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航空渦輪發(fā)動機原理？

: 問提問者：網(wǎng)友 | 2022-02-25

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　　渦輪噴氣發(fā)動機應(yīng)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(qū)動的壓氣機，因此在低速時發(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(zhuǎn)，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(zhuǎn)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(fù)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(shè)計工作造成的。　　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，因為它的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度；因而，純渦輪噴氣發(fā)動機最適合較高的飛行速度。然而，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。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。　　螺旋槳/渦輪組合的優(yōu)越性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機、涵道風(fēng)扇發(fā)動機和槳扇發(fā)動機的引入所取代。這些發(fā)動機比純噴氣發(fā)動機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(dāng)，超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。　　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(jié)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(diào)進氣道，后部是帶可調(diào)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(dāng)飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機構(gòu)被關(guān)閉，氣道空氣借助于導(dǎo)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(jié)構(gòu)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(qū)動的低壓壓氣機，而驅(qū)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。結(jié)構(gòu) 進氣道　　軸流式渦噴發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)：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(diào)整到發(fā)動機能正常運轉(zhuǎn)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(yù)壓縮作用，但是激波位置不適當(dāng)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(diào)節(jié)錐，根據(jù)空速的情況調(diào)節(jié)激波的位置。　　兩側(cè)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(diào)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(dāng)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(fēng)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(yán)格的說所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機理、過程的模型化現(xiàn)在都不太清楚。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　　壓氣機由定子(stator)頁片與轉(zhuǎn)子(rotor)頁片交錯組成，一對定子頁片與轉(zhuǎn)子頁片稱為一級，定子固定在發(fā)動機框架上，轉(zhuǎn)子由轉(zhuǎn)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(dāng)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(jié)構(gòu)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(shè)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(zhuǎn)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(zhuǎn)子組互相獨立，在壓力異常時自動調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，也可避免喘振。燃燒室與渦輪　　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(zhuǎn)動。因為渦輪與壓氣機轉(zhuǎn)子連在一根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉(zhuǎn)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(zhuǎn)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(dāng)?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(jié)構(gòu)緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結(jié)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。目前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(zhì)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。噴管及加力燃燒室　　噴管(nozzle，或稱噴嘴)的形狀結(jié)構(gòu)決定了最終排除的氣流的狀態(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(dāng)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(zhuǎn)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(yīng)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(shè)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(shù)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，或後燃器)，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(yīng)付激烈的空中纏斗，不可能用于長時間的超音速巡航。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(yīng)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(shè)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(jì)錄與37250米的升限紀(jì)錄。（這個紀(jì)錄在一段時間內(nèi)不太可能被打破的）　　與渦輪風(fēng)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。基本參數(shù) 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(zhuǎn)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。渦輪增壓的原理　　最早的渦輪增壓器用于跑車或方程式賽車上的，這樣在那些發(fā)動機排量受到限制的賽車比賽里面，發(fā)動機就能夠獲得更大的功率。　　眾所周知發(fā)動機是靠燃料在汽缸內(nèi)燃燒作功來產(chǎn)生功率的，由于輸入的燃料量受到吸入汽缸內(nèi)空氣量的限制，因此發(fā)動機所產(chǎn)生的功率也會受到限制，如果發(fā)動機的運行性能已處于最佳狀態(tài)，再增加輸出功率只能通過壓縮更多的空氣進入汽缸來增加燃料量，從而提高燃燒作功能力。因此在目前的技術(shù)條件下，渦輪增壓器是惟一能使發(fā)動機在工作效率不變的情況下增加輸出功率的機械裝置。　　我們平常所說的渦輪增壓裝置其實就是一種空氣壓縮機，通過壓縮空氣來增加發(fā)動機的進氣量，一般來說，渦輪增壓都是利用發(fā)動機排出的廢氣慣性沖力來推動渦輪室內(nèi)的渦輪，渦輪又帶動同軸的葉輪，葉輪壓送由空氣濾清器管道送來的空: 回答者：網(wǎng)友

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