补个zt; 航空发动机介绍（文）

一、涡轮喷气发动机

涡轮喷气发动机的诞生
二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。
这促生了全新的喷气发动机推进体系。喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。
早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个空想。1930年，英国人
弗兰克·惠特尔
获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。
涡轮喷气发动机的原理
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。
工作时，发动机首先从进气道吸入空气。这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。
压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。
随后高压气流进入燃烧室。燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。
高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。
从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。
涡喷发动机剖视示意图

国产涡喷-7涡轮喷气发动机及剖视图

涡轮喷气发动机的优缺点
这类发动机具有加速快、设计简便等优点，是较早实用化的喷气发动机类型。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。因此涡喷发动机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。


二、涡轮风扇喷气发动机

涡轮风扇喷气发动机的诞生
二战后，随着时间推移、技术更新，涡轮喷气发动机显得不足以满足新型飞机的动力需求。尤其是二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机，飞行速度要求达到高亚音速即可，耗油量要小，因此发动机效率要很高。涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求，使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
实际上早在30年代起，带有外涵道的喷气发动机已经出现了一些粗糙的早期设计。40和50年代，早期涡扇发动机开始了试验。但由于对风扇叶片设计制造的要求非常高。因此直到60年代，人们才得以制造出符合涡扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开了涡扇发动机实用化的阶段。 50年代，美国的NACA(即
NASA美国航空航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型涡扇发动机，立即打破了超音速喷气发动机的大量纪录。但最早的实用化的涡扇发动机则是
普拉特·惠特尼
(Pratt & Whitney)公司的JT3D
涡扇发动机。实际上普·惠公司启动涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了了实用的JT3D。
1960年，罗尔斯·罗伊斯公司的“康威”(Conway)涡扇发动机开始被
波音707
大型远程喷气客机采用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。60年代
洛克西德“三星”客机和波音747“珍宝”客机采用了罗·罗公司的RB211-22B
大型涡扇发动机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。

涡轮风扇喷气发动机的原理
涡桨发动机的推力有限，同时影响飞机提高飞行速度。因此必需提高喷气发动机的效率。发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下，提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的加大热功率，即加大涡轮前温度，会导致推进效率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热效率和推进效率这一对矛盾。
涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温度，又不增加排气速度。涡扇发动机的结构，实际上就是涡轮喷气发动机的前方再增加了几级涡轮，这些涡轮带动一定数量的风扇。风扇吸入的气流一部分如普通喷气发动机一样，送进压气机(术语称“内涵道”)，另一部分则直接从涡喷发动机壳外围向外排出(“外涵道”)。因此，涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样，热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程变得更远。
加力式涡扇发动机

不加力式涡扇发动机

涡轮风扇喷气发动机的优缺点
如前所述，涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。
但涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的气流正确的分配给外涵道和内涵道，是极大的技术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格低廉的航空器使用。
三、涡轮轴发动机

轮轴发动机的诞生
涡轮轴发动机
首次正式试飞是在1951年12月。作为直升机的新型动力，兼有喷气发动机和螺旋桨发动机特点的涡轮轴令直升机的发展更进一步。当时涡轮轴发动机还划入涡轮螺桨发动机一类。随着直升机的普及和其先进性能的体现，涡轮轴发动机逐渐被视为单独的一种喷气发动机。
在1950年时，
透博梅卡
(Turbomeca)公司研制成
“阿都斯特-1”
(Artouste-1)涡轮轴发动机。该发动机只有一级离心式叶轮压气机，有两级涡轮的输出轴，功率达到了206千瓦(280轴马力)，成为世界上第一台实用的直升机涡轮轴发动机。首先装用这种发动机的是美国贝尔直升机公司生产的
Bell47
(编号为XH-13F)，1954年该机首飞。到了50年代中期，涡轮轴发动机开始为直升机设计者所大量采用。
涡轮轴发动机的原理
涡轮轴发动机与涡轮螺旋桨发动机相似，曾经被划入同一分类。它们都由涡轮喷气发动机演变而来，涡桨发动机驱动螺旋桨，涡轮轴发动机则驱动直升机的旋翼轴获得升力和气动控制力。当然涡轮轴发动机也有自己的特色：通常带有自由涡轮，而其他形式的涡轮喷气发动机一般没有自由涡轮。
涡轮轴发动机具有涡轮喷气发动机的大部分特点，也有着进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等基本组件。其特有的
自由涡轮
位于燃烧室后方，高能燃气对自由涡轮作功，通过传动轴、减速器等带动直升机的旋翼旋转，从而升空飞行。自由涡轮并不像其他涡轮那样要带动压气机，它专门用于输出功率，类似于汽轮机。做功后排出的燃气，经尾喷管喷出，能量已经不大，产生的推力很小，包含的推力大约仅占总推力的十分之一左右。因此，为了适应直升机机体结构的需要，涡轮轴发动机喷口可灵活安排，可以向上，向下或向两侧，而不一定要向后。尽管涡轮轴发动机内，带动压气机的燃气发生器涡轮与自由涡轮并不机械互联，但气动上有着密切联系。对这两种涡轮，在气体热能分配上，需要随飞行条件的改变而适当调整，从而取得发动机性能与直升机旋翼性能的最优组合。
涡轮轴发动机剖视示意图

参照涡轮风扇发动机理论，涡轮轴发动机带动的旋翼的直径应该越大越好。因为同一个的核心发动机，所配合的旋翼直径越大，在旋翼上所产生的升力就越大。但能量转换过程总是有损耗的，旋翼限于材料品质也不可能太大，所以旋翼的直径是有限制的。以目前的水平计算，旋翼驱动的空气流量一般是涡轮轴发动机内空气流量的 500到1000倍。
直升机飞得没有固定翼飞机快，最大平飞速度通常在350千米/小时以下，因此涡轮轴发动机的进气口设计也较为灵活。通常把内流进气道设计为收敛形，驱使气流在收敛时加速流动，令流场更加均匀。进口唇边呈流线形，适合亚音速流线要求，避免气流分离，保证压气机的稳定工作。此外，由于直升机飞得离地面较近，一般必需去除进气中杂质，通常都有
粒子分离器
。粒子分离器可以与进气道设计成一体。分离器设计为一定螺旋形状，利用惯性力场，使进气中的砂粒因为质量较大，在弯道处获得较大的惯性力，被甩出主气流之外，通过分流排出进气道之外。
MK103
型涡轮轴发动机剖视图，注意其功率输出轴的布置方式，说明了涡轴发动机布局是相当灵活的。

尽管涡轮轴发动机排气能量不高，但对于敌方红外探测装置来说仍然是相当客观的目标。发动机排气是直升机主要热辐射源之一。作战直升机必须减小自身热辐射强度，要采用红外抑制技术。一方面，要设法降低发动机外露热部件的表面温度，更重要的是，要将外界冷空气引入并混合到高温徘气热流中，从而降低温度，冲淡二氧化氯的浓度，降低红外特征。先进的红外抑制技术通常将排气装置、冷却空气道以及发动机的安装位置作为完整、有效的系统进行设计制造。
我们知道，压气机包括分为轴流式和离心式两种。轴流式压气机，面积小、流量大；离心式结构简单、工作较稳定。涡轮轴发动机从纯轴流式开始，发展了单级离心、双级离心到轴流与离心混装一起的组合式压气机，历经多次变革。目前涡轮轴发动机一般采用若干级轴流加一级离心构成组合压气机，兼有两者的优点。国产涡轴-6、涡轴-8发动机为1级轴流加1级离心构成的组合压气机；“黑鹰”直升机上的T700发动机采用5级轴流加1级离心压气机。压气机部件主要包括进气导流器、压气机转子、压气机静子及防喘装置等。压气机转子是一个高速旋转的组合件，轴流式转子叶片呈叶栅排列安装在工作叶轮周围，离心式转子叶片则呈辐射形状铸在叶轮外部。压气机静子由压气机壳体和静止叶片组成。转子旋转时，通过转子叶片迫使空气向后流动，不仅加速了空气，而且使空气受到压缩，转子叶片后面的空气压强大于前面的压强。气流离开转子叶片后，进入起扩压作用的静子叶片。在静子叶片的通道，空气流速降低、压强升高，得到进一步压缩。一个转子加一个静子称为一级。衡量空气经过压气机被压缩的程度，常用压缩后与压缩前的压强之比，即增压比来表示。
RTM322
型涡轮轴发动机剖视图，用于NH90直升机。

涡轮轴发动机的优缺点
直升机最初使用活塞式发动机，现在仍有大量采用。涡轮轴发动机与之相比，由于具有涡轮喷气发动机的特性，其功率大，重量轻，功率重量比一般在2.5以上。目前涡轮轴发动机可产生高达6000甚至10000马力的功率，活塞发动机几乎不能做到。涡轮轴发动机的耗油率虽然略高于活塞式发动机，但其使用的航空煤油要比活塞发动机用的汽油便宜。涡轮轴发动机的缺点主要在于，制造相对困难，初始成本也较高。此外，直升机旋翼的转速较低，涡轮轴发动机需要很重很大的减速齿轮系统进行传动，有时其重量竟占动力系统总重量一半以上。而活塞发动机本身转速较低，传动系统相对简单。对于一些普及型或超小型的直升机来说，使用活塞发动机仍然是较好的选择。
四、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。

五、桨扇发动机

桨扇发动机融合了涡桨发动机省油和涡扇发动机可在更高速度下巡航的优点，几乎成为10多年前取代涡扇发动机成为军民用运输机的主要动力装置。当时，美国GE 公司在F404军用发动机核心机基础上研制了GE36无涵道桨扇发动机，并计划在1991年投入使用。美国艾利逊公司（现并入罗-罗公司）也在T701涡轴发动机基础上研制了功率达7650千瓦的578DX对转推进式桨扇发动机。以上两种发动机都完成地面试验和飞行试验，达到了预期目的。另外，前苏联、普惠、罗-罗和法国斯奈克玛也都开展了桨扇发动机研究工作。
桨扇发动机作为一种全新的动力装置，由于航空公司考虑到经济因素和其噪声大的桨叶不能被旅客所接受，因此，除乌克兰的D-27桨扇发动机投入小批量生产外，美国研制的几种桨扇发动机都没有进入实用阶段。

高效、低油耗、低污染的新型航空动力——Д-27桨扇发动机
发动机采用三转子结构，由双转子燃气发生器与СВ-27 双排桨扇所组成的，单元体结构设计。研制单位主要是伊夫琴科-进步设计局，批生产定点单位斯奇发动机联合股份公司和莫斯科国营车尔尼雪夫机械制造公司，СВ-27 为НПП АЭРОСИЛА联合股份公司研制生产。
发动机的研制工作始于上世纪八十年代中期，伊夫琴科设计局在经充分调研后认为，传统的涡桨发动机由于螺旋桨直径偏大，不太适于中等运输机；而采用较小直径的螺旋桨，又要保证性能指标不下降，则必须大大提高发动机的设计。因此设计者们提出研制一种介于螺桨和风扇之间的混合结构，就是桨扇结构。
对于桨扇发动机，原苏联的航空科研单位已经做了大量的研究试验工作，ЗМКБ Прогресс 和НПП Аэросила在Д-36发动机基础上研制了Д-236Т发动机以及СВ-36桨扇，并且经过了一系列的地面及飞行试验，验证了桨扇发动机的特性，基本突破了相关技术难点。
参与该项目的研究单位还有：中央空气流体动力学研究院（ЦАГИ）、中央航空发动机研究院（ЦИАМ）和航空材料研究所(ВИАМ)。之后在已有的基础上，安东诺夫设计局（АНТК Антонов）、 ЦАГИ 和 ЦИАМ 又联合开展对АН-70/70Т拟采用的推进系统的预先研究，因此可以说Д-27研制工作是具有相当技术储备的。 

结构和系统 进气道 环形空气收集器、锥体内安装减速器。 桨扇 СВ-27对转式同心轴结构设计的双排桨扇，由АЭРОСИЛА联合股份公司研制生产，前排8个桨叶、后排6个桨叶，大部分推进力是由前排桨叶所产生的。与СВ-36相比，СВ-27的桨叶主要是由先进的复合材料制成、并且显著降低了叶片的厚度比（thickness/chord ratio ）。宽弦的弯刀形桨叶，带电子防冰条（electric anti-icing strip ）和抗磨损涂层（abrasion-resistant coating）。弯刀形桨扇设计有助于大大降低叶尖速，气动阻力和声扰动。保证发动机在空中高速巡航是的高效率，降低噪声。 低压压气机 5级轴流式，带进口可变弯度导叶，压气机前两级静叶可调。压比5.5。 高压压气机 混合式，两级轴流和单级离心式压气机，总压比5.5。 燃烧室 环形 部分圆锥形的结构形式，从高压扩散器引气包裹燃烧室外壁，燃油喷嘴与燃烧室呈90186;折角，两排呈放射性布置的高能点火器？（of part-conical form with air delivered from the HP diffuser round the outer periphery. Fuel nozzles are diagonal with a 90186; bend on entering the chamber. Two radial high-energy igniters.），头部共有24个燃料注入器污染物排放远低于ICAO（国际民航标准）的规定。
高压涡轮 单级轴流式，单晶涡轮叶片，气膜对流冷却方式，涡轮盘将空气引入内部进行冷却。膨胀比2.68，涡轮进口温度最高达1665K。 低压涡轮 单级轴流式，单晶涡轮叶片。 动力涡轮 4级，桨扇传动是通过动力涡轮、一根轴和装有推力计的行星减速齿轮箱来完成。
尾喷管 简单固定式喷管 控制系统 双余度双通道全权限数控系统（FADEC）

六、冲压式发动机


早在1913年，法国工程师雷恩·洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。但当时没有相应的助推手段和相应材料，只停留在纸面上。1928年，德国人
保罗·施米特
开始设计冲压式喷气发动机。最初研制出的冲压发动机寿命短、振动大，根本无法在载人飞机上使用。于是1934年时，施米特和G·马德林提出了以冲压发动机为动力的“飞行炸弹”，于1939年完成了原型。后来这一设计就产生了纳粹德国的V-1巡航导弹。此外纳粹德国还曾试图将冲压喷气发动机用在战斗机上。 1941年，特劳恩飞机实验所主任、物理学家欧根·森格尔博士在吕内堡野外进行了该类型发动机的试验，但最终未能产生具有实用意义的发动机型号。
二战后冲压发动机得到了极大的发展，为多种的无人机、导弹等采用。
冲压喷气发动机的原理
冲压喷气发动机的核心在于“冲压”两字。

冲压发动机由进气道（也称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成，比涡轮喷气发动机简单得多。冲压是利用迎面气流进入发动机后减速、提高静压的过程。这一过程不需要高速旋转的复杂的压气机，是冲压喷气发动机最大的优势所在。进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍，效率很高。高速气流经扩张减速，气压和温度升高后，进入燃烧室与燃油混合燃烧。燃烧后温度为2000一2200℃，甚至更高，经膨胀加速，由喷口高速排出，产生推力。因此，冲压发动机的推力与进气速度有关。以3倍音速进气时，在地面产生的静推力可高达2OO千牛。
冲压喷气发动机目前分为亚音速、超音速、高超音速三类。亚音速冲压发动机以航空煤油为燃料，采用扩散形进气道和收敛形喷管，飞行时增压比不超过1.89。马赫数小于O.5时一般无法工作。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，采用收敛形或收敛扩散形喷管。用航空煤油或烃类作为燃料。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。高超音速冲压发动机使用碳氢燃料或液氢燃料，是一种新颖的发动机，飞行马赫数高达5～16。目前尚处于研制阶段。前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，最后一种称为超音速冲压发动机。

冲压喷气发动机原理图

冲压喷气发动机与其他推进方式结合后，衍生了多种有特色的发动机，如火箭/冲压组合发动机、整体式火箭冲压发动机等。下图为火箭/冲压组合发动机原理图：

冲压喷气发动机的优缺点
冲压发动机的优势在于构造简单、重量轻、体积小、推重比大、成本低。简单的说就是一个带燃油喷嘴和和点火装置的筒子。因此常用于无人机、靶机、导弹等低成本或一次性的飞行器。同时由于推重比远大于其他类型的喷气发动机，非常适合驱动高超音速飞行器，如空天飞机、先进反舰导弹等。
但冲压发动机没有压气机，就不能在地面静止情况下启动，所以不适合作为普通飞机的动力装置。通常的解决方法是增加一个助推器，使飞行器获得一定的飞行速度，然后再启动冲压发动机。最常见的助推器为火箭发动机。此外也可由其他飞行器挂载仅装有冲压发动机的飞行器，飞行到一定速度后，再将仅用冲压发动机的飞行器投放。

七、脉冲式发动机

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。


脉冲爆震发动机技术的最新进展
Stanley W. Kandebo
　　脉冲爆震发动机技术不仅可简化推进系统结构和降低其成本，而且还能降低燃气涡轮发动机的耗油率。GE、普惠和罗-罗公司都在研究这项技术，并取得了较大进展。这项技术可用在军用发动机的加力燃烧室、军民用发动机的核心机和导弹上
　　由GE、普惠和罗-罗公司正在研究的脉冲爆震技术在简化推进系统结构和降低其成本的同时，可能使燃气涡轮发动机的耗油率降低2位数。如果这项技术用到燃气涡轮发动机上，它将导致研制出一种混合式发动机，即传统意义上的核心机（高压压气机、燃烧室和高压涡轮）将被脉冲爆震系统取代。
　　据普惠公司的西雅图航空研究中心的总经理说，脉冲爆震技术除可以简化发动机的系统外，还可减少发动机的排气污染，因为它具有燃烧时间很短的特点。
　　 GE全球研究中心的先进推进技术的先进技术计划负责人说，基于压力不变的布莱顿循环（定义传统燃气涡轮发动机工作循环）的推进系统是低效率的推进系统，但现在通过材料和三维气动等方面的成功发展能使之得到改善。遗憾的是"我们正开始处于燃气涡轮系统改进的平稳时期，我们如何获得更大改进？答案可能是脉冲爆震技术。"
　　罗-罗公司的艾利逊先进发展公司用静态管道系统探索脉冲爆震技术。该公司的下一步计划是在一个气缸中将脉冲爆震技术与多个旋转的管道结合，组装成一台可以旋转的发动机。据艾利逊先进发展公司称，在该结构旋转时产生爆震，气流在管道中上下稳定地流动。这种旋转部件称为波转子，罗-罗公司在20多年前作为一种增压器就研究了这种部件。据罗-罗公司称，将波转子技术与脉冲爆震技术结合在一起就可使燃气流像传统燃气涡轮发动机的一样稳定。这样冷却要求减少。公司解释说，为进行燃烧而进入旋转管道的空气有助于冷却它们，特别是由于爆震不会反复在同一管道的同一地方进行。在传统的爆震发动机中爆震总是出现在管道的同一个地方。
　　按照印第安拉州的建议（该州为艾利逊先进发展公司早期的脉冲爆震发动机研究工作投资），一项2年的波转子脉冲爆震发动机计划将在近期开始。印第安拉州从它的21世纪研究和技术资金中继续拿出一部分投入到该项目中，与此有关的试验件试验将在2005年后半年在普度大学进行。
　　作为拟议中的试验的一部分，研究人员将要验证爆震的质量（包括燃料-空气混合和管道几何的影响）、探索波的形成和研究点火时间和空气喷射的特性。在试验中采用的燃料可能是预蒸发或直按喷射的喷气A燃料。为了简化试验设备的要求，艾利逊先进发展公司在早期用脉冲爆震管道进行的试验中采用了乙烯和丙烷。丙烯在产生爆震方面并不比喷气燃料A差，在以前试验中能可靠和反复地产生爆震，在一些试验中达到50赫兹的频率。
　　 GE公司与国防先进研究计划局一起进行脉冲爆震技术的研究已有4年时间。早期的工作是集中在为微型无人飞行器研究脉冲爆震系统，然而，最后发展成用一种能产生0.045～0.089千牛推力的发动机来研究脉冲爆震的计划。
　　 GE公司在与国防先进研究计划研究局合作的头2年工作期间，GE公司验证了部件技术，采用的燃料是气态氢、乙烯和丙烷。另外，该公司还验证了爆震可能在多大尺寸的发动机上产生。
　　后来GE公司将脉冲爆震技术的研究工作扩大到大的发动机上。去年末结束的工作包括2个部件，一是旨在用脉冲爆震系统取代军用发动机的加力燃烧室，另一个是用脉冲爆震系统取代常规的军民用发动机的核心机。
　　据GE公司称，他们研究脉冲爆震技术的方法与其竞争对手的大不相同。其他公司采用限制爆震频率的机械活门系统，而GE公司则采用气动活门系统。其他的区别是脉冲爆震系统采用液态燃料，如喷气A，而不是气态燃料。这是一项重大突破，因为这允许可能的用户使用现有燃料的基本结构。
　　按照国防先进研究计划局的计划，GE公司已取得了重大进展。据称，GE公司已获得了可用液态燃料喷气A工作的产生推力在0.45千牛以上的合适尺寸的试验件，这种方法似乎是可行的。GE公司的下一步工作是从部件发展到系统，这将有更多的具体应用。GE全球研究分部正负责GE公司脉冲爆震技术研究工作，由于该技术没有飞机应用，所以用作地面动力系统。
　　 GE公司还参加了NASA的脉冲爆震发动机涡轮相互影响计划（PDE TIP），这是一项2年的计划，NASA投资50万美元用于获取小尺寸的脉冲爆震发动机，并在现有的涡轮发动机设备上试验它，以便研究系统的特点。 NASA做了许多脉冲爆震发动机如何影响涡轮的模拟试验，并得到了一些答案。PDE TIP 能使研究人员获得能用于验证NASA的答案是否正确的部件性能数据。
　　三家发动机公司还在进行的工作是固定容积的燃烧循环发动机研究（CVCCE）计划，这项计划是NASA低污染备选动力（LEAP）计划的一部分。这是一项旨在验证混合式发动机的6年计划，其第一阶段正在由罗-罗、 GE和普惠公司进行。然而，2年后将选一家公司继续研究，预计2009年进行混合系统的试验。
　　 2000年初，普惠公司认识到脉冲爆震推进系统潜在的优点，并于2001年采购了自1992年就在研究脉冲爆震发动机的西雅图航空科学研究中心。该公司安排的研究计划是从部件技术开始研究，并以流路验证机结束。
　　普惠公司除参加NASA的LEAP计划外，目前，还与波音公司在美海军旨在为M2～4、几百英里射程的远距武器合作研制一种纯PED。根据这项计划，普惠公司在美海军的中国湖空战中心的试验站试验了一种全尺寸的飞行频率的流路验证机。在一年时间里(2003年末结束)试验了5管的PDE，每个管的燃烧频率为80赫兹。这种发动机的管道直径为10.16厘米，长76.2厘米。发动机在15240米高度上产生的推力约6.7千牛。
　　普惠公司最近还完成了新的PDE喷管试验件试验。今年该公司还将在中国湖采用相同的试验件继续研究这种喷管，以使之最佳化。在今后2年里的其他工作将集中降低系统的风险。
　　普惠公司认为采用碳氢化合物类燃料时，纯PDE的速度上线约为M4。但如果采用氢燃料，其速度可能提高。该公司还指出，纯PED的许多所需技术与可能的混合式系统所需技术是完全相同的。这两种发动机系统需采用有效的激发爆震的方法，两种系统之间采用的多管结构、活门、封严装置、喷管和热管理方式都是通用的。用于海军导弹计划的纯PDE可能在2010年初试飞，但时间将取决于海军的需要和财政状况。

八、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。

　　（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）、起动系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。

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