航空发动机分类

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涡轮轴发动机 ~是用于直升机的，它与旋翼配合，构成了直升机的动力装置。按照涡轮风扇发动机的理论，从理论上讲，旋翼的直径愈大愈好。同样的核心发动机，产生同样的循环功率，所配合的旋翼直径愈大，则在旋翼上所产生的升力愈大。事实上，由于在能量转换过程中有损失，旋翼也不可能制成无限大，所以，旋翼的直径是有限制的。——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。 　　同涡轮轴发动机和直升机常用的另一种动力装置——活塞发动机采相比，涡轮轴发动机的功率重量比要大得多，在2.5以上。而且就发动机所产生的功率来说，涡轮轴发动机也大得多，目前使用中的涡轮轴发动机所产生的功率，最高可达6000马力甚至10000马力，活塞发动则相差很远。在经济性上，涡轮轴发动机的耗油率略高于最好的活塞式发动机，但它所用的航空煤油要比前者所用的汽油便宜，这在一定程度上得到了弥补。 当然，涡轮轴发动机也有其不足之处。它制造比较困难，制造成本也较高。特别是由于旋翼的转速更低，它需要比涡轮螺旋桨发动机更重更大的减速齿轮系统，有时它的重量竟占发动机总重量一半以上。

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涡轮轴发动机 　　在带有压气机的涡轮发动机这一类型中，涡轮轴发动机出现得较晚，但已在直升机和垂直／短距起落飞机上得到了广泛的应用。 　　涡轮轴发动机于1951年12月开始装在直升机上，作第一次飞行。那时它属于涡轮螺桨发动机，并没有自成体系。以后随着直升机在军事和国民经济上使用越来越普遍，涡轮轴发动机才获得独立的地位。 　　在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直升机的旋翼。除此之外，涡轮轴发动机也有自己的特点：它一般装有自由涡轮(即不带动压气机，专为输出功率用的涡轮)，而且主要用在直升机和垂直／短距起落飞机上。 　　在构造上，涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等燃气发生器基本构造，但它一般都装有自由涡轮，如图所示，前面的是两级普通涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，后面的二级是自由涡轮，燃气在其中作功，通过传动轴专门用来带动直升机的旋翼旋转，使它升空飞行。此外，从涡轮流出来的燃气，经过尾喷管喷出，可产生一定的推力，由于喷速不大，这种推力很小，如折合为功率，大约仅占总功率的十分之一左右。有时喷速过小，甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的结构，涡轮轴发动机的喷口，可以向上，向下或向两侧，不象涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计时的总体安排。

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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。 　　尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率，而尾喷管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一般为2～6级。 　　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。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。 　　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。

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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。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（500～600km/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。这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。

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推进效率 　　 　　喷气发动机既是发动机又是推进器，因此就存在一个推进效率的问题。所谓推进效率，就是指发动机传递给飞行器的推进功率与其产生的总机械功率之比，即： 推进效率 = 传给飞行器的推进功率 / 进排气的机械能之差 　　根据计算可知，发动机的推进效率仅与进气速度（等于飞机飞行速度）和排气速度有关： 推进效率= 2/(1+排气速度/进气速度) 　　由此可见，喷气发动机的推进效率由排气速度和飞行速度的比值决定，比值越大，推进效率越低。

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喷气发动机的热效率 　　喷气发动机是热机的一种。 　　热机是连续不断地将热能转换为机械能的动力装置。热机的热效率为输出的机械能与输入的热能的比值。根据热力学第二定律，这个比值应小于1。 　　获得机械能的过程是通过气体膨胀做功，但是，膨胀是有限度的，必须在膨胀后使其恢复到初始状态，才能进行下一次做功，以获得连续的机械能输出。右图为一理想热机循环，称为卡诺循环。纵坐标为气体温度，横坐标为气体的熵。A－B为定温加热膨胀过程，加入的热量q1 全部对外做功；C－D为定温放热收缩过程，外界做功全部转化为热量q2 放出，B-C和D-A过程相互抵消。 　　因此，一个循环的做功输出： W= q1 －q2 　　即为阴影部分的面积。那么，卡诺循环热机的热效率： n=W/ q1=1－T2/T1 　　可见，要提高卡诺热机的热效率，应该提高高温热源的温度T1，或降低低温热源的温度T2。 　　对于航空喷气发动机来讲，虽然其循环并非严格卡诺循环，但这一原则同样有效。因为发动机的燃气直接排到空气中，低温热源温度很难降低，只有提高高温热源的温度，即提高燃气从燃烧室进入到涡轮前的温度，这样才能提高发动机的热效率。

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加力式涡轮风扇发动机 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。

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涡轮风扇发动机的涵道比 　　在结构上，通常将喷气发动机的压气机、燃烧室和涡轮叫做核心发动机或燃气发生器。 　　当空气流经涡轮风扇发动机的前端风扇后，分为两个部分：一部分气流进入燃气发生器，叫做内涵道；另一部分从燃气发生器的外围通过，称为外涵道。外涵道与内涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。

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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。

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涡轮风扇发动机 　　自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发动机以后，涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机，成为战斗机的首选动力装置，并开始在其他飞机中开始得到应用。 　　但是，随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，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。 　　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（详细解释见后边的帖子）。为提高热效率，一般来讲需要提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，但在飞机的飞行速度不变的情况下，提高涡轮前温度将会使喷气发动机的排气速度增加，导致在空气中损失的动能增加，这样又降低了推进效率。由于热效率和推进效率对发动机循环参数矛盾的要求，致使涡轮喷气发动机的总效率难以得到较大的提升。 那么，如何才能同时提高喷气发动机的热效率和推进效率，也就是怎样才能既提高涡轮前温度又至少不增加排气速度呢？答案就是采用涡轮风扇发动机。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。