涡轮喷气式发动机

涡轮喷气发动机

李飞龙运航1101 201173619

涡轮喷气发动机，它包括有外壳、轴承、转轴、进气外定子、进气定子、轴套、尾排气定子、整流罩、尾轴螺母、排气定子、排气叶轮、控制装置，它还包括有前轴螺母、大轴套、燃烧室，所述转轴的前轴伸端和后轴伸端设有外螺纹，在转轴的前轴伸端的外螺纹上旋有前轴螺母，并且在转轴上向后依次设置有进气叶轮、轴套、一对支撑轴承、轴套、排气叶轮，在后轴伸端的外螺纹上旋有尾轴螺母，所述进气叶轮和排气叶轮与转轴相固定连接。涡轮喷气发动机包含四节：压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。压缩器部分空气以高速度通过进气道到达燃烧室。燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。膨胀的空气驱动涡轮，涡轮通过轴连接到压缩器，支持发动机的运行。从发动机排出加速的排气提供推力。这是基本应用了压缩空气，点燃油气混合物，产生动力以自维持发动机运行，和用于推进的排气。

进气道

在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器。其气道前方未受扰动气流的速度，与飞行速度大小相等，方向相反。空气流出进气道的速度(c1)就是压缩器的进口气流速度。

在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道，流速减小，压力和温度升高，空气受到了压缩。在飞行速度小于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道时，流速增大，压力和温度降低，这时没有动力压缩。

目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压缩器进口气流速度。因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。

空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离损失和激波损失等三种

1.摩擦损失

进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁表面形成了附面层而产生的。摩擦损失的大小，除了取决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有关。因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意防止划伤进气道的表面，并且保持进气道的清洁，以免增大摩擦损失，使发动机推力减小。

2.分离损失

分离损失主要是由于气流在进气道进口的流动方向与进气道前缘内壁的方向不一致而产生的。当进口的气流方向与进气道前缘内壁的方向不一致时，由于气流转弯时惯性离心力的作用，进气道前缘内壁附近的空气压力降低，在前缘内壁附近会出现与气流流动方向相反的压力差，发生分离现象，而造成气流分离损失。为了减小气流分离损失，进气道前缘应做成流线形，使气流逐渐地改变流动方向，避免产生严重的分离现象。

3.激波损失

超音速飞行时，空气以超音速流向进气道。要把超音速气流变成亚音速气流，不可避免地要产生激波损失。

压气机

压气机结构主要是叶轮、扩压器和进气系统。叶轮轴在球轴承和滚棒轴承中旋转，或者与涡轮轴共用一轴，或者在中间分开，用联轴节相连，这一般是从易于分解角度设计的。叶轮由涡轮驱动高速旋转，空气连续地吸入叶轮的中心。离心力的作用使空气沿导向叶片径向向外流向叶轮尖部。从而使空气加速，并造成压力升高。发动机进气道上也可装导向叶片，用以给进入压气机的空气提供初始漩流。

空气离开叶轮后进入扩压器段，那里的通道呈扩张形，将大部分动能转化成压力能。实际上，通常将这种压气机设计得大约一半压力升高发生在叶轮中，另一半在扩压器中。

为了尽量提高通过压气机的空气流量和压力升高，要求叶轮高速旋转。因此，叶轮被设计成在高达1600英尺／秒的叶尖速度下工作。通过在这样高的叶尖速度下工作，增大了从叶轮流出的气流速度，于足得到的可转换成压压力的能量就更多。

为了保持压气机的效率，必须防止叶轮和机匣之间漏气过多；将它们之间的间隙保持尽量小即可达此目的。

主燃烧室

航空燃气轮机主燃烧室的传统结构形式可分为单管燃烧室、环管燃烧室、环形燃烧室，这基本与航空燃气轮机的发展历程相对应。早期的燃烧室多为单管燃烧室，后来发展为环管燃烧室，上世纪60年代，环形燃烧室出现并成为燃气涡轮发动机的必然选择，随着燃烧技术的发展，短环形燃烧室是目前普遍采用的方案。在采用离心式压气机的燃气轮机中为了缩短轴距并利用离心压气机径向尺寸较大的特点，发展了环形回流燃烧室或环形折流燃烧室。

现代高性能发动机对主燃烧室提出了越来越高的要求，对于军用发动机主燃烧室而言，要求其具有更高的温升工作能力和更宽的工作范围；而民用发动机对燃烧室污染排放指标提出了极为苛刻的要求，以满足发动机适航取证。因此主燃烧室主要朝两个方向发展：高性能军用发动机使用的高温升燃烧室及民用发动机需要的低排放燃烧室；为应对上述挑战，提出了以下燃烧室新技术方案。

旋流器阵列多点喷射燃烧室：此类燃烧室（见图2）是将常规燃烧室头部的旋流器和喷嘴的尺寸缩小，在传统燃烧室单个头部大小的空间内布置多个喷射点，每个喷射点的燃料和空气快速均匀的混合，每个喷射点有自己的回流区和燃烧区，燃烧时有多个火焰，由于每个喷射点的回流区长度短，燃烧驻留时间短，在降低污染物的生成方面有很大的潜力。同时该类型燃烧室由于有多个喷射点的存在，可以将喷射区域进行分区燃烧，兼顾燃烧室在低工况下的稳定工作及高工况下的高效燃烧，适合于工作范围宽广的高温升燃烧室；还可以对喷射点进行控制，具有温度场主动调节能力，能够满足高性能军用发动机高品质燃烧室出口温度场的需求。

燃烧室前后的压力不同，前部压力远远大于后部压力，所以后喷气流会向后喷射。加上燃烧室和尾喷管都有机匣包裹，里面也有管道作为引射导向，所以不会想别的地方乱窜的。加力式的涡轮发动机在普通燃烧室后面还有加力燃烧室，那里也会有一个叫做火焰稳定器的装置对后喷尾流进行稳定。

加力燃烧室

战斗机在起飞、爬升、规避导弹或作战机动飞行等状态需要更大的推力以实现短时间加速飞行，发动机使用加力是短时间内增加推力的最好办法。加力燃烧室是实现发动机加力的部件，它能保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入气流中让剩余氧气再次燃烧，产生额外推力。现在军用涡扇发动机加力燃烧室（图5所示），大都采用V 形稳定器来稳定火焰，这种加力燃烧室通过气流在钝体后形成的尾迹旋涡和回流区产生一个油气混合均匀的低速区，从而具备了火焰稳定的必备条件。

现代高推重比航空发动机加力燃烧室工作条件越来越恶劣，性能要求更高，主要特征表现在内涵进口温度更高、氧含量降低的情况下，进一步提高加力温度和燃烧效率，降低流体阻力，缩短长度，加力重量超轻。传统发动机加力燃烧室很难实现上述要求，未来加力燃烧室的发展必然将某些部件进行一体化设计，变得更加紧凑，以减少长度和降低重量，提高发动机推重比。涡轮后框架一体化加力燃烧室、旋流加力燃烧室、外涵加力燃烧室是目前研究

的重要方案。

涡轮后框架一体化加力燃烧室：涡轮后框架一体化加力燃烧室的主要特征是取消传统加力燃烧室的混合扩压器，将喷油杆和钝体稳定器整合到涡轮后支撑框架的支板上，形成超级紧凑的一体化结构，加力燃油从支板内的喷嘴孔喷入并进入支板后形成的回流区内稳定燃烧，涡轮后框架一体化加力燃烧室与传统加力燃烧室对比如图6所示。这种加力燃烧室的设计关键在于：合理的安排燃油喷射，既保证加力燃油浓度分布与氧浓度分布主动匹配，又避免燃油的自燃与结焦，还能保证燃油在支板后的回流区内形成稳定燃烧点火源，同时保证加力燃烧室较低的流阻损失；一体化加力燃烧室方案能适用于更高的加力热负荷，具有更简单的结构以及更高的喷杆和稳定器工作可靠性，在高推重比发动机研制中得到了深入广泛的研究。采用涡轮后框架一体化加力燃烧室的典型代表为美国PW公司研制的F119发动机，其推重比在10左右。

涡轮

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。

一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。但是，由于涡轮材料等的限制，目前只能达到1650K左右，现代战斗机有时需要短时间增加推力，就在涡轮后再加上一个加力燃烧室喷入燃油，让未充分燃烧的燃气与喷入的燃油混合再次燃烧，由于加力燃烧室内无旋转部件，温度可达2000K，可使发动机的推力增加至1.5倍左右。其缺点就是油耗急剧加大，同时过高的温度也影响发动机的寿命，因此发动机开加力一般是有时限的，低空不过十几秒，多用于起飞或战斗时，在高空则可开较长的时间。

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。

喷管

喷管的功能是将从涡轮(或加力燃烧室)流出的燃气膨胀加速，将燃气中的一部分热焓转变为动能，从尾喷管高速喷出，产生反作用推力。根据尾喷管出口气流喷射速流的不同，可以分为亚声速喷管和超声速喷管两类。亚声速喷管为收敛形喷管，超声速喷管为收敛扩张形喷管。由于发动机提供给尾喷管的空气流量和膨胀比不断地发生变化，因此有必要对收敛扩

张喷管的喉道面积和出口面积不断地进行调节，尽量避免过度膨胀或不完全膨胀现象的发生。涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机在地面工作时尾喷管的膨胀比根据发动机设计参数的不同可以在很大范围内变化，很多发动机πe在1.5～2.5范围内。当发动机在超声速条件下飞行时，由于进气道的冲压增压，尾喷管的膨胀比将大得多。