航空發動機——槳扇發動機

槳扇發動機是一種介于渦輪風扇發動機和渦輪螺旋槳發動機之間的一種發動機形式，其目標是將前者的高速性能和后者的經濟性結合起來，目前正處于研究和實驗階段。

槳扇發動機的結構見圖，它由燃氣發生器和一副螺槳-風扇（因為實在無法給這個又象螺旋槳又象風扇的東東起個名字，只好叫它螺槳-風扇）組成。螺槳-風扇由渦輪驅動，無涵道外殼，裝有減速器，從這些來看它有一點象螺旋槳；但是它的直徑比普通螺旋槳小，葉片數目也多（一般有6～8葉），葉片又薄又寬，而且前緣后掠，這些又有些類似于風扇葉片。

根據渦輪風扇發動機的原理，在飛行速度不變的情況下，涵道比越高，推進效率就越高，因此現代新型不加力渦輪風扇發動機的涵道比越來越大，已經接近了結構所能承受的極限；而去掉了涵道的渦輪螺旋槳發動機盡管效率較高，但由于螺旋槳的速度限制無法應用于M0.8-M0.95的現代高亞音速大型寬體客機，螺槳風扇發動機的概念則應運而生。

由于無涵道外殼，螺槳風扇發動機的涵道比可以很大，以正在研究中的一種發動機為例，在飛行速度為M0.8時，帶動的空氣量約為內涵空氣流量的100倍，相當于涵道比為100，這是渦輪風扇發動機所望塵莫及的，將其應用于飛機上，可將高空巡航耗油率較目前高涵道比輪風扇發動機降低15%左右。

同渦輪螺旋槳發動機相比，螺槳風扇發動機的可用速度又高很多，這是由它們葉片形狀不同所決定的。普通螺旋槳葉片的葉型厚度大以保證強度，彎度大以保證升力系數，從剖面來看，這種葉型實際上就是典型的低速飛機的機翼剖面形狀，它在低速情況下效率很高，但一旦接近音速，效率就急劇下降，因此裝有渦輪螺旋槳發動機的飛機速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺槳-風扇的既寬且薄、前緣尖銳并帶有后掠的葉型則類似于超音速機翼的剖面形狀，這種葉型的跨音速性能就要好的多，在飛行速度為M0.8時仍有良好的推進效率，是目前新型發動機中最有希望的一種。

當然，螺槳風扇發動機也有其缺點，由于轉速較高，產生的振動和噪音也較大，這對舒適性有嚴格要求的客機來講是一個難題。另外，暴露在空氣中的螺槳-風扇的包容性，氣動匹配，控制等也是目前研究的難點所在。 航空發動機——渦輪風扇噴氣發動機

渦輪風扇噴氣發動機的誕生： 二戰后，隨著時間推移、技術更新，渦輪噴氣發動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。尤其是二戰后快速發展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達到高亞音速即可，耗油量要小，因此發動機效率要很高。渦輪噴氣發動機的效率已經無法滿足這種需求，使得上述機種的航程縮短。因此一段時期內出現了較多的使用渦輪螺旋槳發動機的大型飛機。

實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發動機已經出現了一些粗糙的早期設計。40和50年代，早期渦扇發動機開始了試驗。但由于對風扇葉片設計制造的要求非常高。因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發動機要求的風扇葉片，從而揭開了渦扇發動機實用化的階段。

50年代，美國的NACA（即NASA 美國航空航天管理局的前身）對渦扇發動機進行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉由通用電氣公司（GE）繼續深入發展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發動機，立即打破了超音速噴氣發動機的大量紀錄。但最早的實用化的渦扇發動機則是普拉特‘惠特尼（Pratt & Whitney）公司的JT3D渦扇發動機。實際上普’惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研制CJ805的機密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。

1960年，羅爾斯‘羅伊斯公司的“康威”（Conway）渦扇發動機開始被波音707大型遠程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發動機。60年代洛克西德“三星”客機和波音747“珍寶”客機采用了羅’羅公司的RB211-22B大型渦扇發動機，標志著渦扇發動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發動機迅速的被西方民用航空工業拋棄。波音707的軍用型號之一，KC-135加油機。不加力式渦扇發動機實際上較為容易辨認，其外部有一直徑很大的風扇外殼。

發動機的效率包括熱效率和推進效率兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和壓氣機的增壓比，就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的條件下，提高渦輪前溫度，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導致推進效率的下降。要全面提高發動機使用效能，必需同時兼顧熱效率和推進效率。

渦輪風扇發動機的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數量的風扇。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發動機一樣，送進壓氣機（術語稱“內涵道”），另一部分則直接從渦噴發動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當的渦輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經風扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進效率取得了平衡，發動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。

渦輪風扇噴氣發動機的優缺點：如前所述，渦扇發動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠。但渦扇發動機技術復雜，尤其是如何將風扇吸入的氣流正確的分配給外涵道和內涵道，是極大的技術難題。但渦扇發動機技術復雜，尤其是大涵道比涉及到方方面面的技術和適航，同業競爭等因素，當前有能力研發且占領市場的屈指可數。當前國內只有個別軍機配裝了渦扇發動機，而民用渦扇發動機尚在研發階段。

航空發動機——渦輪噴氣發動機

渦輪噴氣發動機的誕生：二戰以前，活塞發動機與螺旋槳的組合已經取得了極大的成就，使得人類獲得了挑戰天空的能力。但到了三十年代末，航空技術的發展使得這一組合達到了極限。螺旋槳在飛行速度達到800千米/小時的時候，槳尖部分實際上已接近了音速，跨音速流場使得螺旋槳的效率急劇下降，推力不增反減。螺旋槳的迎風面積大，阻力也大，極大阻礙了飛行速度的提高。同時隨著飛行高度提高，大氣稀薄，活塞式發動機的功率也會減小。

這促生了全新的噴氣發動機推進體系。噴氣發動機吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，對發動機產生反作用力，推動飛機向前飛行。

早在1913年，法國工程師雷恩‘洛蘭就提出了沖壓噴氣發動機的設計，并獲得專利。但當時沒有相應的助推手段和相應材料，噴氣推進只是一個空想。1930年，英國人弗蘭克’惠特爾獲得了燃氣渦輪發動機專利，這是第一個具有實用性的噴氣發動機設計。11年后他設計的發動機首次飛行，從而成為了渦輪噴氣發動機的鼻祖。

渦輪噴氣發動機的原理：渦輪噴氣發動機簡稱渦噴發動機，通常由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。部分軍用發動機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。 渦噴發動機屬于熱機，做功原則同樣為：高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。

工作時，發動機首先從進氣道吸入空氣。這一過程并不是簡單的開個進氣道即可，由于飛行速度是變化的，而壓氣機對進氣速度有嚴格要求，因而進氣道必需可以將進氣速度控制在合適的范圍。

壓氣機顧名思義，用于提高吸入的空氣的的壓力。壓氣機主要為扇葉形式，葉片轉動對氣流做功，使氣流的壓力、溫度升高。 隨后高壓氣流進入燃燒室。燃燒室的燃油噴嘴射出油料，與空氣混合后點火，產生高溫高壓燃氣，向后排出。

高溫高壓燃氣向后流過高溫渦輪，部分內能在渦輪中膨脹轉化為機械能，驅動渦輪旋轉。由于高溫渦輪同壓氣機裝在同一條軸上，因此也驅動壓氣機旋轉，從而反復的壓縮吸入的空氣。

從高溫渦輪中流出的高溫高壓燃氣，在尾噴管中繼續膨脹，以高速從尾部噴口向后排出。這一速度比氣流進入發動機的速度大得多，從而產生了對發動機的反作用推力，驅使飛機向前飛行。 渦輪噴氣發動機的優缺點：這類發動機具有加速快、設計簡便等優點，是較早實用化的噴氣發動機類型。但如果要讓渦噴發動機提高推力，則必須增加燃氣在渦輪前的溫度和增壓比，這將會使排氣速度增加而損失更多動能，于是產生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發動機油耗大，對于商業民航機來說是個致命弱點。

航空發動機——渦輪軸發動機渦輪軸發動機的誕生：渦輪軸發動機首次正式試飛是在1951年12月。作為直升機的新型動力，兼有噴氣發動機和螺旋槳發動機特點的渦輪軸令直升機的發展更進一步。當時渦輪軸發動機還劃入渦輪螺槳發動機一類。隨著直升機的普及和其先進性能的體現，渦輪軸發動機逐漸被視為單獨的一種噴氣發動機。

在1950年時，透博梅卡（Turbomeca）公司研制成“阿都斯特-1”（Artouste-1）渦輪軸發動機。該發動機只有一級離心式葉輪壓氣機，有兩級渦輪的輸出軸，功率達到了206千瓦（280軸馬力），成為世界上第一臺實用的直升機渦輪軸發動機。首先裝用這種發動機的是美國貝爾直升機公司生產的Bell47（編號為XH-13F），1954年該機首飛。到了50年代中期，渦輪軸發動機開始為直升機設計者所大量采用。

渦輪軸發動機的原理：渦輪軸發動機與渦輪螺旋槳發動機相似，曾經被劃入同一分類。它們都由渦輪噴氣發動機演變而來，渦槳發動機驅動螺旋槳，渦輪軸發動機則驅動直升機的旋翼軸獲得升力和氣動控制力。當然渦輪軸發動機也有自己的特色：通常帶有自由渦輪，而其他形式的渦輪噴氣發動機一般沒有自由渦輪。

渦輪軸發動機具有渦輪噴氣發動機的大部分特點，也有著進氣道、壓氣機、燃燒室和尾噴管等基本組件。其特有的自由渦輪位于燃燒室后方，高能燃氣對自由渦輪作功，通過傳動軸、減速器等帶動直升機的旋翼旋轉，從而升空飛行。自由渦輪并不像其他渦輪那樣要帶動壓氣機，它專門用于輸出功率，類似于汽輪機。做功后排出的燃氣，經尾噴管噴出，能量已經不大，產生的推力很小，包含的推力大約僅占總推力的十分之一左右。因此，為了適應直升機機體結構的需要，渦輪軸發動機噴口可靈活安排，可以向上，向下或向兩側，而不一定要向后。盡管渦輪軸發動機內，帶動壓氣機的燃氣發生器渦輪與自由渦輪并不機械互聯，但氣動上有著密切聯系。對這兩種渦輪，在氣體熱能分配上，需要隨飛行條件的改變而適當調整，從而取得發動機性能與直升機旋翼性能的最優組合。

參照渦輪風扇發動機理論，渦輪軸發動機帶動的旋翼的直徑應該越大越好。因為同一個的核心發動機，所配合的旋翼直徑越大，在旋翼上所產生的升力就越大。以目前的水平計算，旋翼驅動的空氣流量一般是渦輪軸發動機內空氣流量的500到1000倍。

因為速度低所以沖壓效果不明顯，進氣道設計采取側向等形式也是常見的。溫度高，熱效率就高，推進效率高要求盡可能的提高涵道比。通常把內流進氣道設計為收斂形，驅使氣流在收斂時加速流動，令流場更加均勻。進口唇邊呈流線形，適合亞音速流線要求，避免氣流分離，保證壓氣機的穩定工作。此外，由于直升機飛得離地面較近，一般必需去除進氣中雜質，通常都有粒子分離器。粒子分離器可以與進氣道設計成一體。分離器設計為一定螺旋形狀，利用慣性力場，使進氣中的砂粒因為質量較大，在彎道處獲得較大的慣性力，被甩出主氣流之外，通過分流排出進氣道之外。

盡管渦輪軸發動機排氣能量不高，但對于敵方紅外探測裝置來說仍然是相當客觀的目標。發動機排氣是直升機主要熱輻射源之一。作戰直升機必須減小自身熱輻射強度，要采用紅外抑制技術。一方面，要設法降低發動機外露熱部件的表面溫度，更重要的是，要將外界冷空氣引入并混合到高溫徘氣熱流中，從而降低溫度，沖淡二氧化氯的濃度，降低紅外特征。先進的紅外抑制技術通常將排氣裝置、冷卻空氣道以及發動機的安裝位置作為完整、有效的系統進行設計制造。

我們知道，壓氣機包括分為軸流式和離心式兩種。軸流式壓氣機，面積小、流量大；離心式結構簡單、工作較穩定。渦輪軸發動機從純軸流式開始，發展了單級離心、雙級離心到軸流與離心混裝一起的組合式壓氣機，歷經多次變革。目前渦輪軸發動機一般采用若干級軸流加一級離心構成組合壓氣機，兼有兩者的優點。國產渦軸-6、渦軸-8發動機為1級軸流加1級離心構成的組合壓氣機；“黑鷹”直升機上的T700發動機采用5級軸流加1級離心壓氣機。壓氣機部件主要包括進氣導流器、壓氣機轉子、壓氣機靜子及防喘裝置等。壓氣機轉子是一個高速旋轉的組合件，軸流式轉子葉片呈葉柵排列安裝在工作葉輪周圍，離心式轉子 葉片則呈輻射形狀鑄在葉輪外部。壓氣機靜子由壓氣機殼體和靜止葉片組成。轉子旋轉時，通過轉子葉片迫使空氣向后流動，不僅加速了空氣，而且使空氣受到壓縮，轉子葉片后面的空氣壓強大于前面的壓強。氣流離開轉子葉片后，進入起擴壓作用的靜子葉片。在靜子葉片的通道，空氣流速降低、壓強升高，得到進一步壓縮。一個轉子加一個靜子稱為一級。衡量空氣經過壓氣機被壓縮的程度，常用壓縮后與壓縮前的壓強之比，即增壓比來表示。