渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

在五十年代未、六十年代初，作為航空動力的渦噴發(fā)動機(jī)已經(jīng)相當(dāng)?shù)某墒?。?dāng)時(shí)的渦噴發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)總增壓比已經(jīng)可以達(dá)到14左右，而渦輪前的最高溫度也已經(jīng)達(dá)到了1000℃的水平。在這樣的條件下，渦噴發(fā)動機(jī)進(jìn)行部分的能量輸出以經(jīng)有了可能。而當(dāng)時(shí)對發(fā)動機(jī)的推力要求又是那樣的迫切，人們很自然的想到了通過給渦噴發(fā)動機(jī)加裝風(fēng)扇以提高迎風(fēng)面積增大空氣流量進(jìn)而提高發(fā)動機(jī)的推力。

當(dāng)時(shí)人們通過計(jì)算發(fā)現(xiàn)，以當(dāng)時(shí)的渦噴發(fā)動的技術(shù)水平，在渦噴發(fā)動機(jī)加裝了風(fēng)扇變成了渦扇發(fā)動機(jī)之后，其技術(shù)性能將有很大的提高。當(dāng)渦扇發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇空飛流量與核心發(fā)動機(jī)的空氣流量大至相當(dāng)時(shí)（函道比1:1），發(fā)動機(jī)的地面起飛推力增大了百分之四十左右，而高空巡航時(shí)的耗油量卻下降了百分之十五，發(fā)動機(jī)的效率得到了極大的提高。

這樣的一種有著渦噴發(fā)動機(jī)無法比及的優(yōu)點(diǎn)的新型航空動力理所當(dāng)然的得到了西方各強(qiáng)國的極大重視。各國都投入了極大的人力、物力和熱情來研究試制渦扇發(fā)動機(jī)，在渦扇發(fā)動機(jī)最初研制的道路上英國人走在了美國人之前。英國的羅爾斯·羅伊斯公司從一九四八年就開始就投入了相當(dāng)?shù)木硌兄扑麄兊摹翱稻S”渦扇發(fā)動機(jī)。在一九五三年的時(shí)候“康維”進(jìn)行了第一次的地面試車。又經(jīng)過了六年的精雕細(xì)刻，直到1959年3月，“康維MK-508”才最終定型。這個(gè)經(jīng)過十一年孕育的難產(chǎn)兒有著當(dāng)時(shí)渦噴發(fā)動機(jī)難以望其項(xiàng)背的綜合性能?！翱稻S”采用了雙轉(zhuǎn)子前風(fēng)扇的總體結(jié)構(gòu)，函道比為0.3推重比為3.83地面臺架最大推力為7945公斤，高空巡航推力為2905公斤，最大推力時(shí)的耗油量為0.735千克/小時(shí)/千克，壓氣機(jī)總增壓比為14，風(fēng)扇總增壓比為1.90，而且英國人還在“康維”上首次采用了氣冷的渦輪葉片。當(dāng)康維最終定型了之后，英國人迫不及待的把他裝在了VC-10上！

美國人在渦扇發(fā)動機(jī)的研發(fā)上比英國人慢了一拍，但是其技術(shù)起點(diǎn)非常的高。美國人并沒有走英國人從頭研制的老路，美國的普·惠公司利用自已在渦噴發(fā)動機(jī)上的豐富的技術(shù)儲備，采用了已經(jīng)非常成熟的J-57作為新渦扇發(fā)動的內(nèi)涵核心發(fā)動機(jī)。J-57是美國人從1947年就開始設(shè)計(jì)的一種渦噴發(fā)動機(jī)，1949年完成設(shè)計(jì)，1953年正式投產(chǎn)。J57在投產(chǎn)階段共生產(chǎn)了21226臺是世界上產(chǎn)量最大的三種渦噴發(fā)動機(jī)之一，先后裝備了F-100、F-101、F-102、B-52等機(jī)種。J-57在技術(shù)上也有所突破，他是世界上第一臺采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的噴氣發(fā)動機(jī)，由單轉(zhuǎn)子到雙轉(zhuǎn)子是噴氣發(fā)動機(jī)技術(shù)上的一大進(jìn)步。不光是核心發(fā)動機(jī)，就連風(fēng)扇普惠公司也都是采用的以經(jīng)相當(dāng)成熟的部件，以被撤消了型號的J91核動力噴氣發(fā)動機(jī)的長葉片被普惠公司拿來當(dāng)作新渦扇的風(fēng)扇。一九六零年七月，普惠公司的JT3D渦扇發(fā)動機(jī)誕生了。JT3D的最終定型時(shí)間比羅羅的康維只晚了幾個(gè)月，可是在性能上卻是大大的提高。JT3D也是采用了雙軸前風(fēng)扇的設(shè)計(jì)，地面臺架最大推力8165公斤，高空巡航推力2038公斤，最大推力耗油0.535千克/小時(shí)/千克，推重比4.22，函道比1.37，壓氣機(jī)總增壓比13.55，風(fēng)扇總增壓比1.74（以上數(shù)據(jù)為JT3D-3B型發(fā)動機(jī)的數(shù)據(jù)）。JT3D的用處很廣，波音707、DC-8用的都是JT3D。不光在民用，在軍用方面JT3D也大顯身手，B-52H、C-141A、E-3A用的都是JT-3D的軍用型TF-33。

現(xiàn)今世界的三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠，都以先后推出了自已的第一代渦扇作品。而幾乎是在同一時(shí)刻，三巨頭中的另一個(gè)也推出了自已的第一代渦扇發(fā)動機(jī)。在羅·羅推出“康維”之后第八個(gè)月、普·惠推出JT-3D的前一個(gè)月。通用電氣公司也定型了自已的第一代渦扇發(fā)動機(jī)CJ805-23。CJ805-23的地面臺架最大推力為7169公斤，推重比為4.15，函道比為1.5，壓氣機(jī)增壓比為13，風(fēng)扇增壓比為1.6，最大推力耗油0.558千克/小時(shí)/千克。與普·惠一樣，通用電氣公司也是在現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)之上研發(fā)自已的渦扇發(fā)動機(jī)，被用作新渦扇的內(nèi)函核心發(fā)動機(jī)的是J79。J-79與1952年開始設(shè)計(jì)，與1956年投產(chǎn)，共生產(chǎn)了16500多臺，他與J-57一樣也是有史以來產(chǎn)量最高的三種渦噴發(fā)動機(jī)之一。與J57的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)不不同，J79是單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。在J-79上首次采用了壓氣機(jī)可調(diào)整流葉片和加力全程可調(diào)噴管，J-79也是首次可用于兩倍音速飛行的航空發(fā)動機(jī)。

通用電氣公司的CJ805-23渦扇發(fā)動機(jī)是渦扇發(fā)動機(jī)的中一個(gè)絕對另類的產(chǎn)品，讓CJ805-23如此與眾不同的地方就在于他的風(fēng)扇位置。他是唯一采用后風(fēng)扇設(shè)計(jì)的渦扇發(fā)動機(jī)。

在五六十年代，人們在設(shè)計(jì)第一代渦扇發(fā)動機(jī)的時(shí)候遇到了很大的困難。首先是由于大直徑的風(fēng)扇與相對小直徑的低壓壓氣機(jī)聯(lián)動以后風(fēng)扇葉片的翼尖部分的線速度超過了音速，這個(gè)問題在當(dāng)時(shí)很難解決，因?yàn)闆]有可利用的公式來進(jìn)行運(yùn)算人們只能用一次又一次的試驗(yàn)來發(fā)現(xiàn)、解決問題。第二是由于在壓氣機(jī)之前多了風(fēng)扇使得壓氣機(jī)的工作被風(fēng)扇所干擾。第三是細(xì)長的風(fēng)扇葉片高速轉(zhuǎn)動所引起的振動。

而通用電氣公司的后風(fēng)扇設(shè)計(jì)一下子完全避開了這三個(gè)最主要的困難。CJ805-23的后風(fēng)扇實(shí)際上是一個(gè)雙節(jié)的葉片，葉片的下半部分是渦輪葉片，上半部分是風(fēng)扇葉片。這樣的一個(gè)葉片就像渦軸發(fā)動的自由渦輪一樣被放在內(nèi)函核心發(fā)動機(jī)的尾部。葉片與核心發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)子沒有絲毫的機(jī)械聯(lián)系，這樣人們就可以隨心所欲的來設(shè)計(jì)風(fēng)扇的轉(zhuǎn)速，而且葉片的后置也不會對壓氣機(jī)產(chǎn)生不良影響。但在回避困難的同時(shí)也引發(fā)了新的問題。

首先是葉片的受熱不勻，CJ805-23的后風(fēng)扇葉片的渦輪部分在工作時(shí)的最高溫度達(dá)到了560度，而風(fēng)扇部分的最低溫度只有38度。其次，由于后風(fēng)扇不像前風(fēng)扇那樣工作在發(fā)動機(jī)的冷端，而是工作在發(fā)動機(jī)的熱端，這樣一來風(fēng)扇的可靠性也隨之下降，而飛機(jī)對其動力的要求最重要的一條就是萬無一失。而且風(fēng)扇后置的設(shè)計(jì)使得發(fā)動機(jī)的由于形狀上的原因其飛行阻力也要大于風(fēng)扇前置的發(fā)動機(jī)。

當(dāng)“康維”、JT-3D、CJ805-23這些渦扇發(fā)動機(jī)紛紛定型下線的時(shí)候，人們也在不斷的反思在渦扇發(fā)動機(jī)研制過程。人們發(fā)現(xiàn)，如果一臺渦扇發(fā)動機(jī)如果真的像“康維”那樣從一張白紙上開始試制則最少要用十年左右的時(shí)間新發(fā)動機(jī)才能定型投產(chǎn)。而如果像JT-3D或CJ805-23那樣利用以有的一臺渦噴發(fā)動機(jī)作為內(nèi)函發(fā)動機(jī)來研制渦扇發(fā)動機(jī)的話，因?yàn)榘l(fā)動機(jī)在技術(shù)上最難解決的部分都以得到了解決，所以無論從時(shí)間上還是金錢、人力、物力上都要節(jié)省很多。在這樣的背景之下，為了縮短新渦扇的研制時(shí)間、減少開發(fā)費(fèi)用。美國政府在還未對未來的航空動力有十分明確的要求的情況下，從1959年起開始執(zhí)行“先進(jìn)渦輪燃?xì)獍l(fā)生器計(jì)劃”，這個(gè)計(jì)劃的目地就是要利用最新的科研成果來試制一種燃?xì)夂诵臋C(jī)，并進(jìn)行地面試車，以暴露并解決各部分的問題。在這個(gè)燃?xì)夂诵臋C(jī)的其礎(chǔ)之上進(jìn)行放大或縮小，再加裝其它的部件，如壓氣機(jī)、風(fēng)扇等等就可以組裝成不同類型的航空渦輪發(fā)動機(jī)。如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等?！跋冗M(jìn)渦輪燃?xì)獍l(fā)生器計(jì)劃”實(shí)際上是一個(gè)有相當(dāng)前瞻意味的預(yù)研工程。

用今天的眼光來看，這個(gè)工程的指導(dǎo)方向無疑是正確的。美國政府實(shí)際上是在激勵(lì)本國的兩大動力公司向航空動力系統(tǒng)中最難的部分開刀。因?yàn)樵谌細(xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)中最最嚴(yán)重的技術(shù)難點(diǎn)就產(chǎn)生在這個(gè)以燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)鉁u輪為主體的燃?xì)夂诵臋C(jī)上。在每一臺以高溫燃?xì)鈦眚?qū)動燃?xì)鉁u輪為動力的發(fā)動機(jī)上，由燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)鉁u輪所組成的燃?xì)夂诵臋C(jī)的工作地點(diǎn)將是這臺發(fā)動的最高溫度、最大壓力的所在地。所以其承受的應(yīng)力也就最大，工作條件也最為苛刻。但燃?xì)夂诵臋C(jī)的困難不只是壓力和溫度，高轉(zhuǎn)數(shù)所帶來的巨大的離心力、飛機(jī)在加速時(shí)的巨大沖擊，如果是戰(zhàn)斗機(jī)還要考慮到當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行機(jī)動時(shí)所產(chǎn)生的過載和因過載以引起的零部件變形。在為數(shù)眾多的困難中單拿出無論哪一個(gè)都將是一個(gè)工程上的巨大難題。但如果這些問題不被解決掉那么更先進(jìn)的噴氣發(fā)動機(jī)也就無從談起。

在這個(gè)計(jì)劃之下，普惠公司與通用電氣公司都很快的推出了各自研發(fā)的燃?xì)夂诵臋C(jī)。普惠公司的核心機(jī)被稱作STF-200而通用動力公司的燃?xì)夂诵臋C(jī)為GE-1。時(shí)至今日美國人在四十年前發(fā)起的這場預(yù)研還在發(fā)揮著他的作用，現(xiàn)如今普惠公司和通用電氣公司出品的各式航空發(fā)動機(jī)如果真的都求其根源都話，它們卻都是來自于STF-200與GE-1這兩個(gè)老祖宗。

第二次世界大戰(zhàn)中，德國戴姆勒-奔馳于1943年試制出了第一臺渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，4月在試驗(yàn)臺上靜推力已達(dá)到840千克，預(yù)計(jì)可達(dá)到1000千克，但因存在大量缺陷并缺乏相應(yīng)的專家而沒能獲得發(fā)展。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。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)要比渦輪噴氣發(fā)動機(jī)更省油，尤其是超過音速不太多時(shí)。所以民用噴氣飛機(jī)都是采用的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

中國民用分開排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)還未研制成功，軍用混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)已成功批量生產(chǎn)的秦嶺發(fā)動機(jī)相當(dāng)于英國60年代的SPEY，用于飛豹上。相當(dāng)于蘇27上的AL31的太行前一段時(shí)間報(bào)道研制成功，但不知道是否投入批量生產(chǎn)。

提高渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)推力的一個(gè)辦法就是提高發(fā)動機(jī)的空氣流量。

渦槳發(fā)動機(jī)的排氣速度太低推力有限，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（引擎排氣速度與飛行速度之比）兩個(gè)部分。提高燃?xì)庠跍u輪前的溫度和高壓壓氣機(jī)的增壓比（轉(zhuǎn)速），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，在飛行速度不變的前提下，提高渦輪前溫度，意味著提高渦輪葉片以及在同一根軸上的壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速，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。一般渦噴發(fā)動機(jī)的排氣速度大多超過音速，而飛機(jī)大多數(shù)時(shí)候是在亞音速飛行。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（通過增加低速的排氣流量，降低平均排氣速度）。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)的后方再增加了1-2級低壓（低速）渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇，繼續(xù)消耗掉一部分渦噴發(fā)動機(jī)（核心機(jī)）的燃?xì)馀艢鈩幽?，從而進(jìn)一步降低燃?xì)馀懦鏊俣?。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)低壓渦輪驅(qū)動風(fēng)扇傳遞到外涵道氣流，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)。但是大風(fēng)扇直徑增加了發(fā)動機(jī)的迎風(fēng)面積，所以涵道比大于0.3以上的渦扇發(fā)動機(jī) 不適合超音速巡航飛行。雖然渦扇發(fā)動機(jī)降低了排氣速度，但并未降低推力，因?yàn)榻档团艢馑俣鹊耐瑫r(shí)增加了（外涵）排氣流量。從涵道比的角度看，渦扇發(fā)動機(jī)是渦噴發(fā)動機(jī)和渦槳發(fā)動機(jī)的折中。

進(jìn)氣道進(jìn)氣---壓氣機(jī)增壓---燃燒室加熱---渦輪膨脹作功帶動壓氣機(jī)---尾噴管膨脹加速---排氣到體外

發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)起來之后，壓氣機(jī)源源不斷地把壓縮了的空氣送到后面的燃燒室，在燃燒室里空氣和燃油混合燃燒，向后排出高溫高速高壓氣體，這些氣體帶動渦輪旋轉(zhuǎn)，渦輪和壓氣機(jī)是用軸連在一起的，因此渦輪旋轉(zhuǎn)了，壓氣機(jī)也跟著旋轉(zhuǎn)，就不斷地把空氣壓縮進(jìn)去了

分開排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

進(jìn)氣道進(jìn)氣--風(fēng)扇增壓--氣流分為兩股

內(nèi)涵氣流：壓氣機(jī)增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機(jī)--內(nèi)涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外

外涵氣流：外涵道--外涵尾噴管膨脹加速--排氣到體外

我們常見的民航客機(jī)所采用的發(fā)動機(jī)，多半是分別排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，比如著名的V2500，PW4000,GE90....

混合排氣渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

進(jìn)氣道進(jìn)氣--風(fēng)扇增壓--氣流分為兩股

內(nèi)涵氣流：壓氣機(jī)增壓--燃燒室加熱--渦輪膨脹作功帶動風(fēng)扇和壓氣機(jī)--混合器

外涵氣流：外涵道--混合器

兩股氣流在混合器中摻混--尾噴管膨脹加速--排氣到體外

在研制一臺新的渦扇發(fā)動機(jī)的時(shí)候，最先解決的問題是他的總體結(jié)構(gòu)問題?？傮w結(jié)構(gòu)的問題說明白一些就是發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)子數(shù)目多少。目前渦扇發(fā)動機(jī)所采用的總體結(jié)構(gòu)無非是三種，一是單轉(zhuǎn)子、二是雙子、三是三轉(zhuǎn)子。其中單轉(zhuǎn)子的結(jié)構(gòu)最為簡單，整個(gè)發(fā)動機(jī)只有一根軸，風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪全都在這一根軸上。結(jié)構(gòu)簡單的好處也不言自明--省錢！一方面的節(jié)省就總要在另一方而復(fù)出相應(yīng)的代價(jià)。首先從理論上來說單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦扇發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)可以作成任意多的級數(shù)以期達(dá)到一定的增壓比。可是因?yàn)閱无D(zhuǎn)子的結(jié)構(gòu)限制使其風(fēng)扇、低壓壓氣機(jī)、高壓壓氣機(jī)、低壓渦輪、高壓渦輪必須都安裝在同一根主軸之上，這樣在工作時(shí)他們就必須要保持相同的轉(zhuǎn)速。問題也就相對而出，當(dāng)單轉(zhuǎn)子的發(fā)動機(jī)在工作時(shí)其轉(zhuǎn)數(shù)突然下降時(shí)（比如猛收小油門），壓氣機(jī)的高壓部分就會因?yàn)榈貌坏阶銐虻霓D(zhuǎn)數(shù)而效率嚴(yán)重下降，在高壓部分的效率下降的同時(shí)，壓氣機(jī)低壓部分的載荷就會急劇上升，當(dāng)?shù)蛪簤簹鈾C(jī)部分超載運(yùn)行時(shí)就會引起發(fā)動機(jī)的振喘，而在正常的飛行當(dāng)中，發(fā)動機(jī)的振喘是決對不被允許的，因?yàn)樵谡５娘w行中發(fā)動機(jī)一但發(fā)生振喘飛機(jī)十有八九就會掉下來。為了解決低壓部分在工作中的過載只好在壓氣機(jī)前加裝導(dǎo)流葉片和在壓氣機(jī)的中間級上進(jìn)行放氣，即空放掉一部分以經(jīng)被增壓的空氣來減少壓氣機(jī)低壓部分的載荷。但這樣以來發(fā)動機(jī)的效率就會大打折扣，而且這種放掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機(jī)上的作用也不是十分的明顯。更要命的問題發(fā)生在風(fēng)扇上，由于風(fēng)扇必須和壓氣機(jī)同步，受壓氣機(jī)的高轉(zhuǎn)數(shù)所限單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(jī)只能選用比較小的函道比。比如在幻影-2000上用的M-53單轉(zhuǎn)子渦扇發(fā)動機(jī)，其函道只有0.3。相應(yīng)的發(fā)動機(jī)的推重比也比較小，只有5.8。

為了提高壓氣機(jī)的工作效率和減少發(fā)動機(jī)在工作中的振喘，人們想到了用雙轉(zhuǎn)子來解決問題，即讓發(fā)動機(jī)的低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)工作在不同的轉(zhuǎn)速之下。這樣低壓壓氣機(jī)與低壓渦輪聯(lián)動形成了低壓轉(zhuǎn)子，高壓壓氣機(jī)與高壓渦輪聯(lián)動形成了高壓轉(zhuǎn)子。低壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速可以相對低一些。因?yàn)閴嚎s作用在壓氣機(jī)內(nèi)的空氣溫度升高，而音速是隨著空氣溫度的升高而升高的，所以而高壓轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速可以設(shè)計(jì)的相對高一些。既然轉(zhuǎn)速提高了，高壓轉(zhuǎn)子的直徑就可以作的小一些，這樣在雙轉(zhuǎn)子的噴氣發(fā)動機(jī)上就形成了一個(gè)“蜂腰”，而發(fā)動機(jī)的一些附屬設(shè)備比如燃油調(diào)節(jié)器、起動裝置等等就可以很便的裝在這個(gè)“蜂腰”的位置上，以減少發(fā)動機(jī)的迎風(fēng)面積降低飛行阻力。雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)的好處不光這些，由于一般來說雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)的的高壓轉(zhuǎn)子的重量比較輕，起動慣性小，所以人們在設(shè)計(jì)雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)的時(shí)候都只把高壓轉(zhuǎn)子設(shè)計(jì)成用啟動機(jī)來驅(qū)動，這樣和單轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)相比雙轉(zhuǎn)子的啟動也比較容易，啟動的能量也要求較小，啟動設(shè)備的重量也就相對降低。

然而雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦扇發(fā)動機(jī)也并不是完美的。在雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦扇發(fā)動機(jī)上，由于風(fēng)扇要和低壓壓氣機(jī)聯(lián)動，風(fēng)扇和低壓壓氣機(jī)就必須要互相將就一下對方。風(fēng)扇為將就壓氣機(jī)而必需提高轉(zhuǎn)數(shù)，這樣直徑相對比較大的風(fēng)扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大，巨大的離心力就要求風(fēng)扇的重量不能太大，在風(fēng)扇的重量不能太大的情況下風(fēng)扇的葉片長度也就不能太長，風(fēng)扇的直徑小下來了，函道比自然也上不去，而實(shí)踐證明函道比越高的發(fā)動機(jī)推力也就越大，而且也相對省油。而低壓壓氣機(jī)為了將就風(fēng)扇也不得不降低轉(zhuǎn)數(shù)，降低了壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)數(shù)壓氣機(jī)的工作效率自然也就上不去，單級增壓比降低的后果是不得不增加壓氣機(jī)風(fēng)扇的級數(shù)來保持一定的總增壓比。這樣壓氣機(jī)的重量就很難得以下降。

為了解壓氣機(jī)和風(fēng)扇轉(zhuǎn)數(shù)上的矛盾。人們很自然的想到了三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，所謂三轉(zhuǎn)子就是在二轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)上又了多了一級風(fēng)扇轉(zhuǎn)子。這樣風(fēng)扇、高壓壓氣機(jī)和低壓壓氣機(jī)都自成一個(gè)轉(zhuǎn)子，各自都有各自的轉(zhuǎn)速。三個(gè)轉(zhuǎn)子之間沒有相對固定的機(jī)械聯(lián)接。如此一來，風(fēng)扇和低壓轉(zhuǎn)子就不用相互的將就行事，而是可以各自在最為合試的轉(zhuǎn)速上運(yùn)轉(zhuǎn)。設(shè)計(jì)師們就可以相對自由的來設(shè)計(jì)發(fā)動機(jī)風(fēng)扇轉(zhuǎn)速、風(fēng)扇直徑以及函道比。而低壓壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速也可以不受風(fēng)扇的肘制，低壓壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速提高之后壓氣的的效率提高、級數(shù)減少、重量減輕，發(fā)動機(jī)的長度又可以進(jìn)一步縮小。

但和雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)相比，三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)進(jìn)一步變的復(fù)雜。三轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)有三個(gè)相互套在一起的共軸轉(zhuǎn)子，因而所需要的軸承支點(diǎn)幾乎比雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的發(fā)動機(jī)多了一倍，而且支撐結(jié)構(gòu)也更加的復(fù)雜，軸承的潤滑和壓氣機(jī)之間的密閉也更困難。三轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)比雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機(jī)多了很多工程上的難題，可是英國的羅·羅公司還是對他情有獨(dú)鐘，因?yàn)樵诒砻娴睦щy背后還有著巨大的好處，羅羅公司的RB-211上用的就是三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。轉(zhuǎn)子數(shù)量上的增加換來了風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪的簡化。

三轉(zhuǎn)子RB-211與同一技術(shù)時(shí)期推力同級的雙轉(zhuǎn)子的JT-9D相比：JT-9D的風(fēng)扇頁片有46片，而RB-211只有33片；壓氣機(jī)、渦輪的總級數(shù)JT-9D有22級，而RB-211只有19級；壓氣機(jī)葉片JT-9D有1486片，RB-211只有826片；渦輪轉(zhuǎn)子葉片RB211也要比JT9D少，前者是522片，而后者多達(dá)708片；但從支撐軸承上看，RB-211有八個(gè)軸承支撐點(diǎn)，而JT9D只有四個(gè)。

渦扇發(fā)動機(jī)的外函推力完全來自于風(fēng)扇所產(chǎn)生的推力，風(fēng)扇的的好壞直接的影響到發(fā)動機(jī)的性能，這一點(diǎn)在高函道比的渦扇發(fā)動機(jī)上由是。渦扇發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇發(fā)展也經(jīng)歷了幾個(gè)過程。在渦扇發(fā)動機(jī)之初，由于受內(nèi)函核心機(jī)功率和風(fēng)扇材料的機(jī)械強(qiáng)度的限制，渦扇發(fā)動機(jī)的函道比不可能做的很大，比如在渦扇發(fā)動機(jī)的三鼻祖中，其函道比最大的CJ805-23也不過只有1.5而以，而且CJ805-23所采用的風(fēng)扇還是后獨(dú)一無二的后風(fēng)扇。

在前風(fēng)扇設(shè)計(jì)的二款發(fā)動機(jī)中JT3D的函道比大一些達(dá)到了1.37。達(dá)到如此的函道比，其空氣總流量比也比其原型J-57的空氣流量大了271%?？諝饬髁康募哟蟀l(fā)動機(jī)的迎風(fēng)面積也隨之變大。風(fēng)扇的葉片也要作的很長。JT3D的一級風(fēng)扇的葉片長度為418.2毫米。而J57上的最長的壓氣機(jī)葉片也就大約有二百毫米左右。當(dāng)風(fēng)扇葉片變的細(xì)長之后，其彎曲、扭轉(zhuǎn)應(yīng)力加大，在工作中振動的問題也突現(xiàn)了出來。為了解決細(xì)長的風(fēng)扇葉片所帶來的麻煩，普惠公司采用了阻尼凸臺的方法來減少風(fēng)扇葉片所帶來的振動。凸臺位于距風(fēng)扇葉片根處大約百分之六十五的地方。JT3D發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇部分裝配完成之后，其風(fēng)扇葉上的凸臺就會在葉片上連成一個(gè)環(huán)形的箍。當(dāng)風(fēng)扇葉片運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，凸臺與凸臺之間就會產(chǎn)生摩擦阻尼以減少葉片的振動。加裝阻尼凸臺之后其減振效果是明顯的，但其阻尼凸臺的缺點(diǎn)也是明顯的。首先他增加了葉片的重量，其次他降底了風(fēng)扇葉片的效率。而且如果設(shè)計(jì)不當(dāng)?shù)脑挳?dāng)空氣高速的流過這個(gè)凸臺時(shí)會發(fā)生畸變，氣流的畸變會引發(fā)葉片產(chǎn)生更大的振動。而且如果采用這種方法由于葉片的質(zhì)量變大，在發(fā)動機(jī)運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)風(fēng)扇本身會產(chǎn)生更大的離心力。這樣的風(fēng)扇葉片很難作的更長，沒有更長的葉片也就不會有更高的函道比。而且細(xì)長的風(fēng)扇葉片的機(jī)械強(qiáng)度也很低，在飛機(jī)起飛著陸過程中，發(fā)動機(jī)一但吸入了外來物，比如飛鳥之類，風(fēng)扇的葉片會更容易被損壞，在高速轉(zhuǎn)動中折斷的風(fēng)扇葉片會像子彈一樣打穿外函機(jī)匣釀成大禍。解決風(fēng)扇難題一個(gè)比較完美的辦法是加大風(fēng)扇葉片的寬度和厚度。這樣葉片就可以獲得更大的強(qiáng)度以減少振動和外來物打擊的損害，而且如果振動被減少到一定程度的話阻尼凸臺也可以取消。但更厚重的扇葉其運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)的離心力也將是巨大的。這樣就必需要加強(qiáng)扇葉和根部和安裝扇葉的輪盤。但航空發(fā)動機(jī)負(fù)不起這樣的重量代價(jià)。風(fēng)扇葉片的難題大大的限制了渦扇發(fā)動機(jī)的發(fā)展。

更高的轉(zhuǎn)數(shù)、高大的機(jī)械強(qiáng)度、更長的葉片、更輕的重量這樣的一個(gè)多難的問題最終在八十年代初得到了解決。

1984年10月，RB211-535E4掛在波音七五七的翼下投入了使用。它是一臺有著跨時(shí)代意義的渦扇發(fā)動機(jī)。讓它身負(fù)如此之名的就是他的風(fēng)扇。羅·羅公司用了創(chuàng)造性的方法解決了困擾大函道比渦扇發(fā)動機(jī)風(fēng)扇的多難問題。新型發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇葉片叫作“寬弦無凸肩空心夾層結(jié)構(gòu)葉片”。故名思意，新型風(fēng)扇的葉片采用了寬弦的形狀來加大機(jī)械強(qiáng)度和空心結(jié)構(gòu)以減少重量。新型的空心葉片分成三個(gè)部分：葉盆、葉背、和葉芯。它的葉盆和葉背分別是由兩塊鈦合金薄板制成，在兩塊薄板之間是同樣用鈦合金作成的蜂窩狀結(jié)構(gòu)的“芯”。通過活性擴(kuò)散焊接的方法將葉盆、葉背、葉芯連成一體。新葉片以極輕的重量獲得了極大的強(qiáng)度。這樣的一塊鈦合金三明治一下子解決了困擾航空動力工業(yè)幾十年的大難題。

新型風(fēng)扇不光是重量輕、強(qiáng)度大，而且因?yàn)樗∠藗鹘y(tǒng)細(xì)長葉片上的阻尼凸臺他的工作效率也要更高一些。風(fēng)扇扇葉的數(shù)量也減少了將近三分之一，RB211-535E4發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇扇葉只有二十四片。

1991年7月15日新型寬弦葉片經(jīng)受了一次重大的考驗(yàn)。印度航空公司的一架A320在起飛階段其裝備了寬弦葉片的V-2500渦扇發(fā)動機(jī)吸入了一只5.44千克重的印度禿鷲！巨鳥以差不多三百公里的時(shí)速迎頭撞到了發(fā)動機(jī)的最前端部件--風(fēng)扇上！可是發(fā)動機(jī)在遭到如此重創(chuàng)之后仍在正常工作，飛機(jī)安全的降落了。在降落之后，人們發(fā)現(xiàn)V-2500的22片寬弦風(fēng)扇中只有6片被巨大的沖擊力打變了形，沒有一片葉片發(fā)生折斷。發(fā)動機(jī)只在外場進(jìn)行了更換葉片之后就又重新投入了使用。這次意外的撞擊證明了“寬弦無凸肩空心夾層結(jié)構(gòu)葉片”的巨大成功。

解決寬弦風(fēng)扇的問題并不是只有空心結(jié)構(gòu)這一招。實(shí)際上，當(dāng)風(fēng)扇的直徑進(jìn)一步加大時(shí)，空心結(jié)構(gòu)的風(fēng)扇扇葉也會超重。比如在波音777上使用的GE-90渦扇發(fā)動機(jī)，其風(fēng)扇的直徑高達(dá)3.142米。即使是空心蜂窩結(jié)構(gòu)的鈦合金葉片也會力不從心。于是通用動力公司便使用先進(jìn)的增強(qiáng)環(huán)氧樹脂碳纖維復(fù)合材料來制造巨型的風(fēng)扇扇葉。碳纖維復(fù)合材料所制成的風(fēng)扇扇葉結(jié)構(gòu)重量極輕，而強(qiáng)度卻是極大?？墒窃诋?dāng)復(fù)合材料制成的風(fēng)扇在運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)遭到特大鳥的撞擊會發(fā)生脫層現(xiàn)像。為了進(jìn)一步的增大GE-90的安全系數(shù)，通用動力公司又在風(fēng)扇的前緣上包覆了一層鈦合金的蒙皮，在其后緣上又用“凱夫拉”進(jìn)行縫合加固。如此以來GE-90的風(fēng)扇可謂萬無一失。

當(dāng)高函道比渦扇發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇從傳統(tǒng)的細(xì)長窄弦葉片向?qū)捪胰~片過渡的時(shí)候，風(fēng)扇的級數(shù)也經(jīng)歷了一場從多級風(fēng)扇到單級風(fēng)扇的過渡。在渦扇發(fā)動機(jī)誕生之初，由于風(fēng)扇的單級增壓比比較低只能采用多級串聯(lián)的方式來提高風(fēng)扇的總增壓比。比如JT3D的風(fēng)扇就為兩級，其平均單級增壓比為1.32，通過兩級串聯(lián)其風(fēng)扇總增壓比達(dá)到了1.74。多級風(fēng)扇與單級風(fēng)扇相比幾乎沒有優(yōu)點(diǎn)，它重量大、效率低，其實(shí)它是在渦扇發(fā)動機(jī)的技主還不十分成熟的時(shí)候一種無耐的選擇。隨著風(fēng)扇單級增壓比的一步步提高，現(xiàn)如今在中、高函道比的渦扇發(fā)動機(jī)上單級風(fēng)扇以是一統(tǒng)天下。比如在GE-90上使用的單級風(fēng)扇其增壓比高達(dá)1.65，如此之高的單級增壓比以經(jīng)再沒有必要來串接第二級風(fēng)扇。

但是在戰(zhàn)斗機(jī)上使用的低函道比渦扇發(fā)動機(jī)還在使用著多級風(fēng)級的結(jié)構(gòu)。比如在F-15A上使用的F100-PW-100渦扇發(fā)動機(jī)就是由三級構(gòu)成，其總增壓比達(dá)到了2.95。低函道渦扇發(fā)動機(jī)取如此高的風(fēng)扇增壓比其實(shí)是風(fēng)扇、低壓壓氣機(jī)合二為一結(jié)果。在戰(zhàn)斗機(jī)上使用的低函道比渦扇發(fā)動機(jī)為了減少重量它的雙轉(zhuǎn)子其實(shí)是由風(fēng)扇轉(zhuǎn)子和壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子組成的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)。受戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)內(nèi)容積所限，采用大空氣流量的高函道比渦扇發(fā)動機(jī)是不現(xiàn)實(shí)的，但為了提高推力只能提發(fā)動機(jī)的出口壓力，再者風(fēng)扇不光要提供全部的外函推力而且還要部分的承擔(dān)壓氣機(jī)的任務(wù)，所以風(fēng)扇只能采用比較高的增壓比。

其實(shí)低函道比的渦扇發(fā)動機(jī)彩用多級風(fēng)扇也是一種無耐之舉，如果風(fēng)扇的單級增壓比能達(dá)到3左右多級風(fēng)扇的結(jié)構(gòu)就將不會再出現(xiàn)。如果想要風(fēng)扇的單級增壓比達(dá)到3一級只能是進(jìn)一步提高風(fēng)扇的的轉(zhuǎn)速并在風(fēng)扇的葉型上作文章，風(fēng)扇的葉片除了要使用寬弦葉片之外葉片還要帶有一定的后掠角度以克服風(fēng)扇在高速旋轉(zhuǎn)時(shí)所產(chǎn)生的激波，只有這樣3一級的單級風(fēng)扇增壓比才可能會實(shí)現(xiàn)。相現(xiàn)這一點(diǎn)人們將會在二十年之內(nèi)作到.

壓氣機(jī)故名思意，就是用來壓縮空氣的一種機(jī)械。在噴氣發(fā)動機(jī)上所使用的壓氣機(jī)按其結(jié)構(gòu)和工作原理可以分為兩大類，一類是離心式壓氣機(jī)，一類是軸流式壓氣機(jī)。離必式壓氣機(jī)的外形就像是一個(gè)鈍角的扁圓錐體。在這個(gè)圓錐體上有數(shù)條螺旋形的葉片，當(dāng)壓氣機(jī)的圓盤運(yùn)轉(zhuǎn)時(shí)，空氣就會被螺旋形的葉片“抓住”，在高速旋轉(zhuǎn)所帶來的巨大離心力之下，空氣就會被甩進(jìn)壓氣機(jī)圓盤與壓氣機(jī)機(jī)匣之間的空隙，從而實(shí)現(xiàn)空氣的增壓。與離心式壓氣機(jī)不同，軸流式壓氣機(jī)是由多級風(fēng)扇所構(gòu)成的，其每一級都會產(chǎn)生一定的增壓比，各級風(fēng)扇的增壓比相乘就是壓氣機(jī)的總增壓比。

在現(xiàn)代渦扇發(fā)動機(jī)上的壓氣機(jī)大多是軸流式壓氣機(jī)，軸流式壓氣機(jī)有著體積小、流量大、單位效率高的優(yōu)點(diǎn)，但在一些場合之下離心式壓氣機(jī)也還有用武之地，離心式壓氣機(jī)雖然效率比較差，而且重量大，但離心式壓氣機(jī)的工作比較穩(wěn)定、結(jié)構(gòu)簡單而且單級增壓比也比軸流式壓氣機(jī)要高數(shù)倍。比如在中國臺灣的IDF上用的雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的TFE1042-70渦扇發(fā)動機(jī)上，其高壓壓氣機(jī)就采用了四級軸流式與一級離心式的組合式壓氣機(jī)以減少壓氣機(jī)的級數(shù)。多說一句，這樣的組合式壓氣機(jī)在渦扇發(fā)動機(jī)上用的不多，但在直升機(jī)上所使用的渦軸發(fā)動機(jī)現(xiàn)在一般都為幾級軸流式加一級離心式的組合結(jié)構(gòu)。比如國產(chǎn)的渦軸6、 渦軸8發(fā)動機(jī)就是1級軸流式加1級離心式構(gòu)成的組合壓氣機(jī)。而美國的“黑鷹”直升機(jī)上的T700發(fā)動機(jī)其壓氣機(jī)為5級軸流式加上1級離心式。

壓氣機(jī)是渦扇發(fā)動機(jī)上比較核心的一個(gè)部件。在渦扇發(fā)動機(jī)上采用雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)很大程度上就是為了迎合壓氣機(jī)的需要。壓氣機(jī)的效率高低直接的影響了發(fā)動機(jī)的工作效率。目前人們的目標(biāo)是提高壓氣機(jī)的單級增壓比。比如在J-79上用的壓氣機(jī)風(fēng)扇有17級之多，平均單級增壓比為1.16，這樣17級葉片的總增壓比大約為12.5左右，而用在波音777上的GE-90的壓氣機(jī)的平均單級增壓比以提高到了1.36，這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達(dá)到23左右。而F-22的動力F-119發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)更是了的，3級風(fēng)扇和6級高壓壓氣機(jī)的總增壓比就達(dá)到了25左右，平均單級增壓比為1.43。平均單級增壓比的提高對減少壓氣機(jī)的級數(shù)、減少發(fā)動機(jī)的總量、縮短發(fā)動機(jī)的總長度是大有好處的。

但隨著壓氣機(jī)的增壓比越來越高，壓氣機(jī)振喘和壓氣機(jī)防熱的問題也就突現(xiàn)了出來。

在壓氣機(jī)中，空氣在得到增壓的同時(shí)，其溫度也在上升。比如當(dāng)飛機(jī)在地面起飛壓氣機(jī)的增壓比達(dá)到25左右時(shí)，壓氣機(jī)的出口溫度就會超過500度。而在戰(zhàn)斗機(jī)所用的低函道比渦扇發(fā)動機(jī)中，在中低空飛行中由于沖壓作用，其溫度還會提高。而當(dāng)壓氣機(jī)的總增壓比達(dá)到30左右時(shí)，壓氣機(jī)的出口溫度會達(dá)到600度左右。如此高的溫度會鈦合金以是難當(dāng)重任，只能由耐高溫的鎳基合金取而代之，可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大。與是人們又開發(fā)了新型的耐高溫鈦合金。在波音747的動力之一羅·羅公司的遄達(dá)800與EF2000的動力EJ200上就使用了全鈦合金壓氣機(jī)。其轉(zhuǎn)子重量要比使用鎳基合金減重30%左右。

與壓氣機(jī)防熱的問題相比壓氣機(jī)振喘的問題要難辦一些。振喘是發(fā)動機(jī)的一種不正常的工作狀態(tài)，他是由壓氣機(jī)內(nèi)的空氣流量、流速、壓力的空然變化而引發(fā)的。比如在當(dāng)飛機(jī)進(jìn)行加速、減速時(shí)，當(dāng)飛發(fā)動機(jī)吞水、吞冰時(shí)，或當(dāng)戰(zhàn)斗機(jī)在突然以大攻飛行拉起進(jìn)氣道受到屏蔽進(jìn)氣量驟減時(shí)。都極有可能引起發(fā)動機(jī)的振喘。

在渦扇噴氣發(fā)動機(jī)之初，人們就采用了在各級壓氣機(jī)前和風(fēng)扇前加裝整流葉片的方法來減少上一級壓氣機(jī)因絞動空氣所帶給下一級壓氣機(jī)的不利影響，以克制振喘現(xiàn)像的發(fā)生。而且在J-79渦噴發(fā)動機(jī)上人們還首次實(shí)現(xiàn)了整流葉片的可調(diào)整?？烧{(diào)整的整流葉片可以讓發(fā)動機(jī)在更加寬廣的飛行包線內(nèi)正常工作。可是隨著風(fēng)扇、壓氣機(jī)的增壓比一步一步的提高光是采用整流葉片的方法以是行不通了。對于風(fēng)扇人們使用了寬弦風(fēng)扇解決了在更廣的工作范圍內(nèi)穩(wěn)定工作的問題，而且采用了寬弦風(fēng)扇之后即使去掉風(fēng)扇前的整流葉片風(fēng)扇也會穩(wěn)定的工作。比如在F-15上的F100-PW-100其風(fēng)扇前就采用了整流葉片，而F-22的F-119就由于采用了三級寬弦風(fēng)扇所以風(fēng)扇前也就沒有了整流葉片，這樣發(fā)動機(jī)的重量得以減輕，而且由于風(fēng)扇前少了一層屏蔽其效率也就自然而然的提高了。風(fēng)扇的問題解決了可是壓氣的問題還在，而且似乎比風(fēng)扇的問題材更難辦。因?yàn)槎嗉壍膲簹鈾C(jī)都是裝在一根軸上的，在工作時(shí)它的轉(zhuǎn)數(shù)也是相同的。如果各級壓氣機(jī)在工作的時(shí)候都有自已合理的工作轉(zhuǎn)數(shù)，振喘的問題也就解決了?？墒堑浆F(xiàn)在為止還沒有聽說什么國家在集中國力來研究十幾、二十幾轉(zhuǎn)子的渦扇發(fā)動機(jī)。

在萬般的無耐之后人們能回到老路上來--放氣！放氣是一種最簡單但也最無可耐何的防振喘的方法。在很多現(xiàn)代化的發(fā)動上人們都保留的放氣活門以備不時(shí)之須。比如在波音747的動力JT9D上，普·惠公司就分別在十五級的高、低壓氣機(jī)中的第4、9、15級上保留了三個(gè)放氣活門。

渦扇發(fā)動機(jī)的燃燒室也就是我們上面所提到過的“燃?xì)獍l(fā)生器”。經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后的高壓空氣與燃料混合之后將在燃燒室中燃燒以產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)鈦硗苿尤細(xì)鉁u輪的運(yùn)轉(zhuǎn)。在噴氣發(fā)動機(jī)上最常用的燃燒室有兩種，一種叫作環(huán)管形燃燒室，一種叫作環(huán)形燃燒室。

環(huán)管燃燒室是由數(shù)個(gè)火焰筒圍成一圈所組成，在火焰筒與火焰筒之間有傳焰管相連以保證各火焰筒的出口燃?xì)鈮毫Υ笾料嗟取？墒羌词故侨绱烁鞲骰鹧嫱仓畠?nèi)的燃?xì)鈮毫σ策€是不能完全相等，但各火焰筒內(nèi)的微小燃?xì)鈮毫€不足以為患。但在各各火焰筒的出口處由于相鄰的兩個(gè)火焰筒所噴出的燃?xì)鈺l(fā)生重疊，所以在各火焰筒的出口相鄰處的溫度要比別處的溫度高?；鹧嫱驳某隹跍囟葓龅臏囟炔町悤o渦輪前部的燃?xì)鈱?dǎo)向器帶來一定的損害，溫度高的部分會加速被燒蝕。比如在使用了8個(gè)火焰筒的環(huán)管燃燒室的JT3D上，在火焰筒尾焰重疊處其燃?xì)鈱?dǎo)流葉片的壽命只有正常葉片的三分之一。

與環(huán)管式燃燒室相比，環(huán)形燃燒室就沒有這樣的缺點(diǎn)。故名思意，與管環(huán)燃燒室不同，環(huán)形燃燒室的形狀就像是一個(gè)同心圓，壓縮空氣與燃油在圓環(huán)中組織燃燒。由于環(huán)形燃燒室不像環(huán)管燃燒室那樣是由多個(gè)火焰筒所組成，環(huán)形燃燒室的燃燒室是一個(gè)整體，因此環(huán)形燃燒室的出口燃?xì)鈭龅臏囟纫拳h(huán)管形燃燒室的溫度均勻，而且環(huán)形燃燒室所需的燃油噴嘴也要比環(huán)管燃燒室的要少一些。均勻的溫度場對直接承受高溫燃?xì)獾娜細(xì)鈱?dǎo)流葉片的整體壽命是有好處的。

與環(huán)管燃燒室相比，環(huán)形燃燒室的優(yōu)點(diǎn)還不止是這些。

由于燃燒室中的溫度很高，所以無論環(huán)管燃燒室還是環(huán)形燃燒室都要進(jìn)行一定的冷卻，以保證燃燒室能更穩(wěn)定的進(jìn)行工作。單純的吹風(fēng)冷卻早以不能適應(yīng)極高的燃燒室溫度?，F(xiàn)在人們在燃燒室中最普便使用的冷卻方法是全氣膜冷卻，即在燃燒室內(nèi)壁與燃燒室內(nèi)部的高溫燃?xì)庵g組織起一層由較冷空氣所形成的氣膜來保護(hù)燃燒室的內(nèi)壁。由于要形成氣膜，所以就要從燃燒室壁上的孔隙中向燃燒室內(nèi)噴入一定量的冷空氣，所以燃燒室壁被作的很復(fù)雜，上面的開有成千上萬用真空電子束打出的冷卻氣孔。現(xiàn)在大家只要通過簡單的計(jì)算就可以得知，在有著相同的燃燒室容積的情況下，環(huán)形燃燒室的受熱面積要比環(huán)管燃燒室的受熱面積小的多。因此環(huán)形燃燒的冷卻要比環(huán)管形燃燒室的冷卻容易的多。在除了冷卻比較容易之處，環(huán)形燃燒室的體積、重量、燃油油路設(shè)計(jì)等等與環(huán)管燃燒室相比也著優(yōu)勢。

但與環(huán)管燃燒室相比，環(huán)形燃燒室也有著一些不足，但這些不足不是性能上的而是制作工藝上。

首先，是環(huán)形燃燒室的強(qiáng)度問題。在環(huán)管燃燒室上使用的是單個(gè)體積較小的火焰筒，而環(huán)形燃燒室使用的是單個(gè)體積較大的圓環(huán)形燃燒室。隨著承受高溫、高壓的燃燒室的直徑的增大，環(huán)形燃燒室的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度是一大難點(diǎn)。

其次，由于燃燒室的工作整體環(huán)境很復(fù)雜，所以現(xiàn)在人們還不可能完全用計(jì)算的方法來發(fā)現(xiàn)、解決燃燒室所面臨的問題。要暴露和解決問題進(jìn)行大量的實(shí)驗(yàn)是唯一的方法。在環(huán)管燃燒室上，由于單個(gè)火焰筒的體積和在正常工作時(shí)所需要的空氣流量較少，人們可以進(jìn)行單個(gè)的火焰筒實(shí)驗(yàn)。而環(huán)形燃燒室是一個(gè)大直徑的整體，在工作時(shí)所需要的空氣流量也比較大，所以進(jìn)行實(shí)驗(yàn)有一定的難度。在五六十年代人們進(jìn)行環(huán)行燃燒室的實(shí)驗(yàn)時(shí)，由于沒有足夠的條件只能進(jìn)行環(huán)形燃燒室部分扇面的實(shí)驗(yàn)，這種實(shí)驗(yàn)不可能得到燃燒室的整體數(shù)據(jù)。

但由于科技的進(jìn)步，環(huán)形燃燒室的機(jī)械強(qiáng)度與調(diào)試問題在現(xiàn)如今都以經(jīng)得到了比較圓滿的解決。由于環(huán)形燃燒室固有的優(yōu)點(diǎn)，在八十年代之后研發(fā)的新型渦扇發(fā)動機(jī)之上幾忽使用的都是環(huán)形燃燒室。

為了更能說明兩種不同的燃燒室的性能差異，現(xiàn)在我們就以同為普·惠公司所出品的使用環(huán)管形燃燒室的第一代渦扇發(fā)動機(jī)JT3D與使用了環(huán)形燃燒室的第二代渦扇發(fā)動機(jī)JT9D來作一個(gè)比較。兩種渦扇發(fā)動同為雙轉(zhuǎn)子前風(fēng)扇無加力設(shè)計(jì)，不過推力差異比較大，JT3D是8噸級推力的中推發(fā)動機(jī)，而JT9D-59A的推力高達(dá)24042公斤，但這樣的差異并不妨礙我們對它們的燃燒室作性能上的比較。首先是兩種燃燒室的幾何形狀，JT9D-3A的直徑和長度分別為965毫米和627毫米，而JT3D-3B的直徑是1020.5毫米、長度是1070毫米。很明顯，JT9D的環(huán)形燃燒室要比JT-3D的環(huán)管燃燒室的體積小。JT9D-3A只有20個(gè)燃油噴嘴，而JT3D-3B的燃油噴嘴多達(dá)48個(gè)。燃燒效率JT3D-3B為0.97而JT9D-3A比他要高兩個(gè)百分點(diǎn)。JT3D-3B八個(gè)火焰筒的總表面積為3.579平方米，而JT9D-3A的火焰筒表面積只有2.282平方米，火焰筒表面積的縮小使得火焰筒的冷卻結(jié)構(gòu)可以作到簡單、高效，因此JT9D的火焰筒壁溫度得以下降。JT3D-3B的火焰筒壁溫度為700-900度左右，而JT9D-3A的火焰筒壁溫度只有600到850度左右。JT9D的火焰筒壁溫度沒有JT3D-3B的高，可是JT9D-3A的燃燒室出口溫度卻高達(dá)1150度，而JT3D-3B的燃燒室出口溫度卻只有943度。以上所列出的幾條足以能說明與環(huán)管燃燒室相比環(huán)形燃燒室有著巨大的性能優(yōu)勢。

在燃燒室中產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)獾老纫?jīng)過一道燃?xì)鈱?dǎo)向葉片，高溫高壓燃?xì)庠诮?jīng)過燃?xì)鈱?dǎo)向葉片時(shí)會被整流，并被賦予一定的角度以更有效率的來沖擊渦輪葉片。其目地就是為了推動渦輪，各級渦輪會帶動風(fēng)扇和壓氣機(jī)作功。在渦扇發(fā)動機(jī)中，渦輪葉片和燃?xì)鈱?dǎo)向葉片將要直接的承受高溫高壓燃?xì)獾臎_刷。普通的金屬材料跟本無法承受如此刻克的工作環(huán)境。因此燃?xì)鈱?dǎo)向葉片和渦輪葉片還有聯(lián)接渦輪葉片的渦輪盤都必需是極耐高溫的合金材料。沒有深厚的基礎(chǔ)科學(xué)研究，高性能的渦輪研制也就無從談起?，F(xiàn)今有實(shí)力來研制高性能渦輪的國家都無不把先進(jìn)的渦輪盤和渦輪葉片的材料配方和制作工藝當(dāng)作是最高極密。也正是這個(gè)小小的渦輪減緩了一些國家成為航空大國的步伐。

眾所周知，提高渦輪進(jìn)口溫度是提高渦扇發(fā)動機(jī)推力的有效途徑，所以在軍用渦扇發(fā)動機(jī)上，人們都在不遺余力的來提高渦輪的進(jìn)口渦度以使發(fā)動機(jī)用更小的體積和重量來產(chǎn)生更大的推力。蘇27的動力AL-37F渦扇發(fā)動機(jī)的渦輪進(jìn)口溫度以高達(dá)1427度（應(yīng)該是K而不是攝氏度?。?，而F-22的運(yùn)力F-119渦扇發(fā)動機(jī)其渦輪前進(jìn)口溫度更是達(dá)到了1700度（應(yīng)該是K而不是攝氏度！）的水平。在很多文章上提到如果要想達(dá)到更高的渦輪口進(jìn)氣溫度，在現(xiàn)今陶瓷渦輪還未達(dá)到真正實(shí)際應(yīng)用水平的情況下，只能采用更高性能的耐高溫合金。其實(shí)這是不切確的。提高渦輪的進(jìn)口溫度并非只有采用更加耐高溫的材料這一種途徑。早在渦扇發(fā)動機(jī)誕生之初，人們就想到了用涂層的辦法來提高渦輪葉片的耐燒上涂一層耐燒蝕的表面涂層來延長渦輪葉片的使用壽命。在JT3D的渦輪葉片上普惠公司就用擴(kuò)散滲透法在渦輪葉片上“鍍”上一層鋁、硅涂層。這種擴(kuò)散滲透法與我們?nèi)粘?yīng)用的手工鋼鋸條的滲碳工藝有點(diǎn)類似。經(jīng)過了擴(kuò)散滲透鋁、硅的JT3D一級渦輪葉片其理論工作壽命高達(dá)15900小時(shí)。

當(dāng)渦輪工作溫度進(jìn)一步升高之后，固體滲透也開始不能滿足越來越高的耐燒蝕要求。首先是固體滲透法所產(chǎn)生的涂層不能保證其涂層的均勻，其次是用固體滲透法得出的涂層容易脫落，其三經(jīng)過固體滲透之后得出的成品由于涂層不勻會產(chǎn)生一定的不規(guī)則變形（一般來說經(jīng)過滲透法加工的零件其外形尺寸都有細(xì)小的放大）。

針對固體滲透法的這些不足，人們又開發(fā)了氣體滲透法。所謂氣體滲透就是用金屬蒸氣來對葉片進(jìn)行“蒸煮”在“蒸煮”的過程中各種合金成分會滲透到葉片的表層當(dāng)中去和葉片表層緊密結(jié)合并改變?nèi)~片表層的金屬結(jié)晶結(jié)構(gòu)。和固體滲透法相比，氣體滲透法所得到的涂層質(zhì)量有了很大提高，其被滲透層可以作的極均勻。但氣體滲透法的工藝過程要相對復(fù)雜很多，實(shí)現(xiàn)起來也比較的不容易。但在對渦輪葉片的耐熱蝕要求越來越高的情況下，人們還是選擇了比較復(fù)雜的氣體滲透法，現(xiàn)如今的渦輪風(fēng)扇中的渦輪葉片大都經(jīng)過氣體滲透來加強(qiáng)其表面的耐燒蝕。

除了涂層之外，人們還要用較冷的空氣來對渦輪葉片進(jìn)行一定的冷卻，空心氣冷葉片也就隨之誕生了。最早的渦扇發(fā)動機(jī)--英國羅·羅公司的維康就使用了空心氣冷葉片。與燃燒室相比因?yàn)闇u輪是轉(zhuǎn)動部件，因此渦輪的氣冷也就要比燃燒室的空氣冷卻要復(fù)雜的多的多。除了在燃燒室中使用的氣薄冷卻之外在渦輪的燃?xì)鈱?dǎo)向葉片和渦輪葉片上大多還使用了對流冷卻和空氣沖擊冷卻。

對流冷卻就是在空心葉片中不停有冷卻氣在葉片中流動以帶走葉片上的熱量。沖擊冷卻其實(shí)是一種被加強(qiáng)了的對流冷卻，即是一股或多股高速冷卻氣強(qiáng)行噴射在要求被冷卻的表面。沖擊冷卻一般都是用在燃?xì)鈱?dǎo)向葉片和渦輪葉片的前緣上，由空心葉片的內(nèi)部向葉片的前緣噴射冷卻氣體以強(qiáng)行降溫。沖擊冷卻后的氣體會從燃?xì)鈱?dǎo)向葉片和渦輪葉片前緣上的的孔、隙中流出在燃?xì)獾膸酉略谌~片的表面形成冷卻氣薄。但開在葉片前緣上使冷卻氣流出的孔、隙會讓葉片更加難以制造，而且開在葉片前緣上的孔隙還會使應(yīng)力極中，對葉片的壽命產(chǎn)生負(fù)面影響?？墒怯捎跉獗±鋮s要比對流冷卻的效果好上很多，所以人們還是要不惜代價(jià)的在葉片上采用氣薄冷卻。

從某種意義上來說，在燃?xì)鈱?dǎo)向葉片和渦輪葉片上使用更科學(xué)理合理的冷卻方法可能要比開發(fā)更先進(jìn)的耐高溫合金更重要一些。因?yàn)榭招睦鋮s要比開發(fā)新合金投資更少，見效更快。現(xiàn)在渦輪進(jìn)口溫度的提升其一半左右的功勞要?dú)w功于冷卻技術(shù)的提高?，F(xiàn)如今在各式渦扇發(fā)動機(jī)的渦輪前進(jìn)口溫度中要有200度到350度的溫度被葉片冷卻技術(shù)所消化，所以說渦輪工作溫度的提高葉片冷卻技術(shù)功不可沒。

其實(shí)在很多軍事愛好者的眼中，渦輪的問題似乎只是一個(gè)耐高溫材料的問題。其實(shí)渦輪問題由于其工作環(huán)境的特殊性它的難點(diǎn)不只是在高溫上。比如，由于渦輪葉片和渦輪機(jī)匣在高溫工作時(shí)由于熱漲冷縮會產(chǎn)生一定的變形，由這些變形所引起的渦輪葉片與機(jī)匣徑向間隙過大的問題，徑向間隙的變大會引起燃?xì)庑孤抖壌蟮慕档诇u輪效率。還有薄薄的渦輪機(jī)匣在高溫工作時(shí)產(chǎn)生的扭曲變形；低壓渦輪所要求的大功率與低轉(zhuǎn)數(shù)的矛盾；提高單級渦輪載荷后渦輪葉片的根部強(qiáng)度等等。除了這些設(shè)計(jì)上的難題之外，更大的難題則在于渦輪部件的加工工藝。比如進(jìn)行渦輪盤粉末合金鑄造時(shí)的雜質(zhì)控制、渦輪盤進(jìn)行機(jī)器加工時(shí)的軸向進(jìn)給力的控制、對渦輪盤加工的高精度要求、渦輪葉片合金精密鑄造時(shí)的偏析、渦輪葉片在表面滲透加工中的變形等等，這里面的每一個(gè)問題解決不好都不可能生產(chǎn)出高質(zhì)量、高熱效率的渦輪部件。

尾噴管是渦扇發(fā)動機(jī)的最末端，流經(jīng)風(fēng)扇、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪的空氣只有通過噴管排出了發(fā)動機(jī)之外才能產(chǎn)生真正的推力以推動飛機(jī)飛行。

渦扇發(fā)動機(jī)的排氣有二部分，一部分是外函排氣，一部分是內(nèi)函排氣。所以相應(yīng)的渦扇發(fā)動機(jī)的排氣方式也就分成了二種，一種是內(nèi)外函的分開排氣，一種是內(nèi)外函的混合排氣。兩種排氣方式各有優(yōu)劣，所以在現(xiàn)代渦扇發(fā)動機(jī)上兩種排氣方式都有使用?？偟膩碚f，在高函道比的渦扇發(fā)動機(jī)上大多采有內(nèi)外函分開排氣，在低函道比的戰(zhàn)斗機(jī)渦扇發(fā)動機(jī)上都采用混合排氣的方式，而在中函道比的渦扇發(fā)動機(jī)上兩種排氣方式都有較多的使用。

對于渦扇發(fā)動機(jī)來說，函道比越高的發(fā)動機(jī)其用油也就更省推力也更大。其原因就是內(nèi)函核心發(fā)動機(jī)把比較多的能量傳遞給了外函風(fēng)扇。在混合排氣的渦扇發(fā)動機(jī)中，內(nèi)函較熱的排氣會給外函較冷的排氣加溫，進(jìn)一步的用氣動--熱力過程把能量傳遞給外函排氣。所以從理論上來說，內(nèi)外函的混合排氣會提高推進(jìn)效率使燃油消耗進(jìn)一步降低，而且在實(shí)際上由于混合排氣可以降底內(nèi)函較高排氣速度，所以在當(dāng)飛機(jī)起降時(shí)還可以降低發(fā)動機(jī)的排氣噪音?？墒窃趯?shí)際操作的過程中，高函道的渦扇發(fā)動機(jī)幾乎沒有使用混合排氣的例子，一般都采用可以節(jié)省重量的短外函排氣。

進(jìn)行內(nèi)外函的混合排氣到目前為止只有兩種方法一種是使用排氣混合器，一種是使用長外函道進(jìn)行內(nèi)外函排氣的混合。在使用排氣混合器時(shí)，發(fā)動機(jī)會增加一部分排氣混合器的重量，而且由于排氣要經(jīng)過排氣混合器所以發(fā)動機(jī)的排氣會產(chǎn)生一部分總壓損失，這兩點(diǎn)不足完全可以抵消掉混合排氣所帶來的好處。而長外函排氣除了要付出重量的代價(jià)之外其排氣的混合也不是十分的均勻。所以除了在戰(zhàn)斗機(jī)上因結(jié)構(gòu)要求而采用外則很少有采用。

在戰(zhàn)斗機(jī)上除了有長外函進(jìn)行內(nèi)外函空氣混合之外一般都還裝有加力裝置來提高發(fā)動機(jī)的最大可用推力。

所謂加力就是在內(nèi)函排氣和外函排氣中再噴入一定數(shù)量的燃油進(jìn)行燃燒，以燃油的損失來換取短時(shí)間的大推力。到目前為此只有在軍用飛機(jī)和極少數(shù)要求超音速飛行的民用飛機(jī)上使用了加力。由于各種飛機(jī)的使命不同對加力燃料的要求也是不同的。比如對于純粹的截?fù)魬?zhàn)斗機(jī)如米格25來說，在進(jìn)行戰(zhàn)斗起飛時(shí)，其起飛、爬升、奔向戰(zhàn)區(qū)、空戰(zhàn)等等都要求發(fā)動機(jī)用最大的推力來驅(qū)動飛機(jī)。其戰(zhàn)斗起飛時(shí)使用加力的時(shí)間差不多達(dá)到了整個(gè)飛行時(shí)間的百分之五十。而對于F-15之類的空優(yōu)戰(zhàn)斗機(jī)來說在作戰(zhàn)起飛時(shí)只有在起飛和進(jìn)行空中格斗時(shí)使用加力，因此其加力的使用使時(shí)長只占其飛行時(shí)間的10%不到。而在執(zhí)行純粹的對地攻擊任務(wù)時(shí)其飛機(jī)要求時(shí)用加力的時(shí)間連百分之一都不到，所以在強(qiáng)擊機(jī)上干脆就不安裝加力裝置以減少發(fā)動機(jī)的重量和長度。

加力燃燒是提高發(fā)動機(jī)推重比的一個(gè)重要手段?，F(xiàn)在我們所說的戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)的推重比都是按照加力推力來計(jì)算的。如果不按照加力推力來計(jì)算F-100-PW-100的推重比只有4.79連5都沒有達(dá)到！為了提高發(fā)動機(jī)的最大推力，人們現(xiàn)在一般都在采用內(nèi)外函排氣同時(shí)參與加力燃燒的混合加力。

但當(dāng)加力燃燒在大幅度的提高發(fā)動機(jī)的推力的時(shí)候，所負(fù)出的代價(jià)就是燃油的高消耗。還是以F-100-PW-100為例其在全加力時(shí)的推力要比無加力時(shí)的最大推力高66%可是加力的燃油消耗卻是無加力時(shí)的281%。這樣高的燃油消耗在起飛和進(jìn)行空中格斗時(shí)還可以少少的使用一下，如要進(jìn)行長時(shí)間的超音速飛行的話飛機(jī)的作戰(zhàn)半徑將大大縮短。

針對渦扇發(fā)動機(jī)高速性能的不足，人們又提出了變循環(huán)方案和外函加力方案。所謂變循環(huán)就是渦扇發(fā)動機(jī)的函道比在一定的范圍內(nèi)可調(diào)。比如與F-119競爭F-22動力的YF-120發(fā)動機(jī)就是一種變循環(huán)渦扇發(fā)動機(jī)。他的函道比可以0-0.25之間可調(diào)。這樣就可以在要求高航速的時(shí)候把函道比縮至最小，使渦扇發(fā)動機(jī)變?yōu)楦咚傩阅芎玫臏u噴發(fā)動機(jī)。但由于變循環(huán)發(fā)動機(jī)技術(shù)復(fù)雜，要增加一部分重量，而且費(fèi)用高、維護(hù)不便，于是YF-120敗與F-119手下。

由于混合加力要求內(nèi)外函排氣都參與加力燃燒，這樣所需要的燃油也較多，于是人們又想到了內(nèi)外函分開排氣，只使用外函排氣參加加力燃料的方案。但外函排氣的溫度比較低，所以組織燃燒相對的困難。目前只有少數(shù)使用，通常是要求長時(shí)間開加力的發(fā)動機(jī)才會采用這種結(jié)構(gòu)。

牌 號 M53

用 途 軍用渦扇發(fā)動機(jī)

類 型 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

國 家 法國

廠 商 國營航空發(fā)動機(jī)研究制造公司

生產(chǎn)現(xiàn)狀 生產(chǎn)

M53-2 "幻影"2000原型機(jī)。

M53-5 "幻影"4000原型機(jī)。

M53-P2 "幻影"2000。

M53-PX2 "幻影"2000。

M53采用了阿塔發(fā)動機(jī)、TF106與TF306發(fā)動機(jī)的研制技術(shù)與經(jīng)驗(yàn)。與阿塔9K50發(fā)動機(jī)相比，在直徑相同情況下，M53的推力提高約1960daN，巡航耗油率降低10~15%，長度縮短約1米。

M53的特點(diǎn)是采用三支點(diǎn)的單轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，與雙轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)相比，這種結(jié)構(gòu)雖然性能較差，但零部件少，結(jié)構(gòu)簡單，便于維修。M53采用了大量鈦合金，大大減輕了發(fā)動機(jī)重量。該發(fā)動機(jī)共有12個(gè)單元體。M53的研制費(fèi)用約1億多美元。

M53-2 早期的原型機(jī)。

M53-5 在M53-2基礎(chǔ)上的發(fā)展型，除加力推力稍增加外，外廓尺寸、重量和設(shè)計(jì)參數(shù)與M53-2基本相同。為改善發(fā)動機(jī)喘振裕度，對壓氣機(jī)葉片、控制系統(tǒng)和渦輪導(dǎo)向器做了改進(jìn)。

M53-P2 M53的進(jìn)一步改進(jìn)型。主要改進(jìn)包括采用先進(jìn)的低壓壓氣機(jī)、改進(jìn)的渦輪轉(zhuǎn)子葉片設(shè)計(jì)、重新設(shè)計(jì)熱端部件、先進(jìn)氣膜與對流冷卻。-P2于1981年6月首次臺架試驗(yàn)，1985年1月開始生產(chǎn)。

M53-PX3型發(fā)動機(jī)具有高推力、低成本和先進(jìn)工藝技術(shù)。技術(shù)改進(jìn)包括全新的數(shù)字電調(diào)、渦輪優(yōu)化設(shè)計(jì)和可重復(fù)工作的加力系統(tǒng)。M53-PX3型發(fā)動機(jī)將使幻影2000戰(zhàn)斗機(jī)保持尖端性能。

進(jìn) 氣 口 環(huán)形，帶尖進(jìn)氣錐，用熱空氣防冰。

風(fēng) 扇 3級軸流式?？缫羲亠L(fēng)扇懸臂支承在前滾棒軸承上。轉(zhuǎn)子盤-鼓為電子束焊接的整體式結(jié)構(gòu)。轉(zhuǎn)子葉片無減振凸臺。葉片用鈦合金制造。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。

壓 氣 機(jī) 5級軸流式。等外徑設(shè)計(jì)。整流葉片不可調(diào)，無中間放氣。無進(jìn)口導(dǎo)流葉片。前3級轉(zhuǎn)子是電子束焊接的鈦合金整體式結(jié)構(gòu)，后2級是鋼的，用螺栓連接。

燃 燒 室 環(huán)形，無煙。6段氣膜冷卻。機(jī)加工的氣膜孔徑約2.5~3mm。氣膜孔環(huán)與二股氣流進(jìn)氣段用電子束焊接。有14個(gè)預(yù)蒸發(fā)燃油噴嘴。

渦 輪 2級軸流式(M53-P2為3級)。轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片為對流冷卻。第1級轉(zhuǎn)子葉片與導(dǎo)向器葉片有15個(gè)通冷空氣的小孔，第2級有8個(gè)。

加力燃燒室 平行進(jìn)氣的內(nèi)外涵氣流混合式。V型火焰穩(wěn)定器。3圈供油環(huán)供油。軸向波紋狀防振屏。隔熱屏有11段圓環(huán)和11排氣膜冷卻孔。

尾 噴 管 可調(diào)引射噴管。16對調(diào)節(jié)片和封嚴(yán)片由16個(gè)作動筒操縱。尾噴管喉部面積變化范圍為2850~5550cm2。

控制系統(tǒng) M53-5采用電氣-機(jī)械控制系統(tǒng)，但帶有一臺對全系統(tǒng)都起作用的電子計(jì)算機(jī)。此外，還有后備系統(tǒng)。當(dāng)主系統(tǒng)發(fā)生故障時(shí)，仍可保證主系統(tǒng)和加力系統(tǒng)的工作。M53-P2為全權(quán)數(shù)字電子控制系統(tǒng)，同時(shí)備有應(yīng)急燃油系統(tǒng)。

燃油系統(tǒng) 來自飛機(jī)油箱的燃油經(jīng)增壓泵后，分別進(jìn)入主燃油泵和加力燃油泵，兩路燃油經(jīng)過各自的調(diào)節(jié)器后，分別經(jīng)各自的燃油總管，進(jìn)入主燃燒室和加力燃燒室。使用JP-1或JP-4。

滑油系統(tǒng) 由齒輪式滑油增壓泵、回油泵、自動斷油指示器、油濾、滑油分配器和散熱器等組成。單發(fā)時(shí)備有應(yīng)急滑油系統(tǒng)，在發(fā)生故障時(shí)可保證發(fā)動機(jī)可靠工作20min。

起動系統(tǒng) 燃?xì)鉁u輪起動機(jī)。

點(diǎn)火系統(tǒng) 主燃燒室有2個(gè)高能點(diǎn)火電嘴，火花能量為4J。

普惠公司以JTF22核心發(fā)動機(jī)為基礎(chǔ)，為發(fā)展空、海軍用的兩種發(fā)動機(jī)進(jìn)行投標(biāo)，JTF22是在JTF16驗(yàn)證機(jī)基礎(chǔ)上發(fā)展的，驗(yàn)證機(jī)在1969年7月首次運(yùn)轉(zhuǎn)。1970年3月在和通用電氣公司的GE1/10發(fā)動機(jī)競爭中普惠獲勝，空軍于1970年4月與普惠公司簽訂2.75億美元的"成本加獎勵(lì)"合同。該合同規(guī)定若成本超過或低于合同，則超過或低于部分由空軍和公司按90∶10比例分?jǐn)?。但后來由于?shí)際費(fèi)用超過計(jì)劃費(fèi)用很多，在1971年7月增加合同金額1.22億美元。對用于飛行試驗(yàn)和生產(chǎn)型發(fā)動機(jī)則按"固定價(jià)格加獎勵(lì)"的辦法，空軍和公司之間按75∶25比例分?jǐn)?。F100發(fā)動機(jī)用于研制的費(fèi)用為4.75億，用于部件改進(jìn)的計(jì)劃費(fèi)用約6.66億。這樣，該發(fā)動機(jī)從開始研制到1984年15年內(nèi)總計(jì)花費(fèi)11億美元。

F100發(fā)動機(jī)是世界上最早投入使用的推重比達(dá)8一級軍用發(fā)動機(jī)。在發(fā)動機(jī)參數(shù)選擇中注重提高發(fā)動機(jī)性能，采用"兩高一低"策略，即增壓比高、渦輪前溫度高和涵道比低。在材料上采用了高強(qiáng)度重量比、耐高溫的合金。F100也是首次使用單元體結(jié)構(gòu)的戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)，它由5個(gè)單元體組成，各單元體都可更換。

F100-PW-100發(fā)動機(jī)在使用中出現(xiàn)了許多可靠性、耐久性和維修性方面的問題，曾一度使美國前線戰(zhàn)斗機(jī)處于停飛的危險(xiǎn)中。為此，普惠公司投入大量改進(jìn)改型資金，采取一系列措施，發(fā)展出了F100-PW-220發(fā)動機(jī)，基本解決了F100-PW-100存在的問題，可靠性、耐久性和維修性得到很大改善。在與通用電氣公司F110發(fā)動機(jī)爭奪裝備F-15和F-16的"戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)大戰(zhàn)"中，開始時(shí)處于不利地位，經(jīng)改進(jìn)后這兩種發(fā)動機(jī)各有千秋。為與通用電氣公司性能改進(jìn)型F110-GE-129競爭，普惠公司也在F100-PW-220的基礎(chǔ)上研制了性能改進(jìn)型F100-PW-229。

F100-PW-100 1970年3月開始全面工程研制，1972年2月進(jìn)行60h飛行前規(guī)定試驗(yàn)、1973年10月通過150h定型試驗(yàn)。1974年11月交付空軍使用。

F100-PW-200 為適應(yīng)單發(fā)飛機(jī)的需要作了一些修改，采用復(fù)式燃油泵和備份控制系統(tǒng)或數(shù)字式發(fā)動機(jī)控制系統(tǒng)。

F100/PW1115 F100發(fā)動機(jī)的無加力燃燒室的改進(jìn)型。

F100-PW-220 采用了新型風(fēng)扇和壓氣機(jī)，改進(jìn)了低壓渦輪、數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)、加力燃燒室和加力燃燒室雙點(diǎn)火系統(tǒng)，提高了核心機(jī)壽命。通過采用數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)，使發(fā)動機(jī)在整個(gè)飛行包線內(nèi)或發(fā)動機(jī)壽命期內(nèi)無推力衰減，并可連續(xù)監(jiān)控發(fā)動機(jī)狀態(tài)。

F100-PW-220E 通過采用一套改型組件可以把早期的F100發(fā)動機(jī)改進(jìn)成具有標(biāo)準(zhǔn)構(gòu)形的F100-PW-220發(fā)動機(jī)。使早期的F100發(fā)動機(jī)具有與F100-PW-220發(fā)動機(jī)相同的可靠性、維修性和適用性，同時(shí)降低發(fā)動機(jī)的生產(chǎn)費(fèi)用。采用了最先進(jìn)的熱端部件、數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)、齒輪式主燃油泵和發(fā)動機(jī)診斷裝置。1987年10月在F-16上做了首次飛行試驗(yàn)，1988年投入使用。

F100-PW-220P F100-PW-220E的改進(jìn)型，以前稱為F100-PW-220E+。1991年中期開始改進(jìn)工作。它是將F100-PW-229發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇、噴管、改進(jìn)的數(shù)字式發(fā)動機(jī)電子控制系統(tǒng)和先進(jìn)的低壓渦輪材料應(yīng)用到F100-PW-220和F100-PW-220E中。

F100-PW-229 F100的推力增長型，也稱為F100改進(jìn)性能發(fā)動機(jī)(F100-PW-229 IPE)或PW1129。該發(fā)動機(jī)采用提高了效率的核心機(jī)、增加流量的風(fēng)扇、多區(qū)燃燒的加力燃燒室、壽命為2000h的齒輪式燃油泵和提高了能力的數(shù)字式電子控制系統(tǒng)，檢修間隔為4000h循環(huán)。此發(fā)動機(jī)準(zhǔn)備用于F-15E戰(zhàn)斗機(jī)。1989年5月在F-16飛機(jī)上首次飛行，1989年后期完成定型試驗(yàn)，1990年4月和5月第一臺生產(chǎn)標(biāo)準(zhǔn)型F100-PW-229分別在F-16和F-15E飛機(jī)上做了飛行，1991年初投入使用。

IPE-92 F100-PW-229 IPE的發(fā)展型，推力提高888daN，或在較低的渦輪進(jìn)口溫度下可提高發(fā)動機(jī)的使用壽命。風(fēng)扇部分直徑大約比F100-PW-229增大2.5mm，流量由112kg/s增大到114kg/s，總增壓比34。所有修改都是在現(xiàn)有風(fēng)扇機(jī)匣直徑內(nèi)進(jìn)行的，所以動力裝置的安裝與100-PW-229的相同。

IPE-94 F100-PW-229 IPE的發(fā)展型，采用了大直徑寬弦風(fēng)扇和高溫渦輪部件?？諝饬髁勘菷100-PW-229增加13%。為了適應(yīng)風(fēng)扇尺寸的增大，安裝了較大的中介風(fēng)扇機(jī)匣。加力燃燒室長度縮短150mm，以保持發(fā)動機(jī)在F-15E和F-16C/D飛機(jī)上尺寸不變。1991年秋開始發(fā)動機(jī)的地面試驗(yàn)。

F401 F100-PW-100發(fā)動機(jī)的改進(jìn)型，推力13340daN。1972年9月開始試驗(yàn)，1973年9月12日裝在F-14B飛機(jī)上試飛，后因飛機(jī)研制費(fèi)超支，F(xiàn)-14B飛機(jī)停止發(fā)展，F(xiàn)401計(jì)劃也撤消。