涡轮喷气发动机

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1、涡轮喷气发动机（Turbojet）（简称涡喷发动机）是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推 力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了 1944年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料这在 1945年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为

2、气流流向）图片注释：1 -吸入，2 -低压压缩，3 -高压压缩，4 -燃烧，5 -排气，6 -热区域，7 -涡轮机,8-燃烧 室，9 -冷区域，10 -进气目录1结构图片注释：1 -吸入,2 -个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）热区域，7 -涡轮机，8 -燃烧室，9 -低压压缩，3 -高压压缩，4 -燃烧,5 -排气,6 -冷区域，10 -进气口1.1进气道1.2压气机1.3燃烧室与涡轮1.4喷管及加力燃烧室2使用情况3基本参数结构 离心式涡轮喷气发动机的原理示意图 图片注释：顺时针依次为：离心叶轮（压缩机），轴，涡轮机，喷嘴，燃烧室 轴流式涡轮喷气发动机的原理示意图 图

3、片注释：顺时针依次为：压缩机，涡轮机，喷嘴，轴，燃烧室进气道 轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的， 进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机（ compressor ）。进气道的主要 作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。 在超音速飞行时，机头 与进气道口都会产生激波 （shockwave ），空气经过激波压力会升高， 因此进气道能起一定 的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀， 甚至有可能损坏压气机。 所 以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。离心式涡轮喷气发动机

4、的原理示意图图片注释顺时针依次为：离心叶轮（压缩机），轴，涡轮机，喷嘴，燃烧室两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到附面层（ bou ndary layer ，或邊 界層）的影响，还会附带一个附面层调节装置。 所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空 气其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进 入发动机而 需要排除。当飞机有一定迎角（ angle of attack，AOA ）时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面） 将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面 层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则

5、的流体， 严格的说所有的流动都是湍流。 湍 流的发生机制、过程的模型化现在都不太清楚。 但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方 例如在燃烧过程就要充分利用湍流。压气机压气机由定子（stator）叶片与转子（rotor）叶片交错组成，一对定子叶片与转子叶片称为一级，定 子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8 -12 级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高机动时，流入压气机前级的空 气压力骤 降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀， 发动机工作极不稳定的 状况，工程上称为喘振”这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。 防 止 喘振

6、”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6 级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。 或者将转子轴做成两层同心空筒， 分 别连接前级低压压气机与涡轮， 后级高压压气机与另一组涡轮， 两套转子组互相独立， 在压 力异常时自动调节转速，也可避免喘振。燃烧室与涡轮空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧， 膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮 高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上， 所以压气机，压气机与涡轮的转速是一样 的。最后高温高速燃气经过喷管喷出， 以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转 子轴环状并列的圆筒小燃烧室， 每个筒都不是密封的，

7、 而是在适当的地方开有孔， 所以整个 燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室， 还有结合 二者优点的组合型燃烧室。TurtiWHomift轴流式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释顺时针依次为：压缩机，涡轮机，喷嘴，轴，燃烧室 涡轮始终工作在极端条件下， 对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。 目前多采用粉末冶 金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。 相比起早期每个页片与页盘都 分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页 片可以通 以冷空气以降温。 而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的

8、陶 瓷粉末冶金的页 片。这些手段都是为了提高涡喷发动机最重要的参数之一： 涡轮前温度。高 涡前温度意味着高效率，高功率。喷管及加力燃烧室喷管（nozzle，或称噴嘴）的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将 获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时 出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛-扩张喷管（也称为拉伐尔喷管）能获得超音速 的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力， 而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的 推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转

9、喷管 （也称为推力矢量喷管，或向量推力喷 管）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31 推力矢量发动机，而世界上第一种正式服役的第五代战斗机-美国的F-22更将此一技术发展至一个更成熟、可靠的层级，比起前两者也有更好的性能。燃气舵面的代表是美国的 X - 31技术验证机。在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以多数现代战机战机的发动机在涡轮后加装了加力燃 烧室 （afterburner ，或後燃器），以达到在短时间里大幅度提高发动

10、机推力的目的。一般 而言加力燃烧室 能在短时间里将最大推力提高50 %，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。使用情况涡喷发动机适合航行的范围很广， 从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。 前苏联的 战斗机米格-25高空超音速战机即采用米库林 -图曼斯克设计局的涡喷发动机作为动力，曾 经创下 3.3 马赫的战斗机速度纪录与 37250 米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可 能被打破的）与涡轮风扇发动机相比， 涡喷发动机燃油经济性要差一些， 但是高速性能要优于涡扇， 特别 是高空高速性能。基本参数推力重量比：Thrust to weight r

11、atio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。压气机级数：代表压气机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。 涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。压缩比：进气被压气机压缩后的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。 海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差（空速）为零时，全 速运转所产生的推力，被使用的单位包括 kN （千牛顿）、 kg （千克）、 lb （磅）等。单位推力小时耗油率：又称推力比（ specific thrust ），耗油率与推力之比，国际单位制单 位为kg/N-h，愈小者愈省油。涡轮前温度：燃烧后之高温高压气流进入涡轮机之前的温度，通常愈大者性能愈好。 燃气出口温度：废气离开涡轮机排出时的温度。平均故障时间：每具发动机发生两次故障的间隔时间之总平均，愈长者愈不易故障， 通常维 护成本也愈低。