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继续聊涡喷，主要想聊聊涡轮发动机制造技术，凭什么可以代表一个国家的工业技术水平。 到了飞行速度可以和音速相比以后，进一步提高速度就必须要放弃螺旋桨推进而选择喷气式推进，这是之前的分析结论。 作为要反复使用的，对续航能力和有效载重都有要求的飞机，不能选择燃料喷气方式的火箭，而是要选择空气喷气方式，这也分析过了。 这里燃料燃烧是为了加热空气，让空气急剧膨胀来喷气，不是把自己喷出去，因此就离不开空气的参与，必须不断向燃烧室补充空气。 不提难以自行起飞的冲压发动机，补充空气的方式是唯一的：压缩空气达到高于燃烧室的压力，强制把空气灌进去，因此压气机是少不了的配置。 而为了给压气机提供动力，涡轮也少不了，所以空气喷气发动机必然有三大部分：燃烧室、压气机、涡轮。 实际上有五部分：进气口、压气机、燃烧室、涡轮、喷气口，其中进气口和喷气口在讨论原理时不太重要，实际设计时就有许多因素要仔细考虑，基本组成就这么多了，看上去很简单。 工业中的空气压缩机通常是活塞式的，压缩比很高，但质量流量很低，不能满足喷气式发动机的要求，那么主要的参考对象就剩下两种风机了，离心式鼓风机和轴流式风机。 电风扇就是轴流式风机，风顺着轴的方向从后往前吹，以前理发师傅用的老式电吹风是离心风机，核心是一个叶轮，转起来把空气从中心向四周甩，从中心进气，在四周用蜗壳收集起来吹出去。 离心式风机比轴流式风机压缩比大一些，但流量小一些，为喷气式发动机选择压气机，更容易想到离心式，我们需要足够的压缩比，让压缩后的空气压强高于燃烧室的压强。 除开试飞没有成功的德国he 178飞机，第一台真正上天的喷气式发动机是英国人弗兰克.惠特尔发明的，是离心式压气机，1930年就取得了发明专利，1941年才上天，但后来没有下文了。 因为离心式的压缩比还是不够，差得远，而离心式风机的多级串联很麻烦，每一级出风在外围，下一级的进风却在中心，另外，流量不大也是个缺点。 轴流式的级联就简单多了，它前面进风后面出风，下一级直接加在后面就可以了，每一级压缩比很小，多级串联以后就不小了，而它质量流量大更是一个大优点。 第一台量产的轴流式涡喷，是德国人发明的，装备在喷气式战斗机Me 262上，1935年预研，1942年首飞成功，1943年投产，1944年量产服役，先后生产过一千多架，取得了击落对手五百多架，自损一百多架的战绩，之后的所有涡喷发动机，压气机都是轴流式。 其实表现并不算惊艳，最大飞行时速870公里，比当时的螺旋桨飞机快一两百公里而已，续航能力仅一千公里。 因为一开始的涡喷发动机推力不足，早期的喷气式飞机都没有超音速的，并没有一上来就独霸天空的表现。 按基本原理造出涡喷发动机真心不是太难，要造得好，达到很高的推力以及推重比（推力/发动机自重）才真正很难。 真正要讨论怎么把涡喷做好，我就是外行了，也只能从外行的角度谈一些粗浅的认识。 既然涉及压强问题，我找到一个简图，图中上部是一个涡喷发动机的半剖视示意图，只画出发动机轴线之上的半边，它的压气机分低压压气机和高压压气机两段，每段都是多级的，由两个涡轮分别带动。
图中1处的压强带有一点冲压效应，比大气压略高，2处的压强略低点，是压气机进口有吸力的原因，如果是在地面，1处的压强也会明显低于大气压，所以发动机点火后，前方是不能站人的，会被吸进去。 p2B是低压压气机提升后的压强，p3是高压压气机出口的压强，也是发动机里的最高压强。 燃烧室截面比高压压气机出口截面大很多（图中不明显，后面有一个比例更实际的简图可以看出来），如果没有喷油燃烧，压缩后的空气会自然膨胀，p4应该大幅度降低，因为喷油燃烧的高温，让膨胀后的空气仍然形成高压，才使得p4只是略低于p3。 这里也看出，p3限制了喷油量，p3不够高就不能喷太多油进去，不然p4会高于p3，空气就进不去燃烧室了，会发生喘振甚至闷熄火。 p4B和p5是高低压两级涡轮衰减后的压强，相当一部分压强用来产生动力驱动压气机了，而压强的衰减代表空气会进一步膨胀，体积增大导致流速大幅度提升，到p9压强比外部仍然大很多，是气流能够冲开外部空气喷射出去所必须的。 大致捋一下，喷气动力是来自喷油燃烧导致的空气膨胀，在相同质量流量下形成很大的体积流量，产生高流速形成推力，而压气机压缩产生的压强是限制喷油量的关键。 推力的另一个要素即质量流量，由p3-p4决定，差压越大，质量流速越大，这是自然平衡的，如果供油量增加，p4提升会减小差压，质量流量减小，但涡轮获得的动力却会增加转速提升p3，重新找回平衡，推力也提升了。 但可以看出，供油量不能猛然增加，否则导致p4瞬间超过p3就完蛋了，这影响到发动机在推力上的机动性，转子转动惯量越小，供油量提高时涡轮加速越快，就允许更快地提高供油量，推力提升也越快。 涡轮转速是有极限的，一方面随着供油量增加，喷气温度上升，涡轮工作温度也跟随提升，会降低涡轮材料的力学性能，另一方面，供油量增加的结果是涡轮加速，压气机动力增加，涡轮所承受的扭力、离心力以及气体冲击力都一起增加，受力情况更严峻。 一方面材料的力学性能下降，另一方面受力情况恶化，那就必然存在一个极限，超过这个极限，涡轮就承受不住了。 所以，一台涡喷发动机由压气机和涡轮构成的转子，有一个最高转速，这个转速下，对应于一个最高的压缩比，和一个最高供油量，导致空气质量流量和流速都受到限制，会存在一个最大推力。 简单说就是，涡轮允许的最高转速，限制了发动机的最大推力。 从上面的分析，改进涡喷发动机性能的方向也就找到了：第一，增加涡轮极限转速，直接提升最大推力；第二，提高压气机效率，在相同转速下有更高的压缩比，能允许更高的供油量，也增加推力，第三，减小转子的转动惯量，提升发动机动力的机动性，最后，是减轻发动机总重，提高推重比。 涡轮叶片做成空心，能降低重量和转动惯量，还能减小离心力，精心设计叶片数量、截面形状以及安装角度等等，能够提高效率和减小气体冲击力，利用空心叶片构成风冷回路，能降低涡轮工作温度。 选择强度更高的材料，尤其是高温下强度更高的材料，不仅能够允许更高的转速，也允许进一步把叶片等零件做薄，进一步降低总量和转动惯量。 从制造角度，把叶片截面形状做得和设计形状尽可能一致，接口焊接要结实，要打磨得够光滑，装配时，则要保证精度和结构强度。 所有这些努力，能够让涡轮极限转速提升，也能够在相同转速下为压气机提供更大动力。 压气机叶片仍然是空心的，每一级叶片数量、截面形状和安装角度都需要精心设计，还有各级之间的配合，都同样是对设计师的考验，某种意义上说，压气机在设计上的讲究，甚至比涡轮更复杂。 材料方面力学性能仍然很重要，材料越强，叶片可以做得越薄，转子总重和转动惯量都会降低。 但材料越好，叶片做得越薄，加工、焊接、打磨和装配就越难，制造难度一点不低。 设计方面考验的是发动机设计师的理论水平和思路，材料方面考验的是国家材料工业的水平，制造方面也会考验到国家的工业实力，虽然不是所有方面的工业实力。 我们早就能够完全独立自主的制造涡喷发动机了，但把涡喷发动机做得好上加好，那就难了，直到现在，我们的发动机技术仍然和国际先进水平有一定差距，也许就差那么一点，但要赶上去也不容易。 关于涡喷发动机就讲这么多了，再多就讲不出来了，下面是一个涡喷发动机的结构示意图，双转子的，两个涡轮两个压气机，没有表示进气口，算作机身部分去了。
涡喷发动机既是发动机，也是推进器，二合一的，提高推力需要增加供油量，推力越大，喷气温度和压强越高，浪费的热能和压缩能也就越大，所以涡喷发动机的效率很低，相同的载油量续航能力上不去，增加载油量，飞机重量增加，速度又上不去了，用在民用领域就更不合算了，经济效益很差。 这是一个死结，只有改进推进原理才可能改善。 思路就是把推进器功能和发动机功能分开，至少是部分分开，不完全利用高温喷气产生推力，而是利用涡轮输出部分动力，另外产生部分推力，减少热能和压缩能的浪费。 比如增加一个自由涡轮，把喷气动力截留一部分，带动一个风扇来形成冷空气喷气的思路。 自由涡轮的意思是与压气机无关，不影响发动机工作，另作他用。 所谓风扇，就是一个轴流风机，直径比螺旋桨小很多，而且外面套上外壳形成涵道，产生一定的冲压效应，降低空气进入风扇的流速，这样就能避开音障现象，仍然可以实现高速飞行，它很像一个放大尺寸的轴流式压气机。 这样的发动机叫做涡轮风扇发动机，简称涡扇发动机。 带动风扇的涡轮会降低喷气压强和温度，浪费降低了，但喷气速度也降低了，因此会降低喷气动力，但风扇有更大的质量流速，产生的推力不仅能弥补，还有很大富裕，发动机总推力提高不少，但燃油消耗量不变，增加的自重也不大，燃料利用效率和发动机推重比都提高了。 涡扇发动机的理论研究开始得很早，1943年在德国就有了样机，但没能上天，原因是制造难度太大，缺陷很多，后来多个国家在五十年代先后开始研发，其中英国研发的涡扇发动机在1953年第一个上天，而各国的涡扇发动机真正走向实用，基本都是在六十年代了，而且是用在民用客机上的。 民用型涡扇发动机风扇部分直径比较大，导致整个发动机直径增加很多，变成了胖子，放不进战斗机的肚子里去。 下图是这种涡扇发动机的简图，风扇部分有点像一个套了外壳的小号螺旋桨。
专为战斗机研发的涡扇发动机，需要考虑瘦身问题，风扇直径小很多，因此效率和推力提升的程度也就小一些，风扇外壳减小了，意味着冷空气经过的涵道和核心机的空气通道相比不大了，所以称为小涵道比涡扇发动机，另外，战斗机的发动机在机身部位，不在机翼下挂着，所以不方便在风扇之后马上排气，而是要和核心机的高温气流混合以后再喷出，当然也可以分开排，末端隔离一下就可以。 小涵道比加混合排气，是军用型涡扇发动机的特点，它的效率和推重比不如民用型，但比涡喷发动机还是改善很大，不论是推力、效率还是推重比都有提高，关键是它仍然可以装进战斗机里去。 下图是这种涡扇发动机的简图。
涡扇发动机仍然属于喷气式推进，发动机和推进器功能仍然没有真正分开，效率也仍然不算高。 对于不太要求高速度，但对续航能力和经济性要求很高的飞机，比如运输机，能不能换回螺旋桨推进方式呢？ 当然可以了，用一个自由涡轮带动螺旋桨就是了，它叫做涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机，下面就是涡桨发动机的简图。
涡桨发动机效率比涡扇发动机又要高很多，更节油，和所有螺旋桨飞机一样，飞不快，时速大约在七百五十公里以下。 和活塞式发动机相比，涡桨发动机最大优点是推重比高，同等推力下自重很轻，对于运输机而言这个优势太大了。 因为进气存在冲压作用，对高空稀薄空气的耐受能力比活塞式发动机强很多，可以飞得更高，论效率的话，高速下，即在时速450公里以上时，也要比活塞式发动机高，这些也都是优势。 但在低空低速下使用，活塞式发动机效率就更高些，如果设计时速低于450公里，活塞式发动机就更适合，所以现在还有一些小型私人飞机采用活塞式发动机。 既然可以带动螺旋桨，当然也可以通过自由涡轮的轴输出功率，带动别的东西，这样的发动机称为涡轮轴发动机，简称涡轴发动机，如下图所示。
涡轴发动机可以带动旋翼，作为直升飞机的发动机，还可以带动发电机，组成燃气涡轮发电机组，效率当然不如柴油发电机组，但相同发电量下重量轻很多，在一些特殊场合很有用。 涡轮发动机家族还有一个成员，即涡轮桨扇发动机，简称桨扇发动机，如下图所示，两个自由涡轮在发动机后端带动一对桨扇，彼此旋向相反，桨扇看上去像缩小版的螺旋桨，或者说是放大版的风扇。
桨扇发动机允许飞机飞得比螺旋桨飞机快，能够达到时速900公里甚至1000公里，和民航客机差不多了，但效率却比涡扇发动机高，很好奇为什么没在客机中推广开。 最后聊几句军用无人机的发动机，这是一种微型涡喷或者涡扇发动机，因为尺寸缩小，压气机叶片要在更高转速下才能有效工作，所以这种微型发动机的转速要提高很多，从每分钟不到两万转，要提高到每分钟五万转上下，因为涡轮直径也缩小了，受力情况没有严重恶化，主要难点应该在高速轴承上，这是个人理解，不知道对不对。 涡轮发动机增加尺寸，压气机叶片会遇到音障问题，所以做大有困难，需要更大推力只能增加发动机数量，双发四发甚至八发，缩小尺寸就需要增加转速，又会遇到高速轴承等问题，要做小也不容易，要做个钢笔大小的涡喷出来，至少目前是门也没有。 姓涡的这一家子就介绍到这里了。 |
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