《航空概論》課件-第3章

第3章發(fā)動機(jī)3.1發(fā)動機(jī)的一般概念與發(fā)展3.2活塞式航空發(fā)動機(jī)3.3噴氣式航空發(fā)動機(jī)3.4直升機(jī)用發(fā)動機(jī)3.5火箭發(fā)動機(jī)思考題與習(xí)題

3.1發(fā)動機(jī)的一般概念與發(fā)展

3.1.1發(fā)動機(jī)的一般概念為飛行器提供動力，推動飛行器前進(jìn)的裝置稱為推進(jìn)系統(tǒng)，也稱為動力裝置。它由發(fā)動機(jī)、推進(jìn)劑或燃料系統(tǒng)，以及保證發(fā)動機(jī)正常有效工作所需要的導(dǎo)管、附件、儀表和將發(fā)動機(jī)固定在飛行器上的裝置等組成。發(fā)動機(jī)是推進(jìn)系統(tǒng)的核心部件。

發(fā)動機(jī)是飛行器的動力源，飛行器的飛行速度、高度、航程、機(jī)載重量和機(jī)動能力，在很大程度上取決于發(fā)動機(jī)的性能水平，人們常形象地稱之為飛行器的心臟。縱觀航空航天技術(shù)的發(fā)展歷程，不難發(fā)現(xiàn)，每一次的重大進(jìn)展無不與發(fā)動機(jī)的發(fā)展緊密相聯(lián)。噴氣式發(fā)動機(jī)開創(chuàng)了航空史上的“噴氣時代”，渦扇發(fā)動機(jī)帶來了航空運輸業(yè)的繁榮，火箭發(fā)動機(jī)的不斷發(fā)展推進(jìn)了航天事業(yè)的發(fā)展。

發(fā)動機(jī)按照其產(chǎn)生推力的方法，可以分為活塞式發(fā)動機(jī)和噴氣式發(fā)動機(jī)兩大類。活塞式發(fā)動機(jī)中，發(fā)動機(jī)和產(chǎn)生推力的推進(jìn)器(螺旋槳)是分開的；而噴氣式發(fā)動機(jī)中，發(fā)動機(jī)本身就是推進(jìn)器。

航空航天發(fā)動機(jī)包括活塞式發(fā)動機(jī)、噴氣式發(fā)動機(jī)和特種發(fā)動機(jī)，噴氣式發(fā)動機(jī)又分沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)和燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)(見圖3-1)。噴氣式發(fā)動機(jī)可以利用大氣層中的空氣與所攜帶的燃料燃燒產(chǎn)生高溫、高壓燃?xì)猓诎l(fā)動機(jī)的尾噴管中膨脹，以高速噴出，從而產(chǎn)生反作用推力?；鸺l(fā)動機(jī)完全依靠自身攜帶的能源和工質(zhì)，產(chǎn)生高溫、高壓氣體，因此可以在高空和大氣層外使用。早期的航空發(fā)動機(jī)為活塞式發(fā)動機(jī)，現(xiàn)代的航空航天發(fā)動機(jī)多為噴氣式發(fā)動機(jī)，但是在小型低速飛行器上也采用活塞式發(fā)動機(jī)，而特種發(fā)動機(jī)大多處于探索研究中。

圖3-1航空航天發(fā)動機(jī)分類

3.1.2航空發(fā)動機(jī)溯源

早在1810年，被譽為“空氣動力學(xué)之父”的英國科學(xué)家喬治·凱利就指出：所謂機(jī)械飛行就是為一塊平板提供動力，使它能在空中支持一定的重量。到了19世紀(jì)中葉，人們通過觀察鳥類飛行、風(fēng)箏飛升、模型吹風(fēng)試驗和親身體驗駕駛滑翔機(jī)，基本上已經(jīng)掌握了飛機(jī)的飛行原理。同時，由于船用螺旋槳的發(fā)明和廣泛應(yīng)用，也有了合適的推進(jìn)裝置(螺旋槳)。但由于沒有可用的動力裝置(發(fā)動機(jī))，仍然只有望天興嘆，所以喬治·凱利在1850年說：“我的發(fā)明(飛機(jī))唯一無法解決的就是動力問題?！?/p>

萊特兄弟的“飛行者1號”所用的發(fā)動機(jī)，就是一臺設(shè)計有自動進(jìn)氣閥的液(水)冷、四缸、四沖程直排臥式活塞式汽油發(fā)動機(jī)，如圖3-2所示。這臺推動人類進(jìn)入航空時代的“偉大”的發(fā)動機(jī)并非出自著名的企業(yè)或發(fā)明家，而是一位普通的修理技工查爾斯·泰勒之手。泰勒以一臺已有的驅(qū)動設(shè)備的活塞發(fā)動機(jī)為原型，憑借豐富的經(jīng)驗和精湛的技術(shù)，經(jīng)過大量試驗，不斷改進(jìn)、完善，終于制造出滿足設(shè)計指標(biāo)的發(fā)動機(jī)，為人類首架動力飛機(jī)的成功飛行做出了不可磨滅的貢獻(xiàn)。

圖3-2“飛行者1號”發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)示意

從第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束至今，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)取代了活塞式發(fā)動機(jī)，開創(chuàng)了噴氣新時代。直接產(chǎn)生推力的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(簡稱渦噴發(fā)動機(jī))和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(簡稱渦扇發(fā)動機(jī))的推力范圍從幾百daN到超過50

000

daN，戰(zhàn)斗機(jī)發(fā)動機(jī)的推力重力比從2左右提高到10，民用發(fā)動機(jī)的耗油率從1.0?kg/(daN·h)下降到0.4?/(daN·h)。它們推動著噴氣式飛機(jī)跨過聲障和熱障，直逼3倍聲速；使雙發(fā)巨型寬體民用客機(jī)能夠不著陸安全地越洋飛行；民航的重要經(jīng)濟(jì)指標(biāo)“每人公里油耗”下降了70%，其中3/4得益于發(fā)動機(jī)效率的提升；推力矢量噴管技術(shù)使戰(zhàn)斗機(jī)垂直、短距起落和具有超機(jī)動能力成為可能。

渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)(簡稱渦槳發(fā)動機(jī))和渦輪軸發(fā)動機(jī)(簡稱渦軸發(fā)動機(jī))是輸出軸功率的，它們分別驅(qū)動螺旋槳和旋翼，成為亞聲速運輸飛機(jī)和直升機(jī)的動力裝置。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)曾經(jīng)最大發(fā)出超過11?000kW?的功率，裝備了一些重要的運輸飛機(jī)和轟炸機(jī)，但終因螺旋槳在吸收功率、尺寸和飛行速度方面的限制，在大型飛機(jī)上渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)逐步被渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)取代。渦輪軸發(fā)動機(jī)在直升機(jī)領(lǐng)域一直居主導(dǎo)地位，最大的渦輪軸發(fā)動機(jī)可發(fā)出8500kW的應(yīng)急功率，裝兩臺這種發(fā)動機(jī)的直升機(jī)可運載20

t的貨物。

總之，航空發(fā)動機(jī)經(jīng)歷了一個世紀(jì)的發(fā)展，已經(jīng)相當(dāng)成熟，為各種飛行器的發(fā)展做出了重要貢獻(xiàn)。

3.1.3航空發(fā)動機(jī)的發(fā)展

1．活塞式發(fā)動機(jī)統(tǒng)治時期

1903—1945年，活塞式發(fā)動機(jī)作為飛機(jī)的動力裝置，占據(jù)了統(tǒng)治地位。在兩次世界大戰(zhàn)的推動下，活塞式發(fā)動機(jī)不斷改進(jìn)和完善，得到迅速發(fā)展，第二次世界大戰(zhàn)結(jié)束前后其技術(shù)達(dá)到頂峰?；钊桨l(fā)動機(jī)技術(shù)上的特點和進(jìn)步主要體現(xiàn)在以下幾個方面。

(1)整流罩的發(fā)明使氣冷式發(fā)動機(jī)在大部分領(lǐng)域逐步取代液冷式發(fā)動機(jī)，從而取消了笨重、復(fù)雜且容易損壞的液冷系統(tǒng)。

(2)采用金屬鈉冷卻排氣門，解決了排氣門過熱的問題。

(3)供油方式上，由汽化器供油改為直接注射式供油，簡化了結(jié)構(gòu)，改善了加速性。

(4)采用廢氣渦輪增壓器和變距螺旋槳，增大了發(fā)動機(jī)的功率和工作高度，改善了螺旋槳的特性。

2．噴氣推進(jìn)新時代

空氣噴氣式發(fā)動機(jī)中，經(jīng)過壓縮的空氣與燃料(通常為航空煤油)的混合物燃燒后產(chǎn)生高溫、高壓燃?xì)猓诎l(fā)動機(jī)的尾噴管中膨脹，以高速噴出，從而產(chǎn)生反作用推力。流進(jìn)發(fā)動機(jī)的空氣可以是由專門的壓氣機(jī)使其受到壓縮而成，也可以通過將高速流進(jìn)發(fā)動機(jī)的空氣(當(dāng)飛行器以很高的速度飛行時)滯止下來而產(chǎn)生高壓來達(dá)到。因此，空氣噴氣式發(fā)動機(jī)有無壓氣機(jī)和有壓氣機(jī)之分。

(1)噴氣式發(fā)動機(jī)的誕生。噴氣式發(fā)動機(jī)是一種直接反作用推進(jìn)裝置，與噴氣式發(fā)動機(jī)原理有關(guān)的研究已有久遠(yuǎn)的歷史，中國古代的火箭和走馬燈就是噴氣推進(jìn)和渦輪機(jī)原理的體現(xiàn)，但取得航空工程實用性進(jìn)展還是在第二次世界大戰(zhàn)后期。

1913年，法國工程師雷恩·羅蘭獲得第一個噴氣式發(fā)動機(jī)專利，如圖3-3所示。它屬于無壓氣機(jī)式空氣噴氣發(fā)動機(jī)，與后來的沖壓發(fā)動機(jī)基本相同。沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡單、推力大，特別適合高速飛行，但是不能在靜止?fàn)顟B(tài)下起動，而只能在裝備它的飛行器具有一定速度后才能工作，或與其他發(fā)動機(jī)組合使用，可以用作導(dǎo)彈、靶機(jī)和高超聲速飛行器的動力。

圖3-3法國工程師雷恩·羅蘭的噴氣式發(fā)動機(jī)專利

無壓氣機(jī)式噴氣發(fā)動機(jī)還有脈沖式發(fā)動機(jī)和火箭發(fā)動機(jī)。脈沖式發(fā)動機(jī)是沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的一種特殊形式，沒有得到廣泛的應(yīng)用?；鸺l(fā)動機(jī)自帶燃料和氧化劑而不依賴空氣，可以在沒有空氣的外層空間工作，主要用于航天器和洲際彈道導(dǎo)彈，也曾經(jīng)用作飛機(jī)加速器和飛機(jī)起飛助推器。

有壓氣機(jī)式空氣噴氣發(fā)動機(jī)是由英國人弗蘭克·惠特爾和德國人漢斯·馮·奧海因在同一時期分別發(fā)明的。壓氣機(jī)有離心式、軸流式、組合式等多種形式，由安裝在后面的燃?xì)鉁u輪帶動，所以這類發(fā)動機(jī)又稱為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。

空軍少校弗蘭克·惠特爾于1930年申請了專利，1937年4月研制出世界上第一臺離心式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，如圖3-4所示。試驗中達(dá)到的推力(氣流作用在發(fā)動機(jī)內(nèi)、外表面的合力，即發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的推動飛行器運動的力)為200daN。1941年5月，推力為650daN的改進(jìn)型惠特爾發(fā)動機(jī)安裝在格羅斯特公司的E-28、E-29飛機(jī)上并使其成功首飛。

圖3-4英國人弗蘭克·惠特爾的離心式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

漢斯·馮·奧海因在1938年10月試驗了采用軸流-離心組合式壓氣機(jī)的HeS3渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，如圖3-5所示。實測推力為400daN，推力重力比(發(fā)動機(jī)最大推力與發(fā)動機(jī)的重力之比，簡稱推重比，計量單位無量綱)為1.12。1939年8月27日，安裝在德國亨克爾公司的He-178飛機(jī)上并使其成功首飛，這是世界上第一架試飛成功的渦輪噴氣式飛機(jī)。由于這次首飛比E-28、E-29飛機(jī)早了一年多，人們公認(rèn)：這次首飛開創(chuàng)了噴氣推進(jìn)新時代和航空事業(yè)的新紀(jì)元。

圖3-5德國人漢斯·馮·奧海因研制的使用軸流-離心組合壓氣機(jī)的HeS3渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

(2)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的發(fā)展。早期的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)和飛機(jī)尚處于試驗階段，在第二次世界大戰(zhàn)中并沒有發(fā)揮多大作用，到戰(zhàn)后特別是20世紀(jì)50年代才獲得迅速的發(fā)展。戰(zhàn)后第一批裝備軍隊使用的噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)是1944年美國制造的F-80飛機(jī)和1946年蘇聯(lián)制造的米格-9飛機(jī)，飛機(jī)為平直梯形機(jī)翼，發(fā)動機(jī)的推力為800～900daN，飛行速度為900km/h左右。1947年，出現(xiàn)了第一批后掠機(jī)翼的戰(zhàn)斗機(jī)，例如美國的F-86飛機(jī)和蘇聯(lián)的米格-15飛機(jī)。發(fā)動機(jī)分別是軸流式的J47渦輪噴氣發(fā)動機(jī)和離心式的RD-45渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，飛行速度提高到1050km/h，接近了聲速。

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在軍用戰(zhàn)斗機(jī)上廣泛應(yīng)用的同時，也被其他機(jī)種所選用。首先是轟炸機(jī)，隨后是運輸機(jī)、旅客機(jī)和偵察機(jī)。例如，美國在1955年用來裝備軍隊，而至今還在使用的B-52重型戰(zhàn)略轟炸機(jī)，開始時安裝有8臺J57系列雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。英國于1952年用世界上第一種裝有4臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的“彗星”號旅客機(jī)，開辦了由倫敦到南非的航空營運業(yè)務(wù)。1974年，英國、法國利用4臺奧林帕斯593加力式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)合作研制的“協(xié)和”號超聲速旅客機(jī)取得了適航證，如圖3-6所示。美國1966年投入使用的SR-71戰(zhàn)略偵察機(jī)的最大飛行馬赫數(shù)為3.2，使用升限26.6km，其動力是J58加力式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，最大推力為14?460daN。

圖3-6奧林帕斯593加力式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(a)和“協(xié)和”號超聲速旅客機(jī)(b)

(3)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的發(fā)展。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的廣泛應(yīng)用改變了航空事業(yè)的面貌，在航空發(fā)展史上立下了不可磨滅的功績。但渦輪噴氣發(fā)動機(jī)有一個致命的缺點，那就是耗油率太高，經(jīng)濟(jì)性差。為了克服渦輪噴氣發(fā)動機(jī)耗油率太高的缺點，就產(chǎn)生了渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的比較，如圖3-7所示。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的區(qū)別在于低壓壓氣機(jī)變成長葉片的風(fēng)扇，風(fēng)扇出口氣流分成兩股，通過內(nèi)、外兩個環(huán)形涵道流過發(fā)動機(jī)。涵道比是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的一個重要參數(shù)，是外涵空氣流量與內(nèi)涵空氣流量之比。圖3-7(b)是小涵道比(0.2～1.0)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的示意圖，它是超聲速戰(zhàn)斗機(jī)的理想動力，可以帶加力燃燒室；圖3-7(c)是大涵道比(4～8)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的示意圖，它是高亞聲速運輸機(jī)和旅客機(jī)的理想動力，不帶加力燃燒室。

圖3-7渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的對比

為了滿足遠(yuǎn)程的大、中型旅客機(jī)的需要，20世紀(jì)70—80年代研制了一批先進(jìn)的大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。比較典型的有英國羅·羅公司在1973—1977年研制的RB211渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(三轉(zhuǎn)子，用于波音747飛機(jī)、波音767飛機(jī)等)，1972—1979年美國、法國聯(lián)合研制的CFM56渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(用于波音737飛機(jī)、C-135飛機(jī)、A320飛機(jī)、A340飛機(jī)等)，1983—1988年美國、英國、日本、德國、意大利五國聯(lián)合研制的V2500渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(用于A320飛機(jī)、MD-90飛機(jī)等)。

這些渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，后來都有一系列的改進(jìn)改型。這一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)大致是：涵道比4～6，總增壓比25～30，巡航耗油率0.55～0.8kg/(daN·h)，渦輪前溫度1227～1300℃。圖3-8是典型的大涵道比民用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)CFM56。

圖3-8CFM56大涵道比民用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

20世紀(jì)90年代，根據(jù)雙發(fā)遠(yuǎn)程寬體大型旅客機(jī)波音777飛機(jī)的需求，三大發(fā)動機(jī)公司進(jìn)一步研制了更先進(jìn)的大推力渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，即：英國羅·羅公司的遄達(dá)800渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，美國通用電氣公司(或GE公司)的GE90渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，美國普·惠公司的PW4084渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。這一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)大致是：涵道比6～9，總增壓比38～45，巡航耗油率0.6kg/(daN·h)，渦輪前溫度1400～1430℃。

波音777飛機(jī)投入使用后，歐洲的空中客車公司和美國的波音公司又先后提出發(fā)展運載600人左右的4發(fā)巨型旅客機(jī)。為此，正在研制的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)有：美國GE公司與美國普·惠公司合作發(fā)展的涵道比為7～8的GP7000渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，英國羅·羅公司的涵道比為8.5的遄達(dá)900渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

為與CFM56爭奪窄體旅客機(jī)市場，美國普·惠公司提出過涵道比為11的新一代齒輪傳動風(fēng)扇的PW8000渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)方案。該發(fā)動機(jī)在風(fēng)扇與低壓壓氣機(jī)之間安裝了一種新型減速器，使風(fēng)扇和低壓渦輪均處于最佳轉(zhuǎn)速下工作。與傳統(tǒng)的同類發(fā)動機(jī)相比，PW8000的壓氣機(jī)和渦輪總級數(shù)減少40%，葉片數(shù)減少50%，耗油率下降9%，代表了這類發(fā)動機(jī)的最高水平。但后來研制工作中止，技術(shù)研究工作仍在進(jìn)行之中。

20世紀(jì)90年代，各國為第四代戰(zhàn)斗機(jī)研制了推重比為10一級的小涵道比加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。例如，美國的F119渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和F135渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(裝備F-22戰(zhàn)斗機(jī)和F-35戰(zhàn)斗機(jī))，歐洲的EJ200渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(裝備EF2000戰(zhàn)斗機(jī))，法國的M88-Ⅱ渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(裝備“陣風(fēng)”戰(zhàn)斗機(jī))，俄羅斯的AL-41F渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)等。這一代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的渦輪前燃?xì)鉁囟雀哌_(dá)1577～1727℃，采用矢量噴管和雙余度全權(quán)電子數(shù)字控制，可靠性、耐久性成倍增長，壽命期費用降低25%左右。

3．渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和渦輪軸發(fā)動機(jī)

在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)蓬勃發(fā)展的過程中，驅(qū)動飛機(jī)螺旋槳和直升機(jī)旋翼的動力也實現(xiàn)了渦輪化，派生出渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和渦輪軸發(fā)動機(jī)，這是兩種新型航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和渦輪軸發(fā)動機(jī)的工作原理基本相同，都是靠動力渦輪把燃?xì)獍l(fā)生器出口燃?xì)庵械慕^大部分可用能量轉(zhuǎn)變?yōu)檩S功率，通過減速器驅(qū)動螺旋槳或旋翼。它們與活塞式發(fā)動機(jī)相比，重量輕、振動小、功率重力比大。

(1)渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)。在第二次世界大戰(zhàn)中，英國首先研制成功渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，美國、法國和蘇聯(lián)等也都積極發(fā)展了這項技術(shù)。因為它比渦輪噴氣發(fā)動機(jī)和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的耗油率低、經(jīng)濟(jì)性好、起飛推力大，曾經(jīng)得到相當(dāng)?shù)陌l(fā)展。但由于速度、功率受到限制，在大型遠(yuǎn)程運輸機(jī)上已被渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)所取代。目前，在中、小型運輸機(jī)和通用飛機(jī)上仍有廣泛的用途。

20世紀(jì)70—80年代，美國、蘇聯(lián)等研究了一種介于渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)之間的新型發(fā)動機(jī)，這就是螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，簡稱槳扇發(fā)動機(jī)，如圖3-9所示。槳扇發(fā)動機(jī)的關(guān)鍵部件是兩排轉(zhuǎn)向相反、帶一定后掠的稱為槳扇的葉片，該葉片比螺旋槳的槳葉直徑小、數(shù)目多且更薄，比風(fēng)扇葉片數(shù)目少而更寬、厚。它既可以看做是帶高速先進(jìn)螺旋槳的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，又可以看做是去掉外涵道的超大涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。因此，兼有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)耗油率低和渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)飛行速度高的優(yōu)點，在20世紀(jì)80年代已經(jīng)完成了地面和飛行驗證。但是由于航空燃油價格較難降低，以及噪聲和振動問題較難解決等，大多停止了研制，只有烏克蘭繼續(xù)堅持下來，配套研制的D-27螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和安-70四發(fā)中型運輸機(jī)仍在發(fā)展。

圖3-9螺旋槳風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

(2)渦輪軸發(fā)動機(jī)。世界上最早研制渦輪軸發(fā)動機(jī)的是法國。20世紀(jì)50年代中期，透博梅卡公司研制的功率為405kW

的阿都斯特2渦輪軸發(fā)動機(jī)，成功用到“云雀”2直升機(jī)上。后來，渦輪軸發(fā)動機(jī)不斷改進(jìn)創(chuàng)新，已經(jīng)發(fā)展了四代。

4．推進(jìn)技術(shù)的研究和發(fā)展

迄今為止，人類仍然沒能發(fā)現(xiàn)有什么東西可以代替飛機(jī)，也沒能發(fā)現(xiàn)有什么東西可以代替作為其推進(jìn)系統(tǒng)的渦輪發(fā)動機(jī)。因此，在可以預(yù)見的未來，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)仍將是飛行器的主要動力形式，將以更加迅猛的速度向前發(fā)展。

為在21世紀(jì)取得航空優(yōu)勢，主要航空發(fā)達(dá)國家從20世紀(jì)80年代后期便開始制訂并實施了更為先進(jìn)的航空發(fā)動機(jī)研究和發(fā)展計劃。例如，美國的綜合高性能渦輪發(fā)動機(jī)技術(shù)(IHPTET)計劃，以英國為主的歐洲先進(jìn)核心軍用發(fā)動機(jī)(ACME)計劃，俄羅斯也開展了類似的研究。其目標(biāo)是在21世紀(jì)初驗證推重比達(dá)18～20、耗油率下降15%～30%和成本降低30%的發(fā)動機(jī)技術(shù)，使發(fā)動機(jī)的技術(shù)能力在1987年的基礎(chǔ)上翻一番。也就是說，要用15～20年的時間，取得過去30～40年取得的成就。目前，這些技術(shù)發(fā)展計劃已基本實現(xiàn)。

在IHPTET成功實施的基礎(chǔ)上，目前美國政府和軍方已經(jīng)制訂了“多用途經(jīng)濟(jì)可承受的先進(jìn)渦輪發(fā)動機(jī)(VAATE)計劃”的后繼計劃，發(fā)展重點從提高性能轉(zhuǎn)向降低全壽命期成本，目標(biāo)是利用2006—2017年驗證的技術(shù)，使以能力(推重比和耗油率)與全壽命期成本之比為度量的經(jīng)濟(jì)可承受性提高到F119渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的10倍，推重比達(dá)到25～30。這些計劃綜合運用發(fā)動機(jī)氣動熱力學(xué)、材料工藝、結(jié)構(gòu)強度和控制方面的新成果，大大提高渦輪前燃?xì)鉁囟?，簡化結(jié)構(gòu)，減輕重量，實現(xiàn)最佳控制，最終達(dá)到預(yù)定的目標(biāo)。

(1)氣動熱力設(shè)計技術(shù)。氣動熱力設(shè)計技術(shù)主要是三維黏性計算流體力學(xué)設(shè)計方法和程序、新穎的葉輪機(jī)設(shè)計概念、旋流燃燒室、先進(jìn)的熱部件設(shè)計和熱分析、冷卻設(shè)計和推力矢量噴管設(shè)計等。

(2)新材料。耐高溫輕質(zhì)材料主要有超級耐熱合金和隔熱涂層、金屬間化合物(鈦鋁和鎳鋁)、有機(jī)物基復(fù)合材料、金屬基復(fù)合材料、陶瓷基復(fù)合材料、碳-碳復(fù)合材料和非結(jié)構(gòu)材料等。21世紀(jì)的發(fā)動機(jī)將以復(fù)合材料為主要結(jié)構(gòu)材料，從而大大減輕發(fā)動機(jī)的重量，如圖3-10所示。

圖3-10發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)材料的發(fā)展趨勢

(3)新結(jié)構(gòu)。主要的新結(jié)構(gòu)有空心風(fēng)扇和壓氣機(jī)葉片、整體葉盤、無盤轉(zhuǎn)子、刷子和氣膜封嚴(yán)、雙層壁火焰筒和骨架承力結(jié)構(gòu)等。圖3-11是壓氣機(jī)新結(jié)構(gòu)對重量的影響。在級數(shù)相同的條件下，壓氣機(jī)重量可以減輕70%。

圖3-11壓氣機(jī)新結(jié)構(gòu)對重量的影響

(4)控制技術(shù)。先進(jìn)控制技術(shù)研究的目標(biāo)是增加控制功能(控制變量從10個增加到20個以上)，減小尺寸和重量，提高對惡劣環(huán)境的適應(yīng)能力，朝數(shù)字化、綜合化、小型化、高性能、高可靠性、低成本的方向發(fā)展。主要技術(shù)有先進(jìn)的控制模態(tài)和邏輯、分布式多變量綜合控制、智能控制、光纖技術(shù)和高溫電子器件等。利用以上的研究成果，通過通用核心機(jī)、智能發(fā)動機(jī)、耐久性三個重點領(lǐng)域的相互配合，使航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)在性能和成本上取得重大突破，使各種軍、民用飛行器得到革命性的發(fā)展和提高。

5．新概念發(fā)動機(jī)

未來的航空發(fā)動機(jī)將朝著不斷改善性能，降低成本，提高可靠性、安全性和維修性的方向發(fā)展，而且今后對航空發(fā)動機(jī)的污染和噪聲要求也將更為嚴(yán)格。為滿足航空發(fā)動機(jī)發(fā)展的更高要求，人們在繼續(xù)提高傳統(tǒng)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)技術(shù)水平的同時，也正在探索新型的航空發(fā)動機(jī)，許多國家正在研究各種新概念發(fā)動機(jī)。

(1)變循環(huán)發(fā)動機(jī)。變循環(huán)發(fā)動機(jī)是通過改變發(fā)動機(jī)一些部件的幾何形狀、尺寸或位置來改變其熱力循環(huán)的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)，如圖3-12所示。利用變循環(huán)改變發(fā)動機(jī)循環(huán)參數(shù)，如增壓比、渦輪前溫度、空氣流量和涵道比，可使發(fā)動機(jī)在各種飛行和工作狀態(tài)下都具有良好的性能。

圖3-12變循環(huán)發(fā)動機(jī)工作示意

(2)骨架式結(jié)構(gòu)發(fā)動機(jī)。骨架式航空發(fā)動機(jī)(ESE)的研究是在20世紀(jì)末由NASA主持開始的，是一種全復(fù)合材料鼓式轉(zhuǎn)子的新結(jié)構(gòu)概念發(fā)動機(jī)，主要由4個同心殼組成。它取消了在常規(guī)燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)中具有的笨重的盤和軸，轉(zhuǎn)子葉片從鼓式轉(zhuǎn)子的支撐殼從外向內(nèi)懸掛，如圖3-13所示。

圖3-13骨架式發(fā)動機(jī)及磁懸浮軸承

(3)智能發(fā)動機(jī)。羅爾斯·?羅伊斯(RR)航空公司在2018年提出了“智能引擎”(IntelligentEngine)的概念。其實早在10年前，NASA就提出了智能發(fā)動機(jī)概念。航空發(fā)動機(jī)的“智能化”，就是通過發(fā)動機(jī)內(nèi)置微米、納米級傳感器，獲取發(fā)動機(jī)動態(tài)信息，然后通過仿真將狀態(tài)與性能的管理數(shù)據(jù)反饋相結(jié)合，最后使發(fā)動機(jī)的狀態(tài)監(jiān)視和管理(EHM)實現(xiàn)自動優(yōu)化、自我診斷和自主預(yù)測。

(4)脈沖爆震發(fā)動機(jī)(PDE)。脈沖爆震發(fā)動機(jī)是一種利用脈沖式爆震波產(chǎn)生的高溫、高壓燃?xì)鈦懋a(chǎn)生推力的新概念發(fā)動機(jī)，具有熱循環(huán)效率高、結(jié)構(gòu)簡單、尺寸小、適用范圍廣、成本低、可在零速下使用等優(yōu)點，在未來空天推進(jìn)領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景。

(5)其他新概念發(fā)動機(jī)。在燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的基礎(chǔ)上發(fā)展的多電發(fā)動機(jī)可全面優(yōu)化發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)和性能，減輕重量，提高可靠性，改善性能并降低壽命期成本，它的發(fā)展已受到普遍重視。

隨著微機(jī)電技術(shù)的不斷成熟，國外還提出了基于微機(jī)電技術(shù)的微型無人機(jī)的概念。目前，美國正在發(fā)展只有手掌大小的微型燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)，作為微型無人機(jī)的動力。

飛機(jī)機(jī)身一體化設(shè)計和電推進(jìn)技術(shù)的不斷發(fā)展，使國內(nèi)外逐漸興起了“分布式發(fā)動機(jī)”的研究熱潮。分布式發(fā)動機(jī)是在飛機(jī)機(jī)翼上分布安裝多個小推力微型發(fā)動機(jī)，以實現(xiàn)推力的分布和矢量控制，如圖3-14所示。這雖然使得推進(jìn)系統(tǒng)更加復(fù)雜，但是為飛機(jī)氣動設(shè)計提供了更多的可能性，推進(jìn)系統(tǒng)的分布式布局也更加靈活。

圖3-14分布式發(fā)動機(jī)在機(jī)翼上的布置

為解決石油短缺和環(huán)境污染的問題，國外從20世紀(jì)50年代就開始研究航空替代燃料技術(shù)(如氫燃料、天然氣、合成煤油和核能等)，目前研究工作仍在繼續(xù)。此外，太陽能、微波和燃料電池等新能源發(fā)動機(jī)也在探索中。2009年，貝特朗·皮卡爾展示了世界上第一架可晝夜飛行的太陽能環(huán)保飛機(jī)。

3.2活塞式航空發(fā)動機(jī)

3.2.1往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)

1．主要結(jié)構(gòu)和工作原理往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)是依靠活塞在氣缸中的往復(fù)運動使氣體工質(zhì)完成熱力循環(huán)，將燃料的化學(xué)能轉(zhuǎn)化為機(jī)械能的熱力機(jī)械，由曲軸、連桿、活塞、氣缸、機(jī)匣、進(jìn)氣閥和排氣閥等構(gòu)件組成。圖3-15是一臺對置的雙缸活塞式發(fā)動機(jī)的示意圖。圖3-15對置雙缸活塞式發(fā)動機(jī)示意

氣缸是發(fā)動機(jī)的工作室，油氣混合氣在其中燃燒，所產(chǎn)生的高溫高壓燃?xì)馔苿踊钊髦本€的上、下往復(fù)運動，帶動曲軸旋轉(zhuǎn)。在氣缸頭上有保證油氣混合氣進(jìn)入氣缸的閥門，叫進(jìn)氣閥；還有用來排出燃?xì)獾拈y門，叫排氣閥?；钊闹饕δ苁浅惺苡蜌饣旌蠚庠谌紵龝r產(chǎn)生的燃?xì)鈮毫?，并將燃料的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能。連桿將活塞上的燃?xì)鈮毫鬟f給曲軸，并將曲軸的運動傳遞給活塞。曲軸將活塞的往復(fù)運動變成自身的旋轉(zhuǎn)運動，并帶動螺旋槳(推進(jìn)器)旋轉(zhuǎn)，產(chǎn)生發(fā)動機(jī)的推力。機(jī)匣是發(fā)動機(jī)殼體，發(fā)動機(jī)的主要部件與附件都連接在機(jī)匣上。

航空活塞式發(fā)動機(jī)中，曲軸每轉(zhuǎn)兩轉(zhuǎn)，活塞在氣缸中上、下各移動兩次，經(jīng)過進(jìn)氣、壓縮、膨脹和排氣完成四個行程，即完成發(fā)動機(jī)的一個熱力循環(huán)，如圖3-16所示。在進(jìn)氣行程，進(jìn)氣閥4將進(jìn)氣門3打開，霧化了的空氣和燃油的混合氣體被下行的活塞2吸入氣缸1內(nèi)?；钊较滤傈c后，開始上行，這時進(jìn)氣閥將進(jìn)氣門關(guān)閉，活塞壓縮氣缸內(nèi)的混合氣體，直到活塞到達(dá)上死點，壓縮行程完成。這時，安裝在氣缸頭部的火花塞迸發(fā)火花，將高壓混合氣點燃。

燃燒后的高溫高壓氣體推動活塞下行，開始膨脹，將燃燒氣體所蘊含的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能，由活塞經(jīng)過連桿7傳到發(fā)動機(jī)曲軸8，成為帶動空氣螺旋槳旋轉(zhuǎn)的動力。這就是膨脹作功行程，因此膨脹行程也可稱為工作行程。膨脹行程完畢后，排氣閥6將排氣門5打開，活塞上行，將已作過功的廢氣排出氣缸。活塞到達(dá)上死點，排氣門關(guān)閉，就完成了四個行程的循環(huán)。然后，進(jìn)氣門打開，活塞下行，又開始新的一個循環(huán)。圖3-16四行程活塞發(fā)動機(jī)工作順序示意

從航空活塞式發(fā)動機(jī)的工作過程可以看出，對于每個氣缸，發(fā)動機(jī)每轉(zhuǎn)兩轉(zhuǎn)完成一個工作循環(huán)。在一個循環(huán)的四個行程中，只有膨脹行程是作功的，而進(jìn)氣、壓縮和排氣三個行程是由其他氣缸對曲軸作功而帶動的。因此，為滿足功率的要求，往復(fù)式活塞航空發(fā)動機(jī)需要由多個氣缸組合構(gòu)成。

2．活塞發(fā)動機(jī)類型

航空活塞式發(fā)動機(jī)大多為四行程發(fā)動機(jī)，其類型多種多樣，按不同分類方式可以劃分為以下幾類。

(1)按發(fā)動機(jī)使用的燃料種類劃分，可分為輕油發(fā)動機(jī)和重油發(fā)動機(jī)。前者使用汽油、酒精等揮發(fā)性較高的燃料，后者使用柴油等揮發(fā)性較低的燃料。目前使用的航空活塞式發(fā)動機(jī)大多數(shù)是輕油發(fā)動機(jī)，研制重油發(fā)動機(jī)成為了各國熱衷的一件事，我國已掌握了重油航空發(fā)動機(jī)的生產(chǎn)技術(shù)。

(2)按形成混合氣的方式劃分，可分為汽化器式發(fā)動機(jī)和直接噴射式發(fā)動機(jī)。前者是在氣缸外部通過汽化器將燃油汽化并與空氣混合形成混合氣，后者是直接將燃油和空氣噴射到氣缸內(nèi)部形成混合氣。

(3)按冷卻發(fā)動機(jī)的方式劃分，可以分為氣冷式發(fā)動機(jī)和液冷式發(fā)動機(jī)。顧名思義，前者直接利用飛行中的迎面氣流來冷卻氣缸，后者利用循環(huán)流動的冷卻液來冷卻氣缸。氣冷式發(fā)動機(jī)大多采用氣缸星型排列的方式來增大氣缸與周圍空氣的熱交換，以達(dá)到降溫的目的。

(4)按氣缸排列方式劃分，可以分為直列型發(fā)動機(jī)和星型發(fā)動機(jī)。其中，直列型發(fā)動機(jī)按氣缸排布方式又分為直立型、對立型、V型、W型、H型和X型等，如圖3-17所示；星型發(fā)動機(jī)從結(jié)構(gòu)上觀察，所有氣缸均以曲軸為中心，沿圓周呈輻射狀分布于機(jī)匣上，此類發(fā)動機(jī)按照排數(shù)又分為單排、雙排、多排等不同形式，如圖3-18所示。

圖3-17直列型發(fā)動機(jī)圖3-18星型發(fā)動機(jī)

3．活塞式發(fā)動機(jī)的應(yīng)用和主要性能參數(shù)

往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)的主要優(yōu)點是效率高、耗油低，曾經(jīng)在航空上得到廣泛的應(yīng)用，在第二次世界大戰(zhàn)以后才逐步為噴氣式發(fā)動機(jī)所取代，主要是因為往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)的功率不能滿足高速飛行的要求。往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)的推力功率為

往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)的主要性能參數(shù)如下。

(1)發(fā)動機(jī)有效功率。發(fā)動機(jī)可用于驅(qū)動螺旋槳的功率，為有效功率。航空活塞式發(fā)動機(jī)的功率通常為200～3500

kW。

(2)燃料消耗率。燃料消耗率簡稱耗油率，是衡量發(fā)動機(jī)經(jīng)濟(jì)性的一項重要指標(biāo)，以每千瓦功率在1小時所消耗的燃料質(zhì)量表示，單位為kg/(kW·h)，先進(jìn)的往復(fù)式活塞發(fā)動機(jī)的耗油率在0.28?kg/(kW·h)左右。

(3)加速性。加速性是發(fā)動機(jī)從最小轉(zhuǎn)速加速到最大轉(zhuǎn)速所需的時間，愈短愈好。它決定著飛機(jī)機(jī)動性能的好壞，良好的加速性可提高飛機(jī)的機(jī)動性能。

4．活塞式發(fā)動機(jī)的輔助系統(tǒng)

要保證活塞式發(fā)動機(jī)的正常工作，還必須要有一些必要的輔助系統(tǒng)，主要有以下幾種。

(1)燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)由燃油泵、氣化器或燃油噴射裝置等組成。燃油泵將汽油打入氣化器，汽油在此霧化并與空氣混合進(jìn)入氣缸；或者，汽油經(jīng)氣缸頭部的噴嘴被噴入氣缸內(nèi)并與由進(jìn)氣門進(jìn)入的空氣混合。

(2)點火系統(tǒng)。由磁電機(jī)產(chǎn)生的高壓電，在規(guī)定的時間內(nèi)產(chǎn)生電火花，將氣缸內(nèi)的混合氣點燃。

(3)滑油系統(tǒng)。由滑油泵將潤滑油輸送到滑動運動面之間和軸承中，以減輕機(jī)件的磨損。

(4)冷卻系統(tǒng)。發(fā)動機(jī)內(nèi)燃料燃燒時，產(chǎn)生的熱量除轉(zhuǎn)化為動能和被排出的廢氣所帶走外，還有很大一部分傳給了氣缸壁和其他有關(guān)機(jī)件。機(jī)件間的摩擦(如軸承)也產(chǎn)生一定的熱量，必須將這些熱量散發(fā)出去，才能保證發(fā)動機(jī)的正常工作。在航空活塞式發(fā)動機(jī)上有氣冷和液冷兩種冷卻形式，如圖3-19所示。氣冷式發(fā)動機(jī)氣缸以曲軸為中心，排成星型，所以又稱星型發(fā)動機(jī)。在氣缸外面有許多散熱片，飛行時的高速氣流通過散熱片將氣缸壁的熱量散發(fā)出去。而液冷式發(fā)動機(jī)的氣缸是直線排列(小型發(fā)動機(jī))或V形排列，在發(fā)動機(jī)機(jī)體外殼內(nèi)有散熱套，具有一定壓力的冷卻液在散熱套中循環(huán)流動，在冷卻液散熱器內(nèi)將冷卻液中的熱量帶走。

圖3-19航空活塞式發(fā)動機(jī)的冷卻形式

(5)起動系統(tǒng)。將發(fā)動機(jī)發(fā)動起來，必須借助外面動力，常用的方式有兩種：一是將壓縮空氣送入氣缸推動活塞帶動曲軸轉(zhuǎn)動而使發(fā)動機(jī)起動；二是用電動機(jī)帶動曲軸轉(zhuǎn)動而使發(fā)動機(jī)起動。

(6)進(jìn)、排氣系統(tǒng)。進(jìn)排氣系統(tǒng)是由曲軸帶動凸輪盤推動推桿和搖臂，定時將進(jìn)氣門和排氣門打開和關(guān)閉的機(jī)構(gòu)。

3.2.2空氣螺旋槳

活塞式發(fā)動機(jī)只能提供軸功率，還要通過空氣螺旋槳或旋翼將軸功率轉(zhuǎn)化為飛機(jī)的推力或拉力，或者直升機(jī)的升力和拉力。因為它在空氣中工作，所以叫空氣螺旋槳。由于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速比空氣螺旋槳或旋翼的轉(zhuǎn)速大得多，所以要通過一級或多級減速器減速。隨著高速螺旋槳的發(fā)展，小型活塞式發(fā)動機(jī)的減速器有的已經(jīng)被省去。

螺旋槳旋轉(zhuǎn)時，將空氣推向后方，按照牛頓第三定律，槳葉用力把空氣推向后方時，空氣必將給槳葉施加一個大小相等、方向相反的力。這就產(chǎn)生了推力或拉力，如圖3-20所示。槳葉也可看做高速旋轉(zhuǎn)的“機(jī)翼”，每一個槳葉剖面像機(jī)翼一樣在空氣中高速運動時，會產(chǎn)生一個力R，它可以分解為沿飛行方向的分力F和在旋轉(zhuǎn)面上但與旋轉(zhuǎn)方向相反的分力D。各剖面上的分力F之和就是螺旋槳推動飛行器前進(jìn)的推力。各剖面上的分力D之和就是螺旋槳的阻力，形成阻止螺旋槳旋轉(zhuǎn)的力矩，要靠發(fā)動機(jī)的動力來克服它。

圖3-20螺旋槳產(chǎn)生推力的示意

3.3噴氣式航空發(fā)動機(jī)

3.3.1推力的產(chǎn)生渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的推力是氣流作用在發(fā)動機(jī)內(nèi)、外表面上的作用力的合力，是作用和反作用原理在噴氣發(fā)動機(jī)工作時的一種應(yīng)用，在其他很多事物上也經(jīng)常表現(xiàn)出來。例如，將步槍抵在肩上射擊，一扣扳機(jī)，子彈頭出膛，子彈殼向后的反作用力傳到肩上，人就會感到一股力量的沖擊，這就是步槍的后坐力。

又如人站在小船上向后扔?xùn)|西，當(dāng)用力向后拋出物體時，便有一股反作用力推著小船向前走。另外，有一種氣球游戲，也體現(xiàn)反作用力的作用。把氣球吹足了氣，用手捏緊吹氣口，使氣體跑不出來，這時氣球內(nèi)部各個方向的力都是平衡的，它靜止不動。如果放手，氣球內(nèi)部的力就會失去平衡，氣體便膨脹加速從吹氣口向外排出，這是氣球給了氣體一個向后的作用力使氣體加速向后流出的結(jié)果。這時，這股流出的氣體就有一個大小相等、方向相反的力作用在氣球上，使氣球向相反的方向飛去，如圖3-21所示。

圖3-21氣球的閉口和開口兩種狀態(tài)

噴氣發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力的基本原理，同上述三個實例完全一樣，如圖3-22所示。假若一臺噴氣發(fā)動機(jī)裝在地面試車臺上，當(dāng)它工作時，將遠(yuǎn)前方靜止不動的空氣吸入，這股空氣被壓縮使壓力提高，噴入燃料并點火，燃料燃燒產(chǎn)生的熱能使燃?xì)獾膭幽茉龃?，以很大的噴射速?550～600m/s)從尾噴口噴出。也就是流過發(fā)動機(jī)的這股氣流經(jīng)過發(fā)動機(jī)工作后，速度從0增加到550～600?m/s，根據(jù)牛頓第二定律可知，這是由于發(fā)動機(jī)作用于這股氣流時有一向后的力，所以使它的速度增加了。

由牛頓第二定律“作用于物體上的力，等于物體質(zhì)量和它由于受到這個力的作用而在單位時間內(nèi)產(chǎn)生的速度變量m的乘積”可知

式中，F(xiàn)為作用在物體上的力，單位為N；為單位時間流過發(fā)動機(jī)氣流的質(zhì)量，單位為kg

/?s；V0為氣流流入發(fā)動機(jī)的速度，單位為m/s(當(dāng)發(fā)動機(jī)在地面試車臺上時，

V0=0)；為氣流流出發(fā)動機(jī)的速度，單位為m/s。

圖3-22噴氣發(fā)動機(jī)產(chǎn)生推力的基本原理

再從“兩個物體的相互作用力必然大小相等而方向相反”的牛頓第三定律可知，這股流過發(fā)動機(jī)的氣流必然有一個作用于發(fā)動機(jī)上與F大小相等、方向相反的反作用力，這就是噴氣發(fā)動機(jī)產(chǎn)生的推力，且P=-F。于是推力為

式中，P為噴氣發(fā)動機(jī)的推力，單位為N。

圖3-23噴氣發(fā)動機(jī)的推力

在這里要著重指出的是：有些人認(rèn)為噴氣發(fā)動機(jī)之所以能產(chǎn)生推力，是因為噴出的氣體向后作用到外界的空氣上，外界的空氣再給它以反作用力，也就是推力，以此來推動飛機(jī)向前飛行，這是一種誤解。實際上是由于噴氣發(fā)動機(jī)各部件的工作使流過發(fā)動機(jī)的空氣流以很高的速度流出發(fā)動機(jī)，即發(fā)動機(jī)給這股流過發(fā)動機(jī)的氣流一個很大的向后的力，這股氣流即給發(fā)動機(jī)一個反作用力，這就是發(fā)動機(jī)的推力。由此也可以看出，推力是氣流作用在發(fā)動機(jī)內(nèi)、外表面上的軸向力之和(在某些部件上軸向力向前，另一些部件上軸向力是向后的)，也就是發(fā)動機(jī)所產(chǎn)生的推動飛機(jī)向前運動的力。

3.3.2燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)

要了解燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的工作過程和原理，首先要了解其熱力循環(huán)。所有航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)都按共同的熱力循環(huán)進(jìn)行工作，這個循環(huán)包括三個熱力過程：一是空氣在進(jìn)氣道和壓氣機(jī)內(nèi)的壓縮過程；二是空氣在燃燒室與燃料混合燃燒的加熱過程；三是所形成的高溫高壓燃?xì)庠跍u輪的排氣裝置內(nèi)的膨脹過程。

各種類型的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)均設(shè)有由壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪組成的燃?xì)獍l(fā)生器，燃?xì)獍l(fā)生器出口的燃?xì)鈿饬鲏毫Υ笄覝囟雀?，也就是勢能大，這是因為燃?xì)鈸碛械呐蛎浌Ρ葔簹鈾C(jī)需要的空氣壓縮功要大得多。各種不同類型的燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)可以采用不同的方法，把這些剩余的勢能(熱力循環(huán)有效功)轉(zhuǎn)換成發(fā)動機(jī)的噴氣推力。航空燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)根據(jù)結(jié)構(gòu)可分為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)。其中，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的大部分推力都由螺旋槳產(chǎn)生。此外，還有供垂直起落飛機(jī)使用的升力風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

1．渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(渦噴發(fā)動機(jī))

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)按其壓氣機(jī)的類型，可分為離心式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)和軸流式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)；按發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)，又可分為單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。

采用離心式壓氣機(jī)的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)叫離心式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，如圖3-24所示。離心式壓氣機(jī)結(jié)構(gòu)簡單，制造方便，堅固耐用，工作穩(wěn)定性較好，但單位迎風(fēng)面積大，效率、增壓比和流通能力不如軸流式壓氣機(jī)，推力受到限制。早期的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)大多為離心式壓氣機(jī)，20世紀(jì)50年代后，大、中型渦輪噴氣發(fā)動機(jī)都不用離心式壓氣機(jī)了，只有小型渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)和渦輪軸發(fā)動機(jī)才用離心式壓氣機(jī)，或者軸流加離心組合式壓氣機(jī)。

圖3-24離心式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

軸流式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)即采用軸流式壓氣機(jī)的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，如圖3-25所示。由于軸流式壓氣機(jī)具有效率高、增壓比大和流通能力強等許多優(yōu)點，目前推力稍大一些的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)均為軸流式壓氣機(jī)。

圖3-25軸流式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

軸流式渦輪噴氣發(fā)動機(jī)又有單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)之分。

單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)和渦輪共用一根軸，結(jié)構(gòu)簡單，造價低，早期的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)多是單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。但其缺點是穩(wěn)定工作范圍窄，隨著增壓比的提高，它已經(jīng)被雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)所取代，而法國“幻影”戰(zhàn)斗機(jī)所使用的M53發(fā)動機(jī)是目前世界上唯一還在服役的單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。

雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是有兩個只有氣動聯(lián)系、且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，如圖3-26所示。它把一臺高增壓比的壓氣機(jī)分為兩個低增壓比的壓氣機(jī)，即低壓壓氣機(jī)和高壓壓氣機(jī)。它們分別由各自的低壓渦輪、高壓渦輪所帶動，以各自的最佳轉(zhuǎn)速工作，形成兩個只有氣動聯(lián)系的高、低壓轉(zhuǎn)子。

圖3-26雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

圖3-27是雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意圖。由圖可見，低壓壓氣機(jī)及低壓渦輪連接而形成低壓轉(zhuǎn)子，高壓壓氣機(jī)及高壓渦輪連接而形成高壓轉(zhuǎn)子。低壓轉(zhuǎn)子的傳動軸從高壓轉(zhuǎn)子中穿過，兩個轉(zhuǎn)子分別以各自的最佳轉(zhuǎn)速工作。這種發(fā)動機(jī)具有總增壓比高、效率高、穩(wěn)定工作范圍寬、起動功率小、加速性好等優(yōu)點。世界上第一臺雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是美國在1952年定型的J57渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。除早期發(fā)展的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)以外，絕大多數(shù)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)都是雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)。

圖3-27雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)示意

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、尾噴管、附件傳動裝置和附屬系統(tǒng)等組成，對其結(jié)構(gòu)、功能和基本工作原理簡單敘述如下。

(1)進(jìn)氣道。進(jìn)氣道又叫進(jìn)氣擴(kuò)壓器，它利用整流罩將飛機(jī)遠(yuǎn)前方自由流空氣引入發(fā)動機(jī)，并將氣流減速增壓。也就是當(dāng)飛機(jī)飛行時，氣流以飛機(jī)飛行的速度流向發(fā)動機(jī)，在進(jìn)氣道前和進(jìn)氣道里滯止下來，部分動能轉(zhuǎn)變?yōu)閴毫Φ纳?，這時進(jìn)氣道還用來提高氣流的壓力。

(2)壓氣機(jī)。壓氣機(jī)是向氣體傳輸機(jī)械能、完成發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)中的氣體工質(zhì)壓縮過程，以提高氣體壓力的機(jī)械裝置。氣流從壓氣機(jī)流過時，壓氣機(jī)的工作葉片對氣流作功，使氣流的壓力、溫度提高。壓氣機(jī)可將進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣壓力提高幾倍到數(shù)十倍(目前已高達(dá)30倍以上)，為燃燒室提供高壓空氣，以提高發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)的效率。

圖3-28是軸流式壓氣機(jī)的示意圖。軸流式壓氣機(jī)主要由不旋轉(zhuǎn)的靜子和高速旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子組成。靜子由機(jī)匣與裝在它上面的一排排的靜子葉片排組成；轉(zhuǎn)子由多個輪盤、長軸或前、后軸頸與裝在輪盤上的轉(zhuǎn)動葉片組成。壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子與渦輪軸相連，在渦輪的帶動下高速旋轉(zhuǎn)，葉片在高速轉(zhuǎn)動中對空氣作功而使氣體增壓、增速。

圖3-28軸流式壓氣機(jī)

(3)燃燒室。燃燒室是將從壓氣機(jī)流出來的高壓空氣與燃料混合，并進(jìn)行燃燒的裝置。在燃燒室里，燃料(如航空煤油)中的化學(xué)能經(jīng)過燃燒轉(zhuǎn)變?yōu)闊崮?，使氣體溫度大大提高。由燃燒室流出的高溫、高壓(基本上與壓氣機(jī)出口壓強相同)燃?xì)?，具有很高的能?熱能與勢能)，用于在燃燒室后的渦輪和尾噴管中膨脹作功。

圖3-29是燃燒室的示意圖。燃燒室主要由擴(kuò)壓器、燃油噴嘴、渦流器、火焰筒和燃燒室外套等組成。發(fā)動機(jī)工作時，由壓氣機(jī)出來的氣流在燃燒室進(jìn)口處分為兩股，一股(約為25%)進(jìn)入火焰筒頭部及其小孔與燃油混合進(jìn)行燃燒；另一股(約為75%)在火焰筒與燃燒室外套之間的通道中流動，以冷卻火焰筒，然后由火焰筒后部孔進(jìn)入火焰筒內(nèi)，與燃燒區(qū)的第一股氣流摻混后流向渦輪。這樣，就不致使火焰筒壁的溫度過高。擴(kuò)壓器使壓氣機(jī)出口的氣流流速降低、壓強增高，便于燃燒。

火焰筒是空氣與燃油(如航空煤油)燃燒的地方，頭部裝有噴入燃油的噴嘴和火焰穩(wěn)定裝置，使氣流流速進(jìn)一步降低并形成回流區(qū)，以保持火焰的穩(wěn)定。燃燒室按其結(jié)構(gòu)特點可分為單管燃燒室、環(huán)形燃燒室和環(huán)管燃燒室，它們在結(jié)構(gòu)上有所不同，但其基本工作原理是相同的。

圖3-29燃燒室的示意

單管燃燒室又叫分管燃燒室，多用于早期的發(fā)動機(jī)中，它的火焰筒很像一個底端開口的熱水瓶瓶膽，如圖3-30所示?；鹧嫱惭b在一個圍繞其外的燃燒室外套(或稱機(jī)匣)中，為便于裝拆，外套由前、后兩段組成。一臺發(fā)動機(jī)上一般裝8～10個單管燃燒室，均勻地安排在發(fā)動機(jī)機(jī)匣外圍，位于壓氣機(jī)與渦輪之間。各燃燒室間有傳焰管連通，以便將在幾個燃燒室中點燃的火焰?zhèn)鞯狡渌鹧嫱仓?，點燃所有燃燒室，同時起到均衡各個燃燒室壓力的作用。

圖3-30單管燃燒室

環(huán)形燃燒室是現(xiàn)代渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中使用得最為廣泛的燃燒室，如圖3-31所示。它的火焰筒由兩個圍繞發(fā)動機(jī)軸線的同心圓殼體組成，形成一個環(huán)形腔道，內(nèi)、外殼體分別稱為火焰筒內(nèi)、外殼。在火焰筒外殼外面圍繞有一個環(huán)形的外機(jī)匣，在火焰筒內(nèi)殼里面裝有一個環(huán)形的內(nèi)機(jī)匣，因此整個燃燒室是由四個同心圓環(huán)組成的。

圖3-31環(huán)形燃燒室

環(huán)管燃燒室又叫聯(lián)管燃燒室，它是介于單管燃燒室與環(huán)形燃燒室之間的一種燃燒室，如圖3-32所示。在圍繞發(fā)動機(jī)軸線的兩個同心圓機(jī)匣(即燃燒室內(nèi)、外機(jī)匣)中，裝有10個左右的火焰筒。環(huán)管燃燒室的火焰筒類似于單管燃燒室的火焰筒，各火焰筒間也用傳焰管相互連通。20世紀(jì)50年代末期，環(huán)管燃燒室逐步替代了單管燃燒室。20世紀(jì)70年代以后發(fā)展的大型發(fā)動機(jī)多采用環(huán)形燃燒室。但在地面用燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)上，仍有采用環(huán)管燃燒室的。

圖3-32環(huán)管燃燒室

(4)渦輪。渦輪又叫透平，主要作用是將燃燒室流出的高溫、高壓燃?xì)獾拇蟛糠帜芰哭D(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能，使渦輪高速旋轉(zhuǎn)并產(chǎn)生大的功率，由渦輪軸輸出。渦輪輸出的機(jī)械能，可以用來驅(qū)動風(fēng)扇、壓氣機(jī)、螺旋槳、槳扇、直升機(jī)的旋翼及其他的附件。在航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)中，渦輪部件所承受的熱負(fù)荷、氣動負(fù)荷和機(jī)械負(fù)荷都是最大的。

如同壓氣機(jī)一樣，渦輪也是由不動的靜子(又稱渦輪導(dǎo)向器)和轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)子組成的，如圖3-33所示。靜子由導(dǎo)向器與固定它的機(jī)匣組成，轉(zhuǎn)子由工作葉片、輪盤與軸組成，又稱渦輪轉(zhuǎn)子。一個導(dǎo)向器和一個渦輪轉(zhuǎn)子組合成一個渦輪級，渦輪可由一個或幾個渦輪級組成，分別稱為單級渦輪或多級渦輪。與壓氣機(jī)不同的是渦輪導(dǎo)向器在轉(zhuǎn)子之前，且型面形狀和氣流通道與壓氣機(jī)也不同，兩個葉片間形成的通道呈收斂形，即入口處面積比出口處面積大，燃?xì)饬髟谑諗客ǖ乐辛鬟^時，速度提高、壓力降低。

圖3-33渦輪導(dǎo)向器和工作葉輪

前面的式(3-3)是在不考慮噴氣口氣流壓力變化的前提下推得的噴氣發(fā)動機(jī)推力。實際上，噴氣口氣流壓力(靜壓)

Pe比進(jìn)氣口氣流壓力(靜壓)

P0要大。設(shè)噴管出口面積為A，則渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的推力計算應(yīng)修正為

渦輪發(fā)出的功率大小與渦輪進(jìn)口(即燃燒室出口)的燃?xì)鉁囟燃皽u輪前后壓力之比(又稱落壓比)成正比，燃?xì)鉁囟群吐鋲罕仍酱螅瑴u輪發(fā)出的功率也越大，發(fā)動機(jī)總體性能也就越好。為了得到大功率，就要求渦輪進(jìn)口的燃?xì)鉁囟缺M可能高，但是如果渦輪葉片(包括導(dǎo)向葉片、工作葉片)長期處于高溫燃?xì)鉀_擊和侵蝕之下，尤其工作葉片本身還承受很大的離心力，渦輪葉片的材料就會承受不了，限制了燃?xì)鉁囟鹊奶岣?，從而影響了發(fā)動機(jī)性能的

提高。

長期以來，為了不斷提高發(fā)動機(jī)的性能，要求不斷提高渦輪進(jìn)口處的燃?xì)鉁囟取Ｍǔ２扇煞矫娴拇胧﹣韺崿F(xiàn)這一要求：一方面提高渦輪葉片材料的耐高溫性能；另一方面則是加強冷卻，提高渦輪葉片的冷卻效果。在對渦輪葉片進(jìn)行冷卻方面，航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)大都采用氣冷渦輪，即從壓氣機(jī)引出高壓空氣來對渦輪葉片進(jìn)行冷卻。氣冷式渦輪導(dǎo)向器葉片和渦輪工作葉片的冷卻空氣流路，如圖3-34所示。

圖3-34渦輪導(dǎo)向器葉片和渦輪工作葉片的冷卻

(5)加力燃燒室。在發(fā)動機(jī)渦輪或風(fēng)扇后的氣流中噴油燃燒，使氣流溫度大幅升高，從噴口高速噴出，以獲得額外推力的裝置稱為加力燃燒室，又稱后燃室或補燃室。采用加力燃燒室，至今仍是使飛機(jī)突破聲速的主要手段。圖3-35是渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的加力燃燒室簡圖。通常，加力燃燒室由擴(kuò)散器、摻混器(對渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)而言)、噴油裝置、火焰穩(wěn)定器、點火器、隔熱防振屏和加力筒體等組成。

圖3-35用于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的加力燃燒室

加力燃燒室工作原理：在燃燒室中，由壓氣機(jī)出來的高壓空氣，大約只有1/4進(jìn)入火焰筒與噴入的燃油混合燃燒，余下的空氣由火焰筒后部的小孔流入火焰筒與燃燒氣體摻混，將燃?xì)鉁囟冉档偷綔u輪工作葉片能夠承受的范圍，因此流出燃燒室的燃?xì)庵羞€有大量可用的氧氣。在渦輪后已經(jīng)沒有了高速轉(zhuǎn)動部件，可以利用這部分氣流中的氧氣通過再噴入燃油進(jìn)行補充燃燒，提高燃?xì)鉁囟?，增加燃?xì)饬鞒鑫矅姽芮暗哪芰?，加大噴氣速度，從而增加發(fā)動機(jī)的推力。

圖3-36為“斯貝”MK.202加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的加力燃燒室結(jié)構(gòu)圖。為了獲得更大的加力狀態(tài)推力，應(yīng)盡量提高加力燃燒室出口的燃?xì)鉁囟?一般可達(dá)到1750～1800℃)，以使由噴口排出的燃?xì)馑俣冗_(dá)到最大。

圖3-36“斯貝”MK.202加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的加力燃燒室結(jié)構(gòu)

(6)尾噴管。尾噴管又叫排氣噴管，簡稱噴管，一般由中介管和噴口組成。如果發(fā)動機(jī)裝在飛機(jī)中部或較長的發(fā)動機(jī)短艙內(nèi)，為了將燃?xì)庖鰴C(jī)外，在中介管與噴口之間，需要有一個延伸管，如圖3-37所示。其主要作用是將從渦輪流出的、仍有一定能量(勢能、熱能)的燃?xì)馀蛎浖铀?，以較大的速度(一般為550～600?m/s)排出發(fā)動機(jī)，用以產(chǎn)生推力。

圖3-37帶有延伸管的排氣系統(tǒng)

尾噴管有多種類型：流道面積沿著流向逐漸縮小的噴管，稱為收斂型噴管；流道面積沿著流向先收斂后擴(kuò)張的噴管，稱為收斂-擴(kuò)張型噴管，又稱為拉瓦爾噴管或超聲速噴管；能使發(fā)動機(jī)排氣向前折轉(zhuǎn)，使推力反向的噴管，稱為反推力噴管，通常又稱為反推力裝置；能夠改變排氣方向，進(jìn)行推力矢量控制的噴管，稱為矢量噴管；噴口可向上、下轉(zhuǎn)動90°或以上的噴管，稱為轉(zhuǎn)向噴管，它是矢量噴管中的一種特殊類型。

圖3-38是噴口可垂直轉(zhuǎn)動的“飛馬”渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的簡圖。在發(fā)動機(jī)風(fēng)扇出口處的左、右兩側(cè)，以及尾噴管的左、右處各裝有一個可以向后、向下、向前轉(zhuǎn)動(轉(zhuǎn)動角度為95°～110°)的噴口，共有四個。風(fēng)扇出口處的兩個噴管排出外涵氣流，尾噴管處的兩個噴管排出內(nèi)涵氣流。當(dāng)飛機(jī)起飛或著陸時，四個噴口均轉(zhuǎn)向下方，氣流向下噴出產(chǎn)生升力；當(dāng)飛機(jī)水平飛行時，四個噴口均轉(zhuǎn)向后，氣流向后噴出便產(chǎn)生向前的推力。

圖3-38噴口可垂直轉(zhuǎn)動的“飛馬”渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

(7)附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置。要保證渦輪噴氣發(fā)動機(jī)正常工作，單有主要部件還不夠，還需要一些保證發(fā)動機(jī)正常工作的附屬系統(tǒng)，如燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)、起動系統(tǒng)等。這些系統(tǒng)中又有許多稱為發(fā)動機(jī)附件的器件，如燃油系統(tǒng)中的燃油泵、燃油濾、各種開關(guān)和閥門、調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)和管路，滑油系統(tǒng)中的滑油泵、滑油濾、滑油箱、滑油管路和散熱器等。

有些發(fā)動機(jī)附件是不轉(zhuǎn)動的，但有許多發(fā)動機(jī)附件是轉(zhuǎn)動的，如滑油泵、燃油泵、起動機(jī)等。這些附件不僅對傳動功率、轉(zhuǎn)速有一定的要求，而且對旋轉(zhuǎn)方向也有規(guī)定。為了安裝并傳動需要轉(zhuǎn)動的發(fā)動機(jī)附件或一些飛機(jī)附件，如液壓泵、真空泵、發(fā)電機(jī)等，在發(fā)動機(jī)上均設(shè)有附件傳動機(jī)匣。機(jī)匣中裝有一系列相互嚙合的、大小不同的齒輪(包括傘形齒輪)，由發(fā)動機(jī)的高壓轉(zhuǎn)子軸通過傘形齒輪及傳動軸來驅(qū)動，帶動各種附件轉(zhuǎn)動，如圖3-39所示。

圖3-39發(fā)動機(jī)的傳動機(jī)匣及其齒輪

2．渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)(渦槳發(fā)動機(jī))

在渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)出現(xiàn)以前，已經(jīng)有了活塞式和噴氣式兩種航空發(fā)動機(jī)。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)就是既有渦輪噴氣發(fā)動機(jī)功率大、體積小的優(yōu)點，又有活塞式發(fā)動機(jī)經(jīng)濟(jì)性好的特點。在20世紀(jì)40年代后期，隨著渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的崛起，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)也就隨之而誕生了，如圖3-40所示。

圖3-40一種老式的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)

(1)渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的工作原理。在燃?xì)獍l(fā)生器后加裝一套渦輪(一級或多級)，一般稱其為動力渦輪或低壓渦輪。燃?xì)庠谶@套動力渦輪中膨脹，驅(qū)動動力渦輪高速旋轉(zhuǎn)并發(fā)出一定的功率。動力渦輪的前軸(稱動力軸)穿過核心機(jī)轉(zhuǎn)子，通過壓氣機(jī)前的減速器驅(qū)動螺旋槳，就組成了渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，如圖3-41所示。人們習(xí)慣將燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的高壓轉(zhuǎn)子部分稱為核心機(jī)。在單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)中，核心機(jī)就是燃?xì)獍l(fā)生器。但是，在雙轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)中核心機(jī)并不是它的燃?xì)獍l(fā)生器。雙轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器部分，還應(yīng)該包括低壓轉(zhuǎn)子中的低壓壓氣機(jī)和帶動低壓壓氣機(jī)的那一部分低壓渦輪。因此，核心機(jī)與燃?xì)獍l(fā)生器是兩個不同的概念。

圖3-41渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)

大多數(shù)的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，動力渦輪與燃?xì)獍l(fā)生器的渦輪是分開的，且以不同的轉(zhuǎn)速工作。由于動力渦輪與核心機(jī)沒有機(jī)械地連接成一體，因此也稱其為自由渦輪，圖3-41即為這種類型的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)。少數(shù)的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，將動力渦輪與燃?xì)獍l(fā)生器的渦輪機(jī)械地連接在一起，成為定軸式或單軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，如圖3-42所示。

圖3-42定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)

在具有自由渦輪(動力渦輪)的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中，自由渦輪的轉(zhuǎn)速較高，一般在6000～12?000r/min。在定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中，燃?xì)獍l(fā)生器的渦輪轉(zhuǎn)速更高，一般在8000～18?000?r/min(小功率的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，轉(zhuǎn)速高的可達(dá)40?000

r/min)，但是螺旋槳的轉(zhuǎn)速必須很低，一般只有1000r/min左右。因此，在渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中，均要有減速器，將動力渦輪(在具有自由渦輪的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中)或燃?xì)獍l(fā)生器渦輪(在定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中)的轉(zhuǎn)速降低到螺旋槳所要求的工作轉(zhuǎn)速。圖3-43為典型的定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)，是20世紀(jì)40年代末，由英國羅·羅公司開始研制的“達(dá)特”發(fā)動機(jī)，用作“子爵”號旅客飛機(jī)的動力。

圖3-43“達(dá)特”定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)

(2)渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的基本結(jié)構(gòu)。定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)由燃?xì)獍l(fā)生器(包括進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪)、尾噴管、減速器、附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置等部件組成；而自由渦輪式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)在定軸式渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的組成部件基礎(chǔ)上，還包括一組自由渦輪(一級或多級)。并且，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器、動力渦輪、尾噴管、附屬系統(tǒng)和附件傳動裝置與渦輪噴氣發(fā)動機(jī)是一樣的，只有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的減速器部件和用于渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的螺旋槳例外。

(3)螺旋槳。螺旋槳是將航空發(fā)動機(jī)(活塞式或燃?xì)鉁u輪式)的軸功率轉(zhuǎn)化為航空器拉力或推進(jìn)力的葉片推進(jìn)裝置，又稱空氣螺旋槳。螺旋槳由槳葉、槳轂、操縱機(jī)構(gòu)等構(gòu)成，它可將所得到的功率轉(zhuǎn)變成推進(jìn)飛機(jī)前進(jìn)的拉力。

圖3-44為螺旋槳產(chǎn)生拉力的原理示意圖。螺旋槳槳葉旋轉(zhuǎn)時，將前方空氣吸入，然后給氣流一個向后的力，使氣流加速排向后方。與此同時，氣流產(chǎn)生一個反作用力作用于槳葉，這個反作用力就是螺旋槳的拉力。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中，螺旋槳通常為單排四片槳葉；在大功率(10?000kW左右)的渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)中，為了能使槳葉有高的效率，需將螺旋槳制造成轉(zhuǎn)向相反的雙排，每排四片槳葉。

圖3-44螺旋槳拉力產(chǎn)生的原理

(4)減速器。減速器是使渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)輸出軸的轉(zhuǎn)速降低，達(dá)到飛機(jī)推進(jìn)器或附件所需轉(zhuǎn)速和轉(zhuǎn)向的齒輪裝置。飛機(jī)推進(jìn)器可以是飛機(jī)的螺旋槳，也可以是直升機(jī)的旋翼。渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的減速器均采用齒輪傳動，要求減速器在高負(fù)荷、高轉(zhuǎn)速下可靠且高效地工作。減速器與發(fā)動機(jī)置于一體，成為發(fā)動機(jī)的一部分，稱為機(jī)內(nèi)減速器，渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)均為機(jī)內(nèi)減速器。當(dāng)發(fā)動機(jī)安裝在重型飛機(jī)的機(jī)翼上或飛機(jī)的機(jī)身內(nèi)，距離螺旋槳較遠(yuǎn)時，一般采用機(jī)外減速器，它主要用于直升機(jī)中，又稱主減速器。

3．渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)(渦扇發(fā)動機(jī))

渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在工作時，由渦輪流出來的、仍有一定能量的燃?xì)?燃?xì)獾臏囟热匀惠^高，還有一定的壓強)在尾噴管中繼續(xù)膨脹，將熱能與勢能轉(zhuǎn)變成動能，以較高的速度(550～600?m/s)由尾噴管噴出，產(chǎn)生反作用推力，這就是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的工作原理。如果在這個渦輪的后面，再加裝一套渦輪(一級或多級)，讓燃?xì)庠谶@套加裝的渦輪中膨脹，驅(qū)動這套加裝的渦輪高速旋轉(zhuǎn)并發(fā)出一定的功率，將這套加裝渦輪的前軸從原來的渦輪、壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子軸中穿過，帶動一個直徑比壓氣機(jī)大的風(fēng)扇，這樣就變成了渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，如圖3-45所示。

圖3-45渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

(1)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的組成與工作原理。在圖3-45中，由壓氣機(jī)、燃燒室和高壓渦輪組成的核心機(jī)，以及由低壓渦輪及其所帶動的風(fēng)扇共同組成的發(fā)動機(jī)稱為渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中，空氣在風(fēng)扇中增壓后，由風(fēng)扇出口流出時分為兩股氣流向后流。一股氣流流入核心機(jī)和帶動風(fēng)扇的低壓渦輪，最后由尾噴管流出，稱為內(nèi)涵氣流；另外一股氣流則在圍繞核心機(jī)機(jī)匣與外涵機(jī)匣之間的環(huán)形通道中流過，稱為外涵氣流。由于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中有內(nèi)、外兩個涵道，所以渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)有時又稱為內(nèi)外涵發(fā)動機(jī)。圖3-46為典型的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇、高壓壓氣機(jī)結(jié)構(gòu)圖。從圖中可以看出，風(fēng)扇實際上是直徑較大、葉片較長的軸流壓氣機(jī)，可以有1～5級。

圖3-46渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的風(fēng)扇、高壓壓氣機(jī)結(jié)構(gòu)

內(nèi)、外涵氣流可以分別排出，也可以在排氣系統(tǒng)內(nèi)混合后排出。在圖3-45所示的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中，外涵氣流通過摻混器進(jìn)入內(nèi)涵道燃?xì)饬髦校c內(nèi)涵氣流混合后由尾噴管排出。圖3-47為典型的內(nèi)、外涵氣流分別排出的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)后部結(jié)構(gòu)圖。圖中，從渦輪流出的燃?xì)庵苯佑善浜蟮膬?nèi)涵噴管排出，外涵氣流則由外涵道內(nèi)、外殼體之間的環(huán)形外涵道噴管流出，內(nèi)、外涵氣流在發(fā)動機(jī)內(nèi)相互不摻混，這種排氣方式也稱為平行排氣。

圖3-47平行排氣的排氣結(jié)構(gòu)

(2)涵道比。外涵與內(nèi)涵空氣流量之比稱為涵道比，又稱為流量比，是影響渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)性能的一個重要循環(huán)參數(shù)。涵道比小于2的稱為低涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，高于5的稱為高(大)涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。

(3)總增壓比。流進(jìn)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的空氣先在風(fēng)扇中增壓，然后再在高壓壓氣機(jī)中進(jìn)一步增壓，因此渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)有一個重要的循環(huán)參數(shù)，那就是“總增壓比”，簡稱“總壓比”，相當(dāng)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)中的“增壓比”。

(4)雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)指有兩個只有氣動聯(lián)系、且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)，其工作原理和結(jié)構(gòu)特點與雙轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動機(jī)基本相同。在雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中，由于風(fēng)扇后的壓氣機(jī)進(jìn)口處空氣壓強為風(fēng)扇出口處的壓強，比大氣壓強高許多，因此這個壓氣機(jī)為高壓壓氣機(jī)。在燃燒室后，驅(qū)動高壓壓氣機(jī)的渦輪則稱為高壓渦輪，高壓壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子與高壓渦輪轉(zhuǎn)子組成高壓轉(zhuǎn)子；位于高壓渦輪后，驅(qū)動風(fēng)扇的渦輪稱為低壓渦輪，風(fēng)扇轉(zhuǎn)子與低壓渦輪轉(zhuǎn)子組成低壓轉(zhuǎn)子。目前，世界上絕大部分渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)都采用這種結(jié)構(gòu)形式。

(5)三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)指有三個只有氣動聯(lián)系、且具有同心軸轉(zhuǎn)子的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。它的工作原理和結(jié)構(gòu)特點與雙轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)基本相同，只是將高壓壓氣機(jī)又分為中壓、高壓兩個轉(zhuǎn)子，分別由中壓、高壓兩個渦輪轉(zhuǎn)子帶動。

圖3-48為三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子的示意圖。從圖中可以看出，在發(fā)動機(jī)中部，連接高壓壓氣機(jī)和高壓渦輪的軸直徑很大，可以使中、低壓渦輪軸從中穿過，最后形成三個轉(zhuǎn)子的軸一個套一個，結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜。但采用三轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)的渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)性能卻較好，零件數(shù)目少，重量也輕些。目前，世界上只有少數(shù)幾種渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)采用這種結(jié)構(gòu)形式。

圖3-48三轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的三個轉(zhuǎn)子示意

(6)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的工作特點。在渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中，由高壓渦輪流出來的燃?xì)庀仍诘蛪簻u輪中膨脹作功，然后再到尾噴管中膨脹加速。由于在低壓渦輪中已將高壓渦輪流出來的燃?xì)饽芰坑玫艉芏啵虼擞傻蛪簻u輪流出來的燃?xì)?，其溫度與壓強大大降低了。所以，由尾噴管排出的燃?xì)鉁囟?300～400℃)、速度(350～450m/s)均低于渦輪噴氣發(fā)動機(jī)由尾噴管排出的燃?xì)鉁囟群退俣?，因此在渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)中，尾噴管的排氣能量損失小得多。

4．槳扇發(fā)動機(jī)

“槳扇”發(fā)動機(jī)，顧名思義，是一種既具有渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)耗油低的特點，又具有渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)適合高速飛行特點的發(fā)動機(jī)。雖然渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)在低速飛行時，有較低的耗油率，經(jīng)濟(jì)性好，但隨著飛行速度的提高，螺旋槳效率將變低，耗油率則增加。在20世紀(jì)70年代后期，航空界開始大力研制新型的、稱為“槳扇”的發(fā)動機(jī)，以緩解當(dāng)時面臨的石油危機(jī)對航空運輸業(yè)帶來的沖擊。

圖3-49為美國通用電氣公司與法國國營航空發(fā)動機(jī)研究制造公司合作研制GE的36槳扇發(fā)動機(jī)。由于螺旋槳(或稱風(fēng)扇)外部不像高涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)有一個外涵機(jī)匣，因此又稱這種發(fā)動機(jī)為“無涵道風(fēng)扇(UDF)發(fā)動機(jī)”。因為槳扇發(fā)動機(jī)的噪聲、振動及減速器性能差，特別是沒有外涵機(jī)匣，使用安全性沒有保證等問題未能得到很好的解決，加之世界燃油的價格不僅沒有如想象那樣飛漲，反而有回落的趨勢，所以在西方國家一直未投入使用。

圖3-49GE36槳扇發(fā)動機(jī)

5．垂直起落飛機(jī)采用的升力風(fēng)扇發(fā)動機(jī)

飛機(jī)起飛一般靠機(jī)翼的升力，而機(jī)翼升力的產(chǎn)生要靠飛機(jī)前進(jìn)的速度。但是，為了縮短飛機(jī)起飛和著陸的滑跑距離，就必須降低飛機(jī)起飛速度和著陸速度。如果飛機(jī)在起飛和著陸時，發(fā)動機(jī)能夠產(chǎn)生垂直方向的推力，必能更有效地縮短飛機(jī)起飛和著陸的滑跑距離。如果垂直方向的推力大于飛機(jī)重力，飛機(jī)就能夠?qū)崿F(xiàn)垂直起飛、垂直著陸和懸停。

為了達(dá)到飛機(jī)垂直起落的目的，需要有一套提供升力的升力系統(tǒng)。圖3-50是美國最新研制的F-35戰(zhàn)斗機(jī)，它的整套動力裝置采用了升力風(fēng)扇和帶轉(zhuǎn)向矢量噴管的加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)。升力風(fēng)扇垂直地裝于座艙后的機(jī)身中，由主發(fā)動機(jī)風(fēng)扇前伸的傳動軸通過一套離合器及一對錐形齒輪驅(qū)動。裝升力風(fēng)扇的機(jī)身上、下設(shè)有可以開關(guān)的窗口，當(dāng)飛機(jī)起飛或著陸時，窗口打開，空氣被風(fēng)扇從上窗口吸入，經(jīng)風(fēng)扇加速后由下窗口高速噴出，為飛機(jī)起飛或降落時的機(jī)身前部提供升力；正常飛行時，上、下窗口關(guān)閉。主發(fā)動機(jī)安裝于飛機(jī)機(jī)身后部，其轉(zhuǎn)向矢量噴管伸出機(jī)尾，飛機(jī)起飛或著陸時，轉(zhuǎn)向矢量噴口轉(zhuǎn)向下方，為飛機(jī)后部提供舉力。

圖3-50美國最新研制的F-35戰(zhàn)斗機(jī)

6．燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的輔助系統(tǒng)

為了保證燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)安全、順利地工作，必須要有一系列輔助系統(tǒng)，主要有起動點火系統(tǒng)、燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、防冰系統(tǒng)、防火系統(tǒng)和發(fā)動機(jī)安裝結(jié)構(gòu)。

(1)起動點火系統(tǒng)。發(fā)動機(jī)沒有工作時，燃燒室內(nèi)氣體壓力低，無法點火燃燒，要依靠其他動力(起動機(jī))來驅(qū)動核心發(fā)動機(jī)，使其轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動；壓氣機(jī)將空氣增壓，壓縮空氣進(jìn)入燃燒室后開始噴油點火，燃燒后的氣體驅(qū)動渦輪工作帶動壓氣機(jī)，這時壓氣機(jī)由起動機(jī)和渦輪兩者發(fā)出的功率帶動，轉(zhuǎn)速繼續(xù)提高，壓氣機(jī)出口處氣體壓力也不斷增加；當(dāng)渦輪已能夠發(fā)出較大功率時，起動機(jī)退出工作，發(fā)動機(jī)進(jìn)入穩(wěn)定工作。這個過程稱為起動過程，如圖3-51所示。

圖3-51發(fā)動機(jī)起動過程

(2)燃油系統(tǒng)。燃油系統(tǒng)的功用是根據(jù)發(fā)動機(jī)不同工作狀態(tài)的要求，供給適量的油，以保證發(fā)動機(jī)起動、加速和穩(wěn)定燃燒。供油量的大小由進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣量決定，以維持飛行員選擇的轉(zhuǎn)速或發(fā)動機(jī)的排氣和進(jìn)氣總壓之比。在駕駛艙內(nèi)除油門操縱桿外，有時還有一個單獨的停車開關(guān)油門桿(二者也可合為一個)。圖3-52是燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的燃油系統(tǒng)示意圖。隨著飛機(jī)的飛行速度、飛行高度和進(jìn)口空氣溫度的變化，進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣密度也發(fā)生變化，供油量也應(yīng)隨之變化。

圖3-52燃油系統(tǒng)示意

(3)滑油系統(tǒng)。發(fā)動機(jī)工作時，軸承和齒輪都在高速運動，摩擦產(chǎn)生大量熱量，如果不及時將這些熱量帶走，就會產(chǎn)生過熱現(xiàn)象導(dǎo)致機(jī)件磨損?；拖到y(tǒng)工作的目的，就是將具有一定壓力的滑油輸送到軸承和齒輪工作點，減小摩擦和冷卻機(jī)件。工作后的滑油由回油泵從油箱抽回，抽回的滑油混入了大量的氣泡，必須用離心式油氣分離器將氣體分離出去，然后經(jīng)過滑油散熱器將其溫度降低，再由進(jìn)油泵將這些滑油送到軸承和齒輪工作點，周而復(fù)始形成循環(huán)。圖3-53是一燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的滑油系統(tǒng)示意圖。其滑油回路為：回油泵抽回滑油→油氣分離器→網(wǎng)狀低壓油濾→進(jìn)油泵→散熱器→高壓油濾→軸承和齒輪。

圖3-53滑油系統(tǒng)循環(huán)示意

(4)防冰系統(tǒng)。圖3-54是發(fā)動機(jī)的防冰系統(tǒng)示意圖。飛機(jī)在通過含有水滴的云層或含有大量霧滴的地面且氣溫接近冰點時，在進(jìn)氣道前或在管道中會出現(xiàn)結(jié)冰現(xiàn)象。這會影響進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣流量而使發(fā)動機(jī)性能惡化，嚴(yán)重時將吸入冰塊而打壞壓氣機(jī)葉片，發(fā)生事故。因此，在進(jìn)氣道整流罩的內(nèi)部和壓氣機(jī)進(jìn)口導(dǎo)流葉片處，引入從壓氣機(jī)后幾級流出來的高溫氣體，防止結(jié)冰。

圖3-54發(fā)動機(jī)的防冰系統(tǒng)示意

(5)防火系統(tǒng)。圖3-55是發(fā)動機(jī)滅火裝置的示意圖。所有燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)及其附件都有著火的可能，因此必須要有預(yù)警裝置。為防止發(fā)生著火隱患，滑油管和燃油管要放在壓氣機(jī)的周圍(發(fā)動機(jī)冷端)，中間用防火隔板與燃燒室隔開，燃燒室和渦輪(發(fā)動機(jī)熱端)的外圍要通風(fēng)良好。在熱端附近裝有著火預(yù)警裝置，當(dāng)溫度過高時，電路中的電阻變化發(fā)出警告(在座艙儀表板上顯示)，飛行員立刻操縱停車開關(guān)將油路切斷，同時滅火器噴出滅火劑(臭甲烷)滅火。

圖3-55發(fā)動機(jī)滅火裝置的示意

(6)發(fā)動機(jī)安裝結(jié)構(gòu)。發(fā)動機(jī)的安裝與它裝在飛機(jī)上的位置有關(guān)，如圖3-56所示。它可以用吊架裝在機(jī)翼下，可以裝在機(jī)身兩側(cè)，也可以裝在機(jī)身或機(jī)翼內(nèi)，或者裝在機(jī)身后部與尾翼的交接處；渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)只能裝在機(jī)身頭部或機(jī)翼下。不管裝在什么部位，發(fā)動機(jī)推力必須傳遞到飛機(jī)主要承力結(jié)構(gòu)上。在飛行中，發(fā)動機(jī)與飛機(jī)連接處要承受幾倍于發(fā)動機(jī)自身重量的載荷，而且發(fā)動機(jī)機(jī)匣溫度變化很大，所以連接處不僅要牢固可靠，而且要有在縱向和徑向提供能自由膨脹的可能。一般發(fā)動機(jī)有兩個安裝點，一個為主要安裝點，在壓氣機(jī)機(jī)匣后端，靠近發(fā)動機(jī)重心處；另外一個為輔助安裝點，在噴管機(jī)匣處。

圖3-56發(fā)動機(jī)安裝

7．燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的主要性能參數(shù)及工作過程參數(shù)

表征燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)性能的主要參數(shù)有推力(功率)、空氣流量、單位推力(單位功率)、耗油率、重量、使用壽命和外廓尺寸等，但除耗油率以外，其他參數(shù)只能表征發(fā)動機(jī)具有的能力(如推力)與特征(如重量、外廓尺寸)，而不能表征發(fā)動機(jī)的好壞。

(1)推力P。發(fā)動機(jī)的推力是作用于發(fā)動機(jī)內(nèi)、外表面上壓力的合力，如圖3-57所示。根據(jù)動量定理，推力P可寫為

式中，ma為進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣質(zhì)量流量，kg

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