航空发动机分类与简介

一个种类繁多，用途各不一样的大家族。大约如下所示：〔助燃剂，所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般式发动机等。发动机等。按产生推动动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动式发动机等。气作功，使空气加速向后〔向下〕流淌时，空气对螺旋桨〔旋翼〕产生反作用力动机。活塞式发动机〔气缸〕内燃烧，〔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。〔一〕活塞式发动机的主要组成〔汽油和空气〕进展燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞〔俗称电嘴，以及进、排气门。发动机工作动机壳体〔机匣〕上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积一样的状况下，气缸数目种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出曲轴还要带动一些附件〔如各种油泵、发电机等。气门机构用来掌握进气门、排气门定时翻开和关闭。〔二〕活塞式发动机的工作原理缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。115即燃烧一公斤15公斤的空气。4OO度左右。压缩是气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功力量。〔室的容积。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比58，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。0.01530米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达6O到752023到250O度。燃烧时，局部温度可能到达三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点快速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。这个冲程作预备的。后排气门关闭，进气门翻开，活塞又由上死点下行，开头了的一次循环。件外，还需要一些其他必要的装置和构件。〔三〕活塞式航空发动机的关心工作系统、〔〔一般为电动起动机、散热系统和润滑系统等。冲压喷气发动机一种空气喷气发动机。它通常由进气道〔又称扩压器、燃烧室、推动喷管三部组成。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。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37倍〔一般为煤油混合燃烧，将温度提高到2023一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推动喷管膨胀加速，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32OO千牛。机分为亚音速、超音速、超群音速三类。一、亚音速冲压发动机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〔燃烧室入口为亚音速气流和收敛形音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空〔一般与固体火箭发动机相配合。三、超群音速冲压发动机第三种发动机称为超音速冲压发动机。脉动喷气发动机德国纳粹在其次次世界大战的后期，曾用它来推动V-1发燃烧室，最终是特别设计的长长的尾喷管。40～50次。的优点。但它只适于低速飞行〔64～8O0公里，飞行高它的应用受到限制。火箭发动机火箭发动机是我国劳动人民首先制造出来的。早在唐代初年(约在七世纪〕现代的固体燃料火箭是一样的。置，都是火箭发动机。是燃料〔燃烧剂〕加氧化剂的合称。一、固体火箭发动机酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。〔星形等。药柱置于燃烧室〔一般即为发动机壳体〕中。在推动剂燃烧时，燃烧102～2×107金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。〔装黑火药或烟火剂成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。系统组成喷管组件。该系统能转变燃气喷射角度，从而实现推力方向的转变。药柱燃烧完毕，发动机便停顿工作。〔也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推动剂重量的比值，单位为秒。固体复起动困难，从而不利于载人飞行。和飞机起飞的助推发动机。二、液体火箭发动机储存在不同的储箱中。液体火箭发动机一般由推力室、推动剂供给系统、发动机掌握系统组成。嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推动剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，2O0〔20OMP300～400O℃，故需要冷却。〔气压式〕和泵压式两类供给系统。挤压式供给系统是利用〔氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力掌握〕剂。的。工作参数主要指推力大小、推动剂的混合比。液体火箭发动机的优点是比冲高〔25～5OO秒，推力范围大〔火箭发动机主要用作航天器放射、姿势修正与掌握、轨道转移等。三、其他能源的火箭发动机〔一〕电火箭发动机电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动氨等气体。其产生高速喷气流而产生推力。〔电阻加热或电弧加热〕工质〔氢、胺、肼等，使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产〔汞、铯、氢等〕从贮箱输入电离室被电离成离比冲〔70O～250O秒、极长的寿命〔可重复起动上万次、累计工作可达上万小时。但产生的推力小于10ON。这种发动机仅适用于航天器的姿势掌握、位置保持等。〔二〕核火箭发动机6500～1100O米／秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高〔250～1000秒〕寿命长，但技术简单，只适用于长期工作的航天器。这种发动论探究阶段。涡轮喷气发动机固定的推动模式，很少有人提出过质疑。10000米以上，但3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的800应运而生。大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给我们玩过的爆竹，就是依靠尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一形成了现代涡轮喷气发动机的根底。4个阶段是分时个局部，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。增压的主要部件。气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件，发动机的推力就是这一局部燃气的能量而来的。作用的推力。一般来讲，但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能到达1650K左右，现代战斗机有时需的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2023K1.5倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。(以下图)扇发动机等。其快速取代了后者，成为航空发动机的主流。涡轮风扇发动机并开头在其他飞机中开头得到应用。输机上却是不行承受的。实际上包括两个局部，即热效率和推动效率〔具体解释见后边的帖子。为提高发动机循环参数冲突的要求，致使涡轮喷气发动机的总效率难以得到较大的提升。排风扇，风扇后的气流分为两局部，一局部进入压气机〔内涵道，另一局部则不经过燃烧，直接排到空气中〔外涵道。由于涡轮风扇发动机一局部的燃气能为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮构造参数和增大风扇直涡轮前温度总是有利的不同，这两类发动机的构造参数也大不一样。8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左右的飞涡轮风扇发动机的涵道比气发生器。涵道与内涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。加力式涡轮风扇发动机1.0以下。在高速飞行时，发动机的加力翻开，外涵道的空气和涡轮后的燃气推重比大的特点，目前已在一代歼击机上得到广泛应用。喷气发动机的热效率喷气发动机是热机的一种。1。A－B为定温加热膨胀过程，参加的热量q1全部对外做功；C－D为定温放热收q2放出，B-CD-A过程相互抵消。因此，一个循环的做功输出：W=q1－q2即为阴影局部的面积。那么，卡诺循环热机的热效率：n=W/q1=1－T2/T1T1，或降低低T2。的热效率。推动效率即：/进排气的机械能之差〔等于飞机飞行速度气速度有关：推动效率2/(1+排气速度/进气速度)越大，推动效率越低涡轮螺旋桨发动机一般来说，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。对于一架低速〔500～600km/h〕的飞机来说，在肯定的涡轮前温度下，其适当的50以上，这明显是发动机的构造所无法承受的。为了提高效率，人们干脆便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之地位。涡轮螺旋桨发动机道比的涡轮风扇发动机。5%左右，为了驱动大功率的螺旋2～6级。功率大，功重比〔功率/重量〕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。其次，由于削减了廉价。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。目前在应用。涡轮轴发动机直升机和垂直／短距起落飞机上得到了广泛的应用。越来越普遍，涡轮轴发动机才获得独立的地位。)，而且主要用在直升机和垂直／短距起落飞机上。排。涡轮轴发动机~是用于直升机的，它与旋翼协作，构成了直升机的动力装置。依据涡轮风扇发有限制的。——般说，通过旋翼的空气流量是通过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。2.5以上。而且就发动机所产生的功率来600010000马力，活塞发动则相差很远。在经济性上，涡轮轴发动上。螺桨风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于争论和试验阶段。螺桨风扇发动机的构造见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇〔由于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；但是它的直径比一般螺旋桨小，叶片数目也多〔6～8叶又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。据涡轮风扇发动机的原理，涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，