渦輪噴氣發(fā)動機使用情況

渦噴發(fā)動機適合航行的范圍很廣，從低空低亞音速到高空超音速飛機都廣泛應用。前蘇聯(lián)的傳奇戰(zhàn)斗機米格-25高空超音速戰(zhàn)機即采用留里卡設計局的渦噴發(fā)動機作為動力，曾經(jīng)創(chuàng)下3.3馬赫的戰(zhàn)斗機速度紀錄與37250米的升限紀錄。（這個紀錄在一段時間內不太可能被打破的）

與渦輪風扇發(fā)動機相比，渦噴發(fā)動機燃油經(jīng)濟性要差一些，但是高速性能要優(yōu)于渦扇，特別是高空高速性能。

推力重量比：Thrust to weight ratio，代表發(fā)動機推力與發(fā)動機本身重量之比值，愈大者性能愈好。

壓氣機級數(shù)：代表壓縮機的壓縮葉片有幾級，通常級數(shù)愈大者壓縮比愈大。

渦輪級數(shù)：代表渦輪機的渦輪葉片有幾級。

壓縮比：進氣被壓縮機壓縮後的壓力，與壓縮前的壓力之比值，通常愈大者性能愈好。

海平面最大凈推力：發(fā)動機在海平面高度及條件，與外界空氣的速度差（空速）為零時，全速運轉所產(chǎn)生的推力，被使用的單位包括kN（千牛頓）、kg（公斤）、lb（磅）等。

單位推力小時耗油率：又稱比推力（specific thrust），耗油率與推力之比，公制單位為kg/N-h，愈小者愈省油。

渦輪前溫度：燃燒後之高溫高壓氣流進入渦輪機之前的溫度，通常愈大者性能愈好。

燃氣出口溫度：廢氣離開渦輪機排出時的溫度。

平均故障時間：每具發(fā)動機發(fā)生兩次故障的間隔時間之總平均，愈長者愈不易故障，通常維護成本也愈低。

軸流式渦噴發(fā)動機的主要結構如圖，空氣首先進入進氣道，因為飛機飛行的狀態(tài)是變化的，進氣道需要保證空氣最后能順利的進入下一結構：壓氣機（compressor，或壓縮機）。進氣道的主要作用就是將空氣在進入壓氣機之前調整到發(fā)動機能正常運轉的狀態(tài)。在超音速飛行時，機頭與進氣道口都會產(chǎn)生激波（shockwave，又稱震波），空氣經(jīng)過激波壓力會升高，因此進氣道能起到一定的預壓縮作用，但是激波位置不適當將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機。所以一般超音速飛機的進氣道口都有一個激波調節(jié)錐，根據(jù)空速的情況調節(jié)激波的位置。

兩側進氣或機腹進氣的飛機由于進氣道緊貼機身，會受到機身附面層（boundary layer，或邊界層）的影響，還會附帶一個附面層調節(jié)裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的一層空氣，其流速遠低于周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因為其能量低，不適于進入發(fā)動機而需要排除。當飛機有一定迎角（angle of attack，AOA，或稱攻角）時由于壓力梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風面）將發(fā)生附面層分離的現(xiàn)象，即本來緊貼機身的附面層在某一點突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規(guī)則的流體，嚴格的說所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機理、過程的模型化都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發(fā)動機中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。

壓氣機由定子（stator）頁片與轉子（rotor）頁片交錯組成，一對定子頁片與轉子頁片稱為一級，定子固定在發(fā)動機框架上，轉子由轉子軸與渦輪相連?，F(xiàn)役渦噴發(fā)動機一般為8－12級壓氣機。級數(shù)越多越往后壓力越大，當戰(zhàn)斗機突然做高g機動時，流入壓氣機前級的空氣壓力驟降，而后級壓力很高，此時會出現(xiàn)后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動機工作極不穩(wěn)定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動機最致命的事故，很有可能造成停車甚至結構毀壞。防止“喘振”發(fā)生有幾種辦法。經(jīng)驗表明喘振多發(fā)生在壓氣機的5，6級間，在次區(qū)間設置放氣環(huán)，以使壓力出現(xiàn)異常時及時泄壓可避免喘振的發(fā)生?；蛘邔⑥D子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，后級高壓壓氣機與另一組渦輪，兩套轉子組互相獨立，在壓力異常時自動調節(jié)轉速，也可避免喘振。

空氣經(jīng)過壓氣機壓縮后進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動渦輪高速轉動。因為渦輪與壓氣機轉子連在一根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉速是一樣的。最后高溫高速燃氣經(jīng)過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉子軸環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當?shù)牡胤介_有孔，所以整個燃燒室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結構緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結合二者優(yōu)點的組合型燃燒室。

渦輪始終工作在極端條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤一次鑄造成型。相比起早期每個頁片與頁盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質量。制造材料多為耐高溫合金材料，中空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰(zhàn)機研制的新型發(fā)動機將配備高溫性能更加出眾的陶瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發(fā)動機最重要的參數(shù)之一：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。

噴管（nozzle，或稱噴嘴）的形狀結構決定了最終排出的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動機采用單純收斂型噴管，以達到增速的目的。根據(jù)牛頓第三定律，燃氣噴出速度越大，飛機將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，這時出現(xiàn)激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機的機動性來主要源于翼面提供的空氣動力，而當機動性要求很高時可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃氣舵面或直接采用可偏轉噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷史上兩種方案，其中后者已經(jīng)進入實際應用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37戰(zhàn)機的高超機動性就得益于留里卡設計局的AL-31推力矢量發(fā)動機。燃氣舵面的代表是美國的X－31技術驗證機。

在經(jīng)過渦輪后的高溫燃氣中仍然含有部分未來得及消耗的氧氣，在這樣的燃氣中繼續(xù)注入煤油仍然能夠燃燒，產(chǎn)生額外的推力。所以某些高性能戰(zhàn)機的發(fā)動機在渦輪后增加了一個加力燃燒室（afterburner，或后燃器），以達到在短時間里大幅度提高發(fā)動機推力的目的。一般而言加力燃燒能在短時間里將最大推力提高50%，但是油耗驚人，一般僅用于起飛或應付激烈的空中纏斗，不可能用于長時間的超音速巡航。

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。

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。

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。

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)。