飞机发动机原理

 
飞行原理及飞机发动机原理
动力原理：
涡轮喷气发动机 涡轮风扇发动机   冲压喷气发动机   涡轮轴发动机
升力原理：
飞机是比空气重的飞行器，因此需要消耗自身动力来获得升力。而升力的来源是飞行中空气对机翼的作用。
在下面这幅图里，有一个机翼的剖面示意图。机翼的上表面是弯曲的，下表面是平坦的，因此在机翼与空气相对运动时，流过上表面的空气在同一时间(T)内走过的路程(S1)比流过下表面的空气的路程(S2)远，所以在上表面的空气的相对速度比下表面的空气快(V1=S1/T >V2=S2/T1)。根据帕奴利定理——“流体对周围的物质产生的压力与流体的相对速度成反比。”，因此上表面的空气施加给机翼的压力 F1 小于下表面的 F2 。F1、F2 的合力必然向上，这就产生了升力。

从机翼的原理，我们也就可以理解螺旋桨的工作原理。螺旋桨就好像一个竖放的机翼，凸起面向前，平滑面向后。旋转时压力的合力向前，推动螺旋桨向前，从而带动飞机向前。当然螺旋桨并不是简单的凸起平滑，而有着复杂的曲面结构。老式螺旋桨是固定的外形，而后期设计则采用了可以改变的相对角度等设计，改善螺旋桨性能。

飞行需要动力，使飞机前进，更重要的是使飞机获得升力。早期飞机通常使用活塞发动机作为动力，又以四冲程活塞发动机为主。这类发动机的原理如图，主要为吸入空气，与燃油混合后点燃膨胀，驱动活塞往复运动，再转化为驱动轴的旋转输出：

单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。下图为典型的星型活塞发动机。

现代高速飞机多数使用喷气式发动机，原理是将空气吸入，与燃油混合，点火，爆炸膨胀后的空气向后喷出，其反作用力则推动飞机向前。下图的发动机剖面图里，一个个压气风扇从进气口中吸入空气，并且一级一级的压缩空气，使空气更好的参与燃烧。风扇后面橙红色的空腔是燃烧室，空气和油料的混和气体在这里被点燃，燃烧膨胀向后喷出，推动最后两个风扇旋转，最后排出发动机外。而最后两个风扇和前面的压气风扇安装在同一条中轴上，因此会带动压气风扇继续吸入空气，从而完成了一个工作循环。

下面给出几种类型的喷气发动机的工作原理图，转载自《兵器知识》网站。
涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机的诞生
二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。
这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。
早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个空想。1930年，英国人弗兰克·惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。
涡轮喷气发动机的原理
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。
工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。
压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。
随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。
高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。
从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。
涡喷发动机剖视示意图

涡轮喷气发动机的优缺点
这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。
涡轮风扇发动机

涡轮风扇喷气发动机的诞生
二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。
50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。
1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被波音707大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
波音707的军用型号之一，KC-135加油机。不加力式涡扇发动机实际上较为容易辨认，其外部有一直径很大的风扇外壳。
涡轮风扇喷气发动机的原理
涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。
涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。
涡轮风扇喷气发动机的优缺点
如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。
但涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。
冲压喷气发动机
冲压喷气发动机的诞生
早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，只停留在纸面上。1928年，德国人保罗·施米特开始设计冲压式喷气发动机。最初研制出的冲压发动机寿命短、振动大，根本无法在载人飞机上使用。
于是1934年时，施米特和G·马德林提出了以冲压发动机为动力的“飞行炸弹”，于1939年完成了原型。后来这一设计就产生了纳粹德国的V-1巡航导弹。此外纳粹德国还曾试图将冲压喷气发动机用在战斗机上。1941年，特劳恩飞机实验所主任、物理学家欧根·森格尔博士在吕内堡野外进行了该类型发动机的试验，但最终未能产生具有实用意义的发动机型号。
二战后冲压发动机得到了极大的发展，为多种的无人机、导弹等采用。
冲压喷气发动机的原理
冲压喷气发动机的核心在于“冲压”两字。
冲压发动机由进气道（也称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成，比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机，是冲压喷气发动机最大的优势所在。进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍，效率很高。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油混合燃烧。燃烧后温度为2000一2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。因此，冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍音速进气时，在地面产生的静推力可高达2OO千牛。
冲压喷气发动机目前分为亚音速、超音速、高超音速三类。亚音速冲压发动机以航空煤油为燃料，采用扩散形进气道和收敛形喷管，飞行时增压比不超过1.89。马赫数小于O.5时一般无法工作。超音速冲压发动机采用超音速进气道，燃烧室入口为亚音速气流，采用收敛形或收敛扩散形喷管。用航空煤油或烃类作为燃料。推进速度为亚音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹。高超音速冲压发动机使用碳氢燃料或液氢燃料，是一种新颖的发动机，飞行马赫数高达5～16。目前尚处于研制阶段。前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，最后一种称为超音速冲压发动机。冲压喷气发动机原理图
冲压喷气发动机与其他推进方式结合后，衍生了多种有特色的发动机，如火箭/冲压组合发动机、整体式火箭冲压发动机等。下图为火箭/冲压组合发动机原理图：
冲压喷气发动机的优缺点
冲压发动机的优势在于构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低。简单的说就是一个带燃油喷嘴和和点火装置的筒子。因此常用于无人机、靶机、导弹等低成本或一次性的飞行器。同时由于推重比远大于其他类型的喷气发动机，非常适合驱动高超音速飞行器，如空天飞机、先进反舰导弹等。
但冲压发动机没有压气机，就不能在地面静止情况下启动，所以不适合作为普通飞机的动力装置。通常的解决方法是增加一个助推器，使飞行器获得一定的飞行速度，然后再启动冲压发动机。最常见的助推器为火箭发动机。此外也可由其他飞行器挂载仅装有冲压发动机的飞行器，飞行到一定速度后，再将仅用冲压发动机的飞行器投放。
中国C-101超音速反舰导弹，采用两台冲压发动机。图中显示了C-101发射时火箭助推器工作的情景。

涡轮轴发动机
涡轮轴发动机的诞生
涡轮轴发动机首次正式试飞是在1951年12月。作为直升机的新型动力，兼有喷气发动机和螺旋桨发动机特点的涡轮轴令直升机的发展更进一步。当时涡轮轴发动机还划入涡轮螺桨发动机一类。随着直升机的普及和其先进性能的体现，涡轮轴发动机逐渐被视为单独的一种喷气发动机。
在1950年时，透博梅卡(Turbomeca)公司研制成“阿都斯特-1”(Artouste-1)涡轮轴发动机。该发动机只有一级离心式叶轮压气机，有两级涡轮的输出轴，功率达到了206千瓦(280轴马力)，成为世界上第一台实用的直升机涡轮轴发动机。首先装用这种发动机的是美国贝尔直升机公司生产的Bell47(编号为XH-13F)，1954年该机首飞。到了50年代中期，涡轮轴发动机开始为直升机设计者所大量采用。
涡轮轴发动机的原理
涡轮轴发动机与涡轮螺旋桨发动机相似，曾经被划入同一分类。它们都由涡轮喷气发动机演变而来，涡桨发动机驱动螺旋桨，涡轮轴发动机则驱动直升机的旋翼轴获得升力和气动控制力。当然涡轮轴发动机也有自己的特色：通常带有自由涡轮，而其他形式的涡轮喷气发动机一般没有自由涡轮。
涡轮轴发动机具有涡轮喷气发动机的大部分特点，也有着进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等基本组件。其特有的自由涡轮位于燃烧室后方，高能燃气对自由涡轮作功，通过传动轴、减速器等带动直升机的旋翼旋转，从而升空飞行。自由涡轮并不像其他涡轮那样要带动压气机，它专门用于输出功率，类似于汽轮机。做功后排出的燃气，经尾喷管喷出，能量已经不大，产生的推力很小，包含的推力大约仅占总推力的十分之一左右。因此，为了适应直升机机体结构的需要，涡轮轴发动机喷口可灵活安排，可以向上，向下或向两侧，而不一定要向后。尽管涡轮轴发动机内，带动压气机的燃气发生器涡轮与自由涡轮并不机械互联，但气动上有着密切联系。对这两种涡轮，在气体热能分配上，需要随飞行条件的改变而适当调整，从而取得发动机性能与直升机旋翼性能的最优组合。
涡轮轴发动机剖视示意图涡轮轴发动机剖视示意图
参照涡轮风扇发动机理论，涡轮轴发动机带动的旋翼的直径应该越大越好。因为同一个的核心发动机，所配合的旋翼直径越大，在旋翼上所产生的升力就越大。但能量转换过程总是有损耗的，旋翼限于材料品质也不可能太大，所以旋翼的直径是有限制的。以目前的水平计算，旋翼驱动的空气流量一般是涡轮轴发动机内空气流量的500到1000倍。
直升机飞得没有固定翼飞机快，最大平飞速度通常在350千米/小时以下，因此涡轮轴发动机的进气口设计也较为灵活。通常把内流进气道设计为收敛形，驱使气流在收敛时加速流动，令流场更加均匀。进口唇边呈流线形，适合亚音速流线要求，避免气流分离，保证压气机的稳定工作。此外，由于直升机飞得离地面较近，一般必需去除进气中杂质，通常都有粒子分离器。粒子分离器可以与进气道设计成一体。分离器设计为一定螺旋形状，利用惯性力场，使进气中的砂粒因为质量较大，在弯道处获得较大的惯性力，被甩出主气流之外，通过分流排出进气道之外。
MK103型涡轮轴发动机剖视图，注意其功率输出轴的布置方式，说明了涡轴发动机布局是相当灵活的。
尽管涡轮轴发动机排气能量不高，但对于敌方红外探测装置来说仍然是相当客观的目标。发动机排气是直升机主要热辐射源之一。作战直升机必须减小自身热辐射强度，要采用红外抑制技术。一方面，要设法降低发动机外露热部件的表面温度，更重要的是，要将外界冷空气引入并混合到高温徘气热流中，从而降低温度，冲淡二氧化氯的浓度，降低红外特征。先进的红外抑制技术通常将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置作为完整、有效的系统进行设计制造。
我们知道，压气机包括分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轮轴发动机从纯轴流式开始，发展了单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机，历经多次变革。目前涡轮轴发动机一般采用若干级轴流加一级离心构成组合压气机，兼有两者的优点。国产涡轴-6、 涡轴-8发动机为1级轴流加1级离心构成的组合压气机；“黑鹰”直升机上的T700发动机采用5级轴流加1级离心压气机。压气机部件主要包括进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等。压气机转子是一个高速旋转的组合件，轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围，离心式转子 叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部。压气机静子由压气机壳体和静止叶片组成。转子旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压缩，转子叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转子叶片后，进入起扩压作用的静子叶片。在静子叶片的通道，空气流速降低、压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静子称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。
涡轮轴发动机的优缺点
直升机最初使用活塞式发动机，现在仍有大量采用。涡轮轴发动机与之相比，由于具有涡轮喷气发动机的特性，其功率大，重量轻，功率重量比一般在2.5以上。目前涡轮轴发动机可产生高达6000甚至10000马力的功率，活塞发动机几乎不能做到。涡轮轴发动机的耗油率虽然略高于活塞式发动机，但其使用的航空煤油要比活塞发动机用的汽油便宜。涡轮轴发动机的缺点主要在于，制造相对困难，初始成本也较高。此外，直升机旋翼的转速较低，涡轮轴发动机需要很重很大的减速齿轮系统进行传动，有时其重量竟占动力系统总重量一半以上。而活塞发动机本身转速较低，传动系统相对简单。对于一些普及型或超小型的直升机来说，使用活塞发动机仍然是较好的选择。