渦噴發(fā)動機(jī)介紹

飛行原理（HowAndWhy）升力原理：飛機(jī)是比空氣重的飛行器，因此需要消耗自身動力來獲得升力。而升力的來源是飛行中空氣對機(jī)翼的作用。在下面這幅圖里，有一個(gè)機(jī)翼的剖面示意圖。機(jī)翼的上表面是彎曲的，下表面是平坦的，因此在機(jī)翼與空氣相對運(yùn)動時(shí)，流過上表面的空氣在同一時(shí)間(T)內(nèi)走過的路程(S1)比流過下表面的空氣的路程(S2)遠(yuǎn)，所以在上表面的空氣的相對速度比下表面的空氣快(V1=S1/T>V2=S2/T1)。根據(jù)帕奴利定理——“流體對周圍的物質(zhì)產(chǎn)生的壓力與流體的相對速度成反比?！?，因此上表面的空氣施加給機(jī)翼的壓力F1小于下表面的F2。F1、F2的合力必然向上，這就產(chǎn)生了升力。

從機(jī)翼的原理，我們也就可以理解螺旋槳的工作原理。螺旋槳就好像一個(gè)豎放的機(jī)翼，凸起面向前，平滑面向后。旋轉(zhuǎn)時(shí)壓力的合力向前，推動螺旋槳向前，從而帶動飛機(jī)向前。當(dāng)然螺旋槳并不是簡單的凸起平滑，而有著復(fù)雜的曲面結(jié)構(gòu)。老式螺旋槳是固定的外形，而后期設(shè)計(jì)則采用了可以改變的相對角度等設(shè)計(jì)，改善螺旋槳性能。飛行需要?jiǎng)恿?，使飛機(jī)前進(jìn)，更重要的是使飛機(jī)獲得升力。早期飛機(jī)通常使用活塞發(fā)動機(jī)作為動力，又以四沖程活塞發(fā)動機(jī)為主。這類發(fā)動機(jī)的原理如圖，主要為吸入空氣，與燃油混合后點(diǎn)燃膨脹，驅(qū)動活塞往復(fù)運(yùn)動，再轉(zhuǎn)化為驅(qū)動軸的旋轉(zhuǎn)輸出：單單一個(gè)活塞發(fā)動機(jī)發(fā)出的功率非常有限，因此人們將多個(gè)活塞發(fā)動機(jī)并聯(lián)在一起，組成星型或V型活塞發(fā)動機(jī)。下圖為典型的星型活塞發(fā)動機(jī)?，F(xiàn)代高速飛機(jī)多數(shù)使用噴氣式發(fā)動機(jī)，原理是將空氣吸入，與燃油混合，點(diǎn)火，爆炸膨脹后的空氣向后噴出，其反作用力則推動飛機(jī)向前。下圖的發(fā)動機(jī)剖面圖里，一個(gè)個(gè)壓氣風(fēng)扇從進(jìn)氣口中吸入空氣，并且一級一級的壓縮空氣，使空氣更好的參與燃燒。風(fēng)扇后面橙紅色的空腔是燃燒室，空氣和油料的混和氣體在這里被點(diǎn)燃，燃燒膨脹向后噴出，推動最后兩個(gè)風(fēng)扇旋轉(zhuǎn)，最后排出發(fā)動機(jī)外。而最后兩個(gè)風(fēng)扇和前面的壓氣風(fēng)扇安裝在同一條中軸上，因此會帶動壓氣風(fēng)扇繼續(xù)吸入空氣，從而完成了一個(gè)工作循環(huán)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)這類發(fā)動機(jī)的原理基本與上面提到的噴氣原理相同，具有加速快、設(shè)計(jì)簡便等優(yōu)點(diǎn)。但如果要讓渦噴發(fā)動機(jī)提高推力，則必須增加燃?xì)庠跍u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(chǎn)生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發(fā)動機(jī)油耗大，對于商業(yè)民航機(jī)來說是個(gè)致命弱點(diǎn)。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的誕生二戰(zhàn)以前，活塞發(fā)動機(jī)與螺旋槳的組合已經(jīng)取得了極大的成就，使得人類獲得了挑戰(zhàn)天空的能力。但到了三十年代末，航空技術(shù)的發(fā)展使得這一組合達(dá)到了極限。螺旋槳在飛行速度達(dá)到800千米/小時(shí)的時(shí)候，槳尖部分實(shí)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(fēng)面積大，阻力也大，極大阻礙了飛行速度的提高。同時(shí)隨著飛行高度提高，大氣稀薄，活塞式發(fā)動機(jī)的功率也會減小。這促生了全新的噴氣發(fā)動機(jī)推進(jìn)體系。噴氣發(fā)動機(jī)吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，對發(fā)動機(jī)產(chǎn)生反作用力，推動飛機(jī)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(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)，并獲得專利。但當(dāng)時(shí)沒有相應(yīng)的助推手段和相應(yīng)材料，噴氣推進(jìn)只是一個(gè)空想。1930年，英國人弗蘭克·惠特爾獲得了燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)專利，這是第一個(gè)具有實(shí)用性的噴氣發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)。11年后他設(shè)計(jì)的發(fā)動機(jī)首次飛行，從而成為了渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的鼻祖。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的原理渦輪噴氣發(fā)動機(jī)簡稱渦噴發(fā)動機(jī)，通常由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成。部分軍用發(fā)動機(jī)的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦噴發(fā)動機(jī)屬于熱機(jī)，做功原則同樣為：高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。工作時(shí)，發(fā)動機(jī)首先從進(jìn)氣道吸入空氣。這一過程并不是簡單的開個(gè)進(jìn)氣道即可，由于飛行速度是變化的，而壓氣機(jī)對進(jìn)氣速度有嚴(yán)格要求，因而進(jìn)氣道必需可以將進(jìn)氣速度控制在合適的范圍。壓氣機(jī)顧名思義，用于提高吸入的空氣的的壓力。壓氣機(jī)主要為扇葉形式，葉片轉(zhuǎn)動對氣流做功，使氣流的壓力、溫度升高。隨后高壓氣流進(jìn)入燃燒室。燃燒室的燃油噴嘴射出油料，與空氣混合后點(diǎn)火，產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)?，向后排出。高溫高壓燃?xì)庀蚝罅鬟^高溫渦輪，部分內(nèi)能在渦輪中膨脹轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，驅(qū)動渦輪旋轉(zhuǎn)。由于高溫渦輪同壓氣機(jī)裝在同一條軸上，因此也驅(qū)動壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)，從而反復(fù)的壓縮吸入的空氣。從高溫渦輪中流出的高溫高壓燃?xì)?，在尾噴管中繼續(xù)膨脹，以高速從尾部噴口向后排出。這一速度比氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)的速度大得多，從而產(chǎn)生了對發(fā)動機(jī)的反作用推力，驅(qū)使飛機(jī)向前飛行。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)這類發(fā)動機(jī)具有加速快、設(shè)計(jì)簡便等優(yōu)點(diǎn)，是較早實(shí)用化的噴氣發(fā)動機(jī)類型。但如果要讓渦噴發(fā)動機(jī)提高推力，則必須增加燃?xì)庠跍u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(chǎn)生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發(fā)動機(jī)油耗大，對于商業(yè)民航機(jī)來說是個(gè)致命弱點(diǎn)。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)吸入的空氣一部分從外部管道(外涵道)后吹，一部分送入內(nèi)涵道核心機(jī)(相當(dāng)于一個(gè)純渦噴發(fā)動機(jī))。最前端的“風(fēng)扇”作用類似螺旋槳，通過降低排氣速度達(dá)到提高噴氣發(fā)動機(jī)推進(jìn)效率的目的。同時(shí)通過精確設(shè)計(jì)，使更多的燃?xì)饽芰拷?jīng)風(fēng)扇傳遞到外涵道，同樣解決了排氣速度過快的問題，從而降低了發(fā)動機(jī)的油耗。由于該風(fēng)扇設(shè)計(jì)要兼顧內(nèi)外涵道的需要，因此難度遠(yuǎn)大于渦噴發(fā)動機(jī)。渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)的誕生二戰(zhàn)后，隨著時(shí)間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)顯得不足以滿足新型飛機(jī)的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機(jī)和大型運(yùn)輸機(jī)，飛行速度要求達(dá)到高亞音速即可，耗油量要小，因此發(fā)動機(jī)效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，使得上述機(jī)種的航程縮短。因此一段時(shí)期內(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的大型飛機(jī)。實(shí)際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機(jī)已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計(jì)。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機(jī)開始了試驗(yàn)。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計(jì)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(fā)動機(jī)要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機(jī)實(shí)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(fā)動機(jī)進(jìn)行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由通用電氣公司(GE)繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機(jī)，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機(jī)的大量紀(jì)錄。但最早的實(shí)用化的渦扇發(fā)動機(jī)則是普拉特·惠特尼(Pratt&Whitney)公司的JT3D渦扇發(fā)動機(jī)。實(shí)際上普·惠公司啟動渦扇研制項(xiàng)目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研制CJ805的機(jī)密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實(shí)用的JT3D。1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”(Conway)渦扇發(fā)動機(jī)開始被波音707大型遠(yuǎn)程噴氣客機(jī)采用，成為第一種被民航客機(jī)使用的渦扇發(fā)動機(jī)。60年代洛克西德“三星”客機(jī)和波音747“珍寶”客機(jī)采用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機(jī)，標(biāo)志著渦扇發(fā)動機(jī)的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機(jī)迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。波音707的軍用型號之一，KC-135加油機(jī)。不加力式渦扇發(fā)動機(jī)實(shí)際上較為容易辨認(rèn)，其外部有一直徑很大的風(fēng)扇外殼。渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)的原理渦槳發(fā)動機(jī)的推力有限，同時(shí)影響飛機(jī)提高飛行速度。因此必需提高噴氣發(fā)動機(jī)的效率。發(fā)動機(jī)的效率包括熱效率和推進(jìn)效率兩個(gè)部分。提高燃?xì)庠跍u輪前的溫度和壓氣機(jī)的增壓比，就可以提高熱效率。因?yàn)楦邷?、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(shí)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(dǎo)致推進(jìn)效率的下降。要全面提高發(fā)動機(jī)效率，必需解決熱效率和推進(jìn)效率這一對矛盾。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)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(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，實(shí)際上就是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇。風(fēng)扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機(jī)一樣，送進(jìn)壓氣機(jī)(術(shù)語稱“內(nèi)涵道”)，另一部分則直接從渦噴發(fā)動機(jī)殼外圍向外排出(“外涵道”)。因此，渦扇發(fā)動機(jī)的燃?xì)饽芰勘环峙傻搅孙L(fēng)扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時(shí)，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃?xì)饽芰拷?jīng)風(fēng)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(jìn)效率取得了平衡，發(fā)動機(jī)的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機(jī)航程變得更遠(yuǎn)。加力式渦扇發(fā)動機(jī)非加力式渦扇發(fā)動機(jī)沖壓噴氣發(fā)動機(jī)此類發(fā)動機(jī)沒有風(fēng)扇等器件，完全靠高速飛行時(shí)產(chǎn)生的沖壓效應(yīng)壓縮吸入的空氣，點(diǎn)火、燃燒、后噴等原理。因此其優(yōu)點(diǎn)為結(jié)構(gòu)簡單、體積小、推力大、加速快。缺點(diǎn)是需要外部能源進(jìn)行啟動(通常為火箭助推)，不適合循環(huán)使用。沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的誕生早在1913年，法國工程師雷恩·洛蘭就提出了沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的設(shè)計(jì)，并獲得專利。但當(dāng)時(shí)沒有相應(yīng)的助推手段和相應(yīng)材料，只停留在紙面上。1928年，德國人保羅·施米特開始設(shè)計(jì)沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)。最初研制出的沖壓發(fā)動機(jī)壽命短、振動大，根本無法在載人飛機(jī)上使用。于是1934年時(shí)，施米特和G·馬德林提出了以沖壓發(fā)動機(jī)為動力的“飛行炸彈”，于1939年完成了原型。后來這一設(shè)計(jì)就產(chǎn)生了納粹德國的V-1巡航導(dǎo)彈。此外納粹德國還曾試圖將沖壓噴氣發(fā)動機(jī)用在戰(zhàn)斗機(jī)上。1941年，特勞恩飛機(jī)實(shí)驗(yàn)所主任、物理學(xué)家歐根·森格爾博士在呂內(nèi)堡野外進(jìn)行了該類型發(fā)動機(jī)的試驗(yàn)，但最終未能產(chǎn)生具有實(shí)用意義的發(fā)動機(jī)型號。二戰(zhàn)后沖壓發(fā)動機(jī)得到了極大的發(fā)展，為多種的無人機(jī)、導(dǎo)彈等采用。沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的原理沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的核心在于“沖壓”兩字。沖壓發(fā)動機(jī)由進(jìn)氣道（也稱擴(kuò)壓器）、燃燒室、推進(jìn)噴管三部組成，比渦輪噴氣發(fā)動機(jī)簡單得多。沖壓是利用迎面氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)后減速、提高靜壓的過程。這一過程不需要高速旋轉(zhuǎn)的復(fù)雜的壓氣機(jī)，是沖壓噴氣發(fā)動機(jī)最大的優(yōu)勢所在。進(jìn)氣速度為3倍音速時(shí)，理論上可使空氣壓力提高37倍，效率很高。高速氣流經(jīng)擴(kuò)張減速，氣壓和溫度升高后，進(jìn)入燃燒室與燃油混合燃燒。燃燒后溫度為2000一2200℃沖壓噴氣發(fā)動機(jī)目前分為亞音速、超音速、高超音速三類。亞音速沖壓發(fā)動機(jī)以航空煤油為燃料，采用擴(kuò)散形進(jìn)氣道和收斂形噴管，飛行時(shí)增壓比不超過1.89。馬赫數(shù)小于O.5時(shí)一般無法工作。超音速沖壓發(fā)動機(jī)采用超音速進(jìn)氣道，燃燒室入口為亞音速氣流，采用收斂形或收斂擴(kuò)散形噴管。用航空煤油或烴類作為燃料。推進(jìn)速度為亞音速～6倍音速，用于超音速靶機(jī)和地對空導(dǎo)彈。高超音速沖壓發(fā)動機(jī)使用碳?xì)淙剂匣蛞簹淙剂?，是一種新穎的發(fā)動機(jī)，飛行馬赫數(shù)高達(dá)5～16。目前尚處于研制階段。前兩類發(fā)動機(jī)統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機(jī)，最后一種稱為超音速沖壓發(fā)動機(jī)。沖壓噴氣發(fā)動機(jī)與其他推進(jìn)方式結(jié)合后，衍生了多種有特色的發(fā)動機(jī)，如火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)、整體式火箭沖壓發(fā)動機(jī)等。下圖為火箭/沖壓組合發(fā)動機(jī)原理圖沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)沖壓發(fā)動機(jī)的優(yōu)勢在于構(gòu)造簡單、重量輕、體積小、推重比大、成本低。簡單的說就是一個(gè)帶燃油噴嘴和和點(diǎn)火裝置的筒子。因此常用于無人機(jī)、靶機(jī)、導(dǎo)彈等低成本或一次性的飛行器。同時(shí)由于推重比遠(yuǎn)大于其他類型的噴氣發(fā)動機(jī)，非常適合驅(qū)動高超音速飛行器，如空天飛機(jī)、先進(jìn)反艦導(dǎo)彈等。但沖壓發(fā)動機(jī)沒有壓氣機(jī)，就不能在地面靜止情況下啟動，所以不適合作為普通飛機(jī)的動力裝置。通常的解決方法是增加一個(gè)助推器，使飛行器獲得一定的飛行速度，然后再啟動沖壓發(fā)動機(jī)。最常見的助推器為火箭發(fā)動機(jī)。此外也可由其他飛行器掛載僅裝有沖壓發(fā)動機(jī)的飛行器，飛行到一定速度后，再將僅用沖壓發(fā)動機(jī)的飛行器投放。渦輪軸發(fā)動機(jī)渦輪軸發(fā)動機(jī)的誕生渦輪軸發(fā)動機(jī)首次正式試飛是在1951年12月。作為直升機(jī)的新型動力，兼有噴氣發(fā)動機(jī)和螺旋槳發(fā)動機(jī)特點(diǎn)的渦輪軸令直升機(jī)的發(fā)展更進(jìn)一步。當(dāng)時(shí)渦輪軸發(fā)動機(jī)還劃入渦輪螺槳發(fā)動機(jī)一類。隨著直升機(jī)的普及和其先進(jìn)性能的體現(xiàn)，渦輪軸發(fā)動機(jī)逐漸被視為單獨(dú)的一種噴氣發(fā)動機(jī)。在1950年時(shí)，透博梅卡(Turbomeca)公司研制成“阿都斯特-1”(Artouste-1)渦輪軸發(fā)動機(jī)。該發(fā)動機(jī)只有一級離心式葉輪壓氣機(jī)，有兩級渦輪的輸出軸，功率達(dá)到了206千瓦(280軸馬力)，成為世界上第一臺實(shí)用的直升機(jī)渦輪軸發(fā)動機(jī)。首先裝用這種發(fā)動機(jī)的是美國貝爾直升機(jī)公司生產(chǎn)的Bell47(編號為XH-13F)，1954年該機(jī)首飛。到了50年代中期，渦輪軸發(fā)動機(jī)開始為直升機(jī)設(shè)計(jì)者所大量采用。渦輪軸發(fā)動機(jī)的原理渦輪軸發(fā)動機(jī)與渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)相似，曾經(jīng)被劃入同一分類。它們都由渦輪噴氣發(fā)動機(jī)演變而來，渦槳發(fā)動機(jī)驅(qū)動螺旋槳，渦輪軸發(fā)動機(jī)則驅(qū)動直升機(jī)的旋翼軸獲得升力和氣動控制力。當(dāng)然渦輪軸發(fā)動機(jī)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(fā)動機(jī)一般沒有自由渦輪。渦輪軸發(fā)動機(jī)具有渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的大部分特點(diǎn)，也有著進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、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?xì)鈱ψ杂蓽u輪作功，通過傳動軸、減速器等帶動直升機(jī)的旋翼旋轉(zhuǎn)，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(jī)，它專門用于輸出功率，類似于汽輪機(jī)。做功后排出的燃?xì)?，?jīng)尾噴管噴出，能量已經(jīng)不大，產(chǎn)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(yīng)直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的需要，渦輪軸發(fā)動機(jī)噴口可靈活安排，可以向上，向下或向兩側(cè)，而不一定要向后。盡管渦輪軸發(fā)動機(jī)內(nèi)，帶動壓氣機(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器渦輪與自由渦輪并不機(jī)械互聯(lián)，但氣動上有著密切聯(lián)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(dāng)調(diào)整，從而取得發(fā)動機(jī)性能與直升機(jī)旋翼性能的最優(yōu)組合。參照渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)理論，渦輪軸發(fā)動機(jī)帶動的旋翼的直徑應(yīng)該越大越好。因?yàn)橥粋€(gè)的核心發(fā)動機(jī)，所配合的旋翼直徑越大，在旋翼上所產(chǎn)生的升力就越大。但能量轉(zhuǎn)換過程總是有損耗的，旋翼限于材料品質(zhì)也不可能太大，所以旋翼的直徑是有限制的。以目前的水平計(jì)算，旋翼驅(qū)動的空氣流量一般是渦輪軸發(fā)動機(jī)內(nèi)空氣流量的500到1000倍。直升機(jī)飛得沒有固定翼飛機(jī)快，最大平飛速度通常在350千米/小時(shí)以下，因此渦輪軸發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣口設(shè)計(jì)也較為靈活。通常把內(nèi)流進(jìn)氣道設(shè)計(jì)為收斂形，驅(qū)使氣流在收斂時(shí)加速流動，令流場更加均勻。進(jìn)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(jī)的穩(wěn)定工作。此外，由于直升機(jī)飛得離地面較近，一般必需去除進(jìn)氣中雜質(zhì)，通常都有粒子分離器。粒子分離器可以與進(jìn)氣道設(shè)計(jì)成一體。分離器設(shè)計(jì)為一定螺旋形狀，利用慣性力場，使進(jìn)氣中的砂粒因?yàn)橘|(zhì)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(jìn)氣道之外。盡管渦輪軸發(fā)動機(jī)排氣能量不高，但對于敵方紅外探測裝置來說仍然是相當(dāng)客觀的目標(biāo)。發(fā)動機(jī)排氣是直升機(jī)主要熱輻射源之一。作戰(zhàn)直升機(jī)必須減小自身熱輻射強(qiáng)度，要采用紅外抑制技術(shù)。一方面，要設(shè)法降低發(fā)動機(jī)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(jìn)的紅外抑制技術(shù)通常將排氣裝置、冷卻空氣道以及發(fā)動機(jī)的安裝位置作為完整、有效的系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)制造。我們知道，壓氣機(jī)包括分為軸流式和離心式兩種。軸流式壓氣機(jī)，面積小、流量大；離心式結(jié)構(gòu)簡單、工作較穩(wěn)定。渦輪軸發(fā)動機(jī)從純軸流式開始，發(fā)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(jī)，歷經(jīng)多次變革。目前渦輪軸發(fā)動機(jī)一般采用若干級軸流加一級離心構(gòu)成組合壓氣機(jī)，兼有兩者的優(yōu)點(diǎn)。國產(chǎn)渦軸-6、渦軸-8發(fā)動機(jī)為1級軸流加1級離心構(gòu)成的組合壓氣機(jī)；“黑鷹”直升機(jī)上的T700發(fā)動機(jī)采用5級軸流加1級離心壓氣機(jī)。壓氣機(jī)部件主要包括進(jìn)氣導(dǎo)流器、壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子、壓氣機(jī)靜子及防喘裝置等。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子是一個(gè)高速旋轉(zhuǎn)的組合件，軸流式轉(zhuǎn)子葉片呈葉柵排列安裝在工作葉輪周圍，離心式轉(zhuǎn)子葉片則呈輻射形狀鑄在葉輪外部。壓氣機(jī)靜子由壓氣機(jī)殼體和靜止葉片組成。轉(zhuǎn)子旋轉(zhuǎn)時(shí)，通過轉(zhuǎn)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(zhuǎn)子葉片后面的空氣壓強(qiáng)大于前面的壓強(qiáng)。氣流離開轉(zhuǎn)子葉片后，進(jìn)入起擴(kuò)壓作用的靜子葉片。在靜子葉片的通道，空氣流速降低、壓強(qiáng)升高，得到進(jìn)一步壓縮。一個(gè)轉(zhuǎn)子加一個(gè)靜子稱為一級。衡量空氣經(jīng)過壓氣機(jī)被壓縮的程度，常用壓縮后與壓縮前的壓強(qiáng)之比，即增壓比來表示。渦輪軸發(fā)動機(jī)的優(yōu)缺點(diǎn)直升機(jī)最初使用活塞式發(fā)動機(jī)，現(xiàn)在仍有大量采用。渦輪軸發(fā)動機(jī)與之相比，由于具有渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的特性，其功率大，重量輕，功率重量比一般在2.5以上。目前渦輪軸發(fā)動機(jī)可產(chǎn)生高達(dá)6000甚至10000馬力的功率，活塞發(fā)動機(jī)幾乎不能做到。渦輪軸發(fā)動機(jī)的耗油率雖然略高于活塞式發(fā)動機(jī)，但其使用的航空煤油要比活塞發(fā)動機(jī)用的汽油便宜。渦輪軸發(fā)動機(jī)的缺點(diǎn)主要在于，制造相對困難，初始成本也較高。此外，直升機(jī)旋翼的轉(zhuǎn)速較低，渦輪軸發(fā)動機(jī)需要很重很大的減速齒輪系統(tǒng)進(jìn)行傳動，有時(shí)其重量竟占動力系統(tǒng)總重量一半以上。而活塞發(fā)動機(jī)本身轉(zhuǎn)速較低，傳動系統(tǒng)相對簡單。對于一些普及型或超小型的直升機(jī)來說，使用活塞發(fā)動機(jī)仍然是較好的選擇。變循環(huán)噴氣發(fā)動機(jī)從飛機(jī)/發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)理念可知，對于持續(xù)高馬赫數(shù)飛行任務(wù)，需要高單位推力的渦噴循環(huán)。反之，如果任務(wù)強(qiáng)調(diào)低馬赫數(shù)和長航程，就需要低耗油率的渦扇循環(huán)。當(dāng)任務(wù)兼有超聲速飛行和亞聲速飛行或存在多設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)，麻煩就出現(xiàn)了。為任務(wù)的某一部分設(shè)計(jì)的循環(huán)在飛行包線其他地方的性能就差。在燃油消耗幾乎均分在超聲速和亞聲速飛行的混合任務(wù)中或在多工作點(diǎn)是必須的情況下，變循環(huán)發(fā)動機(jī)（VCE）顯示出巨大的潛力。變循環(huán)噴氣發(fā)動機(jī)的原理VCE是通過改變發(fā)動機(jī)一些部件的幾何形狀、尺寸或位置來改變其熱力循環(huán)的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)。利用變循環(huán)改變發(fā)動機(jī)循環(huán)參數(shù)，如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量和涵道比，可以使發(fā)動機(jī)在各種飛行和工作狀態(tài)下都具有良好的性能。在渦噴/渦扇發(fā)動機(jī)方面，VCE研究的重點(diǎn)是改變涵道比:在爬升、加速和超聲速飛行時(shí)：發(fā)動機(jī)涵道比減小，以接近渦噴發(fā)動機(jī)的性能，以增大推力。在起飛和亞聲速飛行時(shí)：發(fā)動機(jī)涵道比增大，以渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)工作，降低耗油率和噪聲。變循環(huán)噴氣發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程由于受超聲速客機(jī)和大飛行包線多任務(wù)戰(zhàn)斗機(jī)需求的驅(qū)動，早在20世紀(jì)60年代國外就開始VCE的研究。1971年，美國航宇局（NASA）開始實(shí)施超聲速巡航研究（SCR）計(jì)劃,該計(jì)劃的頭3年，發(fā)動機(jī)承包商從上百個(gè)方案中優(yōu)選出能夠滿足亞聲速和超聲速飛行相互矛盾要求的兩種VCE，即GEAE公司的雙涵道發(fā)動機(jī)(DBE)和普惠公司的變流路控制發(fā)動機(jī)（VSCE）。為了將研究工作集中在這兩種VCE上，NASA在1976年制定了單獨(dú)的超聲速推進(jìn)技術(shù)研究計(jì)劃。到1981年計(jì)劃結(jié)束時(shí)，相對1971年的GE4（GE當(dāng)時(shí)研制的一種超聲速運(yùn)輸機(jī)用發(fā)動機(jī)），經(jīng)驗(yàn)證的VCE的超聲速巡航耗油率下降10%，跨聲速耗油率有類似的改善，亞聲速的耗油率改善達(dá)24%，而重量僅為GE4的75%。VSCE具有常規(guī)外涵加力渦扇發(fā)動機(jī)的流路，但采用獨(dú)特的主燃燒室控制程序，并廣泛采用變轉(zhuǎn)速和變幾何的風(fēng)扇、壓氣機(jī)以及變幾何的主噴管和副噴管，以控制其工作時(shí)的涵道比。在亞聲速巡航狀態(tài)，外涵不開加力，發(fā)動機(jī)以一種常規(guī)分排中等涵道比（約1.5）渦扇發(fā)動機(jī)工作，因而具有比較好的亞聲速巡航性能。起飛、加速和超聲速巡航時(shí)，需要大的推力，因而打開外涵加力。起飛開加力時(shí)噪聲增大，但因采用同心環(huán)反速度場噴管而得以降低。結(jié)果，起飛時(shí)的噪聲相當(dāng)于常規(guī)渦扇發(fā)動機(jī)的噪聲水平。在超聲速巡航時(shí)，通過提高渦輪前溫度和變幾何，加大高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，這樣，涵道比減小，對加力的需求也減小，其耗油率接近設(shè)計(jì)良好的渦噴發(fā)動機(jī)。1985年后，美國的VCE研究工作納入NASA的高速推進(jìn)研究計(jì)劃（HSPR），DBE和VSCE兩種方案繼續(xù)得到發(fā)展。進(jìn)入90年代后，美國、歐洲和日本又掀起研究超聲速（M3）和高超聲速客機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的熱潮。羅-羅公司提出可放氣的VCE。法國斯奈克瑪公司提出了中間風(fēng)扇的MCV99VCE方案。1989年，日本開始著手為期10年的超聲速和高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研究計(jì)劃（HYPR）,并于1999年完成，總投資約3億美元。計(jì)劃的目標(biāo)是為超聲速運(yùn)輸機(jī)和高速運(yùn)輸機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)打下技術(shù)基礎(chǔ)。通過研究和試驗(yàn)馬赫數(shù)5的組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(CCE)驗(yàn)證了其可行性。CCE由VCE(代號為HYPR-T)和以甲烷為燃料的沖壓發(fā)動機(jī)組成。HYPR-T的方案與GE公司的DBE類似。1996年12月到1997年2月，HYPR-T發(fā)動機(jī)的模擬高空試驗(yàn)在GE的模擬高空試驗(yàn)臺上進(jìn)行，模擬的速度為馬赫數(shù)3，高度20700米。通過試驗(yàn)，成功地驗(yàn)證了發(fā)動機(jī)的適用性。在試驗(yàn)中，渦輪前溫度達(dá)到1873K，涵道比從0.6成功地變化到0.9。通過改變低壓渦輪導(dǎo)向器的角度，在高速高溫狀態(tài)下的推力增加15%。VCE研究的另一個(gè)驅(qū)動力來自戰(zhàn)斗機(jī)方面。自20世紀(jì)60年代以來，戰(zhàn)斗機(jī)一方面朝著多用途方向發(fā)展，另一方面，飛機(jī)的飛行包線不斷擴(kuò)大，從低亞聲速待機(jī)到高亞聲速和超聲速巡航和機(jī)動（開加力或不開加力），飛行高度從海平面到15千米～17千米，作戰(zhàn)半徑達(dá)1000千米～2000千米。VCE正好能滿足這種多飛行狀態(tài)的性能要求。據(jù)模擬計(jì)算結(jié)果，對于羅-羅公司選擇的放氣VCE，雖然重量增加50千克，但它仍可使飛機(jī)起飛總重和任務(wù)油耗分別降低2.33%和3.36%；對于GE公司的雙涵VCE，任務(wù)油耗可降低2%～3.5%，而且，在亞聲速飛行時(shí)，VCE的渦輪前溫度在某些點(diǎn)上可降低300K以上，這可用來進(jìn)一步降低耗油率或延長渦輪壽命。特別是在20世紀(jì)70年代后，更加重視飛機(jī)機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)，VCE還能降低溢流和后體阻力，其優(yōu)勢更為明顯。于是，對軍用目的VCE的研究逐步開展起來。F120F120是美國空軍F-22先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的候選發(fā)動機(jī)，GE公司編號為GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。它是美國空軍和海軍在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列計(jì)劃的產(chǎn)物。F120是一種能滿足先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的高單位推力和部分功率狀態(tài)低耗油率相互矛盾要求的雙涵VCE，其基本結(jié)構(gòu)是一臺對轉(zhuǎn)渦輪的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(jī)。低壓渦輪驅(qū)動兩級風(fēng)扇，高壓渦輪驅(qū)動5級壓氣機(jī)（含CDFS）。兩個(gè)渦輪對轉(zhuǎn)，都是單級設(shè)計(jì)，無級間導(dǎo)向器?？刂葡到y(tǒng)為三余度多變量FADEC。它能夠以單涵和雙涵模式工作。在亞聲速巡航的低功率狀態(tài)，發(fā)動機(jī)以雙涵（渦扇）模式工作。被動作動旁路系統(tǒng)由第二級風(fēng)扇和CDFS涵道之間的壓差打開，使更多的空氣進(jìn)入外涵道，同時(shí)使風(fēng)扇具有大的喘振裕度。此時(shí)，后VABI也打開，更多的外涵空氣引射進(jìn)入主排氣流，使推力增大。在超聲速巡航的高功率狀態(tài)，發(fā)動機(jī)以單涵（渦噴）模式工作。在此模式下，后VABI關(guān)小到使渦輪框架、加力燃燒室內(nèi)襯和尾噴管內(nèi)襯前后保持正的風(fēng)扇冷卻氣流壓差。當(dāng)后VABI關(guān)小時(shí)，外涵中的壓力增加，直到超過第二級風(fēng)扇排氣壓力為止。在反壓作用下，旁路系統(tǒng)模式選擇活門關(guān)閉，迫使空氣進(jìn)入核心機(jī)。有少量空氣從CDFS后引出，供加力燃燒室和噴管冷卻以及飛機(jī)引氣用。發(fā)動機(jī)順利進(jìn)入渦噴模式。F120的最終結(jié)構(gòu)經(jīng)過三個(gè)階段的發(fā)展。第一階段用XF120進(jìn)行地面試驗(yàn)，驗(yàn)證了基本循環(huán)的靈活性、性能特性、渦輪溫度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量噴管的工作。第二階段用YF120進(jìn)行飛行試驗(yàn)。第三階段的F120吸取了XF120和YF120計(jì)劃的所有經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)。YF120的流量比XF120的大，以滿足不斷增加的機(jī)體需求和噴管冷卻要求。重量和復(fù)雜性被減到最小，而保障性始終作為一個(gè)關(guān)鍵設(shè)計(jì)目標(biāo)。在F-22的原型機(jī)試驗(yàn)計(jì)劃中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飛行。它達(dá)到了重量、壽命、適用性和性能目標(biāo)。它還達(dá)到或超過嚴(yán)格的最大不加力超聲速巡航推力目標(biāo)。F120自然是從XF120地面試驗(yàn)和YF120飛行試驗(yàn)成功的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。在F120上，用一個(gè)被動旁路系統(tǒng)代替了可調(diào)模式選擇活門。對葉輪機(jī)作了改進(jìn)，以改善匹配特性和效率。控制系統(tǒng)簡化到了常規(guī)渦扇發(fā)動機(jī)的水平。因此，F(xiàn)120在比目前戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)更低的復(fù)雜性的條件下具有固有的靈活性和優(yōu)良的保障性。它為飛機(jī)提供了優(yōu)良的速度、加速性、機(jī)動性和航程能力?？偟膩碚f，F(xiàn)120與GE公司成功的F110系列相比，結(jié)構(gòu)簡單得多，零件數(shù)少40%。雖然F120在第四代戰(zhàn)斗機(jī)的競爭中敗給常規(guī)的F119,但仍作為替換發(fā)動機(jī)繼續(xù)研制。VCE也仍是IHPTET計(jì)劃的一項(xiàng)重要技術(shù)目標(biāo)。著名的V2500發(fā)動機(jī)（曾用于MD-90）槳扇發(fā)動機(jī)螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)是一種介于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)之間的一種發(fā)動機(jī)形式，其目標(biāo)是將前者的高速性能和后者的經(jīng)濟(jì)性結(jié)合起來。螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)見圖，它由燃?xì)獍l(fā)生器和一副螺槳-風(fēng)扇（因?yàn)閷?shí)在無法給這個(gè)又象螺旋槳又象風(fēng)扇的東東起個(gè)名字，只好叫它螺槳-風(fēng)扇）組成。螺槳-風(fēng)扇由渦輪驅(qū)動，無涵道外殼，裝有減速器，從這些來看它有一點(diǎn)象螺旋槳；但是它的直徑比普通螺旋槳小，葉片數(shù)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(fēng)扇葉片根據(jù)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的原理，在飛行速度不變的情況下，涵道比越高，推進(jìn)效率就越高，因此現(xiàn)代新型不加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比越來越大，已經(jīng)接近了結(jié)構(gòu)所能承受的極限；而去掉了涵道的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)盡管效率較高，但由于螺旋槳的速度限制無法應(yīng)用于M0.8~M0.95的現(xiàn)代高亞音速大型寬體客機(jī)，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的概念則應(yīng)運(yùn)而生。由于無涵道外殼，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比可以很大，以正在研究中的一種發(fā)動機(jī)為例，在飛行速度為M0.8時(shí)，帶動的空氣量約為內(nèi)涵空氣流量的100倍，相當(dāng)于涵道比為100，這是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)所望塵莫及的，將其應(yīng)用于飛機(jī)上，可將高空巡航耗油率較目前高涵道比輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)降低15%左同渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)相比，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的可用速度又高很多，這是由它們?nèi)~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(qiáng)度，彎度大以保證升力系數(shù)，從剖面來看，這種葉型實(shí)際上就是典型的低速飛機(jī)的機(jī)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(fā)動機(jī)的飛機(jī)速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺槳-風(fēng)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(jī)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(shí)仍有良好的推進(jìn)效率，是目前新型發(fā)動機(jī)中最有希望的一種。當(dāng)然，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)也有其缺點(diǎn)，由于轉(zhuǎn)速較高，產(chǎn)生的振動和噪音也較大，這對舒適性有嚴(yán)格要求的客機(jī)來講是一個(gè)難題。另外，暴露在空氣中的螺槳-風(fēng)扇的氣動設(shè)計(jì)也是目前研究的難點(diǎn)所在圖1.13的發(fā)動機(jī)是槳扇發(fā)動機(jī)的一種方案，可以視為采用先進(jìn)技術(shù)的渦輪螺槳發(fā)動機(jī)。圖1.14是帶有外涵道的槳扇發(fā)動機(jī)，可以視為超高涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)（涵道比為15~20量級）。普通螺旋槳由3到4片直葉片組成，而槳扇由8到10片后掠葉片組成，此外還具有葉型薄、最大厚度位置后移等特點(diǎn)。這些特點(diǎn)克服了一般螺旋槳在飛行馬赫數(shù)在達(dá)到0.65（大約800KM/H）之后效率迅速下降的問題，而使推進(jìn)效率較高的優(yōu)越性保持到飛行馬赫數(shù)0.8左右。變循環(huán)噴氣發(fā)動機(jī)從飛機(jī)/發(fā)動機(jī)設(shè)計(jì)理念可知，對于持續(xù)高馬赫數(shù)飛行任務(wù)，需要高單位推力的渦噴循環(huán)。反之，如果任務(wù)強(qiáng)調(diào)低馬赫數(shù)和長航程，就需要低耗油率的渦扇循環(huán)。當(dāng)任務(wù)兼有超聲速飛行和亞聲速飛行或存在多設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)，麻煩就出現(xiàn)了。為任務(wù)的某一部分設(shè)計(jì)的循環(huán)在飛行包線其他地方的性能就差。在燃油消耗幾乎均分在超聲速和亞聲速飛行的混合任務(wù)中或在多工作點(diǎn)是必須的情況下，變循環(huán)發(fā)動機(jī)（VCE）顯示出巨大的潛力。變循環(huán)噴氣發(fā)動機(jī)的原理VCE是通過改變發(fā)動機(jī)一些部件的幾何形狀、尺寸或位置來改變其熱力循環(huán)的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)。利用變循環(huán)改變發(fā)動機(jī)循環(huán)參數(shù)，如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量和涵道比，可以使發(fā)動機(jī)在各種飛行和工作狀態(tài)下都具有良好的性能。在渦噴/渦扇發(fā)動機(jī)方面，VCE研究的重點(diǎn)是改變涵道比:在爬升、加速和超聲速飛行時(shí)：發(fā)動機(jī)涵道比減小，以接近渦噴發(fā)動機(jī)的性能，以增大推力。在起飛和亞聲速飛行時(shí)：發(fā)動機(jī)涵道比增大，以渦扇發(fā)動機(jī)狀態(tài)工作，降低耗油率和噪聲。變循環(huán)噴氣發(fā)動機(jī)的發(fā)展歷程由于受超聲速客機(jī)和大飛行包線多任務(wù)戰(zhàn)斗機(jī)需求的驅(qū)動，早在20世紀(jì)60年代國外就開始VCE的研究。1971年，美國航宇局（NASA）開始實(shí)施超聲速巡航研究（SCR）計(jì)劃,該計(jì)劃的頭3年，發(fā)動機(jī)承包商從上百個(gè)方案中優(yōu)選出能夠滿足亞聲速和超聲速飛行相互矛盾要求的兩種VCE，即GEAE公司的雙涵道發(fā)動機(jī)(DBE)和普惠公司的變流路控制發(fā)動機(jī)（VSCE）。為了將研究工作集中在這兩種VCE上，NASA在1976年制定了單獨(dú)的超聲速推進(jìn)技術(shù)研究計(jì)劃。到1981年計(jì)劃結(jié)束時(shí)，相對1971年的GE4（GE當(dāng)時(shí)研制的一種超聲速運(yùn)輸機(jī)用發(fā)動機(jī)），經(jīng)驗(yàn)證的VCE的超聲速巡航耗油率下降10%，跨聲速耗油率有類似的改善，亞聲速的耗油率改善達(dá)24%，而重量僅為GE4的75%。VSCE具有常規(guī)外涵加力渦扇發(fā)動機(jī)的流路，但采用獨(dú)特的主燃燒室控制程序，并廣泛采用變轉(zhuǎn)速和變幾何的風(fēng)扇、壓氣機(jī)以及變幾何的主噴管和副噴管，以控制其工作時(shí)的涵道比。在亞聲速巡航狀態(tài)，外涵不開加力，發(fā)動機(jī)以一種常規(guī)分排中等涵道比（約1.5）渦扇發(fā)動機(jī)工作，因而具有比較好的亞聲速巡航性能。起飛、加速和超聲速巡航時(shí)，需要大的推力，因而打開外涵加力。起飛開加力時(shí)噪聲增大，但因采用同心環(huán)反速度場噴管而得以降低。結(jié)果，起飛時(shí)的噪聲相當(dāng)于常規(guī)渦扇發(fā)動機(jī)的噪聲水平。在超聲速巡航時(shí)，通過提高渦輪前溫度和變幾何，加大高壓轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)速，這樣，涵道比減小，對加力的需求也減小，其耗油率接近設(shè)計(jì)良好的渦噴發(fā)動機(jī)。1985年后，美國的VCE研究工作納入NASA的高速推進(jìn)研究計(jì)劃（HSPR），DBE和VSCE兩種方案繼續(xù)得到發(fā)展。進(jìn)入90年代后，美國、歐洲和日本又掀起研究超聲速（M3）和高超聲速客機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的熱潮。羅-羅公司提出可放氣的VCE。法國斯奈克瑪公司提出了中間風(fēng)扇的MCV99VCE方案。1989年，日本開始著手為期10年的超聲速和高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)研究計(jì)劃（HYPR）,并于1999年完成，總投資約3億美元。計(jì)劃的目標(biāo)是為超聲速運(yùn)輸機(jī)和高速運(yùn)輸機(jī)的推進(jìn)系統(tǒng)打下技術(shù)基礎(chǔ)。通過研究和試驗(yàn)馬赫數(shù)5的組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(CCE)驗(yàn)證了其可行性。CCE由VCE(代號為HYPR-T)和以甲烷為燃料的沖壓發(fā)動機(jī)組成。HYPR-T的方案與GE公司的DBE類似。1996年12月到1997年2月，HYPR-T發(fā)動機(jī)的模擬高空試驗(yàn)在GE的模擬高空試驗(yàn)臺上進(jìn)行，模擬的速度為馬赫數(shù)3，高度20700米。通過試驗(yàn)，成功地驗(yàn)證了發(fā)動機(jī)的適用性。在試驗(yàn)中，渦輪前溫度達(dá)到1873K，涵道比從0.6成功地變化到0.9。通過改變低壓渦輪導(dǎo)向器的角度，在高速高溫狀態(tài)下的推力增加15%。VCE研究的另一個(gè)驅(qū)動力來自戰(zhàn)斗機(jī)方面。自20世紀(jì)60年代以來，戰(zhàn)斗機(jī)一方面朝著多用途方向發(fā)展，另一方面，飛機(jī)的飛行包線不斷擴(kuò)大，從低亞聲速待機(jī)到高亞聲速和超聲速巡航和機(jī)動（開加力或不開加力），飛行高度從海平面到15千米～17千米，作戰(zhàn)半徑達(dá)1000千米～2000千米。VCE正好能滿足這種多飛行狀態(tài)的性能要求。據(jù)模擬計(jì)算結(jié)果，對于羅-羅公司選擇的放氣VCE，雖然重量增加50千克，但它仍可使飛機(jī)起飛總重和任務(wù)油耗分別降低2.33%和3.36%；對于GE公司的雙涵VCE，任務(wù)油耗可降低2%～3.5%，而且，在亞聲速飛行時(shí)，VCE的渦輪前溫度在某些點(diǎn)上可降低300K以上，這可用來進(jìn)一步降低耗油率或延長渦輪壽命。特別是在20世紀(jì)70年代后，更加重視飛機(jī)機(jī)體/推進(jìn)系統(tǒng)一體化設(shè)計(jì)，VCE還能降低溢流和后體阻力，其優(yōu)勢更為明顯。于是，對軍用目的VCE的研究逐步開展起來。F120F120是美國空軍F-22先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的候選發(fā)動機(jī)，GE公司編號為GE37，加力推力15880千克，涵道比是0~0.35。它是美國空軍和海軍在1983～1990年主持的SCR、ATEGG、JTDE和ManTech等一系列計(jì)劃的產(chǎn)物。F120是一種能滿足先進(jìn)戰(zhàn)術(shù)戰(zhàn)斗機(jī)的高單位推力和部分功率狀態(tài)低耗油率相互矛盾要求的雙涵VCE，其基本結(jié)構(gòu)是一臺對轉(zhuǎn)渦輪的雙轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(jī)。低壓渦輪驅(qū)動兩級風(fēng)扇，高壓渦輪驅(qū)動5級壓氣機(jī)（含CDFS）。兩個(gè)渦輪對轉(zhuǎn)，都是單級設(shè)計(jì)，無級間導(dǎo)向器?？刂葡到y(tǒng)為三余度多變量FADEC。它能夠以單涵和雙涵模式工作。在亞聲速巡航的低功率狀態(tài)，發(fā)動機(jī)以雙涵（渦扇）模式工作。被動作動旁路系統(tǒng)由第二級風(fēng)扇和CDFS涵道之間的壓差打開，使更多的空氣進(jìn)入外涵道，同時(shí)使風(fēng)扇具有大的喘振裕度。此時(shí)，后VABI也打開，更多的外涵空氣引射進(jìn)入主排氣流，使推力增大。在超聲速巡航的高功率狀態(tài)，發(fā)動機(jī)以單涵（渦噴）模式工作。在此模式下，后VABI關(guān)小到使渦輪框架、加力燃燒室內(nèi)襯和尾噴管內(nèi)襯前后保持正的風(fēng)扇冷卻氣流壓差。當(dāng)后VABI關(guān)小時(shí)，外涵中的壓力增加，直到超過第二級風(fēng)扇排氣壓力為止。在反壓作用下，旁路系統(tǒng)模式選擇活門關(guān)閉，迫使空氣進(jìn)入核心機(jī)。有少量空氣從CDFS后引出，供加力燃燒室和噴管冷卻以及飛機(jī)引氣用。發(fā)動機(jī)順利進(jìn)入渦噴模式。F120的最終結(jié)構(gòu)經(jīng)過三個(gè)階段的發(fā)展。第一階段用XF120進(jìn)行地面試驗(yàn)，驗(yàn)證了基本循環(huán)的靈活性、性能特性、渦輪溫度能力和失速裕度以及FADEC和二元矢量噴管的工作。第二階段用YF120進(jìn)行飛行試驗(yàn)。第三階段的F120吸取了XF120和YF120計(jì)劃的所有經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)。YF120的流量比XF120的大，以滿足不斷增加的機(jī)體需求和噴管冷卻要求。重量和復(fù)雜性被減到最小，而保障性始終作為一個(gè)關(guān)鍵設(shè)計(jì)目標(biāo)。在F-22的原型機(jī)試驗(yàn)計(jì)劃中，YF120成功地在YF-22和YF-23上飛行。它達(dá)到了重量、壽命、適用性和性能目標(biāo)。它還達(dá)到或超過嚴(yán)格的最大不加力超聲速巡航推力目標(biāo)。F120自然是從XF120地面試驗(yàn)和YF120飛行試驗(yàn)成功的基礎(chǔ)上發(fā)展起來的。在F120上，用一個(gè)被動旁路系統(tǒng)代替了可調(diào)模式選擇活門。對葉輪機(jī)作了改進(jìn)，以改善匹配特性和效率?？刂葡到y(tǒng)簡化到了常規(guī)渦扇發(fā)動機(jī)的水平。因此，F(xiàn)120在比目前戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)更低的復(fù)雜性的條件下具有固有的靈活性和優(yōu)良的保障性。它為飛機(jī)提供了優(yōu)良的速度、加速性、機(jī)動性和航程能力?？偟膩碚f，F(xiàn)120與GE公司成功的F110系列相比，結(jié)構(gòu)簡單得多，零件數(shù)少40%。雖然F120在第四代戰(zhàn)斗機(jī)的競爭中敗給常規(guī)的F119,但仍作為替換發(fā)動機(jī)繼續(xù)研制。VCE也仍是IHPTET計(jì)劃的一項(xiàng)重要技術(shù)目標(biāo)。著名的V2500發(fā)動機(jī)（曾用于MD-90）槳扇發(fā)動機(jī)螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)是一種介于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)之間的一種發(fā)動機(jī)形式，其目標(biāo)是將前者的高速性能和后者的經(jīng)濟(jì)性結(jié)合起來。螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)見圖，它由燃?xì)獍l(fā)生器和一副螺槳-風(fēng)扇（因?yàn)閷?shí)在無法給這個(gè)又象螺旋槳又象風(fēng)扇的東東起個(gè)名字，只好叫它螺槳-風(fēng)扇）組成。螺槳-風(fēng)扇由渦輪驅(qū)動，無涵道外殼，裝有減速器，從這些來看它有一點(diǎn)象螺旋槳；但是它的直徑比普通螺旋槳小，葉片數(shù)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(fēng)扇葉片根據(jù)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的原理，在飛行速度不變的情況下，涵道比越高，推進(jìn)效率就越高，因此現(xiàn)代新型不加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比越來越大，已經(jīng)接近了結(jié)構(gòu)所能承受的極限；而去掉了涵道的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)盡管效率較高，但由于螺旋槳的速度限制無法應(yīng)用于M0.8~M0.95的現(xiàn)代高亞音速大型寬體客機(jī)，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的概念則應(yīng)運(yùn)而生。由于無涵道外殼，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比可以很大，以正在研究中的一種發(fā)動機(jī)為例，在飛行速度為M0.8時(shí)，帶動的空氣量約為內(nèi)涵空氣流量的100倍，相當(dāng)于涵道比為100，這是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)所望塵莫及的，將其應(yīng)用于飛機(jī)上，可將高空巡航耗油率較目前高涵道比輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)降低15%左同渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)相比，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的可用速度又高很多，這是由它們?nèi)~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(qiáng)度，彎度大以保證升力系數(shù)，從剖面來看，這種葉型實(shí)際上就是典型的低速飛機(jī)的機(jī)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(fā)動機(jī)的飛機(jī)速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺槳-風(fēng)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(jī)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(shí)仍有良好的推進(jìn)效率，是目前新型發(fā)動機(jī)中最有希望的一種。當(dāng)然，螺槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)也有其缺點(diǎn)，由于轉(zhuǎn)速較高，產(chǎn)生的振動和噪音也較大，這對舒適性有嚴(yán)格要求的客機(jī)來講是一個(gè)難題。另外，暴露在空氣中的螺槳-風(fēng)扇的氣動設(shè)計(jì)也是目前研究的難點(diǎn)所在圖1.13的發(fā)動機(jī)是槳扇發(fā)動機(jī)的一種方案，可以視為采用先進(jìn)技術(shù)的渦輪螺槳發(fā)動機(jī)。圖1.14是帶有外涵道的槳扇發(fā)動機(jī)，可以視為超高涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)（涵道比為15~20量級）。普通螺旋槳由3到4片直葉片組成，而槳扇由8到10片后掠葉片組成，此外還具有葉型薄、最大厚度位置后移等特點(diǎn)。這些特點(diǎn)克服了一般螺旋槳在飛行馬赫數(shù)在達(dá)到0.65（大約800KM/H）之后效率迅速下降的問題，而使推進(jìn)效率較高的優(yōu)越性保持到飛行馬赫數(shù)0.8左右。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)一般來說，現(xiàn)代不加力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比是有著不斷加大的趨勢的。因?yàn)閷τ跍u輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)來說，若飛行速度一定，要提高飛機(jī)的推進(jìn)效率，也就是要降低排氣速度和飛行速度的差值，需要加大涵道比；而同時(shí)隨著發(fā)動機(jī)材料和結(jié)構(gòu)工藝的提高，許用的渦輪前溫度也不斷提高，這也要求相應(yīng)地增大涵道比。對于一架低速（500～600km/h）的飛機(jī)來說，在一定的渦輪前溫度下，其適當(dāng)?shù)暮辣葢?yīng)為50以上，這顯然是發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)所無法承受的為了提高效率，人們索性便拋去了風(fēng)扇的外涵殼體，用螺旋槳代替了風(fēng)扇，便形成了渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，簡稱渦槳發(fā)動機(jī)。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)由螺旋槳和燃?xì)獍l(fā)生器組成，螺旋槳由渦輪帶動。由于螺旋槳的直徑較大，轉(zhuǎn)速要遠(yuǎn)比渦輪低，只有大約1000轉(zhuǎn)/分，為使渦輪和螺旋槳都工作在正常的范圍內(nèi)，需要在它們之間安裝一個(gè)減速器，將渦輪轉(zhuǎn)速降至十分之一左右后，才可驅(qū)動螺旋槳。這種減速器的負(fù)荷重，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，制造成本高，它的重量一般相當(dāng)于壓氣機(jī)和渦輪的總重，作為發(fā)動機(jī)整體的一個(gè)部件，減速器在設(shè)計(jì)、制造和試驗(yàn)中占有相當(dāng)重要的地位。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的螺旋槳后的空氣流就相當(dāng)于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的外涵道，由于螺旋槳的直徑比發(fā)動機(jī)大很多，氣流量也遠(yuǎn)大于內(nèi)涵道，因此這種發(fā)動機(jī)實(shí)際上相當(dāng)于一臺超大涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。盡管工作原理近似，但渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)在產(chǎn)生動力方面卻有著很大的不同，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的主要功率輸出方式為螺旋槳的軸功率，而尾噴管噴出的燃?xì)馔屏O小，只占總推力的5%左右，為了驅(qū)動大功率的螺旋槳，渦輪級數(shù)也比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)要多，一般為2～6級。同活塞式發(fā)動機(jī)＋螺旋槳相比，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)有很多優(yōu)點(diǎn)。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超過10000馬力，功重比為4以上；而活塞式發(fā)動機(jī)最大不過三四千馬力，功重比2左右。其次，由于減少了運(yùn)動部件，尤其是沒有做往復(fù)運(yùn)動的活塞，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)穩(wěn)定性好，噪音小，工作壽命長，維修費(fèi)用也較低。而且，由于核心部分采用燃?xì)獍l(fā)生器，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的適用高度和速度范圍都要比活塞式發(fā)動機(jī)高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)所使用的煤油要比活塞式發(fā)動機(jī)的汽油便宜。由于涵道比大，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)在低速下效率要高于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，但受到螺旋槳效率的影響，它的適用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飛機(jī)或?qū)Φ退傩阅苡袊?yán)格要求的巡邏、反潛或滅火等類型飛機(jī)中的到廣泛應(yīng)用。火箭發(fā)動機(jī)現(xiàn)代火箭發(fā)動機(jī)主要分固體推進(jìn)劑和液體推進(jìn)劑發(fā)動機(jī)。所謂“推進(jìn)劑”就是燃料（燃燒劑）加氧化劑的合稱。固體火箭發(fā)動機(jī)固體火箭發(fā)動機(jī)為使用固體推進(jìn)劑的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)。固體推進(jìn)劑有聚氨酯、聚丁二烯、端羥基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。固體火箭發(fā)動機(jī)由藥柱、燃燒室、噴管組件和點(diǎn)火裝置等組成。藥柱是由推進(jìn)劑與少量添加劑制成的中空圓柱體（中空部分為燃燒面，其橫截面形狀有圓形、星形等）。藥柱置于燃燒室（一般即為發(fā)動機(jī)殼體）中。在推進(jìn)劑燃燒時(shí)，燃燒室須承受25O0～35O0度的高溫和102～2×107帕的高壓力，所以須用高強(qiáng)度合金鋼、鈦合金或復(fù)合材料制造，并在藥柱與燃燒內(nèi)壁間裝備隔熱襯。點(diǎn)火裝置用于點(diǎn)燃藥柱，通常由電發(fā)火管和火藥盒（裝黑火藥或煙火劑）組成。通電后由電熱絲點(diǎn)燃黑火藥，再由黑火藥點(diǎn)火燃藥拄。噴管除使燃?xì)馀蛎浖铀佼a(chǎn)生推力外，為了控制推力方向，常與推力向量控制系統(tǒng)組成噴管組件。該系統(tǒng)能改變?nèi)細(xì)鈬娚浣嵌龋瑥亩鴮?shí)現(xiàn)推力方向的改變。藥柱燃燒完畢，發(fā)動機(jī)便停止工作。固體火箭發(fā)動機(jī)與液體火箭發(fā)動機(jī)相比較，具有結(jié)構(gòu)簡單，推進(jìn)劑密度大，推進(jìn)劑可以儲存在燃燒到中常備待用和操縱方便可靠等優(yōu)點(diǎn)。缺點(diǎn)是“比沖”?。ㄒ步斜韧屏Γ前l(fā)動機(jī)推力與每秒消耗推進(jìn)劑重量的比值，單位為秒）。固體火箭發(fā)動機(jī)比沖在25O～300秒，工作時(shí)間短，加速度大導(dǎo)致推力不易控制，重復(fù)起動困難，從而不利于載人飛行。固體火箭發(fā)動機(jī)主要用作火箭彈、導(dǎo)彈和探空火箭的發(fā)動機(jī)，以及航天器發(fā)射和飛機(jī)起飛的助推發(fā)動機(jī)。液體火箭發(fā)動機(jī)液體火箭發(fā)動機(jī)是指液體推進(jìn)劑的化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)。常用的液體氧化劑有液態(tài)氧、四氧化二氮等，燃燒劑由液氫、偏二甲肼、煤油等。氧化劑和燃燒劑必須儲存在不同的儲箱中。液體火箭發(fā)動機(jī)一般由推力室、推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)、發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)組成。推力室是將液體推進(jìn)劑的化學(xué)能轉(zhuǎn)變成推進(jìn)力的重要組件。它由推進(jìn)劑噴嘴、燃燒室、噴管組件等組成，見圖。推進(jìn)劑通過噴注器注入燃燒室，經(jīng)霧化，蒸發(fā)，混合和燃燒等過成生成燃燒產(chǎn)物，以高速（25O0一5000米／秒）從噴管中沖出而產(chǎn)生推力。燃燒室內(nèi)壓力可達(dá)2O0大氣壓（約20OMPa）、溫度300O～400O℃，故需要冷卻。推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)的功用是按要求的流量和壓力向燃燒室輸送推進(jìn)劑。按輸送方式不同，有擠壓式（氣壓式）和泵壓式兩類供應(yīng)系統(tǒng)。擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)是利用高壓氣體經(jīng)減壓器減壓后（氧化劑、燃燒劑的流量是靠減壓器調(diào)定的壓力控制）進(jìn)入氧化劑、燃燒劑貯箱，將其分別擠壓到燃燒室中。擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)只用于小推力發(fā)動機(jī)。大推力發(fā)動機(jī)則用泵壓式供應(yīng)系統(tǒng)，這種系統(tǒng)是用液壓泵輸送推進(jìn)劑。發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)的功用是對發(fā)動機(jī)的工作程序和工作參數(shù)進(jìn)行調(diào)節(jié)和控制。工作程序包括發(fā)動機(jī)起動、工作。關(guān)機(jī)三個(gè)階段，這一過程是按預(yù)定程序自動進(jìn)行的。工作參數(shù)主要指推力大小、推進(jìn)劑的混合比。液體火箭發(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn)是比沖高（25O～5OO秒），推力范圍大（單臺推力在1克力～700噸力）、能反復(fù)起動、能控制推力大小、工作時(shí)間較長等。液體火箭發(fā)動機(jī)主要用作航天器發(fā)射、姿態(tài)修正與控制、軌道轉(zhuǎn)移等。電火箭發(fā)動機(jī)電火箭發(fā)動機(jī)是利用電能加速工質(zhì)，形成高速射流而產(chǎn)生推力的火箭發(fā)動機(jī)。與化學(xué)火箭發(fā)動機(jī)不同，這種發(fā)動機(jī)的能源和工質(zhì)是分開的。電能由飛行器提供，一般由太陽能、核能、化學(xué)能經(jīng)轉(zhuǎn)換裝置得到。工質(zhì)有氫、氮、氬、汞、氨等氣體。電火箭發(fā)動機(jī)由電源、電源交換器、電源調(diào)節(jié)器、工質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)和電推力器組成。電源和電源交換器供給電能；電源調(diào)節(jié)器的功用是按預(yù)定程序起動發(fā)動機(jī)，并不斷調(diào)整電推力器的各種參數(shù)，使發(fā)動機(jī)始終處于規(guī)定的工作狀態(tài)；工質(zhì)供應(yīng)系統(tǒng)則是貯存工質(zhì)和輸送工質(zhì)；電推力器的作用是將電能轉(zhuǎn)換成工質(zhì)的動能，使其產(chǎn)生高速噴氣流而產(chǎn)生推力。按加速工質(zhì)的方式不同，電火箭發(fā)動機(jī)有電熱火箭發(fā)動機(jī)、靜電火箭發(fā)動機(jī)和電磁火箭發(fā)動機(jī)的三種類型。電熱火箭發(fā)動機(jī)利用電能加熱（電阻加熱或電弧加熱）工質(zhì)（氫、胺、肼等），使其氣化；經(jīng)噴管膨脹加速后，由噴口排出而產(chǎn)生推力。靜電火箭發(fā)動機(jī)的工質(zhì)（汞、銫、氫等）從貯箱輸入電離室被電離成離子，然后在電極的靜電場作用下加速成高速離子流而產(chǎn)生推力。電磁火箭發(fā)動機(jī)是利用電磁場加速被電離工質(zhì)而產(chǎn)生射流，形成推力。電火箭發(fā)動機(jī)具有極高的比沖（70O～250O秒）、極長的壽命（可重復(fù)起動上萬次、累計(jì)工作可達(dá)上萬小時(shí)）。但產(chǎn)生的推力小于10ON。這種發(fā)動機(jī)僅適用于航天器的姿態(tài)控制、位置保持等。核火箭發(fā)動機(jī)核火箭發(fā)動機(jī)用核燃料作能源，用液氫、液氦、液氨等作工質(zhì)。核火箭發(fā)動機(jī)由裝在推力室中的核反應(yīng)堆、冷卻噴管、工質(zhì)輸送系統(tǒng)和控制系統(tǒng)等組成。在核反應(yīng)堆中，核能轉(zhuǎn)變成熱能以加熱工質(zhì)，被加熱的工質(zhì)經(jīng)噴管膨脹加速后，以6500～1100O米／秒的速度從噴口排出而產(chǎn)生推力。核火箭發(fā)動機(jī)的比沖高（250～1000秒）壽命長，但技術(shù)復(fù)雜，只適用于長期工作的航天器。這種發(fā)動機(jī)由于核輻射防護(hù)、排氣污染、反應(yīng)堆控制，以及高效熱能交換器的設(shè)計(jì)等問題未能解決，至今仍處于試驗(yàn)之中。此外，太陽加熱式和光子火箭發(fā)動機(jī)尚處于理論探索階段。機(jī)翼機(jī)翼是飛機(jī)的重要部件之一，安裝在機(jī)身上。其最主要作用是產(chǎn)生升力，同時(shí)也可以在機(jī)翼內(nèi)布置彈藥倉和油箱，在飛行中可以收藏起落架。另外，在機(jī)翼上還安裝有改善起飛和著陸性能的襟翼和用于飛機(jī)橫向操縱的副翼，有的還在機(jī)翼前緣裝有縫翼等增加升力的裝置。由于飛機(jī)是在空中飛行的，因此和一般的運(yùn)輸工具和機(jī)械相比，就有很大的不同。飛機(jī)的各個(gè)組成部分要求在能夠滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和剛度的情況下盡可能輕，機(jī)翼自然也不例外，加之機(jī)翼是產(chǎn)生升力的主要部件，而且許多飛機(jī)的發(fā)動機(jī)也安裝在機(jī)翼上或機(jī)翼下，因此所承受的載荷就更大，這就需要機(jī)翼有很好的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度以承受這巨大的載荷，同時(shí)也要有很大的剛度保證機(jī)翼在巨大載荷的作用下不會過分變形。機(jī)翼的分類機(jī)翼的分類方法有很多種，常用的分類方法有：*按機(jī)翼的數(shù)量分類：可分為單翼機(jī)、雙翼機(jī)、多翼機(jī)等；*按機(jī)翼的平面形狀分類：可分為平直翼、后掠翼、前掠翼、三角翼等等；*按機(jī)翼的構(gòu)造形式分類：可分為構(gòu)架式、梁式、壁板式、整體式等等。此外，機(jī)翼的剖面形狀也是多種多樣，隨著生產(chǎn)技術(shù)以及流體力學(xué)的發(fā)展，從早期的平直矩形機(jī)翼剖面到后來的流線形剖面、菱形剖面，機(jī)翼的升力性能越來越好，相反受到的空氣阻力越來越小，也就是說機(jī)翼的升力系數(shù)越來越大，相同面積的機(jī)翼所產(chǎn)生的升力就越來越大。隨著航空技術(shù)的發(fā)展及飛行氣動力需要，飛機(jī)的翼型已發(fā)展有多種形式，下圖列舉的十種是有了實(shí)際應(yīng)用的翼型剖面。圖中（1）是平板形翼剖面，它相當(dāng)于風(fēng)箏的剖面，靠迎角產(chǎn)生升力；（2）是典型的鳥翼剖面，多用在早期的飛機(jī)上，如圖15；（3）（4）（5）及（6）為上拱下略平的翼剖面，氣動力特性好，升力大，多用于亞音速以下的飛機(jī)；其余的翼剖面多為上下翼面對稱的翼型剖面，能做成薄形機(jī)翼，對超音速飛行很有好處，多用于超音速飛機(jī)或飛機(jī)的尾翼上。美國制造的SR-71高空高速偵察機(jī)，機(jī)翼呈上翼面略帶拱型的平板型機(jī)翼，飛行高度3萬米，速度M=3。很眼熟吧！美國研制的試驗(yàn)性飛機(jī)X-43A用超燃沖壓發(fā)動機(jī)作動力，于2004年11月16日在33500米高空中創(chuàng)造飛行速度達(dá)音速9.8倍的速度紀(jì)錄（11265千米/小時(shí)）翼形為平板型機(jī)翼。這個(gè)家伙猛啊，世界記錄的保持者！機(jī)翼的幾何參數(shù)機(jī)翼的外形五花八門、多種多樣，有平直的，有三角的，有后掠的，也有前掠的等等。然而，不論采用什么樣的形狀，設(shè)計(jì)者都必須使飛機(jī)具有良好的氣動外形，并且使結(jié)構(gòu)重量盡可能的輕。所謂良好的氣動外形，是指升力大、阻力小、穩(wěn)定操縱性好。以下是用來衡量機(jī)翼氣動外形的主要幾何參數(shù)：翼展：翼展是指機(jī)翼左右翼尖之間的長度，一般用l表示。翼弦：翼弦是指機(jī)翼沿機(jī)身方向的弦長。除了矩形機(jī)翼外，機(jī)翼不同地方的翼弦是不一樣的，有翼根弦長b0、翼尖弦長b1。一般常用的弦長參數(shù)為平均幾何弦長bav，其計(jì)算方法為：bav＝（b0＋b1）/2。展弦比：翼展l和平均幾何弦長bav的比值叫做展弦比，用λ表示，其計(jì)算公式可表示為：λ＝l/bav。同時(shí)，展弦比也可以表示為翼展的平方于機(jī)翼面積的比值。展弦比越大，機(jī)翼的升力系數(shù)越大，但阻力也增大，因此，高速飛機(jī)一般采用小展弦比的機(jī)翼。后掠角：后掠角是指機(jī)翼與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角。后掠角又包括前緣后掠角（機(jī)翼前緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用χ0表示）、后緣后掠角（機(jī)翼后緣與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用χ1表示）及1/4弦線后掠角（機(jī)翼1/4弦線與機(jī)身軸線的垂線之間的夾角，一般用χ0.25表示）。如果飛機(jī)的機(jī)翼向前掠，則后掠角就為負(fù)值，變成了前掠角。根梢比：根梢比是翼根弦長b0與翼尖弦長b1的比值，一般用η表示，η＝b0/b1。相對厚度：相對厚度是機(jī)翼翼型的最大厚度與翼弦b的比值。除此之外，機(jī)翼在安裝時(shí)還可能帶有上反角或者下反角。機(jī)翼的升力鳥是飛行技巧最高的飛行物，人類幻想飛天都是從觀察鳥的飛行和模擬鳥飛行開始的。被世界公認(rèn)的航空創(chuàng)始人之一的意大利畫家達(dá)?芬奇長期對鳥的飛行進(jìn)行觀察和研究，并寫出《論鳥的飛行》一書，書中還畫出多幅模仿鳥的飛行器。德國航空先驅(qū)李林塔爾曾與弟弟古斯塔夫長期研究鳥類的飛翔，用鳥類飛翔啟示作出過多架試驗(yàn)性滑翔機(jī)，并于1891年制成一架仿鳥翼的弓形翼面滑翔機(jī)，親自試飛，飛行了30多米，從而成為了人類靠自制重于空氣的飛行器飛行成功的人。他的實(shí)踐充分證實(shí)了人類若想飛上藍(lán)天，必須要有一對像鳥一樣的拱型翅膀，用其產(chǎn)生升力才能飛行。李林塔爾把研究成果都寫在他的《鳥類飛行——航空的基礎(chǔ)》一書中。飛機(jī)發(fā)明人美國人萊特兄弟讀了他的書受到很大啟發(fā)，并按書中寫到的“每只鳥都是一名特級飛行員，誰要飛行，誰就得模仿鳥”的論述，對鳥的飛行動作，作了更仔細(xì)的觀察研究，于1903年成功地發(fā)明了世界上有動力、可操縱的飛機(jī)，成為世界公認(rèn)的飛機(jī)發(fā)明人。飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)和升力產(chǎn)生的機(jī)理與鳥翼的結(jié)構(gòu)及產(chǎn)生升力的原理基本上是一致的飛機(jī)在發(fā)動機(jī)驅(qū)動下向前飛行時(shí)，流過上下翼面氣流的流速不一致，上翼面流速快于下翼面，造成上翼面空氣壓力低于下翼面，從而使機(jī)翼產(chǎn)生升力，當(dāng)升力大于飛機(jī)的重力時(shí)飛機(jī)就能升空飛行了。平飛狀態(tài)的機(jī)翼升力圖，當(dāng)飛機(jī)保持平飛時(shí)，主要由翼形的上下翼面壓力差提供升力。迎角狀態(tài)的機(jī)翼升力圖當(dāng)飛機(jī)在有迎角狀態(tài)下飛行時(shí)，機(jī)翼即能產(chǎn)生迎角升力，又能產(chǎn)生翼形升力，使飛機(jī)能像鳥一樣自由翱翔在空中。機(jī)翼的構(gòu)造機(jī)翼的基本受力構(gòu)件包括縱向骨架、橫向骨架、蒙皮和接頭。其中接頭的作用是將機(jī)翼上的載荷傳遞到機(jī)身上，而有些飛機(jī)整個(gè)就是一個(gè)大的飛翼（如美國的B－2隱形轟炸機(jī)），則根本就沒有接頭。以下是典型的梁式機(jī)翼的結(jié)構(gòu)。一、縱向骨架：機(jī)翼的縱向骨架由翼梁、縱檣和桁條等組成，所謂縱向是指沿翼展方向，它們都是沿翼展方向布置的。*翼梁是最主要的縱向構(gòu)件，它承受全部或大部分彎矩和剪力。翼梁一般由凸緣、腹板和支柱構(gòu)成（如圖所示）。凸緣通常由鍛造鋁合金或高強(qiáng)度合金鋼制成，腹板用硬鋁合金板材制成，與上下凸緣用螺釘或鉚釘相連接。凸緣和腹板組成工字型梁，承受由外載荷轉(zhuǎn)化而成的彎矩和剪力。*縱檣與翼梁十分相像，二者的區(qū)別在于縱檣的凸緣很弱并且不與機(jī)身相連，其長度有時(shí)僅為翼展的一部分?？v檣通常布置在機(jī)翼的前后緣部分，與上下蒙皮相連，形成封閉盒段，承受扭矩。靠后緣的縱檣還可以懸掛襟翼和副翼。*桁條是用鋁合金擠壓或板材彎制而成，鉚接在蒙皮內(nèi)表面，支持蒙皮以提高其承載能力，并共同將氣動力分布載荷傳給翼肋。二、橫向骨架：機(jī)翼的橫向骨架主要是指翼肋，而翼肋又包括普通翼肋和加強(qiáng)翼肋，橫向是指垂直于翼展的方向，它們的安裝方向一般都垂直于機(jī)翼前緣。*普通翼肋的作用是將縱向骨架和蒙皮連成一體，把由蒙皮和桁條傳來的空氣動力載荷傳遞給翼梁，并保持翼剖面的形狀。*加強(qiáng)翼肋就是承受有集中載荷的翼肋。三、蒙皮：蒙皮是包圍在機(jī)翼骨架外的維形構(gòu)件，用粘接劑或鉚釘固定于骨架上，形成機(jī)翼的氣動力外形。蒙皮除了形成和維持機(jī)翼的氣動外形之外，還能夠承受局部氣動力。早期低速飛機(jī)的蒙皮是布質(zhì)的，而如今飛機(jī)的蒙皮多是用硬鋁板材制成的金屬蒙皮。機(jī)翼的副翼和增升裝置副翼副翼構(gòu)造圖副翼是用于飛機(jī)橫向操縱的翼面，一般安裝于機(jī)翼的外側(cè)。其本身外形是一塊比較狹而長的翼面，翼展長而翼弦短。副翼的翼展一般約占整個(gè)機(jī)翼翼展的1/6到1/5左右，其翼弦占整個(gè)機(jī)翼弦長的1/5到1/4左右。副翼的構(gòu)造和升降舵及方向舵相似，當(dāng)然也同機(jī)翼的構(gòu)造大同小異。它的受力構(gòu)件也是由梁、肋、蒙皮和后緣型材組成，一般都做成無衍條的單梁式(也有帶少數(shù)衍條的)。為了避免在飛行中產(chǎn)生的彎曲變形太大，以及提高生存力，副翼常采用三個(gè)或更多的與機(jī)翼相連的懸掛接頭。這種安排的壞處在于：在飛行中由于機(jī)翼變形，使副翼的轉(zhuǎn)軸變彎，難以操縱活，甚至卡住。因此有的飛機(jī)將副翼分成幾段，每一段都獨(dú)立地與機(jī)冀相連，各段的梁再用萬象接頭或鉸接接頭連結(jié)起來，這些接頭可以傳遞扭矩，而不致影響整個(gè)副翼的受力。除了一般副翼以外，目前常見的副翼有：內(nèi)側(cè)副翼——目前有些高速飛機(jī)把副翼從機(jī)翼外側(cè)移向靠近機(jī)身的內(nèi)側(cè)，這種副翼叫做內(nèi)側(cè)副翼這是因?yàn)闄C(jī)翼根部的抗扭剛度較大，把副翼移動到機(jī)翼內(nèi)側(cè)，可以減小副翼偏轉(zhuǎn)時(shí)所引起的機(jī)翼扭轉(zhuǎn)變形，改善副翼的操縱性能，提高飛機(jī)橫側(cè)操縱力，更好地滿足高速飛機(jī)飛行的要求。由于內(nèi)側(cè)副翼占據(jù)了襟翼的位置，所以在采用內(nèi)側(cè)副翼時(shí)應(yīng)該采用別的更有效的增升裝置。如噴氣襟翼和前緣襟翼等。混合副翼——這種副翼是指分成內(nèi)外兩塊的副翼，多用在跨音速或超音速飛機(jī)上。在低速飛行時(shí)，使用外側(cè)副翼操縱；高速飛行時(shí)，則把外側(cè)副翼鎖在中立位置，而使用內(nèi)側(cè)副翼。采用混合副翼不但可以提高副翼的操縱效率，還可以改進(jìn)飛機(jī)在不同速度范圍內(nèi)的操縱特性。升降副翼——有些飛機(jī)由于安裝操縱面的地方相對地減小，往往把副翼與其他操縱面合在一起，使它起兩種作用。例如某些沒有水平尾翼的三角翼飛機(jī)，其機(jī)翼后緣上需要安裝操縱面的地方過擠，于是就把升降舵和副翼合并起來。它既可同時(shí)向上或向下偏轉(zhuǎn)，當(dāng)作升降舵使用，又可以一上一下當(dāng)作副翼使用。這就是升降副翼。襟副翼——這是一種把襟翼和副翼合并在一起的操縱面，常常使用在某些高速飛機(jī)上，當(dāng)它向下偏轉(zhuǎn)時(shí)可起襟翼的作用，因此稱為襟副翼。此外，在某些低速飛機(jī)上，既裝有一般的后緣襟翼，其副翼也能同襟翼一道向下偏轉(zhuǎn)，以提高增舉作用。這種副翼也叫“襟副翼”，但其性質(zhì)與高速飛機(jī)上的襟副翼有所不同。翼尖副翼——翼尖副翼就是將翼尖做成全動式的，整個(gè)翼尖可繞沿著翼展方向的軸線偏轉(zhuǎn)。兩邊機(jī)翼上的翼尖副翼的偏轉(zhuǎn)方向相反，即一邊的前緣向上，另一邊的則向下，就可起到增大一邊機(jī)翼舉力，減小另一邊機(jī)翼舉力的作用。這樣便可達(dá)到使飛機(jī)傾側(cè)的目的。在超音速飛行時(shí)，這種裝置可以提高副翼的操縱性能。但在亞音速飛行時(shí)，相同面積下卻比不上正常副翼的操縱效果。此外由于超音速機(jī)翼的翼尖很薄，結(jié)構(gòu)布置相當(dāng)困難，因此翼尖副翼使用不多。機(jī)翼增升裝置我們知道，機(jī)翼是飛機(jī)上產(chǎn)生升力的主要部件，它提供的升力可以維持飛機(jī)平飛和機(jī)動。機(jī)翼產(chǎn)生的升力可以用下面的升力公式說明：Y＝CyρV2S/2。式中ρ代表空氣密度，V代表飛