(shè)計采取側(cè)向等形式也是常見的。溫度高，熱效率就高，推進效率高要求盡可能的提高涵道比。通常把內(nèi)流進氣道設(shè)計為收斂形，驅(qū)使氣流在收斂時加速流動，令流場更加均勻。進口唇邊呈流線形，適合亞音速流線要求，避免氣流分離，保證壓氣機的穩(wěn)定工作。此外，由于直升機飛得離地面較近，一般必需去除進氣中雜質(zhì)，通常都有粒子分離器。粒子分離器可以與進氣道設(shè)計成一體。分離器設(shè)計為一定螺旋形狀，利用慣性力場，使進氣中的砂粒因為質(zhì)量較大，在彎道處獲得較大的慣性力，被甩出主氣流之外，通過分流排出進氣道之外。

盡管渦輪軸發(fā)動機排氣能量不高，但對于敵方紅外探測裝置來說仍然是相當(dāng)客觀的目標(biāo)。發(fā)動機排氣是直升機主要熱輻射源之一。作戰(zhàn)直升機必須減小自身熱輻射強度，要采用紅外抑制技術(shù)。一方面，要設(shè)法降低發(fā)動機外露熱部件的表面溫度，更重要的是，要將外界冷空氣引入并混合到高溫徘氣熱流中，從而降低溫度，沖淡二氧化氯的濃度，降低紅外特征。先進的紅外抑制技術(shù)通常將排氣裝置、冷卻空氣道以及發(fā)動機的安裝位置作為完整、有效的系統(tǒng)進行設(shè)計制造。

我們知道，壓氣機包括分為軸流式和離心式兩種。軸流式壓氣機，面積小、流量大；離心式結(jié)構(gòu)簡單、工作較穩(wěn)定。渦輪軸發(fā)動機從純軸流式開始，發(fā)展了單級離心、雙級離心到軸流與離心混裝一起的組合式壓氣機，歷經(jīng)多次變革。目前渦輪軸發(fā)動機一般采用若干級軸流加一級離心構(gòu)成組合壓氣機，兼有兩者的優(yōu)點。國產(chǎn)渦軸-6、渦軸-8發(fā)動機為1級軸流加1級離心構(gòu)成的組合壓氣機；“黑鷹”直升機上的T700發(fā)動機采用5級軸流加1級離心壓氣機。壓氣機部件主要包括進氣導(dǎo)流器、壓氣機轉(zhuǎn)子、壓氣機靜子及防喘裝置等。壓氣機轉(zhuǎn)子是一個高速旋轉(zhuǎn)的組合件，軸流式轉(zhuǎn)子葉片呈葉柵排列安裝在工作葉輪周圍，離心式轉(zhuǎn)子 葉片則呈輻射形狀鑄在葉輪外部。壓氣機靜子由壓氣機殼體和靜止葉片組成。轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)時，通過轉(zhuǎn)子葉片迫使空氣向后流動，不僅加速了空氣，而且使空氣受到壓縮，轉(zhuǎn)子葉片后面的空氣壓強大于前面的壓強。氣流離開轉(zhuǎn)子葉片后，進入起擴壓作用的靜子葉片。在靜子葉片的通道，空氣流速降低、壓強升高，得到進一步壓縮。一個轉(zhuǎn)子加一個靜子稱為一級。衡量空氣經(jīng)過壓氣機被壓縮的程度，常用壓縮后與壓縮前的壓強之比，即增壓比來表示。