航空发动机[高度复杂和精密的热力机械]

发展历程

活塞发动机

对航空发动机而言，最先使用的就是活塞式发动机，其工作原理是指活塞承载燃气压力，在气缸中进行反复运动，并依据连杆将这种运动转变为曲轴的旋转活动。在20世纪初期，莱特兄弟将一台4缸、水平直列式水冷发动机改装后，成功用到了“飞行者一号”飞机上，完成了飞行试验。这也是人类历史上第一次具有动力、可以载人、平稳运行、可操作的飞行器成功飞行。而后，在第二次世界大战中，活塞式发动机得到了技术革新，优化了发动机的性能和运行效率，从以往不到10kW提升到了2500kW左右，耗油量从0.5kg/（kW·h）减少到0.25kg/（kW·h）左右。与此同时，整改之后的运行时间从传统意义上的十几个小时增加到了2000-3000个小时。一直到第二次世界大战结束后，活塞式发动机的技术已经非常娴熟。

活塞式发动机主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。

在第二次世界大战结束后，由于涡轮喷气发动机的发明而开创了喷气时代，活塞式发动机逐步退出主要航空领域，但功率小于370kW的水平对缸活塞式发动机发动机仍广泛应用在轻型低速飞机和直升机上，如行政机、农林机、勘探机、体育运动机、私人飞机和各种无人机，旋转活塞发动机在无人机上崭露头角，而且美国NASA还正在发展用航空煤油的新型二冲程柴油机供下一代小型通用飞机使用。

涡喷涡扇发动机

20世纪30年代后期到20世纪40年代初，喷气发动机在英国和德国的诞生，开创了喷气推进新时代和航空事业的新纪元。

现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。

航空发动机

空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。

随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。为了提高喷气发动机的热效率和推进效率，出现了涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机，由于用途不同，这两类发动机的结构参数也大不相同。

涡桨涡轴发动机

涡桨/涡轴发动机是在涡喷发动机诞生、成熟后，将活塞发动机涡轮化而研制发展的新型动力。我将发动机代替活塞螺旋桨发动机用于固定翼飞机，涡轴发动机代替活塞轴发动机用于旋翼直升机。涡桨、涡轴发动机主机结构基本是一样的，只是中间减速传动系统和推进器不同，所以二者有较大的通用性，容易互相改型派生。

涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机，由螺旋桨和燃气发生器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。

航空发动机

涡轮轴发动机于1951年12月开始装在直升机上，作第一次飞行。那时它属于涡轮螺桨发动机，并没有自成体系。以后随着直升机在军事和国民经济上使用越来越普遍，涡轮轴发动机才获得独立的地位。在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直升机的旋翼。除此之外，涡轮轴发动机也有自己的特点：它一般装有自由涡轮(即不带动压气机，专为输出功率用的涡轮)，而且主要用在直升机和垂直/短距起落飞机上。按照涡轮风扇发动机的理论，从理论上讲，旋翼的直径愈大愈好。同样的核心发动机，产生同样的循环功率，所配合的旋翼直径愈大，则在旋翼上所产生的升力愈大。事实上，由于在能量转换过程中有损失，旋翼也不可能制成无限大。所以，旋翼的直径是有限制的。—般说，通过旋翼的空气流量是通过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。

新型航空发动机

非传统新型航空动力是指传统的涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、活塞、冲压、火箭发动机以外的新型先进航空发动机。非传统新型航空发动机大致包括以下3类：一是新概念发动机。在结构、原理或循环特性上与传统发动机具有很大的区别与创新，如脉冲爆震发动机、超燃冲压发动机、波转子发动机、等离子体发动机、分布式矢量推进发动机等。二是重大革新型发动机。在传统的发动机原理、结构基础上进行了重大革新。如多电发动机、自适应循环发动机、智能发动机、间冷回热发动机、桨扇发动机、超微型涡轮发动机、冲压转子发动机、骨架结构发动机和各种组合发动机等。三是新能源发动机。面对石油资源的枯竭和绿色环保的要求，开发使用航空煤油以外的新燃料和新能源。如氢燃料/合成燃料/生物燃料/天然气燃料发动机，太阳能、核能、燃料电池、激光和微波能发动机等。

1.超燃冲压发动机

超燃冲压发动机是指燃料在超声速气流中进行燃烧的冲压喷气发动机。超然冲压发动机技术是高超声速飞行器推进技术，乃至整个高超声速飞行器技术的核心技术。超燃冲压发动机的适用速度范围为马赫数5-16，主要用于高超声速巡航导弹、高超声速飞机和可重复使用的航天运载器。

航空发动机

超燃冲压发动机由进气道、超声速燃烧室（有的方案还包含一个亚声速燃烧的预燃室）和喷管组成。燃料分级喷入进气道和燃烧室，与超声速气流混合进行燃烧，高温燃气从喷管喷出产生推力。由于超声速燃烧中燃料在燃烧室内停留时间极短，要保证完全燃烧，需要热值高、热稳定性好、能自燃点火和点火延迟期短的高反应速率的燃料（如液氢或特殊的碳氢燃料等）。

超燃冲压发动机主要有两种类型：一种是直接将燃料喷射到超声速气流中，通过控制燃料喷射的位置，可使燃烧由亚声速燃烧模态过渡到超声速燃烧模态，故称双模态超燃冲压发动机。另一种是从进气道先将一部分气流引入亚声速燃烧室预燃，然后与大部分超声速气流混合补燃，再从尾喷管喷出，故称双燃烧室超燃冲压发动机。

2.涡轮冲压组合发动机

涡轮冲压组合发动机是将涡轮发动机和冲压发动机组合起来使用的吸气式发动机。根据涡轮发动机和冲压发动机的组合方式，可以分为分体式和整体式组合发动机，其中整体式组合发动机又根据涡轮和冲压两类发动机主要部件的关系和流程分为串联布局和并联布局。在涡轮冲压组合发动机中，冲压发动机按其工作模态分为亚燃、超燃和双燃冲压发动机。

在冲压工作模态，涡轮发动机主燃烧室停止工作，加力燃烧室作为冲压发动机的燃烧室。由于涡轮发动机在中低马赫数的比冲高、耗油率低，适用于中低速、长航程飞行器，而冲压发动机适用于高速、短航程飞行器，将涡轮发动机与冲压喷气发动机有机结合起来，使其同时具有涡轮发动机和冲压发动机的优点，在满足远程、高速、快速到达/攻击方面具有明显的优势，可用于高空高速的侦察机、运输机、轰炸机和攻击机以及高速远程巡航导弹等。

采用涡轮冲压组合发动机的高速飞行器，在起飞阶段使用涡轮发动机，爬升到一定高度后加速到冲压发动机开始工作状态，冲压发动机投入工作后逐渐关掉涡轮发动机，利用冲压发动机爬升、加速至高马赫数；返回时关掉冲压发动机，重新启动涡轮发动机，使飞行器安全返航。因而高空高速飞行器具有水平起飞和降落的功能，同时具有航程远、多次反复使用的特点。

3.脉冲爆震发动机

脉冲爆震发动机(pulse Detonation Engine,PDE)是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机。这种类型发动机结构简单，少有或无运动部件，热循环效率比常规活塞、涡轮发动机和冲压发动机更高，推重比高，耗油率低，被认为是21世纪最有潜力的航空航天动力，因此在现代航空发动机领域具有广阔的应用前景，可用于无人驾驶飞机动力装置、靶机、引诱飞机、靶弹动力装置、远程导弹、战略飞机动力装置和高超声速飞机动力装置等，是航空航天领域革命性动力之一。根据其用途的不同，可以将吸气式脉冲爆震发动机大致分为3类：纯脉冲爆震发动机、混合式脉冲爆震发动机和组合式脉冲爆震发动机。

4.间冷回热循环技术

间冷回热循环概念最早于20世纪五十年代提出，随后各国开始进行大量的理论与实验研究。间冷回热涡扇发动机是一种新型节能环保航空发动机，通过在传统涡扇发动机热循环基础上增加间冷和回热过程，可使得发动机拥有更低的耗油率。回热器是间冷回热涡扇发动机的一个主要特征部件，工作在超过900K的高温核心流中，其性能将直接影响发动机的性能，其设计技术是间冷回热涡扇发动机的一个关键技术。

5.桨扇发动机

桨扇发动机是一种介于涡桨发动机和涡扇发动机之间的结构，看上去很像螺旋桨，但实际上与风扇和螺旋桨都不同。新型螺旋桨由两个旋转方向相反的螺旋桨在一起工作，螺旋桨的桨叶较多，每片桨叶形状较戴弯曲后掠呈马刀形，但随着飞行速度的增加，螺旋桨的转速进一步爆高时，就会遇到很多问题，不仅叶尖速度达到声速，将对降低阻力和声学特性造成影响，而且效率也会变低，耗油率还要增加。桨扇发动机的研制弥补了涡桨发动机耗油率的不足。桨扇发动机的螺旋桨直径要比涡桨发动机的螺旋桨直径小，比涡扇发动机的风扇直径要大。桨扇发动机的弯刀形桨叶有助于大大降低叶尖速度、气动阻力和声扰动。桨扇发动机的桨扇有单排和双排，桨扇能够提供90%～92%的推力。双排对转桨扇具有高巡航速度时的高飞行效率的优点。与单排桨扇相比，双排桨扇的效率要高10%。双排桨扇还能大大减少出口气流扭转，这样在保证机翼周围气流流动和增加机翼升力的同时，进一步提高效率。

桨扇发动机有无涵道桨扇和涵道桨扇两种。无涵道桨扇虽然能够降低耗油率，但由于其直径很大，所以无法安装在飞机的翼下吊舱内。与无涵道桨扇相比，涵道桨扇与飞机机体之间具有更好的适装性，因此在较宽的速度范围内涵道桨扇发动机更有优势。涵道桨扇桨叶角度可调，以使飞机着陆时在没有笨重、复杂而又昂贵的反推力装置和不损坏前向推力特性的情况下能够迅速停下来。