噴氣發(fā)動機

不同類型的噴氣發(fā)動機，無論沖壓噴氣、脈沖噴氣、燃氣輪機、渦輪/沖壓噴氣或者渦輪-火箭，其差別僅在于"推力提供者"即發(fā)動機供應(yīng)能量并將能量轉(zhuǎn)換成飛行動力的方式。

沖壓噴氣發(fā)動機(Ramjet)實際上是一種氣動熱力涵道。它沒有任何主要旋轉(zhuǎn)零件，只 包含一個擴張形進氣涵道和一個收斂形或者收斂-擴張形出口。當(dāng)由外部能源強迫其向前運動時，空氣被迫進入進氣道。當(dāng)它流過這一擴散形涵道時，其速度或動能降低，而壓力能增加。爾后，靠燃油的燃燒來增加其總能量，膨脹的燃氣通過出口涵道高速排入大氣。沖壓噴氣發(fā)動機常作為導(dǎo)彈和靶機的動力裝置，但單純的沖壓噴氣發(fā)動機不適于作為普通飛機動力裝置，因為在它產(chǎn)生推力前，要求向它施加向前的運動。

沖壓發(fā)動機本身沒有活動的部分，氣流從前端進氣口進入發(fā)動機之后，利用涵道截面積的變化，讓高速氣流降低，并且提高氣體壓力。壓縮過后的氣體進入燃燒室，與燃料混合之后燃燒。由于沖壓發(fā)動機維持運作的一個重要條件就是高速氣流源源不絕的從前方進入，因此發(fā)動機無法在低速或者是靜止下繼續(xù)運作，只能在一定的速度以上才可以產(chǎn)生推力。為了讓沖壓發(fā)動機加速到適合的工作速度，必須有其他的輔助動力系統(tǒng)自靜止或者是低速下提高飛行速度，然后才點燃沖壓發(fā)動機。

由于沒有活動組件，沖壓發(fā)動機與一般噴氣發(fā)動機比較起來，重量較低，結(jié)構(gòu)也比較簡單，不過沖壓發(fā)動機在低速時的氣體壓縮效果有限，因此低速時效率比較差。

沖壓發(fā)動機適合的工作環(huán)境是在2馬赫與以上的速度，最低啟動也大約是此界線，隨著速度逐漸增加，氣體的沖壓效應(yīng)在3馬赫時效率會大幅壓過渦輪噴氣發(fā)動機，而此時的渦輪噴氣發(fā)動機受限于超溫往往已經(jīng)無法運作了，但是沖壓發(fā)動機在燃燒的階段，進氣氣流的速度仍然需要經(jīng)過激波減速在音速以下，否則燃燒過程將無法維持。新一代的沖壓發(fā)動機稱為超音速燃燒沖壓發(fā)動機(Scramjet)，這種發(fā)動機的氣流在燃燒階段還是維持在音速以上的速度，在技術(shù)難度上更高，也是發(fā)動機公司發(fā)展的對象。

沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機。它通常由進氣道(又稱擴壓器)、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機(也就不需要燃氣渦輪)，所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。

這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉(zhuǎn)變成壓力能(例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍)。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內(nèi)擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油(一般為煤油)混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關(guān)，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛。

沖壓發(fā)動機的構(gòu)造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動機;在著陸階段，當(dāng)飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。

脈沖噴氣發(fā)動機(Pulsejet)采用間歇燃燒原理。與沖壓噴氣發(fā)動機不同，它能在靜止?fàn)顟B(tài)工作。這 種發(fā)動機是由類似沖壓噴氣發(fā)動機的一種空氣動力涵道構(gòu)成。它的壓力較高，結(jié)構(gòu)比較堅實。進氣涵道有許多進氣"活門"，在彈簧拉力作用下處于打開位置，通過打開的活門空氣進入燃燒室，并靠燃燒噴入燃燒室中去的燃油得到加熱，由此引起的膨脹使壓力升高，迫使活門關(guān)閉，然后膨脹的燃氣向后噴出;排氣造成降壓，使活門重新開啟。這種過程周而復(fù)始。脈沖噴氣發(fā)動機曾經(jīng)被設(shè)計成直升機旋翼的推進裝置，有的還通過精心設(shè)計涵道來控制共振循環(huán)的壓力變化而省去了進氣活門。但脈沖噴氣發(fā)動機不適于作為飛機動力裝置，因為它的油耗高，又無法達到現(xiàn)代燃氣渦輪發(fā)動機的性能。

火箭發(fā)動機(Rocket)雖然也屬于噴氣發(fā)動機，但它們有重大區(qū)別。即火箭發(fā)動機不用大氣作為推進流體，而用它攜帶的液態(tài)燃料或化學(xué)分解而形成的燃料與氧氣劑的燃燒來產(chǎn)生它自己的推進流體，從而能在地球大氣層外工作，但因此它也只適用工作時間很短的情況比較適合用于緊急動力系統(tǒng)。特點是推力大油耗高，不受工作速度影響。

渦輪噴氣式發(fā)動機應(yīng)用于噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機固有的弱點，因為采用了渦輪驅(qū)動的壓氣機，因此在低速時發(fā)動機也有足夠的壓力來產(chǎn)生強大的推力。渦輪噴氣發(fā)動機按照"工作循環(huán)"工作。它從大氣中吸進空氣，經(jīng)壓縮和加熱這一過程之后，得到能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒(610米/秒)或者大約1400英里/小時(2253公里/小時)的速度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，維持"工作循環(huán)"。渦輪發(fā)動機的機械布局比較簡單，因為 它只包含兩個主要旋轉(zhuǎn)部分，即壓氣機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復(fù)雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣并形成推進噴氣流的排氣系統(tǒng)的設(shè)計工作造成的。

飛機速度低于大約450英里/小時(724公里/小時)時，純噴氣發(fā)動機的效率低于螺旋槳型發(fā)動機的效率，因為它的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度;因而，純渦輪噴氣發(fā)動機最適合較高的飛行速度。然而，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時(563公里/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發(fā)動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發(fā)動機。

渦輪螺旋槳發(fā)動機(Turboprop)的優(yōu)越性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機、涵道風(fēng)扇發(fā)動機和槳 扇發(fā)動機的引入所取代。

這些發(fā)動機比純噴氣發(fā)動機流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。低速推力大，巡航速度相對渦輪噴氣油耗低，介于渦扇與活塞螺旋槳之間。

渦輪沖壓噴氣

渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機將渦輪噴氣發(fā)動機(它常用于馬赫數(shù)低于3的各種速度)與沖壓噴氣發(fā)動機結(jié)合起來，在高馬赫數(shù)時具有良好的性能。這種發(fā)動機的周圍是一涵道，前部具有可調(diào)進氣道，后部是帶可調(diào)噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數(shù)3以下的飛行狀態(tài)下，發(fā)動機用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機的工作方式;當(dāng)飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機構(gòu)被關(guān)閉，氣道空氣借助于導(dǎo)向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發(fā)動機的燃燒室。這種發(fā)動機適合要求高速飛行并且維持高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)的飛機，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機是以沖壓噴氣發(fā)動機方式工作的，

渦輪/火箭發(fā)動機

與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)相似，一個重要的差異在于它自備燃燒用的氧。這種發(fā)動機有一多級渦輪驅(qū)動的低壓壓氣機，而驅(qū)動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產(chǎn)生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣(燃氣)用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發(fā)射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。

這種發(fā)動機可能很適合單級入軌火箭/飛機(SSTO)使用，因為它的比沖相對火箭發(fā)動機要高，但推力也足夠大，可以在高空工作，所以還是很有發(fā)展前景的。

有一個特性就是這種發(fā)動機理論上可以在無氧大氣環(huán)境下工作，因為它可以不和大氣成分發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，所以這種發(fā)動機可能會用于未來的外行星飛機。

氣推進是英國著名物理學(xué)家艾薩克·牛頓(Isaac Newton)爵士的第三運動定律的 實際應(yīng)用。該定律表述為:"作用在一物體上的每一個力都有一方向相反大小相等的反作用力。"就飛機推進而言，"物體"是通過發(fā)動機時受到加速的空氣。產(chǎn)生這一加速度所需的力有一大小相等方向相反的反作用力作用在產(chǎn)生這一加速度的裝置上。噴氣發(fā)動機用類似于發(fā)動機/螺旋槳組合的方式產(chǎn)生推力。二者均靠將大量氣體向后推來推進飛機，一種是以比較低速的大量空氣滑流的形式，而另一種是以極高速的燃氣噴氣流形式。

這一同樣的反作用原理出現(xiàn)于所有運動形式之中，通常有許多 應(yīng)用方式。噴氣推進原理最早的著名例子是公元一世紀(jì)作為一種玩具生產(chǎn)的古希臘人希羅的發(fā)動機。這種玩具表明從噴嘴中噴出的水蒸氣的能量能夠把大小相等方向相反的反作用力傳給噴嘴本身，從而引起發(fā)動機旋轉(zhuǎn)。類似的旋轉(zhuǎn)式花園噴灌器是這一原理更為實用的一個例子。這種噴灌器借助于作用于噴水嘴的反作用力旋轉(zhuǎn)?，F(xiàn)代滅火設(shè)備的高壓噴頭是"噴流反作用"的一個例子。由于水噴流的反作用力，一個消防員經(jīng)常握不住或控制不了水管。也許，這一原理的最簡單的表演是狂歡節(jié)的氣球，當(dāng)它放出空氣或氣體時，它便沿著與噴氣相反的方向急速飛走。

噴氣反作用絕對是一種內(nèi)部現(xiàn)象。它不象人們經(jīng)常想象的那樣說 成是由于噴氣流作用在大氣上的壓力所造成的。實際上，噴氣推進發(fā)動機，無論火箭、沖壓噴氣、或者渦輪噴氣，都是設(shè)計成加速空氣流或者燃氣流并將其高速排出的一種裝置。當(dāng)然，這樣做有不同的方式。但是，在所有例子中，作用在發(fā)動機上的最終的反作用力即推力是與發(fā)動機排出的氣流的質(zhì)量以及氣流的速度成比例的。換言之，給大量空氣附加一個小速度或者給少量空氣一個大速度能提供同樣的推力。實用中，人們喜歡前者，因為降低噴氣速度能得到更高的推進效率。

它們的工作過程可歸納為:進氣、壓縮、燃燒、排氣。

?沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機。它通常由進氣道(又稱擴壓器)、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機(也就不需要燃氣渦輪)，所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。

這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉(zhuǎn)變成壓力能(例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍)。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內(nèi)擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油(一般為煤油)混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關(guān)，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過200千牛。

沖壓發(fā)動機的構(gòu)造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動機;在著陸階段，當(dāng)飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式?jīng)_壓發(fā)動機一般用于導(dǎo)彈和超音速或亞音速靶機上。

渦輪噴氣發(fā)動機應(yīng)用噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機固有的弱點。因為采用了渦輪驅(qū)動的壓氣機，所以在低速時發(fā)動機也有足夠的壓力來產(chǎn)生強大的推力。渦輪噴氣發(fā)動機按照“工作循環(huán)”工作。它從大氣中吸進空氣，經(jīng)壓縮和加熱這一過程之后，得到能量和動量的空氣以高達2000英尺/秒（610米/秒）或者大約1400英里/小時（2253公里/小時）的速度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，維持“工作循環(huán)”。渦輪發(fā)動機的機械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要旋轉(zhuǎn)部分，即壓氣機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復(fù)雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣并形成推進噴氣流的排氣系統(tǒng)的設(shè)計工作造成的。

發(fā)動機的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度。當(dāng)飛機速度低于大約450英里/小時（724公里/小時）時，純噴氣發(fā)動機的效率低于螺旋槳型發(fā)動機的效率，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時（563公里/小時）以上時螺旋槳效率迅速降低。因而，純渦輪噴氣發(fā)動機最適合較高的飛行速度。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發(fā)動機的組合 -- 渦輪螺旋槳式發(fā)動機。

在馬赫數(shù) Ma<0.6 的速度下渦輪螺旋槳發(fā)動機效率最高。而當(dāng)速度提高到馬赫數(shù) 0.6-0.9 時，螺旋槳/渦輪組合的優(yōu)越性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機、涵道風(fēng)扇發(fā)動機和槳扇發(fā)動機所取代。這些發(fā)動機的排氣比純噴氣的渦輪噴氣發(fā)動機的排氣流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪螺旋槳發(fā)動機相當(dāng)，超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。在亞音速(Ma<1.0)條件下,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率最低。當(dāng)飛機飛行速度超過音速后(Ma>1.0),渦扇發(fā)動機由于迎風(fēng)面積過大從而推進效率開始降低；與此相反,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率則迅速提升,即使在馬赫數(shù) 2.5-3.0 范圍下,渦輪噴氣發(fā)動機的推進效率仍然可以達到 90%,正因為如此，與三代機普遍使用的涵道比為0.5-0.8的中等涵道比渦扇發(fā)動機相比,F-22使用的F-119渦扇發(fā)動機把涵道比降回到0.29，為的就是能夠?qū)崿F(xiàn)（Ma1.4）的超音速巡航。

每種發(fā)動機都有它們最佳使用的飛行包線-(由速度x/高度y構(gòu)成的xy坐標(biāo)系)，并不是說渦扇發(fā)動機一定比渦噴發(fā)動機省油，在超音速時，同樣開加力燃燒室的渦扇發(fā)動機比渦噴發(fā)動機耗油率還高。

渦輪沖壓噴氣發(fā)動機將渦輪噴氣發(fā)動機（它常用于馬赫數(shù)低于3的各種速度）與沖壓噴氣發(fā)動機結(jié)合起來，在高馬赫數(shù)時具有良好的性能。這種發(fā)動機的周圍是一涵道，前部具有可調(diào)進氣道，后部是帶可調(diào)噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數(shù)3以下的飛行狀態(tài)下，發(fā)動機用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機的工作方式；當(dāng)飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機構(gòu)被關(guān)閉，氣道空氣借助于導(dǎo)向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發(fā)動機的燃燒室。這種發(fā)動機適合要求高速飛行并且維持高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)的飛機，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機是以沖壓噴氣發(fā)動機方式工作的。

渦輪/火箭發(fā)動機與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)相似，一個重要的差異在于它自備燃燒用的氧。這種發(fā)動機有一多級渦輪驅(qū)動的低壓壓氣機，而驅(qū)動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產(chǎn)生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣（燃氣）用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發(fā)射載機。這些飛機要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。