发动机集锦

航空发动机简史
航空发动机是燃气轮机的最大用户, 它的百余年发展历史大致可分为两个时期 :


     第一个时期从莱特兄弟的首次飞行开始到第二次世界大战结束为止。这个时期,活塞式发动机统治了 40 年 左右的时间。

     第二个时期是从英国的慧特尔和德国的奥海因开创喷气时代开始, 特别是第二次世界大战后至今, 燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机, 居航空动力的主导地位。


     燃气涡轮发动机 60 多年的发展历史,大致经历了四次更新换代：


第一代是单转子亚声速喷气发动机

     在 20 世纪 30~40 年代研制 ,40 年代末 50 年代初投入使用。

主要技术特点 :

     压气机采用离心式和轴流式两种, 总增压比在 5 左右 , 单管燃烧室, 单级涡轮 , 推重比为 3 左右 。

代表的机种 :

     美国的 J47( 配 F-86A 飞机 ), 苏联的 VK-1( 配 MIG-17,IL-28 和 Tu-14 中型轰炸机 ) 和法国的阿塔 ( 配幻影 3 和幻影 5 飞机 )



第二代是超声速喷气发动机

     大都在 20 世纪 50 年代研制。

主要技术特点 :

     双转子 , 进口导流叶片可调 , 超声速压气机 , 高温涡轮 , 推重比达到 5 左右。

代表机种 :

     美国的 J79( 配美国的 F-104 和以色列的幼狮 C1 飞机 ) 和苏联的 R11-300R( 配 MIG-21,YAK- 28,SU-15 和 SU-25 飞机 )

J79

   

第三代是超声速涡轮风扇发动机

     在 20 世纪 60 年代开始研制。

主要技术特点 :

     涡扇发动机 , 核心机技术 ,2D 设计 , 环行燃烧室 , 气冷涡轮 , 结构完整性设计 , 新材料 , 推重比为 7~8。

代表机种 :

     美国的 F404( 配 F/A18 飞机 ) 和 F100( 配 F-16 和 F-15 飞机 ), 苏联的 AL31F( 配 Su-27 及 Su30 系列飞机 ) 和 RD33( 配 MIG-29 飞机 ), 英国的 RB199( 配欧洲“狂风”战斗机 ) 和法国的 M53( 配“幻影” 2000 飞机 )


F404

   



第四代是先进技术涡扇发动机

     从 20 世纪 80 年代中期开始发展，目前已研制完成。

主要技术特点 :

     结构简单，抗撞击能力强，具有良好的耐久性和可维护性，增加了不加力条件下的持续 朝声速巡航能力，采用 2D 喷管的有限矢量推力能力和隐身能力，推重比为 9~10。


代表机种 :

     美国的 F119( 配 F-22 飞机 )，F120(F119 的替换发动机，配 F-22 飞机 )，俄罗斯的 AL-41F( 配俄第 5 代战斗机 ) 和欧洲四国联合研制的 EJ200( 配欧洲 战斗机 EF2000)


F119

补充内容 (2012-7-13 00:20):

飞行器发动机的分类
     飞行器发动机的主要功用是为飞行器提供推进动力或支持力，是飞行器的心脏。自从飞机问世以来的几十年中，发动机得到了迅速的发展，从早期的低速飞机上使用的活塞式发动机，到可以推动飞机以超音速飞行的喷气式发动机，还有运载火箭上可以在外太空工作的火箭发动机等，时至今日，飞行器发动机已经形成了一个种类繁多，用途各不相同的大家族。

     飞行器发动机常见的分类原则有两种：按空气是否参加发动机工作和发动机产生推进动力的原理。



按发动机是否须空气参加工作，飞行器发动机可分为两类：

     吸空气发动机简称吸气式发动机，它必须吸进空气作为燃料的氧化剂（助燃剂），所以不能到稠密大气层之外的空间工作，只能作为航空器的发动机。一般所说的航空发动机即指这类发动机。如根据吸气式发动机工作原理的不同，吸气式发动机又分为活塞式发动机 、燃气涡轮发动机、冲压喷气式发动机脉动喷气式发动机等。

     火箭喷气式发动机是一种不依赖空气工作的发动机，航天器由于需要飞到大气层外，所以必须安装这种发动机。它也可用作航空器的助推动力。按形成喷气流动能的能源不同，火箭发动机又分为化学火箭发动机、电火箭发动机和核火箭发动机等。


按产生推进动力的原理不同，飞行器的发动机又可分为直接反作用力发动机、间接反作用力发动机两类 ：

     直接反作用力发动机是利用向后喷射高速气流，产生向前的反作用力来推进飞行器。直接反作用力发动机又叫喷气式发动机，这类发动机有涡轮喷气发动机、冲压喷气式发动机，脉动喷气式发动机，火箭喷气式发动机等。
     间接反作用力发动机是由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋翼旋转对空气作功，使空气加速向后（向下）流动时，空气对螺旋桨（旋翼）产生反作用力来推进飞行器。这类发动机有活塞式发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机、涡轮螺旋桨风扇发动机等。而涡轮风扇发动机则既有直接反作用力，也有间接反作用力，但常将其划归直接反作用力发动机一类，所以也称其为涡轮风扇喷气发动机。


   

补充内容 (2012-7-13 00:23):

飞机上发动机的安装位置
  一、活塞发动机和涡轮螺桨发动机的安装位置

    活塞发动机和涡轮螺桨发动机在飞机上目前多安装一台、两台或四台，一般多是拉进式（即螺旋在前）的，装在机头或机翼前缘，这样可以使机翼上所受的载荷降低，因为发动机的重力和举力的方向想反，减少了由这些外力所引起的弯矩。

     另一种是推进式的，发动机装于机翼后沿或机身后段。这种安排使机翼位于螺旋桨的滑流之外，阻力会降低，但主起 落架较高，重量增大；而且发动机在地面工作时冷却条件也较差，因而目前使用较少。
     目前也有一种轻型飞机将发动机安装在垂尾上，以降低机身离地面高度，可在起飞时充分利用地面效应。



二、涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的安装位置和固定
     这两类发动机在飞机上的安装位置相似，可用涡轮喷气发动机作为代表 。

(1). 一台涡轮喷气发动机多装在机身后段或机身下部

     这种方式有利于维护修理，只要将机身后段拆卸 开就行了；同时还可让出机身短舱或前段的空间，以便容纳人员和武器装备。这种发动机安排方式主要用于战斗机。

(2). 两台涡轮喷气发动机有几种安排方式

     常见的一种是把两台发动机各装在一只短舱内，这种方式的优点是机身空间大，装载的人员和设备多；对机翼能起减少载荷的作用。但其构造比较复杂，而且还会增大阻力和降低机翼的后掠作用。

     第二种双发的安排方式是把发动机装在机翼下的吊舱内。这种方式的好处是减少短舱和机翼的干扰，对提高最大举力系数有利；防火性能较好；可采用全翼展的襟翼。另外，由予短舱离地近，维护比较方便，但易于吸入尘土。

     双发的第三种安排方式是把两台发动机并列在后机身外部的两侧，这种叫尾吊式。其优点是座舱内噪音小，机翼上没有东西 ( 如短舱 ) 干扰，气动性能较好；进气和排气通道较短，因而能量的损失较少。但这种安排的构造比较复杂；也比较重。 这几种安排方式多用于运输机或轰炸机。

双发的第四种安排方式是，把发动机左右并列（或上下叠置）安装在后机身的内部。某型后掠翼超音速 歼击机就是这样，这种安排方式，在单发飞行时，由于两边推力不平衡而引起的使机头偏向一边的力矩比较小；但发动机所占机身的容积很大，不利于装载其他的设备。这种发动机安排方式主要用于战斗机。


(3). 三台喷气发动机多用于运输机，其安排方式有两种

     一种是两台发动机并列装在机身后段，另一台装在垂直尾翼上。这种安装方式的优点是，如 果发动机发生故障，涡轮损坏，被强大的离心力摔开的碎片不致破坏飞机的主要受力构件，比较安全。同时，并列的两台发动机也可固定于气密座舱之外。

     另一种三发的安排方式是，把两台涡轮风扇发动机安装在机翼下的吊舱内，另一台安装在垂直尾翼内。其特点和安装情况和装有吊舱的及垂直尾翼中安装一台的情况相似。

(4). 四台喷气发动机的安排方式较常见的有四种

     一种是四台发动机都置于机翼下的吊舱内，这种方式多用于运输机，但也有轰炸机采用这种形式的。


     第二种安排方式是，把四台发动机都并列在机身后段外部的两侧( 尾吊式 ) ，其特点两台发动机尾吊式相近。

     第三种安排方式是，把发动机安装在靠近机身的机翼内部，每边放两台，这种方式的构造复杂。但一台发动机停车时，却可减小偏航力矩，而且还可消除或削弱短舱和机身的干扰作用。

     最后一种是把四台喷气发动机每两台成为一组，安装在机翼的底部，其特点是发动机短舱的剖面呈长方形的，上下表面形成飞机结构的一部分。特例： B － 52 亚音速战略重型轰炸机装有八台喷气发动机，每 两台成一组，装在机翼下面的 4 只吊舱中，其安装位置和固定的特点与四个吊舱的飞机相似。

补充内容 (2012-7-13 00:27):
c-27

c-5

特种发动机
变循环发动机

     发动机使用了一种特殊的可变面积外涵道引射器，通过控制内、外涵道空气流量来改变涵道比。在超音速巡航状态下，

脉冲爆震发动机

     脉冲爆震波发动机 (PDE) 是一种利用脉冲式爆震波产生推力的新概念发动机。发动机一般由进气道、爆震室、尾喷 管、推力壁、爆震触发器、燃料供给和喷射系统以及控制系统组成，具有结构简单、推重比高（大于 20 ）、耗油率 低（小于 1kg/(daN · h) 、工作范围宽（ M0~10 ）和成本低等优点。它在高超音速航空器方面有很好的应用前景。
     脉冲爆震发动机采用间歇燃烧原理。与冲压喷气发动机不同，它能在静止状态工作。这种发动机是由类似冲压喷气发动机的一种空气动力涵道构成。它的压力较高，结构比较坚实。进气涵道有许多进气“活门 ” ，在弹簧拉力作用下处于打开位置，通过打开的活门空气进入燃烧室，并靠燃烧喷入燃烧室中去的燃油得到加热，由此引起的膨胀使压力升高，迫使活门关闭，然后膨胀的燃气向后喷出；排气造成降压，使活门重新开启。这种过程周而复始。脉冲喷气发动机曾经被设计成直升机旋翼的推进装置，有的还通过精心设计涵道来控制共振循环的压力变化而省去了进气活门。但脉冲喷气发动机不适于作为飞机动力装置，因为它的油耗高，又无法达到现代燃气涡轮发动机的性能。



电火箭发动机

　　 电火箭发动机是利用电能加速工质，形成高速射流而产生推力的火箭发动机。与化学火箭发动机不同，这种发动机的能源和工质是分开的。电能由飞行器提供，一般由太阳能、核能、化学能经转换装置得到。工质有氢、氮、氩、汞、氨等气体。
     电火箭发动机由电源、电源交换器、电源调节器、工质供应系统和电推力器组成。电源和电源交换器供给电能；电源调节器的功用是按预定程序起动发动机，并不断调整电推力器的各种参数，使发动机始终处于规定的工作状态；工质供应系统则是贮存工质和输送工质；电推力器的作用是将电能转换成工质的动能，使其产生高速喷气流而产生推力。按加速工质的方式不同，电火箭发动机有电热火箭发动机、静电火箭发动机和电磁火箭发动机的三种类型。电热火箭发动机利用电能加热 （电阻加热或电弧加热）工质（氢、胺、肼等），使其气化；经喷管膨胀加速后，由喷口排出而产生推力。静电火箭发动机的工质 （汞、铯、氢等）从贮箱输入电离室被电离成离子，然后在电极的静电场作用下加速成高速离子流而产生推力。电磁火箭发动机是利 用电磁场加速被电离工质而产生射流，形成推力。电火箭发动机具有极高的比冲（ 70O ～ 250O 秒）、极长的寿命（可重复起动上万 次、累计工作可达上万小时）。但产生的推力小于 10ON 。这种发动机仅适用于航天器的姿态控制、位置保持等。
超燃冲压发动机(Scramjet)

     超燃冲压发动机(Scramjet)超燃冲压发动机(Scramjet)是燃烧室内气流速度为超音速的冲压发动机，适用于M6－25的速度范围，是高超音速航空器、跨大气层飞行器和可重复使用空间发射器的推进装置。从50年代开始，国外就对Scramjet进行研究。


多(全)电发动机

     这是一种以支撑发动机转子的主动磁性轴承和发动机轴上安装的内装式起动/发电机为核心，配以分布式电子控制系统，为发动机和飞机各个系统提供电能的航空发动机。其工作原理是：安装在发动机轴上的起动 / 发电机是一种集起动机和电机功能于一体的电机，在发动机稳定工作前作为电起动机工作，带动发动机转子到一定转速后喷油点火，当发动机进入稳定工作状态后，发动机反过来带动电机工作，以向飞机用电设备供电。

     与常规发动机相比，由于取消了润滑系统和液压机械系统，因此，简化了结构、减轻了重量和减少零部件；磁性轴承能在高温下工作，可设计得靠近热端部件，使结构更紧凑；磁性轴承可控制发动机振动和叶尖间隔，同时还可避免常规发动机滑油带来的着火危险，因此更为安全和可靠；转子系统间无机械接触和润滑，因此维修方便。

     作为多（全）电飞机的基础和重要组成部分，多（全）电发动机以支承发动机转子的非接触式磁性轴承 和发动机轴上安装的内装式整体起动 / 发电机为核心，配以分布式电子控制系统，为发动机和飞机各 个系统提供电力驱动。它可以取消传统的接触式滚动轴承、润滑系统和机械（液压、气压）作动系 统，从而大大减小重量和复杂性，改善可靠性和维修性，降低成本。

     此外，所产生的电功率由两根以上发动机轴分 担，可以重新优化燃气发生器，有利于控制喘 振和扩大空中点火包线，改善发动机适用性； 利用磁性轴承可以减少振动，增大 DN 值，对叶 尖间隙进行主动控制；发动机轴上安装的内装 式整体起动 / 发电机能够产生几兆瓦的电功率， 除为多（全）电飞机提供电力外，还可用于生 成激光或微波束，作为机载高能束武器的能 源。


超微型涡轮发动机研究　　

     美国麻省理工学院正在按军方合同实施一项超微型发动机计划，为各种用途研制超微型发动机，包括功率为 10~100W 或推力为 0.005~0.05daN 的涡轮发动机和推力超过 1.3daN 的火箭发动机。

补充内容 (2012-7-13 00:33):
脉冲爆震发动机

就这样没有了，还有大量的信息没有贴出来啊

超微型涡轮发动机,这个谁有资料

嗯，信息量慢慢消化

看目录还不错，能不能做个PDF文件上传？

活塞式发动机
     航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。 活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨 是不能分割的。

     1903 年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出 8.95 kW 的功率，重量却有 81 kg ，功重比为 0.11kW/daN 。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为 2.6m 的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s, 飞行距离为 36.6m 。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持 续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。二战期间，活塞式发动机得到较大发展，最大功率达到 3500 千瓦 , 耗油率减到 0.28 千克 / 千瓦·小时，功重比为 2 。但是，活塞式发动机对提高飞机飞行速度有很大限制。因为推进飞机前进的功率与飞行速度的三次方成正比，当飞行速度增大后，空气作用在桨叶叶尖的相对速度大大提高，超出音速很多，使桨叶效率大大降低。为了得到足够拉力，发动机功率要大幅提升，而活塞式发动机无法满足提高功率的要求。因此，以活塞式发动机作动力的飞机，飞行速度不可能接近音速，更不可能超过音速。

（一）活塞式发动机的主要组成

     主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。
     气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气 缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。常见的星形发动机有 5 个、 7 个、 9 个、 14 个、 18 个或 24 个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转 变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。




（二）活塞式发动机的工作原理

     活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上 死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机， 即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气 冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。



   


（三）活塞式航空发动机的辅助工作系统

     发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。主要有进气系统（为了改善高空性能， 在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力）、燃油系统、点火系统（主要包括高电压磁电 机、输电线、火花塞）、起动 活塞式发动机 系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。

活塞式发动机
     航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。 活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨 是不能分割的。

     1903 年，莱特兄弟把一台4缸、水平直列式水冷发动机改装之后，成功地用到他们的“飞行者一号”飞机上进行飞行试验。这台发动机只发出 8.95 kW 的功率，重量却有 81 kg ，功重比为 0.11kW/daN 。发动机通过两根自行车上那样的链条，带动两个直径为 2.6m 的木制螺旋桨。首次飞行的留空时间只有12s, 飞行距离为 36.6m 。但它是人类历史上第一次有动力、载人、持 续、稳定、可操作的重于空气飞行器的成功飞行。二战期间，活塞式发动机得到较大发展，最大功率达到 3500 千瓦 , 耗油率减到 0.28 千克 / 千瓦·小时，功重比为 2 。但是，活塞式发动机对提高飞机飞行速度有很大限制。因为推进飞机前进的功率与飞行速度的三次方成正比，当飞行速度增大后，空气作用在桨叶叶尖的相对速度大大提高，超出音速很多，使桨叶效率大大降低。为了得到足够拉力，发动机功率要大幅提升，而活塞式发动机无法满足提高功率的要求。因此，以活塞式发动机作动力的飞机，飞行速度不可能接近音速，更不可能超过音速。

（一）活塞式发动机的主要组成

     主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。
     气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。气缸内容纳活塞作往复运动。气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。发动机工作时气 缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。单单一个活塞发动机发出的功率非常有限，因此人们将多个活塞发动机并联在一起，组成星型或V型活塞发动机。常见的星形发动机有 5 个、 7 个、 9 个、 14 个、 18 个或 24 个气缸不等。在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转 变成曲轴的旋转运动。连杆用来连接活塞和曲轴。曲轴是发动机输出功率的部件。曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。




（二）活塞式发动机的工作原理

     活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上 死点到下死点的距离叫活塞冲程。活塞式航空发动机大多是四冲程发动机， 即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气 冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。



   


（三）活塞式航空发动机的辅助工作系统

     发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。主要有进气系统（为了改善高空性能， 在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力）、燃油系统、点火系统（主要包括高电压磁电 机、输电线、火花塞）、起动 活塞式发动机 系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。

冲压喷气发动机
     冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它 通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。

     冲压喷气发动机完全靠高速飞行时产生的冲压效应压缩吸入的空气，点火、燃烧、后喷等原理。因此其优 点为结构简单、体积小、推力大、加速快。缺点是需要外部能源进行启动(通常为火箭助推)，不适合循环使用。由于冲压发动机需要较大的初速度，所以一般用于导弹和火箭。

原理：

     这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为 3 倍音速时，理论上可使空气压力提高 37 倍）。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到 2000 一 2200 ℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为 3 倍音速时，在地面产生的静推力可以超过 2OO 千牛。


   






     冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时， 再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。

一、亚音速冲压发动机
     亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过1.89 ，飞行马赫数小于 O.5 时一般不能正常工作。亚音速冲压发动 机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。

二、超音速冲压发动机
     超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音 速～ 6 倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。

三、高超音速冲压发动机
     这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达 5 ～ 16 ，目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。 由于超音速冲压发动机的燃烧 室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。  

   

冲压喷气发动机
     冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它 通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。

     冲压喷气发动机完全靠高速飞行时产生的冲压效应压缩吸入的空气，点火、燃烧、后喷等原理。因此其优 点为结构简单、体积小、推力大、加速快。缺点是需要外部能源进行启动(通常为火箭助推)，不适合循环使用。由于冲压发动机需要较大的初速度，所以一般用于导弹和火箭。

原理：

     这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为 3 倍音速时，理论上可使空气压力提高 37 倍）。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到 2000 一 2200 ℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为 3 倍音速时，在地面产生的静推力可以超过 2OO 千牛。


   






     冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时， 再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。

一、亚音速冲压发动机
     亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过1.89 ，飞行马赫数小于 O.5 时一般不能正常工作。亚音速冲压发动 机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。

二、超音速冲压发动机
     超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音 速～ 6 倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。

三、高超音速冲压发动机
     这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达 5 ～ 16 ，目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。 由于超音速冲压发动机的燃烧 室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。  

   

脉动喷气发动机
     脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。德国纳粹在第二次世界大战的后期，曾用它来推动 V-1 导弹，轰炸过伦敦。这种发动机的结构如图所示，它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，是特殊设计的长长的尾喷管。




     脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时 64O ～ 8O0 公里），飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。



     脉动喷气发动机工作时，首先把压缩空气打入单向活门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室，然后油咀喷油，火花塞点火燃烧。这时长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向活门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。这样周而复始，发动机便可不断地工作了。这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达 40 ～ 50 次。


脉动喷气发动机
     脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。德国纳粹在第二次世界大战的后期，曾用它来推动 V-1 导弹，轰炸过伦敦。这种发动机的结构如图所示，它的前部装有单向活门，之后是含有燃油喷嘴和火花塞的燃烧室，是特殊设计的长长的尾喷管。




     脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时 64O ～ 8O0 公里），飞行高度也有限，单向活门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。



     脉动喷气发动机工作时，首先把压缩空气打入单向活门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室，然后油咀喷油，火花塞点火燃烧。这时长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向活门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。这样周而复始，发动机便可不断地工作了。这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达 40 ～ 50 次。

中国涡喷系列

喷发1A发动机
：


概述：

     在第一台涡喷5发动机试制成功后，我国即开始了自行研制喷气发动机的尝试。参照涡喷5发动机的研制经验，我国试制一种推力为15.7千牛的小推力发动机，拟用作我国第一架自行设计制造的歼教-1飞机的动力装置，并通过实际的设计及制造过程达到培养技术人员及积累经验、提高设计的目的。
喷发1A的研制工作从1957年7月全面展开，用了不到半年的时间就装配出了第一台样机。经过20多个小时的试车考核后，性能基本达到了设计指标。1958年7月装在歼教-1飞机上进行了升空试飞，获得了圆满成功，证明其设计是成功的。后来由于部队的训练体制发生了变化，取消了歼教-1飞机的研制工作，喷发1A 发动机的研制工作也随告中止。喷发1A虽没有投入最后的生产，但它却是我国向自行研制喷气式发动机迈出的成功一步，对后来喷气发动机的研制生产具有重要的意义。
? ＰＦ－１Ａ发展历程：该型发动机是在ＷＰ－５为原 型的基础上进行缩小设计，研制工作由沈阳航空发动 机设计室（６０６所前身）于１９５７年７月全面展 开，１９５８年７月装机试飞成功。适装机型歼教－ １。后由于空军训练体制发生了变化，取消了歼教－ １项目，ＰＦ－１Ａ也随即下马。
   

    .

   
结构与性能：

     喷发－１Ａ发动机为离心式，单转子，无加力发动机

     最大推力１６．５ＫＮ

     推重 比３．１７

     重量５３０ＫＧ


中国涡喷系列

喷发1A发动机
：


概述：

     在第一台涡喷5发动机试制成功后，我国即开始了自行研制喷气发动机的尝试。参照涡喷5发动机的研制经验，我国试制一种推力为15.7千牛的小推力发动机，拟用作我国第一架自行设计制造的歼教-1飞机的动力装置，并通过实际的设计及制造过程达到培养技术人员及积累经验、提高设计的目的。
喷发1A的研制工作从1957年7月全面展开，用了不到半年的时间就装配出了第一台样机。经过20多个小时的试车考核后，性能基本达到了设计指标。1958年7月装在歼教-1飞机上进行了升空试飞，获得了圆满成功，证明其设计是成功的。后来由于部队的训练体制发生了变化，取消了歼教-1飞机的研制工作，喷发1A 发动机的研制工作也随告中止。喷发1A虽没有投入最后的生产，但它却是我国向自行研制喷气式发动机迈出的成功一步，对后来喷气发动机的研制生产具有重要的意义。
? ＰＦ－１Ａ发展历程：该型发动机是在ＷＰ－５为原 型的基础上进行缩小设计，研制工作由沈阳航空发动 机设计室（６０６所前身）于１９５７年７月全面展 开，１９５８年７月装机试飞成功。适装机型歼教－ １。后由于空军训练体制发生了变化，取消了歼教－ １项目，ＰＦ－１Ａ也随即下马。
   

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结构与性能：

     喷发－１Ａ发动机为离心式，单转子，无加力发动机

     最大推力１６．５ＫＮ

     推重 比３．１７

     重量５３０ＫＧ

涡轮风扇发动机
     自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发机以后，涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机，成为战斗机的首选动力装置，并开始在其他飞机中开始得到应用。


     但是，随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。


     要提高喷气发动机的效率，首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个部分，即 热效 率 和 推进效率 。为提高热效率，一般来讲需要提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，但在飞机的飞行速度不变的情况下，提高涡轮前温度将会使喷气发动机的排气速度增加，导致在空气中损失的动能增 加，这样又降低了推进效率。由于热效率和推进效率对发动机循环参数矛盾的要求，致使涡轮喷气发动机 的总效率难以得到较大的提升。




   
那么，如何才能同时提高喷气发动机的热效率和推进效率，也就是怎样才能既提高涡轮前温度又至少不增加排气速度呢？答案就是采用涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级 涡轮 ，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵 道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。 由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。


     目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机 ，后者主要用于歼击机 ，由于用途不同，这两类发动机的结构参数也大不相同。





     加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力式涡轮风扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在 1.0 以下。在高速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用


     不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可 达 8 以上，这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机，而可用飞行速度又比活塞式发动机高，在现代大型干线客机、军用运输机等最大速度为 M0.9 左 右的飞机中得到广泛的应用。根据热机的原理，当发动机的功率一定时，参加推进的工质越多，所获得的推力就越大，不加力式涡轮风扇发动机由于风扇直径大，空气流量就大，因而推力也较大。同时由于排气速度较低，这种发动机的噪音也较小。


涡轮风扇发动机
     自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发机以后，涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异的高速性能取代了活塞式发动机，成为战斗机的首选动力装置，并开始在其他飞机中开始得到应用。


     但是，随着喷气技术的发展，涡轮喷气发动机的缺点也越来越突出，那就是在低速下耗油量大，效率较低，使飞机的航程变得很短。尽管这对于执行防空任务的高速战斗机还并不十分严重，但若用在对经济性有严格要求的亚音速民用运输机上却是不可接受的。


     要提高喷气发动机的效率，首先要知道什么式发动机的效率。发动机的效率实际上包括两个部分，即 热效 率 和 推进效率 。为提高热效率，一般来讲需要提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，但在飞机的飞行速度不变的情况下，提高涡轮前温度将会使喷气发动机的排气速度增加，导致在空气中损失的动能增 加，这样又降低了推进效率。由于热效率和推进效率对发动机循环参数矛盾的要求，致使涡轮喷气发动机 的总效率难以得到较大的提升。




   
那么，如何才能同时提高喷气发动机的热效率和推进效率，也就是怎样才能既提高涡轮前温度又至少不增加排气速度呢？答案就是采用涡轮风扇发动机。这种发动机在涡轮喷气发动机的的基础上增加了几级 涡轮 ，并由这些涡轮带动一排或几排风扇，风扇后的气流分为两部分，一部分进入压气机（内涵 道），另一部分则不经过燃烧，直接排到空气中（外涵道）。 由于涡轮风扇发动机一部分的燃气能量被用来带动前端的风扇，因此降低了排气速度，提高了推进效率，而且，如果为提高热效率而提高涡轮前温度后，可以通过调整涡轮结构参数和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，就不会增加排气速度。这样，对于涡轮风扇发动机来讲，热效率和推进效率不再矛盾，只要结构和材料允许，提高涡轮前温度总是有利的。


     目前航空用涡轮风扇发动机主要分两类，即不加力式涡轮风扇发动机和加力式涡轮风扇发动机。前者主要用于高亚音速运输机 ，后者主要用于歼击机 ，由于用途不同，这两类发动机的结构参数也大不相同。





     加力式涡轮风扇发动机在飞机巡航中是不开加力的，这时它相当于一台不加力式涡轮风扇发动机，但为了追求高的推重比和减小阻力，这种发动机的涵道比一般在 1.0 以下。在高速飞行时，发动机的加力打开，外涵道的空气和涡轮后的燃气一同进入加力燃烧室喷油后再次燃烧，使推力可大幅度增加，甚至超过了加力式涡轮喷气发动机，而且随着速度的增加，这种发动机的加力比还会上升，并且耗油率有所下降。加力式涡轮风扇发动机由于具有这种低速时较油耗低，开加力时推重比大的特点，目前已在新一代歼击机上得到广泛应用


     不加力式涡轮风扇发动机不仅涡轮前温度较高，而且风扇直径较大，涵道比可 达 8 以上，这种发动机的经济性优于涡轮喷气发动机，而可用飞行速度又比活塞式发动机高，在现代大型干线客机、军用运输机等最大速度为 M0.9 左 右的飞机中得到广泛的应用。根据热机的原理，当发动机的功率一定时，参加推进的工质越多，所获得的推力就越大，不加力式涡轮风扇发动机由于风扇直径大，空气流量就大，因而推力也较大。同时由于排气速度较低，这种发动机的噪音也较小。

vbs100 发表于 2012-7-12 23:48
涡轮风扇发动机
     自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发机以后，涡轮喷气发动机很快便以其强大的动力、优异 ...
有后续吗？ 很想看 WS10 的介绍。