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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 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轮功。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。 有的发动机的动力涡轮与驱动压气机的涡轮装在同一轴上，称为单轴涡轮螺旋桨发动机。它的结构简单，但在起动过程中和慢车转速下燃气的温度较高，小功率时耗油率较高。与驱动1 气机的涡轮无机械联系的动力涡轮称为自由涡轮。自由涡轮螺旋桨发动机比单轴涡轮螺旋桨发动机的起动性能和工作性能好，小功率时耗油率低，但结构较复杂。控制涡轮螺旋桨发动机除了具有与涡轮喷气发动机相同的各种控制外，还增加了一个螺旋桨桨矩控制。单轴涡轮螺旋桨发动机减小油门位置降低燃油流量时，桨矩自动变小，输出功率降低，发动机与螺旋桨一道保持高的转速。自由涡轮螺旋桨发动机油门减小时，自由涡轮和螺旋桨由于螺旋桨桨矩变小仍维持高转速工作。 4、涡轮轴发动机：燃气通过动力涡轮输出轴功率的燃气涡轮发动机称为涡轮轴发动机，是直升机的主要动力。它的工作原理和结构与涡轮螺旋桨发动机基本相同；只是核心机出口燃气所含的可用能量几乎全部供给动力涡轮。有些涡轮轴发动机的动力涡轮直接以高转速（12，000-25，000r/min）输出，有些则通过减速器以大致为6000r/min的转!输出。直升机受旋翼转速的限制，在机上装有主减速器，发动机输出功率通过主减速器传给旋翼和尾桨。对于涡轮轴发动机除要求重量轻、耗油率低和维护方便外，工作可靠性尤为重要。直升机一般用于执行短途飞行任务，涡轮轴发动机经常处于起飞、爬高、悬停等大功率状态下工作，而且工作状态不断变化，因此要求部件有良好的耐低频疲劳性能。直升机没有一定的机场，经常接近地面飞行，特别是在尘沙或盐雾的大气中频繁起落，发动机经常到外来物的侵袭，因此零部件特别是压气机叶片要有良好的抗侵蚀能力，进气部分常装有防护装置。
目前还在应用的航空发动机共七大类：活塞式，转子式，涡轮喷气式，涡轮风扇式，涡轮螺旋桨式，涡轮轴式和桨扇式。
活塞式发动机是最早应用的航空发动机，由于经济性好，构造简单，体积小，目前在小型飞机或农业飞机上仍在运用，如国产初教六和运五，这也是一种四冲程热机，由于转速不高，应用面较窄。 转子发动机是一种比较独特的发动机，它是由一个三角形的偏心转子在气缸中把气缸隔成三个燃烧室，转子旋转一圈，由于转子偏心的缘故，燃烧室容积变化一次，完成一次进气，压缩，作功与排气过程。因为不像活塞式活塞往复运动有惯性作用限制了转速提高，转子发动机转速极高，但由于功率不高，一般只应用于小型无人机或靶机上。 涡喷发动机是最早的喷气式发动机，它是把高温高压燃气向后高速喷出获得反推力，同时驱动排气通道内的涡轮，由涡轮带动同轴的位于进气通道内的压气机，提高燃烧室内气压，增加工质，获得更高的热值，提高推力，第一代和第二代战斗机以这种发动机为主要动力，特点是高速飞行时，效率高，但低速飞行时性能很差，由于排气温度高，热效很低，现在基本属于淘汰的边缘。 涡扇发动机是在涡喷发动机的压气机前再加两级或更多的风扇，外层再包裹形成外涵道，与经过燃烧室的内涵道形成双涵道。由于一部分推力由通过风扇加速的经过外涵道的冷空气提供，所以排气温度低，热效率高，能提供较大的推力，目前十吨以上级的大推发动机全部为涡扇式，特点是无论是高速飞行还是低速飞行，都能提供突出的动力性能。战斗机用发动机涵道比(即流经外涵道与流经内涵道的空气量的比值)较小，常采用内外涵混合排气带加力发动机，因为外涵道流过来的是新鲜的工质，因此含氧丰富，理论加力燃烧室提供的额外推力要比涡喷发动机高得多。大型客机运输机等则采用大涵道比分离排气发动机，没有加力燃烧室，这种发动机噪音小，有的甚至低于110dB，是现代航空发动机的主流。 涡桨发动机是把涡轮吸收的高温高压燃气作的功全部用于螺旋桨，由于热损失最低，所以效率高，经济性最好，但高速性差，飞机无法实现超音速飞行，但低速飞行性能优异，不过噪音很大，常用于中型运输机。 涡轴发动机就是把水平的螺旋桨设计成垂直的旋翼，原理与涡桨类似，也是把燃气功全部通过涡轮传给桨叶，主要用于直升机，不赘述。 桨扇发动机是一种奇特的发动机，它是把涡扇发动机的外涵道设计成开放式，让风扇直接暴露在外的发动机，既能够拥有螺旋桨飞机的经济性又拥有涡扇发动机的大推力。但采用这种发动机的飞机不多，仅俄罗斯开发过，如An-70运输机，采用了四台D-27桨扇发动机，每台发动机压气机前有两级对转桨扇，效率比伊尔76飞机所使用的PS-90A-76发动机高15%。 |
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