常用航空发动机的结构与原理
常用航空发动机的结构与原理
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一、 活塞式航空发动机
为航空器提供飞行动力的往复式内燃机称为活塞式发动机。发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。活塞式发动机由汽缸、活塞以及把活塞的往复运动转变为曲轴旋转运动的曲柄连杆机构等主要部分组成。曲柄连接着螺旋桨，螺旋桨随着曲柄转动而转动，曲轴则支承在轴承上。汽缸上装有进气门和排气门" 进气门是控制空气和汽油的混合气进入的零件，汽油燃烧完以后有排气门排出。
活塞式航空发动机是一 种四冲程、电嘴点火的汽油发动机。曲轴转动两圈，每个活塞在汽缸内往复运动4次，每次称1个冲程。4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀（作功）和排气，合起来形成1 个定容加热循环。
从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。20 世纪40年代中期，在军用飞机和大型民用机上，燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式
航空发动机，但小功率活塞式航空发动机比燃气涡轮发动机经济，在轻型低速飞机上仍得到应用。
二、 燃气涡轮发动机
航空发动机原理由压气机、燃烧室和燃气涡轮组成的发动机称为燃气涡轮发动机。它的优点是重量轻、体积小和运行平稳，广泛用作飞机和直升机的动力装置。
核心机：在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。空气在压气机中被压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡。涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使核心机连续工作。从燃气涡轮排出的燃气仍具有很高的压力和温度，经膨胀后释放出能量（ 称为可用能量）用于推进。核心机不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称燃气发生器。
现代燃气涡轮发动机压气机的增压比（压气机出口空气总压与进口总压之比）范围为4-28，消耗功率可高达数十兆瓦（几万马力）。燃气涡轮前的温度可达1200-1700K。压气机
分为离心式和轴流式两类，前者增压比低、直径大，仅用于小功率发动机；后者流量大、增压比高，应用广泛。轴流式压气机增压比较高时，为防止压气机喘振常将压气机分成2个转子（低压转子和高压转子），分别由两组涡轮带动。有的分成3个转子。
按照核心机出口燃气的可用能量的利用方式不同，燃气涡轮发动机可分为4类：涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和涡轮轴发动机。下面分别予以简单介绍：
1、涡轮喷气发动机：靠喷管高速喷出的燃气产生反作用推力的燃气涡轮发动机称为涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机由核心机和喷管等部件组成。核心机出口燃气直接在喷管中膨胀，使燃气可用能量转变为高速喷出气流的动能而产生反作用推力。在不增大核心机的条件下，为了短时间内增加发动机推力可采用发动机加力措施。歼击机上最常用的方法是在涡轮后安装加力燃烧室，成为加力涡轮喷气发动机。涡轮喷气发动机喷射气流速度高，如飞行速度在亚音速和低超音速范围内则发动机的推进效率比较低。
涡轮喷气发动机按压气机类型分为离心式喷气发动机和轴流式喷气发动机；按发动机转子结构不同分为单转子和双转子涡轮喷气发动机。
涡轮喷气发动机的性能指标主要有推力、耗油率和推重比。涡轮喷气发动机的大小通常用海平面静推力来表示，小的约200N（约20kgf），大的可达十多万牛（1 万多公斤力）。在海平面标准大气条件下的耗油率约为0.08-0.1kg/（N.h)(0.8-1.0kg/(kgf.h)。加力状态耗油率约为0.16-0.2kg/（N.h)(1.6-2.0kg/(kgf.h)。提高压气机增压比和各部件效率，可降低发动机耗油率。推重比是衡量发动机性能的综合指标。
油门位置不变，发动机推力和耗油率随飞行高度和飞行速度的变化关系分别称为高度特性和速度特性。推力和耗油率随油门位置（或转速）的变化关系称为油门特性（或转速特性）。
2、涡轮风扇发动机：由喷管排出燃气和风扇排出空气共同产生反作用推力的燃气涡轮发动机称为涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机由风扇（风扇转子实际上是一级或几级叶片较长的压气机）、压气机、燃烧室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中压气机、燃烧室和高压涡轮三部分统称为核心机。此种发动机的气流通过两个通道流过发动机。由核心机组成的是内涵道，围绕核心机的是外涵道，所以又可称为内外涵发动机或双涵道发动机。核心机出口燃气在核心机后的低压涡轮中进一步膨胀做功，用
于带动外涵风扇，使外涵道气流的喷射速度增加，剩下的可用能量在喷管中转变为高速喷流的动能。这两股气流同时产生反作用推力。流经外涵和内涵的空气流量之比称为涵道比或流量比，涵道比对涡轮风扇发动机性能影响较大。涵道比大，耗油率低，但发动机的迎风面积大；涵道比较小时，迎风面积小，但耗油率大。内外涵两股气流分开排入大气的称为分排式涡轮风扇发动机。内外涵两股气流在内涵涡轮后的混合器中相互渗混后通过同一喷管排入大气的，称为混排式涡轮风扇发动机。涡轮风扇发动机也可安装加力燃烧室，成为加力涡轮风扇发动机。在分排式涡轮风扇发动机上的加力燃烧室可以分别安装在内涵涡轮后或外涵道内，在混排式涡轮风扇发动机上则可装在混合器后面。
核心机相同时，涡轮风扇发动机的工质（ 工作介质）流量介于涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机之间。涡轮风扇发动机比涡轮喷气发动机的工质流量大、喷射速度低、推进效率高、耗油率低、推力大。高涵道比（5-8）涡轮风扇发动机的噪声低，排气污染小，多用作大型客机的动力装置，这种客机在11KM 高度的巡航速度可达950km/h。但这种高涵道比的涡轮风扇发动机的排气喷射速度低，迎风面积大，不宜用于超音速飞机上。
有些歼击机使用了小涵道比、带加力燃烧室的涡轮风扇发动机，在亚音速飞行时不使用加
力燃烧室，耗油率和排气温度都比涡轮喷气发动机低，因而红外辐射强度较弱，不易被红外制导的导弹击中。使用加力作2 倍音速以上的速度飞行时，产生的推力可超过加力涡轮喷气发动机。
3、涡轮螺旋桨发动机：由螺旋桨提供拉力和喷气反作用提供推力的燃气涡轮发动机称为涡轮螺（旋）桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由压气机、燃烧室、燃气涡轮、喷管、减速器和螺旋桨等组成。燃气涡轮由驱动压气机的涡轮和驱动螺旋桨的动力涡轮组成。这种发动机靠动力涡轮把核心机出口燃气中大部分可用能量转变为轴功率用以驱动空气螺旋桨，燃气中其余的少部分可用能量（约10%）则在喷管中转化为气流动能，直接产生反作用推力。
由于动力涡轮的巡航转速高（一般为$( 10，000-15，000r/min），而螺旋桨轴的转速较低（约为1000-2000r/min），因而在动力涡轮与螺旋桨之间需安装减速器，减速器的减速比一般在10-15范围内。
涡轮螺旋桨发动机与活塞式航空发动机相比具有重量轻、振动小等优点。特别是随着飞行高度的增加，它的性能比活塞式航空发动机更为优越。涡轮螺旋桨发动机与涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机相比，具有耗油率低和起飞推力大的优点。飞机着陆时，可以使螺旋
桨改变桨矩（反桨）产生反向拉力，以缩短着陆距离。因螺旋桨特性的限制，装涡轮螺旋桨发动机的飞机的飞行速度一般不超过800km/h。

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