雙路式渦輪噴氣發(fā)動機

圖2顯示了四種類型發(fā)動機的凈推力隨空速增加的對比情況。這個圖只用于說明目的，不是特定型號的發(fā)動機的。四種類型的發(fā)動機是:

往復式發(fā)動機

渦輪機，螺旋槳組合(渦輪螺旋槳發(fā)動機)

渦輪風扇發(fā)動機

渦輪噴氣發(fā)動機(純粹的噴氣發(fā)動機)

這個對比是通過描繪每個發(fā)動機的性能曲線，它顯示了最大飛機速度隨所用發(fā)動機類型的不同如何變化的。因為這個圖只是為了對比，凈推力，飛機速度和阻力的數(shù)值就沒有包含。

四種發(fā)動機基于凈推力的對比使其性能能力很明顯。在直線A左邊的速度范圍內，往復式發(fā)動機勝過其他三種類型。在直線C的左側范圍渦輪螺旋槳發(fā)動機勝出渦輪風扇發(fā)動機。在直線F的左側范圍內渦輪風扇發(fā)動機勝出渦輪噴氣發(fā)動機。在直線B的右側范圍渦輪風扇發(fā)動機勝出往復式發(fā)動機，在直線C的右側渦輪風扇發(fā)動機勝出渦輪螺旋槳發(fā)動機。直線D的右側渦輪噴氣發(fā)動機勝出往復式發(fā)動機，直線E的右側渦輪噴氣發(fā)動機勝出渦輪螺旋槳發(fā)動機，在直線F的右側它勝出了渦輪風扇發(fā)動機。

飛機阻力曲線和凈推力曲線的交點是最大飛機速度所在點。從每個點到圖的橫軸的垂直線說明渦輪噴氣飛機可以達到的最大速度比裝配其他類型發(fā)動機的飛機更高。裝配渦輪風扇發(fā)動機的飛機比裝配渦輪螺旋槳或者往復式發(fā)動機的飛機將達到更高的最大速度。

指示潤滑油壓力，潤滑油溫度，發(fā)動機速度，排氣溫度和燃油流量的發(fā)動機儀表對于渦輪發(fā)動機和往復式發(fā)動機都是普通的。然而，有一些儀表是渦輪發(fā)動機特有的。這些儀表指示發(fā)動機的發(fā)動機壓力比，渦輪機輸送壓力，和扭矩。另外，大多數(shù)燃氣渦輪發(fā)動機有多個溫度敏感儀表，稱為熱電偶，它向飛行員提供渦輪節(jié)內部和周圍的溫度讀數(shù)。

燃氣渦輪發(fā)動機中的一個限制因素是渦輪節(jié)的溫度。渦輪節(jié)的溫度必須密切監(jiān)視，以防渦輪葉片和其他排氣節(jié)部件的過熱。一個監(jiān)視渦輪節(jié)溫度的常用方法就是使用排氣溫度(EGT)表。EGT是一個用于監(jiān)視發(fā)動機總體運行狀況的發(fā)動機運行限制。

EGT系統(tǒng)的變體根據(jù)溫度傳感器的位置有不同的名字。常規(guī)渦輪機溫度傳感儀表包含渦輪進口溫度(TIT)表，渦輪出口溫度(TOT)表，渦輪級間溫度(ITT)表，和渦輪燃氣溫度(TGT)表。

對比往復式發(fā)動機和不同類型渦輪發(fā)動機的性能是可能的。然而，要準確的比較，往復式發(fā)動機必須使用推力馬力(即有用馬力)而不是制動馬力，渦輪發(fā)動機必須使用凈推力。此外，飛機設計配置和大小必須基本相同。

1) BHP-制動馬力是實際傳遞到輸出軸的馬力。制動馬力是實際可用的馬力。

2) 凈推力-渦輪噴氣發(fā)動機或者渦輪風扇發(fā)動機產(chǎn)生的推力。

3) THP-推進馬力是渦輪噴氣發(fā)動機或者渦輪風扇發(fā)動機產(chǎn)生的推力的等效馬力。

4) ESH-就渦輪螺旋槳發(fā)動機來說，-等效軸馬力是傳遞到螺旋槳的軸馬力(SHP)和排氣產(chǎn)生的推進馬力之和。

渦輪發(fā)動機相比往復式發(fā)動機有下列優(yōu)點: 振動少，增加飛機性能，可靠性高，和容易操作。

渦輪發(fā)動機是根據(jù)它們使用的壓縮器類型來分類的。壓縮器類型分為三類:離心流式，軸流式，和離心軸流式。離心流式發(fā)動機中進氣道空氣是通過加速空氣以垂直于機器縱軸的方向排出而得到壓縮的。軸流式發(fā)動機通過一系列旋轉和平行于縱軸移動空氣的固定翼形而壓縮空氣。離心軸流式設計使用這兩類壓縮器來獲得需要的壓縮。

空氣經(jīng)過發(fā)動機的路徑和如何產(chǎn)生功率確定了發(fā)動機的類型。有四種類型的飛機渦輪發(fā)動機-渦輪噴氣發(fā)動機，渦輪螺旋槳發(fā)動機，渦輪風扇發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機。

渦輪噴氣發(fā)動機包含四節(jié):壓縮器，燃燒室，渦輪節(jié)，和排氣節(jié)。壓縮器部分空氣以高速度通過進氣道到達燃燒室。燃燒室包含燃油入口和用于燃燒的點火器。膨脹的空氣驅動渦輪，渦輪通過軸連接到壓縮器，支持發(fā)動機的運行。從發(fā)動機排出加速的排氣提供推力。這是基本應用了壓縮空氣，點燃油氣混合物，產(chǎn)生動力以自維持發(fā)動機運行，和用于推進的排氣。

渦輪噴氣發(fā)動機受限于航程和續(xù)航力。它們在低壓縮器速度時對油門的反應也慢。

渦輪螺旋槳發(fā)動機是一個通過減速齒輪驅動螺旋槳的渦輪發(fā)動機。排出氣體驅動一個動力渦輪機，它通過一個軸和減速齒輪組件連接。減速齒輪在渦輪螺旋槳發(fā)動機上是必須的，因為螺旋槳轉速比發(fā)動機運行轉速低得多的時候才能得到最佳螺旋槳性能。渦輪螺旋槳發(fā)動機是渦輪噴氣發(fā)動機和往復式發(fā)動機的一個折衷產(chǎn)物。渦輪螺旋槳發(fā)動機最有效率的速度范圍是250mph到400mph(英里每小時)，高度位于18000英尺到30000英尺。它們在起飛和著陸時低空速狀態(tài)也能很好的運行，燃油效率也好。渦輪螺旋槳發(fā)動機的最小單位燃油消耗通常位于高度范圍25000英尺到對流層頂。

渦輪風扇發(fā)動機的發(fā)展結合了渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪螺旋槳發(fā)動機的一些最好特征。渦輪風扇發(fā)動機的設計是通過轉移燃燒室周圍的次級氣流來產(chǎn)生額外的推力。渦輪風扇發(fā)動機旁路空氣產(chǎn)生了增強的推力，冷卻了發(fā)動機，有助于抑制排氣噪音。這能夠獲得渦輪噴氣型發(fā)動機的巡航速度和更低的燃油消耗。

通過渦輪風扇發(fā)動機的進氣道空氣通常被分成兩個分離的氣流。一個氣流通過發(fā)動機的中心部分，而另一股氣流從發(fā)動機中心旁路通過。正是這個旁路的氣流才有術語"雙路式渦輪噴氣發(fā)動機"。渦輪風扇發(fā)動機的函道比(bypass ratio)是指通過風扇的氣流質量和通過發(fā)動機中心的氣流質量之比。

第四種常規(guī)類型的噴氣發(fā)動機是渦輪軸發(fā)動機。它把動力傳遞到一個不是驅動螺旋槳的軸上。渦輪噴氣發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機的最大區(qū)別是在渦輪軸發(fā)動機上，膨脹氣體產(chǎn)生的大多數(shù)能量是用于驅動一個渦輪而不是產(chǎn)生推力。很多直升飛機使用一個渦輪軸氣體渦輪發(fā)動機。另外，渦輪軸發(fā)動機在大飛機上廣泛用作輔助動力裝置(APU)。

N1表示低壓壓縮機的旋轉速度，以設計轉速的百分比顯示在指示器上。發(fā)動后低壓壓縮機的速度有N1渦輪機葉輪調節(jié)。N1渦輪機葉輪通過同心軸連接到低壓壓縮機。

渦輪螺旋槳/渦輪軸發(fā)動機輸出功率通過扭矩計測量。扭矩是作用于軸上的扭轉力。扭矩計測量作用于軸上的功率。渦輪螺旋槳和渦輪軸發(fā)動機是設計用于產(chǎn)生驅動螺旋槳的扭矩。扭矩計以百分單位，尺磅，或磅每平方英寸作為刻度。

發(fā)動機壓力比儀表用于指示渦輪噴氣或渦輪風扇發(fā)動機的輸出功率。EPR是渦輪機排氣壓力和壓縮段進氣壓力的比值。壓力測量由安裝在發(fā)動機進氣口和排氣口的探頭記錄下來。一旦收集到數(shù)據(jù)，就會被送到一個差壓變換器，它被指示在駕駛艙的EPR儀表上。

EPR系統(tǒng)的設計會自動的補償空速和高度的影響。然而，環(huán)境溫度的變化要求對EPR指示進行校正來獲得準確的發(fā)動機功率設定。

因為渦輪發(fā)動機非常多樣，在本手冊中講解詳細的運行過程是不切實際的。然而，有一些適用于所有渦輪發(fā)動機的操作考慮。它們是發(fā)動機溫度限制，外界物體破壞，熱啟動，壓縮機失速和熄火。

任何渦輪發(fā)動機的最高溫度都發(fā)生在渦輪進氣口。渦輪進氣溫度因此通常是渦輪發(fā)動機運行的限制因素。

渦輪發(fā)動機推力直接隨空氣密度變化。當空氣密度降低時，推力也降低。當渦輪和往復式發(fā)動機受高的相對濕度有某種影響時，渦輪發(fā)動機推力損失可以忽略不計，而往復式發(fā)動機的制動馬力會降低很多。

由于渦輪發(fā)動機進氣口的設計和功能，吸入物體碎片的可能性總是存在的。這會導致重大的損壞，特別是壓縮機和渦輪節(jié)。當發(fā)生這樣的事情時，稱為外來物體損傷(FOD)。典型的FOD是吸入來自停機坪，滑行道或者跑道上的小物體導致的小凹痕和花邊。但是，也會發(fā)生飛鳥撞擊或者冰吸入導致的FOD損壞，可能導致發(fā)動機整個損毀。

外物損傷的預防是非常重要的。地面運行期間，一些發(fā)動機進氣口有在地面和進氣口之間形成渦流的趨勢。在這些發(fā)動機上可能安裝了一個渦流消散器。

也可能使用其他設備，如屏幕和/或偏轉器。飛行前檢查程序包括一個對任何外物損傷跡象的目視檢查。

熱啟動是當EGT超過安全限制時的啟動。熱啟動是由于太多燃油進入燃燒室或者是渦輪機轉速不夠引起的。只要發(fā)動機熱啟動時，參考飛機飛行手冊，飛行員操作手冊或者相關的維護手冊來了解檢查要求。

如果點火后發(fā)動機不能加速到適合的速度或者沒加速到慢車轉速，這時就發(fā)生了懸掛啟動。懸掛啟動也可以稱為假啟動。懸掛啟動可能是由于啟動動力源不足或者燃油控制故障而導致。

壓縮機葉片是小的翼型，遵守適用于任何翼型的相同空氣動力學原理。壓縮機葉片有一個迎角。迎角是進氣口空氣速度和壓縮機旋轉速度的計算結果。這兩個力合成構成一個向量，它確定了翼型沖擊進氣口空氣的實際迎角。

壓縮機失速可以描述為進氣口速度和壓縮機旋轉速度這兩個向量數(shù)值的失衡。當壓縮機葉片迎角超過臨界迎角時發(fā)生壓縮機失速。在這個點上，平穩(wěn)氣流受到干擾，隨著壓力波動產(chǎn)生了紊流。壓縮機失速導致空氣流進壓縮機時速度降低和停滯，有時還反向流動。如圖4

壓縮機失速可以是瞬時現(xiàn)象和間歇性現(xiàn)象或者是持續(xù)的狀態(tài)，甚至更嚴重。瞬時/間歇性失速的表現(xiàn)通常是在回火和反向氣流發(fā)生時間歇的爆炸聲。如果失速發(fā)展成為穩(wěn)定狀態(tài)，可能從持續(xù)的反向氣流產(chǎn)生強烈的振動和高聲的嘯叫。駕駛艙儀表基本上通常不會顯示輕度的或者瞬時失速，但是會顯示形成的失速。典型的儀表表現(xiàn)包括轉速的波動和排氣溫度的增加。大多數(shù)瞬時失速不會對發(fā)動機有害，經(jīng)常在一兩個周期后自己糾正過來。穩(wěn)定狀態(tài)的失速導致發(fā)動機損壞的可能性很大。必須快速的通過降低功率，減小飛機迎角和增加空速來完成改出失速。

盡管所有的燃氣渦輪發(fā)動機會受壓縮機失速影響，大多數(shù)型號都有抑制這些失速的系統(tǒng)。有一個這樣的系統(tǒng)使用可變式進氣口導葉(VIGV)和可變式定子葉片，它可以把進來的空氣以適當?shù)挠菍虻睫D子槳葉。防止空氣壓縮失速的主要方法是使飛機在制造商確立的參數(shù)范圍內運行。如果壓縮機失速確實形成了，請按照飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中的建議程序來做。

熄火是燃氣渦輪發(fā)動機的一種運行狀態(tài)，此時發(fā)動機的火無意的熄滅。如果燃燒室中油氣混合比超過富油限制，火焰將會被吹熄。這個狀態(tài)經(jīng)常稱為富油熄火。它通常發(fā)生于非?？焖俚陌l(fā)動機加速，過度富油的混合氣使燃油溫度降低到燃燒溫度以下。也可能由于氣流不足而不能維持燃燒。

另一方面，更多常規(guī)的熄火事件是由于燃油壓力低和發(fā)動機速度低，這些典型的和高高度飛行有關。這種情況也會在下降期間發(fā)動機油門收回時，這會產(chǎn)生貧油條件熄火。貧油混合器很容易導致火焰熄滅，甚至是正常的氣流通過發(fā)動機時也會發(fā)生。

燃油供應的任何干擾也會導致熄火。這原因可能是長時間的非常規(guī)姿態(tài)，發(fā)生故障的燃油控制系統(tǒng)，紊流，結冰或者燃油耗盡。

熄火的征兆通常和發(fā)動機失效后一樣。如果熄火是因為瞬時條件，例如燃油流量和發(fā)動機速度之間的失衡，一旦狀態(tài)被糾正就可以嘗試空中啟動發(fā)動機。無論如何，飛行員必須遵守飛機飛行手冊或者飛行員操作手冊中適用的緊急程序。一般的，這些程序包含了關于高度和空速的建議，在這些條件下空中開車很可能成功。

N2表示高壓壓縮機的旋轉速度，以設計轉速的百分比顯示在指示器上。高壓壓縮機由N2渦輪機葉輪調節(jié)。N2渦輪機葉輪通過一個同心軸連接到高壓壓縮機上。如圖3

渦輪噴氣發(fā)動機應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，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外涵發(fā)動機、涵道風扇發(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，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。當飛機飛行速度超過音速后(Ma>1.0),渦扇發(fā)動機由于迎風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，為的就是能夠實現(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構成的xy坐標系)，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，前部具有可調進氣道，后部是帶可調噴口的加力噴管。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；當飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機構被關閉，氣道空氣借助于導向葉片繞過壓氣機，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)動機的結構相似，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動的低壓壓氣機，而驅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。

1、流量范圍：0-3L/min、雙路大氣采樣

2、采樣負壓：≥25000Pa

3、流量誤差：≤+5%

4、定時誤差：≤+1%　

5、工作電源：10VDC　

6、工作溫度：溫度-10℃到45℃

7、相對濕度<85%　

8、儀器重量：2Kg