《飛機發(fā)動機原理》word版

飛機發(fā)動機原理渦輪噴氣發(fā)動機二戰(zhàn)以前，活塞發(fā)動機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，航空技術的發(fā)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(fā)動機的功率也會減小。這促生了全新的噴氣發(fā)動機推進體系。噴氣發(fā)動機吸入大量的空氣，燃燒后高速噴出，對發(fā)動機產(chǎn)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(fā)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(fā)動機專利，這是第一個具有實用性的噴氣發(fā)動機設計。11年后他設計的發(fā)動機首次飛行，從而成為了渦輪噴氣發(fā)動機的鼻祖。渦輪噴氣發(fā)動機的原理進氣道壓氣機燃燒室渦輪機噴口進氣道壓氣機燃燒室渦輪機噴口渦輪噴氣發(fā)動機簡稱渦噴發(fā)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(fā)動機的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦噴發(fā)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(fā)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(chǎn)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(nèi)能在渦輪中膨脹轉化為機械能，驅(qū)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(qū)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(xù)膨脹，以高速從尾部噴口向后排出。這一速度比氣流進入發(fā)動機的速度大得多，從而產(chǎn)生了對發(fā)動機的反作用推力，驅(qū)使飛機向前飛行。渦輪噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點這類發(fā)動機具有加速快、設計簡便等優(yōu)點，是較早實用化的噴氣發(fā)動機類型。但如果要讓渦噴發(fā)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(chǎn)生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發(fā)動機油耗大，對于商業(yè)民航機來說是個致命弱點。渦噴發(fā)動機剖視示意圖耀燒室

飛機發(fā)動機原理——渦輪風扇發(fā)動機渦輪風扇發(fā)動機的誕生二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力需求。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(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)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(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)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(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設計。40和50年代，早期渦扇發(fā)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(fā)動機要求的風扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)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(fā)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3￡）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，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀錄。但最早的實用化的渦扇發(fā)動機則是普拉特?惠特尼（Pratt&Whitney）N司的）130渦扇發(fā)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”（而「亞a丫）渦扇發(fā)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(fā)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RB2n-22B大型渦扇發(fā)動機，標志著渦扇發(fā)動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。不加力式渦扇發(fā)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渦輪風扇發(fā)動機的原理

進氣道壓氣機燃燒室渦輪機噴口風扇外涵道內(nèi)涵道渦槳發(fā)動機的推力有限，同時影響飛機提高飛行速度。因此必需提高噴氣發(fā)動機的效率。發(fā)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(fā)動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。渦輪風扇發(fā)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(fā)動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風扇。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機（術語稱“內(nèi)涵道”），另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出（“外涵道”）。因此，渦扇發(fā)動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產(chǎn)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?shù)臏u輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)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(fā)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。加力式渦扇發(fā)動機慰燒室 渦輪 加力燃燒室不加力式渦扇發(fā)動機風扇 祇壓壓氣機渦輪風扇發(fā)動機的優(yōu)缺點如前所述，渦扇發(fā)動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠。但渦扇發(fā)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(nèi)涵道，是極大的技術難題。因此只有少數(shù)國家能研制出渦輪風扇發(fā)動機，中國至今未有批量實用化的國產(chǎn)渦扇發(fā)動機。渦扇發(fā)動機價格相對高昂，不適于要求價格低廉的航空器使用。飛機發(fā)動機原理渦輪螺旋槳發(fā)動機飛機發(fā)動機原理渦輪螺旋槳發(fā)動機一般來說，現(xiàn)代不加力渦輪風扇發(fā)動機的涵道比是有著不斷加大的趨勢的。因為對于渦輪風扇發(fā)動機來說，若飛行速度一定，要提高飛機的推進效率，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；而同時隨著發(fā)動機材料和結構工藝的提高，許用的渦輪前溫度也不斷提高，這也要求相應地增大涵道比。對于一架低速(500?600km/h)的飛機來說，在一定的渦輪前溫度下，其適當?shù)暮辣葢獮?0以上，這顯然是發(fā)動機的結構所無法承受的。動打輸出耦輪螺旋槳發(fā)電機結構燃氣發(fā)生罌動打輸出耦輪螺旋槳發(fā)電機結構燃氣發(fā)生罌為了提高效率，人們索性便拋去了風扇的外涵殼體，用螺旋槳代替了風扇，便形成了渦輪螺旋槳發(fā)動機，簡稱渦槳發(fā)動機。渦輪螺旋槳發(fā)動機由螺旋槳和燃氣發(fā)生器組成，螺旋槳由渦輪帶動。由于螺旋槳的直徑較大，轉速要遠比渦輪低，只有大約1000轉/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減速器，將渦輪轉速降至十分之一左右后，才可驅(qū)動螺旋槳。這種減速器的負荷重，結構復雜，制造成本高，它的重量一般相當于壓氣機和渦輪的總重，作為發(fā)動機整體的一個部件，減速器在設計、制造和試驗中占有相當重要的地位。渦輪螺旋槳發(fā)動機的螺旋槳后的空氣流就相當于渦輪風扇發(fā)動機的外涵道，由于螺旋槳的直徑比發(fā)動機大很多，氣流量也遠大于內(nèi)涵道，因此這種發(fā)動機實際上相當于一臺超大涵道比的渦輪風扇發(fā)動機。

盡管工作原理近似，但渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪風扇發(fā)動機在產(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，而尾噴管噴出的燃氣推力極小，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)也比渦輪風扇發(fā)動機要多，一般為2?6級。也區(qū)RD-53U沿校域叔藤此例機同活塞式發(fā)動機＋螺旋槳相比，渦輪螺旋槳發(fā)動機有很多優(yōu)點。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)動機最大不過三四千馬力，功重比2左右。其次，由于減少了運動部件，尤其是沒有做往復運動的活塞，渦輪螺旋槳發(fā)動機運轉穩(wěn)定性好，噪音小，工作壽命長，維修費用也較低。而且，由于核心部分采用燃氣發(fā)生器，渦輪螺旋槳發(fā)動機的適用高度和速度范圍都要比活塞式發(fā)動機高很多。在耗油率方面，二者相差不多，但渦輪螺旋槳發(fā)動機所使用的煤油要比活塞式發(fā)動機的汽油便宜。

由于涵道比大，渦輪螺旋槳發(fā)動機在低速下效率要高于渦輪風扇發(fā)動機，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900卜山/"目前在中低速飛機或?qū)Φ退傩阅苡袊栏褚蟮难策墶⒎礉摶驕缁鸬阮愋惋w機中的到廣泛應用。渦輪軸發(fā)動機飛機發(fā)動機原理渦輪軸發(fā)動機渦輪軸發(fā)動機的誕生渦輪軸發(fā)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(fā)動機和螺旋槳發(fā)動機特點的渦輪軸令直升機的發(fā)展更進一步。當時渦輪軸發(fā)動機還劃入渦輪螺槳發(fā)動機一類。隨著直升機的普及和其先進性能的體現(xiàn)，渦輪軸發(fā)動機逐漸被視為單獨的一種噴氣發(fā)動機。在1950年時，透博梅卡(Turbomeca)N司研制成“阿都斯特-1"(Artouste-1)渦輪軸發(fā)動機。該發(fā)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(fā)動機。首先裝用這種發(fā)動機的是美國貝爾直升機公司生產(chǎn)的Bell47(編號為XH-13F)，1954年該機首飛。到了50年代中期，渦輪軸發(fā)動機開始為直升機設計者所大量采用。渦輪軸發(fā)動機的原理渦輪軸發(fā)動機與渦輪螺旋槳發(fā)動機相似，曾經(jīng)被劃入同一分類。它們都由渦輪噴氣發(fā)動機演變而來，渦槳發(fā)動機驅(qū)動螺旋槳，渦輪軸發(fā)動機則驅(qū)動直升機的旋翼軸獲得升力和氣動控制力。當然渦輪軸發(fā)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(fā)動機一般沒有自由渦輪。渦輪軸發(fā)動機具有渦輪噴氣發(fā)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(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，為了適應直升機機體結構的需要，渦輪軸發(fā)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(fā)動機內(nèi)，帶動壓氣機的燃氣發(fā)生器渦輪與自由渦輪并不機械互聯(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調(diào)整，從而取得發(fā)動機性能與直升機旋翼性能的最優(yōu)組合。渦輪軸發(fā)動機剖視示意圖迪.飛道 燃燒室渦檢軸發(fā)數(shù)機結構迪.飛道 燃燒室渦檢軸發(fā)數(shù)機結構參照渦輪風扇發(fā)動機理論，渦輪軸發(fā)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(fā)動機，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。以目前的水平計算，旋翼驅(qū)動的空氣流量一般是渦輪軸發(fā)動機內(nèi)空氣流量的500到1000倍。直升機飛得沒有固定翼飛機快，最大平飛速度通常在350千米/小時以下，因此渦輪軸發(fā)動機的進氣口設計也較為靈活。通常把內(nèi)流進氣道設計為收斂形，驅(qū)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(wěn)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(zhì)，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(zhì)量較大，在彎道處獲得較大的慣性力，被甩出主氣流之外，通過分流排出進氣道之外。渦輪軸發(fā)動機剖視圖，注意其功率輸出軸的布置方式，說明了渦軸發(fā)動機布局是相當靈活的盡管渦輪軸發(fā)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(fā)動機排氣是直升機主要熱輻射源之一。作戰(zhàn)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(fā)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(fā)動機的安裝位置作為完整、有效的系統(tǒng)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(wěn)定。渦輪軸發(fā)動機從純軸流式開始，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，歷經(jīng)多次變革。目前渦輪軸發(fā)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(yōu)點。國產(chǎn)渦軸-6、渦軸-8發(fā)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(fā)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(jīng)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。渦輪軸發(fā)動機剖視圖，用于直升機I油料注入集成 軸流式壓縮機飛機發(fā)動機原理——沖壓噴氣發(fā)動機沖壓噴氣發(fā)動機的誕生早在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，只停留在紙面上。1928年，德國人保羅?施米特開始設計沖壓式噴氣發(fā)動機。最初研制出的沖壓發(fā)動機壽命短、振動大，根本無法在載人飛機上使用。于是1934年時，施米特和G?馬德林提出了以沖壓發(fā)動機為動力的“飛行炸彈”，于1939年完成了原型。后來這一設計就產(chǎn)生了納粹德國的V-1巡航導彈。此外納粹德國還曾試圖將沖壓噴氣發(fā)動機用在戰(zhàn)斗機上。1941年，特勞恩飛機實驗所主任、物理學家歐根?森格爾博士在呂內(nèi)堡野外進行了該類型發(fā)動機的試驗，但最終未能產(chǎn)生具有實用意義的發(fā)動機型號。沖壓噴氣發(fā)動機的原理整體式火箭沖壓發(fā)動機沖壓噴氣發(fā)動機的核心在于“沖壓”兩字?？谕七M劑沖壓噴氣發(fā)動機的原理整體式火箭沖壓發(fā)動機沖壓噴氣發(fā)動機的核心在于“沖壓”兩字?？谕七M劑固體推進劑沖壓發(fā)動機沖壓火箭發(fā)動機口 推進器噴管沖壓發(fā)動機由進氣道（也稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成，比渦輪噴氣發(fā)動機簡單得多。沖壓是利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速、提高靜壓的過程。這一過程不需要高速旋轉的復雜的壓氣機，是沖壓噴氣發(fā)動機最大的優(yōu)勢所在。進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍，效率很高。高速氣流經(jīng)擴張減速，氣壓和溫度升高后，進入燃燒室與燃油混合燃燒。燃燒后溫度為2000一2200℃，甚至更高，經(jīng)膨脹加速，由噴口高速排出，產(chǎn)生推力。因此，沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關。以3倍音速進氣時，在地面產(chǎn)生的靜推力可高達200千牛。沖壓噴氣發(fā)動機原理圖

沖壓噴氣發(fā)動機與其他推進方式結合后，衍生了多種有特色的發(fā)動機，如火箭/沖壓組合發(fā)動機、整體式火箭沖壓發(fā)動機等。沖壓噴氣發(fā)動機目前分為亞音速、超音速、高超音速三類。亞音速沖壓發(fā)動機亞音速沖壓發(fā)動機亞音速沖壓發(fā)動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過1.89，飛行馬赫數(shù)小于0.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。超音速沖壓發(fā)動機可調(diào)進氣口 加力噴嗤 燃燒室供氧與供油 可調(diào)噴管可調(diào)進氣口 加力噴嗤 燃燒室供氧與供油 可調(diào)噴管超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推進速度為亞音速?6倍音速，用于超音速靶機和地對空導彈（一般與固體火箭發(fā)動機相配合）。由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也可稱為亞音速沖壓發(fā)動機。

高超音速沖壓發(fā)動機〔小面積1高馬赫敕可調(diào)進氣道〔大而租尸二低馬赫敷進口導道片團開）_高超音速沖壓發(fā)動機〔小面積1高馬赫敕可調(diào)進氣道〔大而租尸二低馬赫敷進口導道片團開）_J可調(diào)噴口「大面租）可調(diào)進氣道進口導薄片「關閉，可調(diào)噴口【小而根）這種發(fā)動機燃燒在超音速下進行，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達5?16,目前高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。沖壓噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點沖壓發(fā)動機的優(yōu)勢在于構造簡單、重量輕、體積小、推重比大、成本低。簡單的說就是一個帶燃油噴嘴和和點火裝置的筒子。因此常用于無人機、靶機、導彈等低成本或一次性的飛行器。同時由于推重比遠大于其他類型的噴氣發(fā)動機，非常適合驅(qū)動高超音速飛行器，如空天飛機、先進反艦導彈等。但沖壓發(fā)動機沒有壓氣機，就不能在地面靜止情況下啟動，所以不適合作為普通飛機的動力裝置。通常的解決方法是增加一個助推器，使飛行器獲得一定的飛行速度，然后再啟動沖壓發(fā)動機。最常見的助推器為火箭發(fā)動機。此外也可由其他飛行器掛載僅裝有沖壓發(fā)動機的飛行器，飛行到一定速度后，再將僅用沖壓發(fā)動機的飛行器投放。澳大利亞1993年研制的先進沖壓發(fā)動機外形

飛機發(fā)動機原理——螺槳風扇發(fā)動機螺槳風扇發(fā)動機螺槳風扇發(fā)動機是一種介于渦輪風扇發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機之間的一種發(fā)動機形式，其目標是將前者的高速性能和后者的經(jīng)濟性結合起來，目前正處于研究和實