发动机介绍.doc

发动机部分飞机飞行过程中是会产生阻力的，阻力主要是由发动机的推力来平衡的，在航空工业发展一个多世纪以来，航空动力技术得到了很大的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。活塞式发动机航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。活塞式发动机是有很大局限性的，不管是速度上还是高度上来说，对飞机的性能有很大的影响：首先活塞式发动机在高空性能上有着先天不足，空气密度不足的时候发动机功率会急剧下降。在第二次世界大战以后活塞式发动机的战斗机就很少研制了。其次，活塞式发动机是驱动螺旋桨的，众所周知螺旋桨驱动的战机是存在理论极限速度的，理论上螺旋桨飞机飞行速度是不会超过800千米每小时的。而且，活塞式发动机单位功率远不及喷气式发动机。鉴于以上几点，在第二次世界大战以后活塞式发动机的战斗机就很少研制了。仅有少数对速度要求不高攻击机采用了活塞式发动机。脉动喷气发动机脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。德国纳粹在第二次世界大战的后期，曾用它来推动V-1导弹，轰炸过伦敦。这种发动机的结构如图所示，它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，最后是特殊设计的长长的尾喷管。脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时64O8O0公里），飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制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。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。除欧洲的流星式中程雷达制导空空导弹和俄罗斯机载反舰巡航导弹没有助推发动机以外，其余采用冲压发动机的飞行器都需要采用火箭助推的方式来达到工作最小速度。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。火箭发动机火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。早在唐代初年(约在七世纪）火药就出现了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。大约在十三世纪制成火箭。我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。火箭发动机自带氧化剂给火箭发动机带来了固有的缺点和优势，火箭发动机特别适合于航天器的应用，但是对于航空器来说，火箭发动机自带氧化剂造成燃料重量过高，不适用于大气层内的飞行器。涡轮喷气发动机现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，但其优异的高速性能使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流。喷气式发动机又分为轴流式和离心式，离心式有其固有缺点要想增大推力，就必须增大发动机的离心机直径，这直接导致了发动机直径不可接受地宽，所以离心式喷气发动机在第二代战机里就不再使用了。但是涡轮喷气发动机的缺点也很突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。涡扇发动机鉴于涡喷发动机的固有缺陷，人们就开始寻找一种提高燃油利用率的发动机，涡扇发动机就应运而生。要提高喷气发动机的效率，首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个部分，即热效率和推进效率。涡轮风扇发动机其实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。不带加力的涡扇发动机通常应用在运输机和客机上，这样可以最大限度的减少燃料的消耗。带加力的涡扇发动机应用在战机上，现代的三代机和四代机使用的都是带加力的涡扇发动机。但是，涡扇发动机的加速性能不如涡喷发动机，这导致了涡扇发动机高空高速性能的不理想。而且涡扇发动机速度超过2.8Ma以后有可能失速，所以涡扇发动机也不是未来发动机的首选动力装置。涡桨发动机一般来说，现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的。因为对于涡轮风扇发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效率，也就是要降低排气速度和飞行速度的差值，需要加大涵道比；而同时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前温度也不断提高，这也要求相应地增大涵道比。对于一架低速（500600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这显然是发动机的结构所无法承受的。为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。同活塞式发动机螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4以上；而活塞式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。使用螺旋桨也在根本上限制了飞机的超音速性能，同样不能成为未来飞机的首选动力装置。涡轴发动机涡轴发动机本身主要应用于直升机上，再此就不再赘述。桨扇发动机螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于研究和实验阶段。螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇）组成。螺桨-风扇由涡轮驱动，无涵道外壳，装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有68叶），叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。由于无涵道外壳，螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例，在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍，相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。涡桨发动机螺旋桨示意图同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多，这是由它们叶片形状不同所决定的。普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度，弯度大以保证升力系数，从剖面来看，这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种。但是，桨扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。另外，暴露在空气中的螺桨-风扇的气动设计也是目前研究的难点所在。最重要的是，桨扇发动机还是无法推动飞机进行超音速飞行。从上文可知，未来发动机有宽飞行包线的要求，考虑的发动机为涡喷，涡扇，冲压发动机，以下表1,2是现役的涡扇涡喷发动机的各项性能数据。表一 涡喷发动机数据发动机型号应用机型最大加力推力（千克）最大加力推力油耗（千克/小时）推重比涡喷-6歼六31871.634.59涡喷-7歼七60002.005.20涡喷-14歼八H/G/F80101.107.22表-2 涡扇发动机数据发动机型号应用机型最大加力推力（千克）最大加力推力油耗（千克/小时）推重比涡扇-9飞豹91262.045.05涡扇-10歼-10126007.90AL-31SU-27125002.008.17F-100PW-100F-15105902.317.90F-110F-16122682.027.07F-404F-18A/B/C/D75601.657.86F-414F-18E/F98009.10M-53幻影200095002.126.56M-88阵风75000EJ-200台风9000F-119F-2215570011.7YF-120YF-23F-135F-35变循环发动机全新的战机推进动力装置上世纪八九十年代航空界有一场惊心动魄的龙虎斗：美国空军的第五代、超音速巡航的隐身战斗机的竞争。在竞争的决战阶段，飞机方面剩下两个对手：YF-22 和YF-23；发动机方面也是两个对手：YF120 和 YF119。YF-119后发展为F-119，即为F-22的专用发动机，推力15.57吨，推重比直逼12，同三代机的推重比8左右提高了整整一个数量级，但是F-119仍然是传统意义上的涡扇发动机，概念上没有创新性，与此相对应，YF-120虽然落选，但是YF-120采用的是全新概念的变循环发动机。F-22装备的F-120涡扇发动机竞争试飞中，装 YF120 的 YF-22 在性能上比装 YF119 的 YF-22 强、装 YF120 的 YF-23 也比装 YF119 的 YF-23 强。这个结果是合情合理的，因为 YF120 凭借变循环在超音速巡航时用适合超音速飞行的涡喷方式工作，而在亚音速时用适合亚音速飞行的涡扇方式工作；相比之下，YF119 只用一种固定的涡扇方式工作。但是，美国空军认为 YF120 虽然在性能上强过 YF119，却比 YF119 技术风险高、研制费用大。最终，美国空军放弃了 YF120 而选择了 YF119。今天，我们看到的美国第五代战斗机 F-22A 猛禽，使用的就是由性能逊于 YF120 的 YF119 发展而来的 F119 常规涡轮风扇发动机。即使在技术先进性方面比不上 YF120，F119 直到 2011 年的今天，仍然是世界上最先进的战斗机发动机。 F-22A 的两台 F119 打开加力的照片：首先请大家看一看 GE 的经典变循环方案，YF120 就是基于这个方案发展而来：上图中发动机剖视图中，上面一半表示的是超音速巡航模式、下面一半表示亚音速模式图中的发动机是双转子。其中低压转子由一级低压涡轮驱动，带动两级低压转子风扇；高压转子由一级高压涡轮驱动，带动一级高压转子风扇（图中表示为 Core-driven stage 3）和五级高压压气机。在高压涡轮和低压涡轮之间，有一级可变距涡轮导向叶片（图中表示为 Variable low-pressure turbine）。希望大家注意，上述结构中有两个常规发动机没有的东西高压转子风扇（Core-driven stage 3）和有可变距涡轮导向叶片（Variable low-pressure turbine）。除了上述在叶片上的两个新颖设计外，这个变循环发动机方案在机体上还有三处常规发动机没有的东西：1， 处于低压转子风扇后面、高压压气机前面、高压转子风扇外环的前可变截面旁路引射器（图中表示为 Variable-area bypass injector）；2， 处于低压涡轮后面的后可变截面旁路引射器（图中表示为 Variable-area bypass injector）；3， 处于发动机后部的同心环形声学喷口（图中表示为 Coannular acoustic nozzle）。下面介绍一下这个变循环方案的工作方式：在图中下半部所示的亚音速状态，发动机的前可变截面旁路引射器后移，使得通过低压转子风扇的部分气流像常规涡扇发动机那样流过发动机外涵；同时高压转子风扇像普通高压压气机一样工作，此时的发动机是一台典型的涡扇发动机。流经外涵的风扇气流在发动机后部，通过打开的后可变截面旁路引射器进入同心环形声学喷口，并通过打开的同心环形声学喷口与从发动机内涵排气混合，从而降低喷气温度、改善声学特性。在亚音速状态，可变距涡轮导向叶片偏转，使得低压涡轮吸收更多的功率，带动低压转子风扇以较高功率工作，使得风扇产生较大比例的推力。在图中上半部所示的超音速巡航状态，前可变截面旁路引射器前移，使得低压转子风扇的全部气流都通过高压转子风扇，而绝大部分通过高压转子风扇的气流进入高压压气机，仅有极少部分从前移的前可变截面旁路引射器后部进入外涵，主要用来冷却发动机。此时，发动机以近似涡喷发动机的方式工作。之所以说近似，是因为此时仍有极少部分外涵气流用来冷却发动机，这是常规涡喷发动机所没有的。这个外涵气流可以保证发动机的涡轮以比常规涡喷发动机更高的温度工作，从而提高发动机效率。在超音速巡航状态，可变距涡轮导向叶片通过变距使得低压涡轮吸收较少的功率，导致喷气的功率损失较小并产生更大的推力。YF120 为了提高可靠性和维护性，对这个经典方案作了更改总体结构 1独特的高压转子风扇：如下图所示，如果按照传统的纯涡扇或纯涡喷发动机的说法，YF120 是 2-5-1-1 布局。即：两级风扇/低压压气机五级高压压气机单级高压涡轮单级低压涡轮。但是 YF120 既不是纯涡扇，也不是纯涡喷。我觉得用 2-1-4-1-1 来概括 YF120 的总体布局更合适。即：两级低压转子风扇/低压压气机单级高压转子风扇/高压压气机四级高压压气机单级高压涡轮单级低压涡轮。其中的“单级高压转子风扇/高压压气机”，就是上图中标示的“核心机风扇”总体结构 2对转双转子和高低压涡轮之间无导向器：与 F119 一样，YF120 的高压转子与低压转子的旋转方向相反。这个反转双转子的一个关键优点是可以去掉高低压涡轮之间的涡轮导向器。无论是涡轮还是涡轮导向器，都是要承受高温燃气和高应力的部件，需要极高的加工工艺。YF120 大胆地利用了这个优势，去掉了高低压涡轮之间的涡轮导向器。相比之下，F119 出于降低技术风险的保守考虑，仍然保留了高低压涡轮之间的导向器。上面关于总体结构的分析，指出了 YF120 的两个关键特点：独特的高压转子风扇和取消了高低压涡轮之间的导向器。下面分析 YF120 的变循环方式与 GE 经典变循环方式的不同之处。最关键的不同用两组风扇活门代替前变截面旁路引射器：请大家注意下图中标示为“可调外涵”的活门与标示为“主外涵”的另一组活门： 这与下图中的前可变截面旁路引射器（Variable-area bypass injector）表示了在变循环上不同的着重点：这个不同的着重点就是：YF120 更强调高压风扇在涡扇状态的风扇作用。即，YF120 在涡扇状态是两级低压转子风扇和一级高压转子风扇同时通过大开的“可调外涵”活门与“主外涵”活门向外涵排气，而 GE 经典变循环方案却是在涡扇状态主要依靠低压转子风扇向外涵排气。我认为 YF120 在这里比 GE 的经典方案更前进了一部，因为 YF120 在涡扇状态是高低压转子风扇同时成为涡扇中的“扇”，而经典方案则是主要由低压转子风扇成为涡扇中的“扇”。当进入超音速巡航模式时，YF120 与 GE 经典方案类似，通过调节“可调外涵”活门与“主外涵”活门，仅仅使极少的气流通过外涵用以冷却发动机，从而进入近似涡喷发动机的模式。当然，GE 经典方案用的前可变截面旁路引射器（Variable-area bypass injector）而不是两组活门。另外的一个不同YF120 取消了利用同心环形声学喷口（Coannular acoustic nozzle）排放外涵气流YF120 是直接用可变截面旁路引射器把外涵气流排放到发动机后部的加力燃烧室中。ACE 适应性循环发动机技术是 GE 变循环发动机技术的进一步发展。GE变循环可以实现发动机在涡轮喷气模式和小涵道比涡轮风扇发动机模式之间的转换，而 ACE 适应性循环则进一步扩大了转换的范围发动机不但可以用涡喷模式在高速工作，也可以用较大涵道比的涡扇模式在起飞、空中待机之类的低速下非常省油、非常高效率地工作。甚至有人认为，以 ACE 为核心的下一代发动机标志着航空发动机的又一次革命，就类似从涡轮喷气发动机到涡轮风扇发动机的革命。我在变！变！变！之变循环的 YF120 中提到 GE 的变循环在航空发动机业有非常重要的地位，就是指这个 ACE 适应性循环很可能是下一代发动机的核心技术。下图是 ACE 技术的示意图：图中左上方第一方块中的文字是：Fan-on-blade fan in outer bypass duct（外涵道叶片上风扇）；上方中间方块中的文字是：Variable stators modulare outer bypass flow（外涵道可变距叶片模块）；上方右侧方块中的文字是：Outer bypass flow passes through struts to central nozzle（外涵道气流通过支撑柱进入中心喷口）；下方左侧文字：Bypass duct with shut-off valve（中涵道活门处于关闭状态）；下方中间文字：Core-driven fan stage in inner bypass duct（处于内涵道的高压转子风扇）；下方右侧文字：Variable area bypass injector (VABI)（可变截面旁路隐射器 VABI）。下面的另外一张图清晰地表示了 ACE 的结构： 图中表示一个 2-1-5-1-2 的三涵道总体布局。即两级低压转子风扇单级高压转子风扇五级高压压气机单级高压涡轮两级低压涡轮。其中两级低压转子风扇的第二级风扇伸出了中涵道和内涵道而进入外涵道。另一种变循环发动机的方案当黑鸟的心脏，J58 发动机咆哮的时候，很少有人能不为之动容：PW（普拉特惠特尼公司）在上个世纪五六十年代开发的这个发动机使黑鸟以三点二倍音速的速度持续飞行。直道几十年后今天，黑鸟仍保持着使用空气发动机的载人飞机的官方最快速度记录。J58 是在涡轮喷气和压气机辅助冲压发动机之间转换的变循环。下面 J58 照片中，可以清楚地看到有三个粗大的管子，它们一端连接在发动机压气机的位置（图中右侧一端）、另外一端连接在发动机加力燃烧室：J58 的另一侧有同样的三个管子：这六个粗大的管子叫涡轮旁路管道，它们起自 J58 的第四级与第五级压气机之间，终于涡轮后面、加力燃烧室之前。在活门的作用下，这些涡轮旁路通道使得 J58 得以在涡喷和冲压发动机模式之间转换。下面根据一张 J58 的剖视示意图来具体谈谈这个变循环是如何实现的：上图中发动机上方的管路就是涡轮旁路通道（Compressor Bleed Air Bypass Turbines）。这个通道在第四级和第五级压气机之间与发动机通过内部排气活门（Internal Bleed）连接、然后终止于加力燃烧室（Afterburner Section）。在内部排气活门（Internal Bleed）后面的外部排气活门（External Bleeds），其作用是调节涡轮旁路通道中的气压。当黑鸟在低速飞行时，内部排气活门关闭，压气中所有气流进入主燃烧室，以典型的涡轮喷气方式工作。当黑鸟以三倍音速飞行时，内部排气活门开启，前四级压气机中的一部分气流通过内部活门进入涡轮旁路通道，直接进入加力燃烧室。这些经前四级压气机压缩的空气在加力燃烧室中为加力燃烧室喷出的燃料提供燃烧的氧气，从而使 J58 以压