火箭发动机

火箭发动机 火箭发动机 　　火箭发动机 　　 　　火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。早在唐代初年(约在七世纪）火药就出现了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。大约在十三世纪制成火箭。我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。 　 　同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。所以它不但能在大气 层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。这是任何空气喷气发动机都做不到的。目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭 发动机。 　　现代火箭发动机主要分固体推进剂和液体推进剂发动机。所谓“推进剂”就是燃料（燃烧剂）加氧化剂的合称。 　　一、固体火箭发动机 　　 　　固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。 　 　固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形 等）。药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强 度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。 　　点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。 　　喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。 　　药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。 　 　固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。缺点是“比冲”小（也叫 比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。固体火箭发动机比冲在250～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动 困难，从而不利于载人飞行。 　　固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。 　　二、液体火箭发动机 　　液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。 　　液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。 　　 　 　推力室是将液体推进剂的化学能转变成推进力的重要组件。它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，见图。推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化，蒸发，混 合和燃烧等过成生成燃烧产物，以高速（2500一5000米／秒）从喷管中冲出而产生推力。燃烧室内压力可达2O0大气压（约20OMPa）、温度 300O～4000℃，故需要冷却。 　　推进剂供应系统的功用是按要求的流量和压力向燃烧室输送推进剂。按输送方式不同，有挤压式（气压 式）和泵压式两类供应系统。挤压式供应系统是利用高压气体经减压器减压后（氧化剂、燃烧剂的流量是靠减压器调定的压力控制）进入氧化剂、燃烧剂贮箱，将其 分别挤压到燃烧室中。挤压式供应系统只用于小推力发动机。大推力发动机则用泵压式供应系统，这种系统是用液压泵输送推进剂。 　　发动机控制系统的功用是对发动机的工作程序和工作参数进行调节和控制。工作程序包括发动机起动、工作。关机三个阶段，这一过程是按预定程序自动进行的。工作参数主要指推力大小、推进剂的混合比。 　　液体火箭发动机的优点是比冲高（25O～5OO秒），推力范围大（单台推力在1克力～700吨力）、能反复起动、能控制推力大小、工作时间较长等。液体火箭发动机主要用作航天器发射、姿态修正与控制、轨道转移等。 　　三、其他能源的火箭发动机 　　（一）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。 　　（二）核火箭发动机 　　核火箭发动机用核燃料作能源，用液氢、液氦、液 氨等作工质。核火箭发动机由装在推力室中的核反应堆、冷却喷管、工质输送系统和控制系统等组成。在核反应堆中，核能转变成热能以加热工质，被加热的工质经 喷管膨胀加速后，以6500～1100O米／秒的速度从喷口排出而产生推力。核火箭发动机的比冲高（250～1000秒）寿命长，但技术复杂，只适用于长 期工作的航天器。这种发动机由于核辐射防护、排气污染、反应堆控制，以及高效热能交换器的等问题未能解决，至今仍处于试验之中。此外，太阳加热式和光 子火箭发动机尚处于理论探索阶段。 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 此类发动机没有风扇等器件，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。 　 　这种发动机压缩空气的，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，最后是特殊设计的长长的尾喷管。 　 　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640～800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。 涡轮螺旋桨发动机 　 　一般来说，现代不加力涡轮风扇发动机的涵道比是有着不断加大的趋势的。因为对于涡轮风扇发动机来说，若飞行速度一定，要提高飞机的推进效率，也就是要降 低排气速度和飞行速度的差值，需要加大涵道比；而同时随着发动机材料和结构工艺的提高，许用的涡轮前温度也不断提高，这也要求相应地增大涵道比。对于一架 低速（500～600km/h）的飞机来说，在一定的涡轮前温度下，其适当的涵道比应为50以上，这显然是发动机的结构所无法承受的。 　　 　 　为了提高效率，人们索性便抛去了风扇的外涵壳体，用螺旋桨代替了风扇，便形成了涡轮螺旋桨发动机，简称涡桨发动机。涡轮螺旋桨发动机由螺旋桨和燃气发生 器组成，螺旋桨由涡轮带动。由于螺旋桨的直径较大，转速要远比涡轮低，只有大约1000转/分，为使涡轮和螺旋桨都工作在正常的范围内，需要在它们之间安 装一个减速器，将涡轮转速降至十分之一左右后，才可驱动螺旋桨。这种减速器的负荷重，结构复杂，制造成本高，它的重量一般相当于压气机和涡轮的总重，作为 发动机整体的一个部件，减速器在设计、制造和试验中占有相当重要的地位。 　　涡轮螺旋桨发动机的螺旋桨后的空气流就相当于涡轮风扇发动机的外涵道，由于螺旋桨的直径比发动机大很多，气流量也远大于内涵道，因此这种发动机实际上相当于一台超大涵道比的涡轮风扇发动机。 　　 　 　尽管工作原理近似，但涡轮螺旋桨发动机和涡轮风扇发动机在产生动力方面却有着很大的不同，涡轮螺旋桨发动机的主要功率输出方式为螺旋桨的轴功率，而尾喷 管喷出的燃气推力极小，只占总推力的5%左右，为了驱动大功率的螺旋桨，涡轮级数也比涡轮风扇发动机要多，一般为2～6级。 　　同活塞式 发动机＋螺旋桨相比，涡轮螺旋桨发动机有很多优点。首先，它的功率大，功重比（功率/重量）也大，最大功率可超过10000马力，功重比为4以上；而活塞 式发动机最大不过三四千马力，功重比2左右。其次，由于减少了运动部件，尤其是没有做往复运动的活塞，涡轮螺旋桨发动机运转稳定性好，噪音小，工作寿命 长，维修费用也较低。而且，由于核心部分采用燃气发生器，涡轮螺旋桨发动机的适用高度和速度范围都要比活塞式发动机高很多。在耗油率方面，二者相差不多， 但涡轮螺旋桨发动机所使用的煤油要比活塞式发动机的汽油便宜。 　　由于涵道比大，涡轮螺旋桨发动机在低速下效率要高于涡轮风扇发动机，但受到螺旋桨效率的影响，它的适用速度不能太高，一般要小于900km/h。目前在中低速飞机或对低速性能有严格要求的巡逻、反潜或灭火等类型飞机中的到广泛应用。 螺桨风扇发动机 　　螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇 　　发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于研究和实验阶段。 　 　螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇）组成。螺桨- 风扇由涡轮驱动，无涵道外壳，装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有6～8叶），叶片又薄又宽，而 且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。 　　根据涡轮风扇发动机的原理，在飞行速度不变的情况下，涵道比越高，推进效率就越高，因此现代新型不加力涡轮风扇发动 　　机的涵道比越来越大，已经接近了结构所能承受的极限；而去掉了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，螺桨风扇发动机的概念则应运而生。 　 　由于无涵道外壳，螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例，在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍， 相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。 　　 　 　同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多，这是由它们叶片形状不同所决定的。普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度，弯度大以保证升 力系数，从剖面来看，这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发 动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能 就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种。 　　当然，螺桨风扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。另外，暴露在空气中的螺桨-风扇的气动设计也是目前研究的难点所在。 涡轮轴发动机 　　在带有压气机的涡轮发动机这一类型中，涡轮轴发动机出现得较晚，但已在直升机和垂直／短距起落飞机上得到了广泛的应用。 　　涡轮轴发动机于1951年12月开始装在直升机上，作第一次飞行。那时它属于涡轮螺桨发动机，并没有自成体系。以后随着直升机在军事和国民经济上使用越来越普遍，涡轮轴发动机才获得独立的地位。 　　 　 　在工作和构造上，涡轮轴发动机同涡轮螺桨发动机根相近。它们都是由涡轮风扇发动机的原理演变而来，只不过后者将风扇变成了螺旋桨，而前者将风扇变成了直 升机的旋翼。除此之外，涡轮轴发动机也有自己的特点：它一般装有自由涡轮(即不带动压气机，专为输出功率用的涡轮)，而且主要用在直升机和垂直／短距起落 飞机上。 　　在构造上，涡轮轴发动机也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等燃气发生器基本构造，但它一般都装有自由涡轮，如图所示，前面 的是两级普通涡轮，它带动压气机，维持发动机工作，后面的二级是自由涡轮，燃气在其中作功，通过传动轴专门用来带动直升机的旋翼旋转，使它升空飞行。此 外，从涡轮流出来的燃气，经过尾喷管喷出，可产生一定的推力，由于喷速不大，这种推力很小，如折合为功率，大约仅占总功率的十分之一左右。有时喷速过小， 甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的结构，涡轮轴发动机的喷口，可以向上，向下或向两侧，不象涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计 时的总体安排。 　 　涡轮轴发动机是用于直升机的，它与旋翼配合，构成了直升机的动力装置。按照涡轮风扇发动机的理论，从理论上讲，旋翼的直径愈大愈好。同样的核心发动机， 产生同样的循环功率，所配合的旋翼直径愈大，则在旋翼上所产生的升力愈大。事实上，由于在能量转换过程中有损失，旋翼也不可能制成无限大，所以，旋翼的直 径是有限制的。——般说，通过旋翼的空气流量是通过涡轮轴发动机的空气流量的500-1000倍。 　　同涡轮轴发动机和直升机常用的另一 种动力装置——活塞发动机采相比，涡轮轴发动机的功率重量比要大得多，在2.5以上。而且就发动机所产生的功率来说，涡轮轴发动机也大得多，目前使用中的 涡轮轴发动机所产生的功率，最高可达6000马力甚至10000马力，活塞发动则相差很远。在经济性上，涡轮轴发动机的耗油率略高于最好的活塞式发动机， 但它所用的航空煤油要比前者所用的汽油便宜，这在一定程度上得到了弥补。当然，涡轮轴发动机也有其不足之处。它制造比较困难，制造成本也较高。特别是由于 旋翼的转速更低，它需要比涡轮螺旋桨发动机更重更大的减速齿轮系统，有时它的重量竟占发动机总重量一半以上。   涡轮风扇发动机 　　 　　自从惠特尔发明了第一台涡轮喷气发动机以后，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？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。 　　 　 　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。 　 　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。 涡轮喷气发动机 　　 　　在第二次世界大战以前，所有的飞机都采用活塞式发动机作为飞机的动力，这种发动机本身并不能产生向前的动力，而是需要驱动一副螺旋桨，使螺旋桨在空气中旋转，以此推动飞机前进。这种活塞式发动机＋螺旋桨的组合一直是飞机固定的推进模式，很少有人提出过质疑。 　 　到了三十年代末，尤其是在二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上， 但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有 明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。 　　问题就出在螺旋桨上，当飞机的速度达到800公里每小时，由于螺旋桨始终在高速旋转，桨 尖部分实际上已接近了音速，这种跨音速流场的直接后果就是螺旋桨的效率急剧下降，推力下降，同时，由于螺旋桨的迎风面积较大，带来的阻力也较大，而且，随 着飞行高度的上升，大气变稀薄，活塞式发动机的功率也会急剧下降。这几个因素合在一起，决定了活塞式发动机＋螺旋桨的推进模式已经走到了尽头，要想进一步 提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。 　　 　 　喷气推进的原理大家并不陌生，根据牛顿第三定律，作用在物体上的力都有大小相等方向相反的反作用力。喷气发动机在工作时，从前端吸入大量的空气，燃烧后 高速喷出，在此过程中，发动机向气体施加力，使之向后加速，气体也给发动机一个反作用力，推动飞机前进。事实上，这一原理很早就被应用于实践中，我们玩过 的爆竹，就是依靠尾部喷出火药气体的反作用力飞上天空的。 　　早在1913年，法国工程师雷恩．洛兰就获得了一项喷气发动机的专利，但这 是一种冲压式喷气发动机，在当时的低速下根本无法工作，而且也缺乏所需的高温耐热材料。1930年，弗兰克．惠特尔取得了他使用燃气涡轮发动机的第一个专 利，但直到11年后，他的发动机在完成其首次飞行，惠特尔的这种发动机形成了现代涡轮喷气发动机的基础。 　　现代涡轮喷气发动机的结构由 进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压 下输入能量，低压下释放能量。因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的 是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作 位置。 　　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。 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。 　　（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。气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。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。 　 　发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门打开，排气门关闭，活塞从上死点向下滑动到下死点为止，气缸内的容积逐渐增大，气压降低—— 低于外面的大气压。于是新鲜的汽油和空气的混合气体，通过打开的进气门被吸入气缸内。混合气体中汽油和空气的比例，一般是 1比 15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。 　　进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。这时曲轴靠惯性作用继续旋转，把活塞 由下死点向上推动。这时进气门也同排气门一样严密关闭。气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。当活塞运动到上死点时，混合气体被压缩在上死点 和气缸头之间的小空间内。这个小空间叫作“燃烧室”。这时混合气体的压强加到十个大气压。温度也增加到摄氏4OO度左右。压缩是为了更好地利用汽油燃烧时 产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功能力。 　　当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。这个比值叫“压缩比”。活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。 　 　压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时 间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达6O到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2000到 250O度。燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下 跑，连杆便带动曲轴转起来了。 　　 　　这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。其余三个冲程都是为这个冲程作准备的。 　 　第四个冲程是“排气冲程”。工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转，使活塞由下死点向上运动。这时进气门仍旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废气便通过 排气门向外排出。 当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点下行，开始了新的一次循环。 　　从进气冲程吸入新鲜混合气体起，到排气冲程排出废气止，汽油的热能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能，带动螺旋桨旋转而作功，这一总的过程叫做一个“循环”。这是一 种周而复始的运动。由于其中包含着热能到机械能的转化，所以又叫做“热循环”。 　　活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。 　　 　 　 　　目前在商品汽车上普遍使用往复式活塞发动机。还有一种知名度很高，但应用很少的发动机，这就是三角活塞旋转式发动机。 　　 　　一般发动机是往复运动式发动机，工作时活塞在气缸里做往复直线运动，为了把活塞的直线运动转化为旋转运动，必须使 用曲柄连杆机构。转子发动机则不同，它直接将可燃气的燃烧膨胀力转化为驱动扭矩。与往复式发动机相比，转子发动机取消了无用的直线运动，因而同样功率的转 子发动机尺寸较小，重量较轻，而且振动和噪声较低，具有较大优势。 　　 　　 　　黄色：新鲜气；红色：压缩、点火；灰色：废气 　　黄色：新鲜气；红色：燃烧做功；灰色：废气 　 　转子发动机的运动特点是：三角转子的中心绕输出轴中心公转的同时，三角转子本身又绕其中心自转。在三角转子转动时，以三角转子中心为中心的内齿圈与以输 出轴中心为中心的齿轮啮合，齿轮固定在缸体上不转动，内齿圈与齿轮的齿数之比为3：2。上述运动关系使得三角转子顶点的运动轨迹（即汽缸壁的形状）似 “8”字形。三角转子把汽缸分成三个独立空间，三个空间各自先后完成进气、压缩、做功和排气，三角转子自转一周，发动机点火做功三次。由于以上运动关系， 输出轴的转速是转子自转速度的3倍，这与往复运动式发动机的活塞与曲轴１：１的运动关系完全不同。 　　 　　 汪克尔型转子发动机的结构和工作原理 　　 　　在过去的400年中，许多发明家和工程师一直都想开发一种连续运转的内燃机。人们希望有朝一日往复活塞式内燃机将被优雅的原动力引擎所取代，它的运动轨迹应该非常接近人类伟大的发明之一：轮子。 　 　实际上，在十六世纪末期，在出版物中首次出现“连续运转内燃机”的说法。连杆和曲柄机构的发明人沃特詹姆斯 (1736-1819)，也曾研究转子式内燃机。特别是在过去的150年里，发明者提出了许多关于转子发动机结构的提案。在1846年，人们画出了当今转 子发动机工作室的几何结构，设计了使用外旋轮线的第一辆概念发动机。但是，这些概念都没有实用化，直到汪克尔菲加士博士在1957年研制出汪克尔转子发动 机。 　　汪克尔博士通过研究和分析各种转子发动机类型的可行性，找到了旋轮线壳体的最佳形状。他对飞机发动机上所用的回转阀以及增压器的气密性密封机构具有深刻的了解，这些机构在其设计中的使用，使汪克尔型转子发动机得以实用化。 　　 　　现代的转子发动机由茧形壳体（一个三角形转子被安置在其中）组成。缸体内部空间总是被分成三个工作室，转子转动这些工作室也在运动。依次在摆线型缸体内的不同位置完成进气、压缩、作功（燃烧）和排气四个过程。 　 　转子和壳体壁之间的空间作为内部燃烧室，通过气体膨胀的压力驱动转子旋转。和普通内燃机一样，转子发动机必须在其工作室中相继形成四个工作过程。如果将 三角形的转子放置在圆形壳体的中心部，工作室将不会随着壳体内部转子的旋转而在体积上发生变化。即使空燃混合气在那里点燃，燃烧气体的膨胀压力也仅作用在 转子的中部，不会产生旋转。这就是为什么壳体的内侧圆周被设计成旋轮线外形并和安装在偏心轴上的转子组装在一起的原因。因此，每转一圈，工作室的体积变化 两次，从而实现内燃机的四个工作过程。 　　在汪克尔型转子发动机上，转子的顶点随着发动机壳体内圆周的椭圆形壳体而运动，同时保持与围绕 在发动机壳体中心的一个偏心轨道上的输出轴齿轮的接触。三角形转子的轨道是用一个相位齿轮机构来规定的。相位齿轮包括安装在转子内侧的一个内齿圈和安装在 偏心轴上的一个外齿轮。如果转子齿轮在其内侧有30个齿，轴齿轮将在其外原周上有20个齿，由此得到其齿数比为3:2。由于这一齿数比，转子和轴之间的转 速比被限定为1:3。和偏心轴相比，转子有较长的转动周期。转子转动一圈，偏心轴转动三圈。当发动机转速为3000 转/分时，转子的速度只有1000 转/分。 　　与传统往复式发动机的比较 　　往复式发动机和转子发动机都依靠空燃混合气燃烧产生的膨胀压力以获得转动力。两种发动机的机构差异在于使用膨胀压力的方式。在往复式发动机中，产生在活塞顶部面的膨胀压力向下推动活塞，机械力被传给连杆，带动曲轴转动。 　　对于转子发动机，膨胀压力作用在转子的侧面。　从而将三角形转子的三个面之一推向偏心轴的中心（见图中力PG）。这一运动在两个分力的力作用下进行。一个是指向输出轴中心（见图中的Pb）的向心力，另一个是使输出轴转动的切线力（Ft）。　 　　 　 　壳体的内部空间（或旋轮线室）总是被分成三个工作室。　在转子的运动过程中，这三个工作室的容积不停地变动，在摆线形缸体内相继完成进气、压缩、燃烧和 排气四个过程。每个过程都是在摆线形缸体中的不同位置进行，这明显区别于往复式发动机。往复式发动机的四个过程都是在一个汽缸内进行的。 　　转子发动机的排气量通常用单位工作室容积和转子的数量来表示。例如，对于型号为13B的双转子发动机，排量为"654cc × 2"。 　　单位工作室容积指工作室最大容积和最小容积之间的差值；而压缩比是最大容积和最小容积的比值。往复式发动机上也使用同样的定义。 　　 　 　如图中所示，转子发动机工作容积的变化，以及与四循环往复式发动机的比较。尽管在这两种发动机中，工作室容积都成波浪形稳定变化，但二者之间存在着明显 的不同。首先是每个过程的转动角度：往复式发动机转动180度，而转子发动机转动270度，是往复式发动机的1.5倍。换句话说，在往复式发动机中，曲轴 （输出轴）在四个工作过程中转两圈（720度）；　而在转子发动机中，偏心轴转三圈（1080度），转子转一圈。这样，转子发动机就能获得较长的过程时 间，而且形成较小的扭矩波动，从而使运转平稳流畅。 　　此外，即使在高速运转中，转子的转速也相当缓慢，从而有更宽松的进气和排气时间，为那些能够获得较高的动力性能的系统的运行提供了便利。 　　汪克尔型转子发动机的特点 　 　体积小重量轻：转子发动机有几个优点，其中最重要的一点是减小了体积和减轻了重量。在运行安静性和平稳性两方面，双转子RE相当于直列六缸往复式发动 机。在保证相同的输出功率水平前提下，转子式发动机的设计重量是往复式的三分之二，这个优点对于汽车工程师们有着无比的吸引力。特别是近年来，在防撞性 （碰撞安全）、空气动力学、重量分布和空间利用等方面的要求越来越严格的情况下。 　　精简结构：由于转子发动机将空燃混合气燃烧产生的膨 胀压力直接转化为三角形转子和偏心轴的转动力，所以不需要设置连杆，进气口和排气口依靠转子本身的运动来打开和关闭；不再需要配气机构，包括正时齿带、凸 轮轴、摇臂、气门、气门弹簧等，而这在往复式发动机中是必不可少的一部分。综上所述，转子发动机组成所需要的部件大幅度减少。 　　均匀的扭矩特性： 根据研究结果，转子发动机在整个速度范围内有相当均匀的扭矩曲线，即使是在两转子的设计中，运行中的扭矩波动也与直列六缸往复式发动机具有相同的水平，三转子的布置则要小于Ｖ型八缸往复式发动机。 　　运行更安静，噪音更小： 对于往复式发动机，活塞运动本身就是一个振动源，同时气门机构也会产生令人讨厌的机械噪音。转子发动机平稳的转动运动产生的振动相当小，而且没有气门机构，因此能够更平稳和更安静的运行。 　 　可靠性和耐久性： 如前所述，转子的转速是发动机转速的三分之一。因此，在转子发动机以9000 rpm的转速运转时，转子的转速约为该转速的三分之一。另外，由于转子发动机没有那些高转速运动部件，如摇臂和连杆，所以在高负荷运动中，更可靠和更耐 久。在1991的勒芒汽车赛中的大获全胜就充分证明了这一点。 　　相对于往复式发动机的比较，转子发动机有如下缺点，耗油量比较大。这主 要是转子发动机燃烧室的形状不太有利于完全燃烧，火焰传播路径较长，使得燃油和机油的消耗增加。而且转子发动机只能用点燃式，不能用压燃式，也就是不能采 用柴油。功率输出轴位置比较高，令整车布置安排不便。另外，转子发动机的加工制造技术高，成本比较贵，推广困难。 　　 　　另外还有一种发动机叫做二冲程发动机,通常应用于低功率设备。应用二冲程发动机的设备包括， 　　除草设备(链锯,扇叶式鼓风机,修剪用具) 　　小型摩托车 　　机械脚踏车 　　喷气式雪橇 　　小型船外马达摩托艇 　　无线电控制模型飞机 　　在这个版本的一书中,你将了解二冲程发动机:工作原理，为何被应用和它与通常的化油器式发动机和柴油发动机的不同。 　　你能在诸如链锯和喷气式雪橇上发现二冲程发动机的身影，原因在于它较四冲程发动机所具有的3个重要优势： 　　（1）二冲程发动机没有阀，这就大大简化了它们的结构，减轻了自身的重量。 　　（2）二冲程发动机每一回转点火一次，而四冲程发动机每隔一次回转点火一次。这就付与了二冲程发动机重要的动力基础。 　　（3）二冲程发动机可在任何方位上运转，这在某些设备如链锯上很重要。四冲程发动机可能在油料晃动的时候发生故障，除非它是直立着的。解决这个问题就会大大增加发动机的灵活性。 　　这些优点使二冲程发动机更加轻便，简易，制造成本低廉。二冲程发动机另外还有将双倍的动力装进同一空间内的潜力，因为每一回转它有双倍的动力冲程。轻便和双倍动力的结合使他与许多四冲程发动机相比具有惊人的“ 推重比 ”。 　　尽管如此，你一般不会在汽车上看到二冲程发动机。这是因为它还有两个重大的缺陷。等我们看过它如何运转之后，我们对此就会更加清楚了。  　火花飞溅 　　通过观察一个循环的每个部分，你能够理解二冲程发动机。从火花塞点火处开始。当火花塞的火花将混合物点燃时，油料和空气在 曲轴箱内已经被压缩过了。爆炸燃烧推动活塞向下运动。注意当活塞向下运动是，空气/油料混合气体正被压缩。当活塞接近它冲程的底部时，排气口被关闭了。汽 缸内的压力就象这演示的一样将绝大多数废气排除汽缸。 吸入燃料 　　当活塞最终到达底部时，进气口被关闭。活塞的运动已经在曲轴箱将混合气体压缩过了，于是混合气体冲进汽缸，取代残存的废气，将新充的燃料充满汽缸。           　　值得注意的是，在许多使用克流动性设计的二冲程发动机内，活塞被设计成一定形状，以便吸进的混合气体不会轻易溢过活塞的顶部和溢出排气。 压缩冲程 　　此刻为了压缩冲程，机轴的冲量开始驱使活塞向后朝着火花塞运动。当在活塞中的空气/油料混合气体被压缩时，在曲轴箱内形成了一个真空空间。这个真空打开簧片阀，从化油器吸进空气/燃料/油料。 　　一旦活塞完成压缩冲程，火花塞再次点火重复这个循环。二冲程发动机之所以得名，因为它有压缩和燃烧两个冲程。四冲程发动机有独立的吸入，压缩，燃烧，排废四个冲程。 　　你能看到在二冲程发动机内，活塞确实在做三件不同的事情。 　　活塞的一边是燃烧室，它是活塞压缩空气/燃料混合物和获得由燃料燃烧释放的能量的地方。 　　活塞的另一边是曲轴箱。为经簧片阀从化油器吸入空气/燃料，活塞在此形成一个真空空间，接着压缩曲轴箱以便空气/燃料被压进燃烧室。 　　与此同时，活塞的侧面正发挥阀一样作用，打开关闭汽缸壁上凿出的进气口和排气口。 　　看到活塞井然地做如此多不同的事情，确实让人感叹。这就是二冲程发动机如此简易轻巧的原因。 　 　如果你曾用过二冲程发动机，你知道你得把汽油与专门的二冲程燃右混合。因而你理解为何能看到二冲程循环。在四冲程发动机内，曲轴箱与燃烧室完全隔离开 来，因而你可以往曲轴箱里注传热油来润滑机轴在活塞各端连接连杆和汽缸壁的承轴。二冲程发动机内，另一方面，曲轴箱作为增压室发挥将空气/燃料压进汽缸， 因而它不能容纳高粘度润滑油。相反，你混合润滑油和汽油去润滑连接连杆和汽缸壁的机轴。如果你忘了掺如润滑油，那么发动机撑不了多久 。 　二冲程的缺陷 　　现在你可以看出二冲程发动机较四冲程发动机所具有的两个重要优势了:它们简易轻便，而且它们可以产生两倍的能量。那么为何轿车和卡车使用四冲程发动机呢?主要原因有四条： 　　二冲程发动机无法像四冲程发动机那样可持续使用那么长时间。精密润滑系统的不足意味着二冲程发动机的零部件耗损得更快。 　　二冲程润滑油非常昂贵，每使用一加仑汽油你就需要四盎司润滑油。如果你在轿车上使用二冲程发动机，那么你每一千英里就要烧掉一加仑的润滑油。 　　二冲程发动机的燃料消耗效率不高，因而你每加仑油跑不了几里路。 　 　二冲程发动机产生很多污染，太多以至于你可能看不到污染在你周围。污染来自两方面。第一是润滑油的燃烧。在某种程度上，润滑油使所有的二冲程发动机烟雾 弥漫，一个磨损很严重的二冲程发动机能释放出大团大团的含油烟雾。第二条原因不是很明显。每当往燃烧室注入大量新空气/燃料时，它们中的一些便从排气口泄 露了。这正是为何你在任何二冲程摩托艇周围能看到泛着光泽的润滑油。从混有泄出的润滑油的新燃油里释出的碳氢化合物对环境造成了很大的问题。 　　这些不足意味着二冲程发动机只能应用于那些马达不常使用和“推重比”很重要的场合。 　　同时，制造商们一直努力缩小和减轻四冲程发动机，你可以看到说大量不同类型的新式海事和草坪维护设备进入市场的研究。 　　 涡轮喷气发动机 这类发动机的原理基本与上面提到的喷气原理相同，具有加速快、设计简便等优点。但如果要让涡喷发动机提高推力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比，这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡轮喷气发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 涡轮风扇发动机 涡轮风扇发动机吸入的空气一部分从外部管道(外涵道)后吹，一部分送入内涵道核心机(相当于一个纯涡喷发动机)。最前端的“风扇”作用类似螺旋桨，通过降低排气速度达到提高喷气发动机推进效率的目的。同时通过精确设计，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，同样解决了排气速度过快的问题，从而降低了发动机的油耗。由于该风扇设计要兼顾内外涵道的需要，因此难度远大于涡喷发动机。