涡轮风扇喷气发动机及涡轮喷气发动机的区别以及涡喷.冲压原理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。涡轮风扇喷气发动机结构图迎气道 压气机 燃烧室 涡轮机 喷口涡轮喷气发动机结构图进气道 压气机 燃烧室 涡轮机 喷口涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡 轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内 涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。由于涡轮风扇发动机一部分 的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为 提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃 气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效 率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇 发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机，由于用途不同，这两类发动 机的结构参数也大不相同。不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可达8以上， 这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机，而可用飞行速度又比活塞式发动机高，在现代大 型干线客机、军用运输机等最大速度为M0.9左右的飞机中得到广泛的应用。根据热机的原 理，当发动机的功率一定时，参加推进的工质越多，所获得的推力就越大，不加力式涡轮风 扇发动机由于风扇直径大，空气流量就大，因而推力也较大。同时由于排气速度较低，这种 发动机的噪音也较小。加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力式涡轮风 扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在1.0以下。在高 速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再 次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加， 这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种 低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用。岫 低瓜Jk气成不加力涡轮凤届 睨时机加力式涡抡风曲发动机冲压喷气发动机冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷 气发动机。它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有 压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减 速，将动能转变成压力能（例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍）。 冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高 后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到2000 2200C甚至更高，高 温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速 度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机，不能在静止的 条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式 动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。 安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度 足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆 阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动 机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携 带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。冲压发动机或组合式冲压发动 机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音 速、高超音速三类。一、亚音速冲压发动机亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比 不超过1.89，飞行马赫数小于O.5时一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用在亚音速航 空器上，如亚音速靶机。二、超音速冲压发动机超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散 形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速y倍音速，用于 超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。三、高超音速冲压发动机这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达516, 目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速 气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发 动机。燃油喷喷娜烧k愤枪的1成喷气步初时L发动机结构图西V：*转IF 口迎接杆附件作动轴环用燃挽室 蒂幼压七机的 矗摩满总 帝动代麻的低 应滴抡 - 沔侧可抵辑JL，编”义芯帆密尊的飞马”也力赭简复幼机总枸囹基本参数推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重 量之比值，愈大者性能愈好。压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。压缩比：进气被压缩机压缩彳爰的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大 者性能愈好。海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差（空 速）为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN（千牛顿）、kg（公斤）、lb（磅）等。单位推力小时耗油率：又称比推力（specific thrust），耗油率与推力之比， 公制单位为kg/N-h，愈小者愈省油。涡轮前温度：燃烧彳爰之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈 不易故障，通常维护成本也愈低。涡轮喷气发动机原理简释概述涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞 机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国 人弗兰克惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才 第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式 战斗机Me-262的动力参加了 1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截 面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。原理及工作方式涡轮喷气式发动机应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用 了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发 动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量 和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时） 的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转， 维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即 压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种 简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、 通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的 设计工作造成的。飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨 型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气 发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350 英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的 飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机