- ▪ 按发动机转子结构
- 4 涡轮喷气发动机工作原理
- 5 涡轮喷气发动机基本构造
- ▪ 进气道
- ▪ 尾喷管
- 6 附属系统与附件传动系统
涡轮喷气发动机简介
编辑涡轮喷气发动机（Turbojet Engine），又称涡轮喷气发动机，是一种燃气涡轮发动机，通过发动机喷射出的高速气体在单一流道中产生反应推力。燃料经过恒压燃烧后，释放出大量高温气体带动涡轮旋转，并依靠气体流动产生推力，通常用作飞机的动力。涡轮喷气发动机在去掉尾喷管并进行适当改进后，装有动力涡轮，可用于发电和船舶推进设备。
1937年4月，英国的弗兰克·惠特尔成功研制出WU涡喷发动机。1939年8月27日，德国奥海因公司研制出装备He.178的HeS3涡喷发动机，作为世界上第一架涡喷发动机飞机首飞。到20世纪50年代，涡轮喷气发动机使战斗机顺利突破音障，进入超音速飞行时代。1957年8月14日，涡喷发动机开始在民用航空中使用。
涡轮喷气发动机既是热发动机又是推进系统。压缩空气发动机的类型可分为离心式和轴流式，根据发动机转子的结构可分为单转子和双转子。它的基本结构由进气管道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附属传动装置和辅助系统组成。自20世纪40年代以来，涡喷发动机在飞机的各个领域得到了广泛的应用。大多数军用战斗机、轰炸机、运输机和侦察机，以及民航飞机、某些型号的反舰导弹和靶机都使用涡轮喷气发动机。自20世纪60年代以来，涡喷发动机由于航程短、作战半径小、经济性差等缺点，逐渐被涡扇发动机所取代。目前，涡喷发动机在现役战斗机中仍占一定比例，一些型号的涡喷发动机用于巡航导弹和无人机。
涡轮喷气发动机历史
编辑1913年，法国工程师雷恩·罗兰获得第一个喷气发动机专利，属无压气机式空气喷气发动机。
1930年，英国人弗兰克 · 惠特尔爵士（Sir Frank Whittle）发明有压气机的空气喷气发动机并申请专利。同一时期德国人汉斯·冯·奥海因也有同类发明。
1937年4月，英国的弗兰克·惠特尔研制成功WU涡喷发动机。1939年，惠特尔研制出英国第一台可连续运转的WI型涡喷发动机，随后改型成WII型涡喷发动机。英国第一架喷气式飞机由格罗斯特公司的卡特(J.Carter)设计，命名E.28/39。
1939年8月27日，德国试飞员瓦西茨(EWarsitz)驾驶装有由奥海因研制的HeS3涡喷发动机的亨克尔He.178首飞，He.178成为世界上第一架涡轮喷气式飞机。
1941年4月，A.M留里卡研制出苏联第一台涡喷发动机样机(RD~1)。
1941年5月15日，格罗斯特公司首席试飞员萨伊尔(G.Sayer)驾驶装有WI型涡喷发动机的英国第一架喷气式飞机E.28/39首飞。
1942年，德国首次在第二次世界大战中应用装有两台“尤莫”涡喷发动机的梅塞施米特Me-262喷气战斗机。其最大飞行速度960km/h，装4门机炮。
1946年，英国涡喷发动机动力战斗机“流星”IV创造975km/h的速度记录。
二次世界大战后，英、美、苏三国纷纷研制出以涡喷发动机为动力的喷气式战斗机，典型的飞机有美国的F-80（J33涡喷发动机）、F-86、霍克“海鹰”，苏联的米格-15等。
1946~1947年，苏联克里莫夫发动机设计局在RD-45基础上研制推力2000多千克力的VK-1离心式涡喷发动机。1949年通过国家鉴定试验，成为苏联第一种大批量生产涡喷发动机。
1947年，涡喷发动机首次使用于摩托炮艇。
1947年3月，苏联留里卡发动机设计局研制出第一种轴流式涡喷发动机TR-1，推力1330daN，用于苏-11和伊尔-22。后通过不断改进改型研制出AL-3和AL-5发动机。
1949年，第一架喷气运输机“彗星号”首飞。
1952年，英国装有四台涡喷发动机的“彗星”旅客机开办伦敦至南非的航空营运业务。
1953年，美国洛克希德F-104战斗机首飞，最大M数2.2。
1953年，苏联米库林发动机设计局研制出推力1960daN、推重比45kgf/kg的AM-5，用于雅克-25双发巡逻截击机。同年，米库林发动机设计局研制出不加力推力达8600daN的RD-3(AM-3)，用于双发轰炸机。
1953年5月25日，美国研制的世界上第一架配装涡喷发动机的超声速战斗机F-100创造1215km/h的飞行速度纪录。
1953年，带加力燃烧室涡喷发动机的超声速战斗机出现，英国的霍克“猎人”超声速喷气式战斗机，两次打破世界飞行速度纪录。英国的费尔雷F.D.2高速三角机翼研究机，是第一种装有带加力燃烧室的涡喷发动机(“埃汶”涡喷发动机)，飞行速度超过2100km/h。
1954年，配装RD-9B加力式涡喷发动机的苏联第一种超声速战斗机米格-19进入批量生产，速度1450km/h，成为世界上最早踏入实用化阶段的超声速军用飞机之一。
1955年，美国使用8台J57系列双转子涡喷发动机装备B-52重型战略轰炸机。
1955年，苏联的米格-21首飞，最大M数2.05。1955年10月，瑞典SAAB-35“龙”首飞，最大M数2.0。1956年，法国“幻影”III首飞，最大M数2.2。
1956年，吴仲华先生在清华大学创办中国第一个燃气轮机专业。1957年，吴仲华教授主持的《燃气轮的研究》获中国科学院二等奖。
1956年，中国第一种涡喷发动机“涡喷-5”在沈阳航空发动机厂试制成功。其最大推力约26千牛，加力状态推力约37千牛，净重989千克，装配歼5飞机。
1957年8月14日，涡喷发动机开始应用于民航。苏联的图-104旅客机装两台AM-3涡喷发动机，巡航速度850km/h，最高速度可达1000km/h，从莫斯科到纽约9000km距离飞行时间13h。
1958年，F-4“鬼怪”式首飞，最大M数2.27。彗星4和波音707开始定期跨越大西洋飞行。罗·罗公司研制的航空派生型发动机“海神”，首次使用于快速巡逻艇。
1958~1972年，苏联研制出一系列加力式大推力涡喷发动机如R11F-300(米格-21)、R15-300(米格-25)、R29-300(米格-23)等。
20世纪60年代中期，中国研制的“涡喷-7”涡喷发动机装配歼7战斗机先后击落入侵的美国高空无人驾驶侦察机20余架。
1966年，美国SR-71战略侦察机投入使用，最大飞行马赫数3.2，使用升限26.6km，动力采用J58加力式涡喷发动机，最大推力14460daN。
1975年9月1日，“协和”号客机四次飞越大西洋。英法两国合作研制的“协和”号超声速旅客机采用四台Olympus593加力式涡喷发动机，巡航速度2150km/h，从伦敦到纽约只需三个多小时。
20世纪80年代中期，北京航空航天大学高歌等教授在中国著名发动机专家宁榥教授指导下发明的“沙丘驻涡火焰稳定器”获得国家发明一等奖。
2002年，中国自行设计研制具有自主知识产权的“昆仑”涡喷发动机通过国家航空定型委员会批准定型，在第四届珠海航展上正式对外展出。
涡轮喷气发动机分类
编辑按压气机类型
离心式涡喷发动机采用离心式压气机，结构简单，制造方便，坚固耐用，工作稳定性较好。离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，1941年装有离心式发动机的飞机首飞。早期涡喷发动机大多为离心式。后因离心式压气机单位迎风面积大、效率、增压比和流通能力不如轴流式压气机，推力受到限制，20世纪50年代后，大中型发动机基本不用离心式。
轴流式涡喷发动机轴流式诞生于德国，作为第一种实用喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。当今涡喷发动机均为轴流式。采用轴流式压气机，效率高、增压比大。可分为单转子、双转子发动机。
按发动机转子结构
单转子涡喷发动机即压气机和涡轮共用一根轴，其结构简单，造价低廉。早期的涡喷发动机多为单转子。其缺点是稳定工作范围窄，随着增压比的提高，已被双转子发动机取代。
双转子涡喷发动机有两个涡轮喷气发动机，只有气动连接和同心轴转子。将高压缩比压气机分为两台低压缩比压气机，即低压压气机和高压压气机，分别由各自的涡轮驱动，即低压涡轮和高压涡轮。具有总升压比高、效率高、稳定工作范围宽、起动功率小、加速性能好等优点。世界上第一台双旋翼发动机是美国的J57涡轮喷气发动机，于1952年定型。除了早期研制的涡喷发动机外，绝大多数涡喷发动机都是双旋翼发动机。
涡轮喷气发动机工作原理
编辑涡轮喷气发动机既是热发动机又是推进系统。作为热机，其工作原理为布赖顿循环，将热能转化为机械能，循环功是入口和出口之间的动能差;作为推力器，通过发动机的气流的动量和压力变化所产生的力产生推力，提供动力。空气通过气道进入发动机，被压气机压缩，进入燃烧室，与燃料混合燃烧。获得能量和动量的气体进入涡轮，带动其转动，使与涡轮同轴的压气机转动工作;从涡轮流出的气体通过尾喷管膨胀并高速向后喷射，同时带动压气机和涡轮继续旋转，保持工作循环。
涡轮喷气发动机基本构造
编辑涡喷发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。
进气道
也被称为进气扩散器，它引入自由流动的空气进入发动机和减速和提高发动机。根据来流的马赫数范围，进气道可分为亚音速、超音速和高超声速进气道;根据飞机上不同的布置位置，可分为头部进气口、侧面进气口、腹部进气口和后部进气口;根据调节方式的不同，可分为几何可调和非可调进气气道。进气道的主要性能参数包括:总压恢复系数、流量系数、阻力系数、出口流场畸变指数。
压气机
将机械能传递给燃气，完成燃气工质在发动机热循环中的压缩过程，增加燃气压力，为燃烧室提供高压空气。根据压缩机内气流的方向，可分为轴流式压缩机和离心式压缩机。轴流压缩机是空气沿轴向进出的一种压缩机，而离心压缩机是沿离心方向进出的一种压缩机。轴流压缩机和离心式压缩机的组合称为混合式或组合式压缩机。按气流速度，压气机又可分为亚音速、跨音速和超音速。表征压缩机性能的主要参数包括空气流量、增压比、效率和喘振裕度。
组成（轴流压气机）
由不旋转的静子和高速旋转的转子组成，静子由机匣及其上静子叶片排组成；转子由多个轮盘、长轴或前后轴颈及轮盘转动叶片组成。
工作原理
工作叶片高速旋转，使空气受到压缩压强提高加速向后排出进入整流叶片增压，增压后的空气以一定角度流出整流叶片进入下一级工作叶片。
总增压比
通过压气机进入发动机的空气压力的增加称为升压比，它是压气机出口气流压力与进口气流压力的比值。发动机由一个、两个或三个压缩机组串联而成，形成发动机的涡轮增压系统。系统出口气流压力与进口气流压力之比称为总涡轮增压比。总涡轮增压比越高，发动机性能越好(推力重量比越高，油耗越低)。早期发动机的总涡轮增压比为3-5，但逐渐增加。目前，先进军用涡喷发动机的总增压比为8-12。
结构强度
温度低于400°C左右的前几级工作叶片与轮盘均用比重较小的合金来制造，以减轻重量，后几级温度较高，要用能耐高温的合金钢或高温合金。
喘振
气流在压气机里来回窜动，并以忽大忽小、不稳定的压强和速度从出口流出去。这种不正常的现象称为“喘振”。“喘振”是发动机工作中须极力避免出现的状态。“喘振”时常伴有涡轮前燃气温度突升和放炮声，造成发动机熄火停车，涡轮等热端部件和压气机出口几级叶片超温，甚至损坏发动机。为防止喘振，压气机上设有“防喘”和“消喘”系统。
引气和功率提取
飞机在飞行过程中需要从压气机引出一定量高压空气，供飞机座舱增压、涡轮叶片等高温零部件冷却以及进气道防冰、除冰使用等。从压气机转子轴通过伞形齿轮输出(提取)一定功率，以带动发动机各附件及发电机和液压泵等工作。
燃烧室
燃烧室是将从压气机出来的高压空气与燃料混合燃烧的装置。由燃烧室流出的高温高压燃气，用以在燃烧室后的涡轮和尾喷管中膨胀作功。
组成
燃烧室主要由扩散器、燃油喷嘴、涡发生器、火焰管和燃烧室夹套组成。扩压器降低了气流速度，增加了压气机出口的压力，便于组织燃烧;火焰管是空气和燃料(航空煤油)燃烧的地方。火焰管头部设有喷油喷嘴和稳定火焰装置，降低气流速度，形成回流区，保持火焰稳定。
工作原理
从压缩机出来的高压空气在火焰管的头部分成两股气流:一股气流(约占总风量的25%)进入火焰管的头部和小孔，与燃料混合燃烧;在燃烧室夹套和火焰管之间形成的另一个圆形通道向后流动以冷却火焰管。然后通过火焰管后孔进入火焰管，在燃烧区与燃烧后的第一次高温气流混合，使燃烧室出口处的气体温度降低到涡轮能承受的温度，使燃烧室出口处的温度场均匀，最后流向涡轮。
类型
燃烧室按气流流动方向可分为直流型和回流型;按喷油方式可分为气动雾化喷嘴式、蒸发器管式、预混预蒸发器式。按结构特点可分为单管、环管和环形燃烧室。早期主要采用单管燃烧室。20世纪50年代末，环形燃烧室逐渐取代了单管燃烧室。20世纪70年代以后，大型发动机大多采用环形燃烧室。
1. 单管燃烧室，又称分管燃烧室。一台发动机通常配备8-10个单管燃烧室，均匀地放置在发动机机壳周围，压气机和涡轮之间。通过火焰传递管与每个燃烧室相连，传递火焰并平衡每个燃烧室的压力。单管燃烧室的优点是:燃料和空气容易匹配，开发和测试成本低，刚性好，强度高。主要缺点是:燃烧性能差，出口温度场不均匀性大，高空点火性能差，迎风面积大，结构笨重。
2. 环管燃烧室也称为联管燃烧室。在发动机轴线周围的两个同心圆形壳体(即燃烧室和外壳体)内安装了约10个火焰管。它的火焰管类似于单管燃烧室的火焰管，火焰管之间通过火焰管相互连接。
3. 环形燃烧室，是应用最广泛的燃烧室。由四个同心圆环组成:围绕发动机轴的两个同心圆壳形成一个火焰管，一个外罩被一个环形外罩包围，一个内罩包含一个环形内罩。火焰室前端装有喷嘴和涡流发生器。环形燃烧室具有燃气温度高、迎风面积小、流动损失小、高空点火性能好、出口温度场均匀、长度短、重量轻等优点。缺点是开发难度大，调试成本高，结构强度和刚度差。
涡轮
涡轮也被称为透平。它的主要作用是将从燃烧室流出的高温高压气体的大部分能量转化为机械功，使涡轮高速旋转，并从涡轮轴产生动力输出。输出的机械功可用于驱动风扇、压缩机、螺旋桨、螺旋桨风扇、直升机旋翼等配件。
组成
由一个静止的定子(也称为涡轮导向器)和一个旋转的转子组成。定子由导向器和固定的机匣组成，而转子由工作叶片、盘和轴组成，也称为涡轮转子。一个导向器和一个涡轮转子组合成一个涡轮级。涡轮机可以由一个或几个涡轮级组成，每个涡轮级称为单级涡轮机或多级涡轮机。在转子前方涡轮导叶的两个叶片之间形成的通道是会聚的，即进口面积大于出口面积。当气流通过收敛通道时，速度增大，压力减小。
类型
根据工作叶片型面可分为冲击式涡轮和反力式涡轮，航空燃气涡轮发动机采用的是反力式涡轮。
工作原理
燃气流过工作叶片，方向发生变化且继续膨胀，速度增加而压强、温度降低。涡轮工作叶片受到高速燃气的高速冲击力；同时燃气在叶片通道流动即向后上方加速流出，工作叶片对燃气流作用向上方的力，导致流出的燃气对工作叶片产生向下反作用力。工作叶片在两种力作用下，带动叶片轮盘高速旋转。
冷却方式
涡轮输出的功率与进气温度与涡轮前后压力之比(又称降压比)成正比。提高涡轮进气温度可以提高发动机的整体性能，但对材料的要求也更高。通常一方面可以提高涡轮叶片材料的耐高温性能，另一方面需要通过采用风冷涡轮，改进叶片内部冷却通道结构和冷却方式来加强冷却，以提高冷却效果。涡轮叶片早期采用的冷却结构是:从上到下开多个圆形孔或专用孔，冷却空气从下孔吸入，再从上孔排出，带走一部分热量，达到冷却的目的。近30年来，通过改进涡轮叶片的冷却结构，采用对流、冲击、气膜、发散、层压板、复合材料等多种冷却方式，冷却效果已提高到350-400℃左右。
叶片材料及制造工艺
材料方面，改进高温合金成分、将镍的成分增多并适当添加微量稀有元素，以提高材料的耐高温性能。工艺方面，20世纪60年代，涡轮叶片毛坯制造由锻造改为真空条件下的精密铸造；20世纪70~80年代，由铸造的多晶结构发展为定向结晶结构；现已实现将整个叶片铸成一个晶体，即单晶叶片，可提高叶片的耐高温性能和工作寿命。后期方向包括陶瓷等新材料、新技术的运用等。
加力燃烧室
将燃料喷射到发动机涡轮气流中以提高气流温度并从喷嘴高速喷射出去以获得额外推力的装置称为加力燃烧器，又称加力燃烧器或加力燃烧器。加力燃烧室的使用是飞机突破声速的主要手段。根据加力燃烧室内气流流动的形式，可分为直流式加力燃烧室和旋流式加力燃烧室。
工作原理
在燃烧室中，从压缩机出来的高压空气只有大约四分之一进入火焰管，与喷射的燃料混合燃烧。从燃烧室流出的气体中含有大量的可用氧，然后将其注入燃料中进行补充燃烧，以提高气体温度，增加气体能量，提高喷射速度，从而增加发动机推力。现代超音速战斗机所使用的发动机都装有加力燃烧室，使飞机在起飞、爬升、加速和机动飞行时能在短时间内获得较大推力。民用飞机发动机由于燃油消耗量大、热负荷大，一般不加力。“协和式”超音速客机的发动机装有加力燃烧室，主要用于突破“音障”，即在从亚音速到超音速的过程中增加推力。
组成
加力燃烧器通常由扩散器、燃油喷射装置、火焰稳定器、点火器、绝缘和振动筛以及加力燃烧器气缸组成。
1. 火焰稳定器。在加力燃烧室的高速气流中形成再循环区以稳定火焰的装置称为火焰稳定器。自20世纪40年代以来，结构一直是v形槽的形式。高速气流通过v型槽时，尾缘气流分离形成低压区，在稳定器后形成回流区，充满高温燃烧产物。稳定的点火源连续点燃稳定器边缘的新鲜油气混合物，保证了火焰的稳定传播。
2. 振荡燃烧。在发动机工作过程中，加力燃烧室压力脉动较大的周期性不稳定现象被称为“振荡燃烧”。避免方法包括优化加力燃烧室的设计，调整喷嘴与稳定器之间的距离，抑制振动源，安装绝缘和振动筛。
3. 隔热防振屏。安装在加力筒体内部的多孔薄板筒体，起到隔热和防止振荡燃烧的作用，称为隔热防振筛。通常由一个圆柱体的一个或多个部分组成，它也有一个全长的绝缘和振动筛，上面有许多1-3毫米的小孔。前段主要起到防振作用，后段起到保温作用。
4. 加力比。在装有加力燃烧室的发动机中，加力燃烧室开启时的推力与未开启时的最大推力之比称为加力燃烧室比。它是评价加力燃气涡轮发动机及其加力燃烧室的主要性能指标之一。在涡轮喷气发动机中，加力比一般在1.4 ~ 1.6之间。
尾喷管
即排气喷管，简称喷管。其主要作用是使仍有一定能量流出涡轮的气体加速膨胀，并以比较高的速度(通常为550-600米/秒)从发动机排出，产生推力。
类型
按其通道面可分为简单收敛型和收敛扩散型;根据其出口面积是否可调分为固定喷嘴和可调喷嘴;按流道截面形状可分为轴对称型和非轴对称型;按推力方向可分为常规推力型、转向型、逆推力型和推力矢量型;按排气机构可分为喷射喷嘴、导流喷嘴和整体式喷嘴。根据隐身功能又可分为隐身型和非隐身型。
1. 喷嘴面积可调的会聚式喷管是军用飞机加力燃烧室中常用的一种喷管。
2. 超声速飞机用加力燃气涡轮发动机一般采用会聚扩散型喷管。
3. 逆推力装置常用于客机的发动机中，以缩短着陆时的跑道跑距，起到辅助制动的作用。
20世纪90年代，为了实现第四代战斗机的高敏捷性和短距起降能力，研制了能够改变推力方向的“矢量喷管”。
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