航空基础及推进 7

3活塞发动机和螺旋桨3.1航空活塞发动机的分类3.2活塞发动机的热力循3.3螺旋桨3.4习

题3.1航空活塞发动机的分类3.1.1旋转式发动机在1908年，法国的塞甘兄弟发明了旋转气缸发动机。这种发动机在周向均布奇数个气缸，工作时曲轴保持静止，整个气缸体围绕曲轴旋转。因为整个发动机随螺旋桨一起旋转，所以无论飞机的飞行速度有多大，环绕气缸的冷却空气流都是足够的，即采用气冷的方式进行发动机冷却。这种发动机与之前需要沉重水冷系统的发动机相比很有优势，在当时迅速占领了飞机发动机的市场。这种发动机由于在功率输出、质量、成本、制造和可靠性方面优势突出(其中一些发动机采用二冲程设计，具有较高的比功率和功率质量比)，在第一次世界大战期间被广泛使用。然而，旋转气缸发动机也有许多缺点。其一是燃料消耗极大;其二是采用蓖麻油作为润滑油，尽管蓖麻油的润滑性能优异，但是其进入气缸燃烧后形成的烟雾会导致飞行员恶心和腹泻;其三是旋转的气缸质量太大，其旋转会引起飞行操纵性问题。因为旋转气缸发动机的提升空间不大、缺点难以克服，所以它在1920年代初已被淘汰。1.旋转气缸发动机汪克尔发动机由德国人费利克斯·汪克尔(FelixWankel)在1950年代发明，它使用偏心旋转的转子将压力转换为旋转运动，因此也称为转子发动机。如图3-1所示，转子发动机的基本结构是在椭圆形的外壳中置入一个具有Reuleaux(勒洛)三角形形状的转子，转子的三个面将椭圆形空间分隔成三个独立的燃烧室。由于转子偏心运行，因此在运行过程中，这些独立燃烧室的容积会不断地改变，形成进气、压缩、点火与排气四个冲程。因为转子的三个面同步进行不同的四冲程周期，所以转子转一圈便完成三次四冲程周期。2.汪克尔发动机图3-1汪克尔发动机的四个冲程3.1.1旋转式发动机由于结构上的特点，汪克尔发动机具有如下优点:①

只有两个转动部件，与一般的(具有二十多个活动部件的)四冲程往复式发动机相比，其结构紧凑、体积小、质量小，故障率低;②

转子不需要高精度的曲轴平衡就能达到较大的运行转速，并且运行更平顺、振动与噪声也比较小;③

发动机容积较小却能输出较多动力，单位排量功率高;④

没有往复式发动机的局部高热，因此排放的尾气中氮氧化物少;⑤

无须进气门和排气门，不会产生因气门结构引起的机械故障。除此以外，汪克尔发动机还有一些适用于飞行的优点，如:①

因为外壳比转子膨胀得多，所以转子不会卡住;②

在飞机下降过程中不易受到“冲击冷却”的影响;③

高功率冷却时不需要浓缩混合物。正因具有上述多种优点，所以汪克尔发动机被认为是轻型飞机的最佳动力装置(可用于无人机)。但是，汪克尔发动机也有缺点。例如:①

输出功率无法通过增大油气混合密度或调整空燃比的方式来提升，只能依赖结构优化(如移动或扩张进、排气口)实现;②

燃烧室是运动的，导致膨胀过程中火焰传播的形态不佳，因此要采用复杂的双点火系统和更大能量的火花塞，且点火时间受限于火花塞位置;③

燃烧时间短，易燃烧不完全，使其油耗比往复式发动机高了约10%;④

在启动和低转速时会排出较多的碳氢化合物(是往复式发动机的两倍)，存在空气污染问题;⑤

由于三个燃烧室并非完全隔离，因此在使用一段时间后容易因为材料磨损而造成漏气，增加油耗和污染。在飞机上应用汪克尔发动机时，由于发动机具有较大的转速和较小的扭矩，因此必须使用减速装置(如减速齿轮箱)使螺旋桨保持在适当的速度范围内。3.1.2往复式发动机飞机上使用的往复式发动机与汽车中使用的发动机很类似，一般可根据气缸的空间布置方式分为直列发动机、水平对置发动机、V形发动机、X形发动机和径向形发动机等。直列发动机的气缸是排成一排的形式，气缸数量一般是偶数。许多直列发动机是在第一次世界大战期间研发的，如奔驰BZ-4。直列式发动机的最大优点是其垂直于曲轴方向的截面积相对小，因此飞机前部可设计得更窄，从而有效降低阻力。另外，当直列发动机的气缸倒置于曲轴下方时，可以为飞行员提供良好的视野。但是，直列式发动机的缺点很突出，如曲轴箱和曲轴较长、较重，采用液冷的方式(气冷方式下没有足够的空气流量来冷却气缸)也进一步增大了质量，这些都导致功率质量比低。因此，直列发动机仅应用于早期飞机，随后便被迅速淘汰。水平对置发动机(也称为平板发动机或拳击手发动机)的两排气缸相对分布在曲轴两侧，以风冷式为主。因为这种发动机是扁平型的，所以可以减少阻力，并为飞行员提供较好的视野。此外，对置的气缸布局使往复力趋于抵消，发动机运行更平稳。因此，风冷的四缸或六缸对置发动机是小型通用航空器最常用的发动机。V形发动机的两排气缸组夹角为30°~90°，以水冷式为主。这种设计不仅使发动机的功重比提高，而且正面面积较小。其代表性的例子是劳斯莱斯梅林发动机，它是一款12缸发动机，应用于二战时期的SupermarineSpitfire、HawkerHurricane等飞机上。X形发动机由水平相对的双V形发动机组成，其气缸排列在四个气缸组中，驱动同一个曲轴。劳斯莱斯的秃鹫发动机就是这种类型的发动机，该发动机在二战期间得到了应用，为AvroManchester轰炸机和HawkerTornado战斗机等提供动力。星形(径向形)发动机是当前航空活塞发动机的一种主要形式。它有一排或两排气缸，围绕中心的曲轴呈环形排列(图3-2)。每排气缸必须有奇数个气缸，以便平稳运行。星形发动机和旋转气缸发动机在不运行时看起来非常相似，两者都有围绕中心曲轴径向布置的气缸，但星形发动机的缸体固定、曲轴旋转。因为星形发动机每排只有一个曲柄行程，其曲轴箱相对较小，故可以有较大的功率质量比。另外，环形布置气缸使其有较大的散热面积，还可以抵消往复力，所以这种发动机冷却好、运行平稳。但是，由于其迎风面积较大，飞行时空气阻力较大。3.1.2往复式发动机图3-2星形发动机示意图和实物3.1.3增压器在高海拔地区，由于进入发动机进气系统的空气密度低，易导致发动机动力不足甚至会失去动力，因此需要在进气系统中安装增压装置以提高进气压力和密度，进而提高发动机的功率。活塞发动机中经常采用的是机械增压和涡轮增压这两种强制进气方式，其典型升压范围是20~50kPa。机械增压器和涡轮增压器的区别如图3-3所示，区别主要在于驱动压气机的方式。机械增压器是由发动机通过机械机构(如皮带、齿轮、轴或连接到发动机曲轴的链条等)驱动的，压气机通常位于化油器(或喷射器)和进气歧管之间。而涡轮增压器是由发动机的排气吹动涡轮，再由涡轮带动压气机，压气机一般位于进气口和化油器(或喷射器)之间。(a)机械增压器(b)涡轮增压器图3-3机械增压器和涡轮增压器3.1.3增压器常用的压气机有两种类型，分别是容积式压气机(也称为正位移压气机)和动力式压气机。容积式压气机分为罗茨压气机(鲁氏压气机)、叶片式压气机和螺杆式压气机等，通常是通过压缩腔体的容积来挤压气体，提高气体压强。动力式压气机一般分为离心式和轴流式，如图3-4所示。(a)离心式(b)轴流式图3-4离心式和轴流式压气机离心式压气机由导风轮、叶轮、扩压器等组成，气流沿轴向进入、垂直于轴向排出。空气由进气道进入压气机后，进入叶轮;在高速旋转叶轮的作用下，由叶轮中心被离心力甩向叶轮外缘，压强也逐渐提高;由叶轮流出的空气进入扩压器后速度减小，压强再次提高。在轴流式压气机中，气流基本平行于叶轮轴线流动。轴流式压气机一般由多级组成，每一级包含一排位于上游的转子叶片和一排位于下游的静子叶片。气体先被转子叶片加速，然后在静子叶片通道减速，将转子中的动能转变为静压能，提高气体压强。按理说，因为涡轮增压器利用了废气流中“浪费”的能量作为动力源，所以其效率更高。但是，由于增加了涡轮，排气系统中会形成一定程度的背压。这使得发动机在以某个较大的转速运行之前，涡轮增压器有减弱动力的趋势，只有超越这个转速才能体现出其优势。一般来说，涡轮增压多见于大功率四冲程发动机，但也有用于二冲程发动机的个例。相对而言，机械增压器设计简单、更容易安装，且驱动速度更大，其缺点是有机械磨损，成本较高。3.2活塞发动机的热力循3.2.1四冲程发动机四冲程发动机的基本结构和术语如图3-5所示。活塞(Piston)在装有进气门(IntakeValve)和排气门(ExhaustValve)的气缸(Cylinder)内往复运动。当活塞移动到气缸容积最小的位置时，其处于上死点(TDC)，这个最小体积被称为余隙容积(ClearanceVolume);当活塞移动到最大气缸容积位置时，其处于下死点(BDC);上死点与下死点之间的距离是活塞在一个方向上所能运动的最大距离，称为冲程(Stroke)，一个冲程所经过的容积称为冲程容积或排量

(DisplacementVolume);活塞的往复运动由曲柄机构(连杆ConnectingRod、连杆轴承RodBearing、曲轴Crankshaft)转换为旋转运动。在活塞发动机中，压缩比(rc)定义为下死点的容积(最大容积)除以上死点的容积(最小容积)，即图3-5四冲程发动机3.2.1四冲程发动机在四冲程发动机中，曲轴每转两圈，活塞就在气缸内执行吸气、压缩、做功(膨胀)、排气冲程。图3-6给出了示意图及对应的p-v图。(1)吸气冲程。在进气门打开后，活塞下行吸气，此时气缸内的压强略低于外界的环境压强，新鲜气体被吸入气缸内。对火花点火发动机来说，吸进的气体是燃料与空气的混合物;而对压缩点火发动机来说，吸进的气体是纯空气。(2)压缩冲程。进、排气门都关闭，活塞上行、压缩气缸内的气体，从而使气体温度和压强都升高。在活塞接近上死点时，若是火花点火方式，则火花塞点火;若是压缩点火方式，则喷射燃料。此时燃烧开始，产生高压高温的气体产物并持续至膨胀的初始阶段。(3)做功(膨胀)冲程。燃烧后的高温高压混合气膨胀，推动活塞返回下死点。(4)排气冲程。排气门打开，做功后的气体通过排气门迅速排出，然后剩余的气体在活塞的推动作用下排出。图3-6发动机的四个冲程及对应的热力过程3.2.2奥托循环四冲程发动机的理想循环是奥托循环，其热力学过程如图3-7所示，其中数字0~5表示各理想过程的始末状态，qin

表示加入的热量，qout

表示释放的热量，假定为火花塞点火。图3-7理想奥托循环的p-v

和T-s

图(1)0—1时活塞处于吸气冲程，此时进气门打开、排气门关闭，活塞从上死点向下死点运动，将新鲜的燃料和空气混合物吸入气缸。在此过程中，气体压强保持恒定，等于环境压强p0(实际上略低于环境压强)。因此这是一个等压过程，有其中活塞所做的功为(2)1—2时活塞处于压缩冲程，此时进、排气门都关闭，活塞对气缸内的混合气体做功。忽略壁面传热，将该过程近似为等熵过程，则可得到气体在状态2(活塞处于上死点)的温度、压强，以及过程中的加入的热和功，有其中，可设比热比γ=1.35(其在常温约为1.4，压缩后约为1.3)，rc

为压缩比。3.2.2奥托循环(3)2—3时火花塞点火，因为燃烧过程很快、时间很短，所以该过程中活塞在上死点位置基本不动，可视为等容加热过程。在状态3时，温度达到等容绝热燃烧温度，压强处于最大值，有增加的热量为

即对于已知热值的燃料，若空燃比确定，则式(3-9)可用来近似计算燃烧温度T3。(4)3—4时活塞处于做功(膨胀)冲程，在此过程中，燃烧后的高压气体对活塞做功，推动其向下死点运动。若忽略壁面传热，将该过程近似为等熵过程，则可求得状态4(活塞处于下死点)时的温度、压强，以及过程中的热和功为3.2.2奥托循环(5)4—5时排气门打开，气缸中的燃气在内外压差作用下迅速排出，此时活塞处于下死点位置基本不动，故该过程可近似为定容排热(排气)过程。因此，有(6)5—0时排气门仍处于打开状态，活塞处于排气冲程，由下死点向上死点运动，将气缸内残余的气体推出。因为压强基本等于环境压强，故该过程可近似为等压排气过程，有3.2.2奥托循环奥托循环的热效率由于奥托循环是在封闭系统中进行的，且不考虑气体动能和势能的变化，所以根据热力学第一定律可知循环的净功为循环的热效率定义为由于过程1-2和3-4是等熵过程，且v2=v3、v4=v1，所以有即3.2.2奥托循环因此可以得到从式(3-20)可以看出，热效率取决于压缩比和比热比。图3-8以单原子气体(γ=1.667)、常温空气(γ=1.4)和典型燃气(γ=1.3)的比热比为例，给出了它们之间关系，可以看出:(1)热效率曲线在低压缩比时相当陡峭，但在压缩比较大时开始变平。因此，尽管热效率随压缩比的增加而增大，但在高压缩比时，热效率的增大并不明显。(2)对于给定的压缩比，较小的比热比所对应的效率较低，使用单原子气体(如氩气或氦气)作为工质将具有最高的热效率。实际上，由于发动机中的工质中含有较大的分子(如二氧化碳，其比热比在常温下就小于1.4，而且比热比随着温度的升高而降低)，所以这是实际的热效率低于理想效率的原因之一。另外，在一定的压缩比下，由于不完全燃烧及摩擦等不可逆性因素，实际发动机的热效率也低于理想效率。一般来说，采用火花塞点火的实际发动机的热效率范围约为25%~30%。图3-8奥托循环热效率与压缩比和比热比的关系3.3螺旋桨3.3.1螺旋桨结构螺旋桨主要应用于使用活塞发动机和涡轮螺旋桨发动机的飞机。其制造材料有木头、金属，以及复合材料等。1960年代，玻璃纤维聚合物复合材料被用于制造螺旋桨，如今几乎所有的大型飞机螺旋桨都采用碳纤维叶片。碳纤维叶片质量小，比强度高，刚度高，抗疲劳性能好，抗侵蚀性能是铝合金叶片的三倍以上。图3-9显示了一个安装于轻型飞机头部的固定桨距螺旋桨。它由桨毂、毂孔、颈部、柄部、桨叶和叶尖构成。观察桨叶的横截面，可以看到其剖面为典型的翼形截面，且不同位置的翼形剖面和角度不同，在接近桨毂的地方采用较厚的低速翼形、在接近叶尖的地方采用较薄的高速翼形，这样的设计可获得更大的推力。从图3-9可以看到，螺旋桨的桨叶剖面与翼形类似，其迎风面称为叶面，背风面为叶背，前缘与后缘的连线为弦线，弦线与旋转平面的夹角称为桨叶角。桨叶角是影响螺旋桨工作性能的最主要因素，它随着半径的增大而逐渐减小，形成扭转的三维形状。这可保证在桨叶长度的大部分范围内，桨叶的(气流)迎角基本不变;同时，也使桨叶在整个长度上所产生的拉力(或推力)基本恒定。图3-9安装在轻型飞机头部的固定桨距螺旋桨及其结构3.3.1螺旋桨结构假设螺旋桨在一种不能流动的介质中旋转，螺旋桨每转一圈，就会向前进一个距离，连续旋转就形成一段螺旋线。同一片桨叶旋转一圈所形成的螺旋的距离，就称为几何桨距(这与螺纹的螺距很类似)。显然，桨叶的倾角越大，桨距也越大。然而由于螺旋桨不同位置的桨叶倾角不同，要测量实际桨距的大小难度较大，因此一般桨距不变的螺旋桨上都会标明其某一特定截面半径(通常是桨毂中心至叶尖长度的75%处的半径)和桨距的大小，以便与合适的发动机配套使用。绝大多数的固定桨距的直升机旋翼一般是专为某一级别的飞机定制的，所以只标明直径。几何桨距与桨叶角的关系为式中

H———几何桨距;R———特定截面的半径;φ———特定截面的桨叶角。图3-10几何桨距和有效桨距显然，几何桨距是螺旋桨旋转一圈的理想前进距离，这在实际飞行中是不可能达到的。在实际飞行中，螺旋桨旋转一圈所前进的距离称为有效桨距，如图3-10所示。通常，有效桨距为几何桨距的0%~90%。当飞机在地面静止时，其有效桨距为零;飞机的飞行速度取决于有效桨距和转速。有效桨距与几何桨距的差值称为滑流或滑距，它表征了总损失，并直接影响拉力的大小。因为飞机的飞行速度取决于桨距和转速，所以当发动机转速达到极限后，为了进一步提高速度就需要增大桨距。为此，根据实际需求螺旋桨一般设计成固定桨距或可变桨距。小型飞机一般采用固定桨距的螺旋桨，其桨叶与桨毂固定在一定角度，通常不改变(或者只能在起动前改变，不能在飞行中改变)。大型的飞机则常采用可变桨距的螺旋桨，桨叶可以绕其长轴旋转。3.3.1螺旋桨结构可变桨距的螺旋桨还可分为双位置螺旋桨和可调桨距螺旋桨两类。对于双位置螺旋桨，桨叶被限制在两个角度，小角度用于起飞和爬升(低速运行)，大角度用于巡航(高速运行)。而对于可调桨距螺旋桨，其调节方式多样，如:可由飞行员根据飞行速度改变桨距;或者自动调节桨距以适应飞行速度;或者设计为匹配发动机恒定速度而进行调节;或者可调节成顺桨，此时桨叶的前缘朝前，将空气阻力降至最低，使飞机可使用其余发动机飞行或滑翔;或者桨距可以反转，以使推力反转，螺旋桨可以实现制动。不同类型螺旋桨在性能和成本方面的差异见表3-1，在应用时要进行综合考虑。图3-11推进式螺旋桨布置示意图3.3.2与飞机和发动机的配合一般飞机的机头、机尾、机翼前、机翼后四个部位可安装螺旋桨。当螺旋桨前置于机头或机翼时，其推进方式为牵引式或拉进式;而当螺旋桨后置于机尾或机翼时，推进方式为推进式，如图3-11所示。将螺旋桨和发动机前置在机头是小型飞机中最常见的形式。这时飞机的重心靠前，为了保证飞机的平稳和稳定，机翼自然也靠前。这样，尾翼和机翼之间的距离长，飞机的可操控性好。但是，由于螺旋桨后的机身等结构会降低螺旋桨的效率，因此采用这种布置的螺旋桨的桨叶一般都比较长，可减少效率损失。螺旋桨和发动机前置时，螺旋桨尾流在一定程度上会影响机翼的效率和飞行稳定性，但是发动机排气也可以防止机翼根部结冰。当螺旋桨后置于机尾时，由于后方没有障碍物，所以后置螺旋桨的直径和发动机的尺寸都可以小一些，而且螺旋桨尾流也不会干扰飞机的稳定性。但是来流的空气会受到机身的影响，进而影响螺旋桨效率。此外，螺旋桨和发动机后置使飞机重心后移，机翼也要后移，因此尾翼和机翼之间的距离较短，使飞机的可操控性降低。同时，发动机后置还可能带来冷却困难的问题。3.3.2与飞机和发动机的配合以上仅仅列举了螺旋桨发动机前置和后置的部分优缺点，在具体应用时应根据飞行任务和设计目标进行综合考虑以确定螺旋桨安装的最优方式。当螺旋桨用于小型飞机时，不论是安装在飞机头部或尾部，一般都只采用一个发动机。而当螺旋桨安装在机翼上时，发动机通常都是偶数个，这当然是出于平衡性的考虑。此外，大多数传统双发飞机的两个螺旋桨都是顺时针旋转的(从座舱向前看)，如ATR公司制造的双螺旋桨客机，如图3-12(a)所示。这种设计方式主要是出于降低后勤维护压力的考虑。当左右螺旋桨的旋转方向相同时，它们的叶片可以通用，无须分别准备左右两台发动机的叶片。这不仅简化了维护流程，还降低了叶片装反的风险。但是对在机翼上安装螺旋桨的大型飞机来说，考虑螺旋桨的扭矩作用是必要的，这时就需要采用对旋的设计以平衡扭矩，如大型军用运输机A400M，如图3-12(b)所示。(a)ATR-72(b)空客A400M图3-12采用相同旋转方向和对旋的螺旋桨布置3.3.2与飞机和发动机的配合此外，还有一种同轴反转螺旋桨的布置方式，即在单个轴上有两组前后并列、相反转动的螺旋桨，如图3-13所示。因为两组螺旋桨的旋转方向相反，所以扭矩相互抵消。这种布置还可以消除桨尖产生的涡流，所以它在性能上能增加6%~16%的效率。同轴反转螺旋桨最大的缺点在于高速转动时噪声太大，其轴向的噪声增幅可达30dB，侧向增幅可达10dB。由于噪声大的缺点，同轴反转螺旋桨只能在军用飞机上使用。目前有一种降低噪声的解决方案，就是两组螺旋桨采用不同数量的叶片，如前一组用4个叶片，后一组用5个叶片。图3-13运输机的同轴反转螺旋桨3.3.3气体动力学分析激励盘理论是螺旋桨的气动分析理论中最简单的理论之一，它可以用于分析螺旋桨的性能(比如效率)，但无法为桨叶设计提供指导。该理论的基本思路如图3-14所示，将螺旋桨简化为一个无限薄的平面圆盘，该圆盘通过对流过它的空气做功，产生轴向的动量增量。激励盘模型假设如下:(1)流动是一维、理想、不可压且等熵的。(2)流体在垂直于流动的截面上具有均匀的速度和压强，但圆盘处的压强存在不连续跳跃。(3)忽略流动的旋转。(4)圆盘边缘的流线定义了流管的外部界限，该流管穿过圆盘并将其与周围的流体分开。流管截面为圆形。(5)流管外的气流具有恒定的总压，不对流管做功。根据激励盘的假设，可以分析螺旋桨前后的参数分布。图3-14所示，首先定义几个特征截面，其中1表示螺旋桨远上游、2表示螺旋桨前、3表示螺旋桨后、4表示螺旋桨远下游。在截面1和截面4之间的流管内，由于螺旋桨的加速作用，流速从v1

一直增加到v4。根据质量守恒定律，流管截面积不断缩小。在截面1和截面4处，压强等于环境压强，即p1=p4=pa，但由于螺旋桨做功，压强会产生阶跃式上升，即p3>p2。图3-14激励盘前后的压强和速度分布3.3.3气体动力学分析在激励盘处，根据连续性，有v2=v3。设v2=(1+a)v1，则av1=v2-v1，表示通过螺旋桨的速度增量，a称为轴向流入因子。在充分发展的滑流中，设v4=(1+b)v1，则bv1=v4

-v1，表示整体的速度增量，b

称为滑流因子。因此，有对截面1和截面4之间的控制体应用动量守恒定律，则推力为设v1=v，则有

根据圆盘上的力平衡条件可知因为Δp=p3-p2，所以消去F

得3.3.3气体动力学分析由于流体不可压缩，故可在截面1和2之间、3和4之间分别应用伯努利方程，有可得对比式(3-27)、式(3-30)，可得即这意味着最终的速度增量有一