航空发动机分类与简介

1、For personal use only in study and research; not for commercial use飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的 心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低 速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机， 还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机 已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动 机产生推进动力的原理。按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为 两类，

2、大约如下所示：吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助 燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一 股所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同， 吸气式发动机又分为活塞式发动机、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机和脉 动喷气式发动机等。火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到 大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成 喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和 核火箭发动机等。按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动 机

3、、间接反作用力发动机两类。直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流， 产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机， 这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭 喷气式发动机等。间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对 空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作 用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴 发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力， 也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡 轮风扇喷气发动机。活塞式发动

4、机航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧， 膨胀作功的机械。活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。 所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。（一）活塞式发动机的主要组成主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。（二）活塞式发动机的工作原理活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环， 活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气 冲程。发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门打开，排气 门关闭，活塞从上死点向下滑动到下死点为止，气缸内的容积逐渐增大，气压 降

5、低一一低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体，通过打开的 进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例，一般是 1比15即燃烧一 公斤的汽油需要15公斤的空气。进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯性作用 继续旋转，把活塞由下死点向上推动。这时进气门也同排气门一样严密关闭。 气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。当活塞运动到上死点时， 混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间内。这个小空间叫作“燃烧室”。这时混合气体的压强加到十个大气压。温度也增加到摄氏 4OO度左右。压缩是 为了更好地利用汽油燃烧时产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混 合

6、气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功能力。当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃 烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个 比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是 5到8,压缩比越大，气体 被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞 接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃， 燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒 30米。气体猛烈 膨胀，压强急剧增高，可达6O到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏 2000到

7、 250O度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可 达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下 跑，连杆便带动曲轴转起来了。这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程都是 为这个冲程作准备的。第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转， 使活塞由下死点向上运动。这时进气门仍旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废 气便通过排气门向外排出。 当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。 然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点下行，开始了新的一次循环。活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲

8、轴 等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。（三）活塞式航空发动机的辅助工作系统发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。主要有进 气系统、燃油系统、点火系统、起动系统、散热系统和润滑系统等。冲压喷气发动机冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压 的一种空气喷气发动机。它通常由进气道、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压 发动机没有压气机，所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动 机进气道中减速，将动能转变成压力能。冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机， 不能在静止的条件下

9、起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发 动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压 发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。一、亚音速冲压发动机亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。 飞行时增压比不超过1.89,飞行马赫数小于O.5时一般不能正常工作。亚音速 冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。二、超音速冲压发动机超音速冲压发动机采用超音速进气道和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空 煤油或烧:类燃料。超音速

10、冲压发动机的推进速度为亚音速6倍音速，用于超音 速靶机和地对空导弹。三、高超音速冲压发动机这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数 高达516。由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流，也有将前两 类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。脉动喷气发动机脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。 它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，最后是特殊 设计的长长的尾喷管。脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都 是它的优点。但它只适于低速飞行，飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，

11、 加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。火箭发动机同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带 氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。一、固体火箭发动机固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨 酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醴等。二、液体火箭发动机液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有 液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肥、煤油等。氧化剂和燃烧剂 必须储存在不同的储箱中。液体火箭发动机一般

12、由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。三、其他能源的火箭发动机（一）电火箭发动机电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动 机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行 器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氮、 汞、氨等气体。电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力 器组成。二）核火箭发动机核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氯、液氨等作工质。核火箭发 动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。涡轮喷气发动机现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡

13、轮和尾喷管组 成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。从产生输出能量的原理上讲， 喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这 四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这 4个阶段是分时依次进行的，但在 喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应 着活塞式发动机的四个工作位置。空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行 速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是 有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气

14、流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍， 大大超过压气机中的压力提高倍数, 因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压 气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。在亚音速时，压气机是 气流增压的主要部件。从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。燃 气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动 机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传 动附件克服摩擦所需的功。经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在 涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮

15、出口处的压力和温度都比压气 机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴 向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得 了反作用的推力。随着航空燃气涡轮技术的进步，人们在涡轮喷气发动机的基础上，又发展 了多种喷气发动机，如根据增压技术的不同，有冲压发动机和脉动发动机；根 据能量输出的不同，有涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机和 螺桨风扇发动机等。喷气发动机尽管在低速时油耗要大于活塞式发动机，但其优异的高速性能 使其迅速取代了后者，成为航空发动机的主流。涡轮风扇发动机自从惠特尔发明了第

16、一台涡轮喷气发动机以后，涡轮喷气发动机很快便以 其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机，成为战斗机的首选动力 装置，并开始在其他飞机中开始得到应用。但是，随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就 是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防 空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速 民用运输机上却是不可接受的。采用涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级 涡轮，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分 进入压气机，另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中。由于涡轮风扇发动机 一

17、部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进 效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构 参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排 气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要 结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加 力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机，后者主要用于歼击机， 由于用途不同，这两类发动机的结构参数也大不相同。加力式涡轮风扇发动机加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力 式涡轮风

18、扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比 一般在1.0以下。在高速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的 燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了 加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升， 并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低， 开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用。涡轮螺旋桨发动机螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发 动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大 涵道比的涡轮风扇发动机。涡轮轴发动机

19、在带有压气机的涡轮发动机这一类型中，涡轮轴发动机出现得较晚，但已 在直升机和垂直/短距起落飞机上得到了广泛的应用。在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡 轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风 扇变成了直升机的旋翼。除此之外，涡轮轴发动机也有自己的特点：它一般装 有自由涡轮，而且主要用在直升机和垂直/短距起落飞机上。螺桨风扇发动机螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一 种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正 处于研究和实验阶段。它由燃气发生器和一副螺桨-风扇组成。螺桨-风扇由涡轮驱动

20、，无涵道外壳， 装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小， 叶片数目也多，叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。当然，螺桨风扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也 较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。另外，暴露在空气中的 螺桨-风扇的气动设计也是目前研究的难点所在。发展趋势推重比是一个综合性的性能指标，它不仅体现喷气发动机在气动热力循环 方面的水平，也体现了结构方面的设计水平。目前，高性能的加力式涡轮风扇 发动机的推重比可达810.(1)航空发动机正在向推重比15、总增压比40左右、涡轮前温度 为2000-2250K、高可靠性的推进系统发展，这是第五代战斗机的基本 技术指标。风扇、压气机减少到5级、金属基复合材料、整体叶盘结 构；燃烧室采用陶瓷基复合材料、主动燃烧控制、变几何结构；高、低 压涡轮对转、可能采用陶瓷基复合材料或碳-碳材料；有可能不采用加 力燃烧室