涡轮喷气发动机简介
编辑涡轮喷气发动机（Turbojet Engine）又称涡喷发动机，是在单个流道内靠发动机喷出的高速燃气产生反作用推力的燃气涡轮发动机。燃料在其内经过恒压燃烧后放出大量高温燃气来推动涡轮旋转，并依赖燃气X生推力，通常可用作航空飞行器的动力。涡喷发动机去掉尾喷管并适当改进后，加装动力涡轮，可用于发电和舰船推进装置等。
1937年4月，英国的弗兰克·惠特尔研制成功WU涡喷气发动机。1939年8月27日，德国的奥海因研制出HeS3涡喷发动机装备He.178首飞成为世界上X架涡轮喷气式飞机。至20世纪50年代，涡喷发动机使战斗机顺利突破“声障”进入超声速飞行时代。1957年8月14日，涡喷发动机开始应用于民航机。
涡喷发动机既是热机，又是推进器。X气机类型可分为离心式和轴流式，按发动机转子结构可分为单转子和双转子。其基本构造由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。20世纪40年X始，涡喷发动机在航空器各领域获得广泛应用。大部分军用战斗机、轰炸机、运输机和侦察机以及民航机、个别型号反舰导弹、靶机选用涡喷发动机。从20世纪60年代起，因涡喷发动机装备战斗机航程短、作战半径小以及经济性差等缺点，逐步被涡扇发动机取代。目前涡喷发动机在现役战斗机中还占有一定比例，个别型号涡喷发动机用于巡航导弹、无人机。
涡轮喷气发动机历史
编辑1913年，法国工程师雷恩·罗兰获得X个喷气发动机专利，属无压气机式空气喷气发动机。
1930年，英国人弗兰克 · 惠特尔爵士（Sir Frank Whittle）发明有压气机的空气喷气发动机并申请专利。同一时期德国人汉斯·冯·奥海因也有同类发明。
1937年4月，英国的弗兰克·惠特尔研制成功WU涡喷发动机。1939年，惠特尔研制出英国X台可连续运转的WI型涡喷发动机，随后改型成WII型涡喷发动机。英国X架喷气式飞机由格罗斯特公司的卡特(J.Carter)设计，命名E.28/39。
1939年8月27日，德国试飞员瓦西茨(EWarsitz)驾驶装有由奥海因研制的HeS3涡喷发动机的亨克尔He.178首飞，He.178成为世界上X架涡轮喷气式飞机。
1941年4月，A.M留里卡研制出苏联X台涡喷发动机样机(RD~1)。
1941年5月15日，格罗斯特公司首席试飞员萨伊尔(G.Sayer)驾驶装有WI型涡喷发动机的英国X架喷气式飞机E.28/39首飞。
1942年，德国首次在第二次世界大战中应用装有两台“尤莫”涡喷发动机的梅塞施米特Me-262喷气战斗机。其最大飞行速度960km/h，装4门机炮。
1946年，英国涡喷发动机动力战斗机“流星”IV创造975km/h的速度记录。
二次世界大战后，英、美、苏三国纷纷研制出以涡喷发动机为动力的喷气式战斗机，典型的飞机有美国的F-80（J33涡喷发动机）、F-86、霍克“海鹰”，苏联的米格-15等。
1946~1947年，苏联克里莫夫发动机设计局在RD-45基础上研制推力2000多千克力的VK-1离心式涡喷发动机。1949年通过国家鉴定试验，成为苏联X种大批量生产涡喷发动机。
1947年，涡喷发动机首次使用于摩托炮艇。
1947年3月，苏联留里卡发动机设计局研制出X种轴流式涡喷发动机TR-1，推力1330daN，用于苏-11和伊尔-22。后通过不断改进改型研制出AL-3和AL-5发动机。
1949年，X架喷气运输机“彗星号”首飞。
1952年，英国装有四台涡喷发动机的“彗星”旅客机开办伦敦至南非的航空营运业务。
1953年，美国洛克希德F-104战斗机首飞，最大M数2.2。
1953年，苏联米库林发动机设计局研制出推力1960daN、推重比45kgf/kg的AM-5，用于雅克-25双发巡逻截击机。同年，米库林发动机设计局研制出不加力推力达8600daN的RD-3(AM-3)，用于双发轰炸机。
1953年5月25日，美国研制的世界上X架配装涡喷发动机的超声速战斗机F-100创造1215km/h的飞行速度纪录。
1953年，带加力燃烧室涡喷发动机的超声速战斗机出现，英国的霍克“猎人”超声速喷气式战斗机，两次打破世界飞行速度纪录。英国的费尔雷F.D.2高速三角机翼研究机，是X种装有带加力燃烧室的涡喷发动机(“埃汶”涡喷发动机)，飞行速度超过2100km/h。
1954年，配装RD-9B加力式涡喷发动机的苏联X种超声速战斗机米格-19进入批量生产，速度1450km/h，成为世界上最早踏入实用化阶段的超声速军用飞机之一。
1955年，美国使用8台J57系列双转子涡喷发动机装备B-52重型战略轰炸机。
1955年，苏联的米格-21首飞，最大M数2.05。1955年10月，瑞典SAAB-35“龙”首飞，最大M数2.0。1956年，法国“幻影”III首飞，最大M数2.2。
1956年，吴仲华先生在清华大学创办中国X个燃气轮机专业。1957年，吴仲华教授主持的《燃气轮的研究》获中国科学院二等奖。
1956年，中国X种涡喷发动机“涡喷-5”在沈阳航空发动机厂试制成功。其最大推力约26千牛，加力状态推力约37千牛，净重989千克，装配歼5飞机。
1957年8月14日，涡喷发动机开始应用于民航。苏联的图-104旅客机装两台AM-3涡喷发动机，巡航速度850km/h，最高速度可达1000km/h，从莫斯科到纽约9000km距离飞行时间13h。
1958年，F-4“鬼怪”式首飞，最大M数2.27。彗星4和波音707开始定期跨越大西洋飞行。罗·罗公司研制的航空派生型发动机“海神”，首次使用于快速巡逻艇。
1958~1972年，苏联研制出一系列加力式大推力涡喷发动机如R11F-300(米格-21)、R15-300(米格-25)、R29-300(米格-23)等。
20世纪60年代中期，中国研制的“涡喷-7”涡喷发动机装配歼7战斗机先后击落入侵的美国高空无人驾驶侦察机20余架。
1966年，美国SR-71战略侦察机投入使用，最大飞行马赫数3.2，使用升限26.6km，动力采用J58加力式涡喷发动机，最大推力14460daN。
1975年9月1日，“协和”号客机四次飞越大西洋。英法两国合作研制的“协和”号超声速旅客机采用四台Olympus593加力式涡喷发动机，巡航速度2150km/h，从伦敦到纽约只需三个多小时。
20世纪80年代中期，北京航空航天大学高歌等教授在中国X发动机专家宁榥教授指导下发明的“沙丘驻涡火焰稳定器”获得国家发明一等奖。
2002年，中国自行设计研制具有自主知识产权的“昆仑”涡喷发动机通过国家航空定型委员会批准定型，在第四届珠海航展上正式对外展出。
涡轮喷气发动机分类
编辑X气机类型
编辑离心式涡喷发动机
采用离心式压气机，结构简单，制造方便，坚固耐用，工作稳定性较好。离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，1941年装有离心式发动机的飞机首飞。早期涡喷发动机大多为离心式。后因离心式压气机单位迎风面积大、效率、增压比和流通能力不如轴流式压气机，推力受到限制，20世纪50年代后，大中型发动机基本不用离心式。
轴流式涡喷发动机
轴流式诞生于德国，作为X种实用喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。当今涡喷发动机均为轴流式。采用轴流式压气机，效率高、增压比大。可分为单转子、双转子发动机。
按发动机转子结构
编辑单转子涡喷发动机
即压气机和涡轮共用一根轴，其结构简单，造价低廉。早期的涡喷发动机多为单转子。其缺点是稳定工作范围窄，随着增压比的提高，已被双转子发动机取代。
双转子涡喷发动机
有两个仅气动联系、且具同心轴转子的涡喷发动机。将一台高增压比压气机分为两个低增压比压气机即低压压气机、高压压气机，分别由各自涡轮即低压涡轮、高压涡轮带动工作。具有总增压比高、效率高、稳定工作范围宽、起X率小、加速性好等优点。世界上X台双转子发动机是1952年定型的美国J57涡轮喷气发动机。除早期发展的涡喷发动机外，绝大多数涡喷发动机都是双转子发动机。
涡轮喷气发动机工作原理
编辑涡喷发动机既是热机，又是推进器。作为热机，工作原理为布莱顿循环，将热能转换为机械能，循环功为进出口动能之差；作为推进器，流过发动机的气流动量和压力变化而产生的力，使发动机产生推力以提供动力。空气从气道进入发动机，经压气机压缩X入燃烧室与燃料混合燃烧，得到能量和动量的燃气进入涡轮并推动其旋转，使与涡轮同轴的压气机旋转工作；从涡轮流出的燃气经尾喷管X向后高速喷出，同时带动压气机和涡轮继续旋转以维持工作循环。
涡轮喷气发动机基本构造
编辑涡喷发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管、附件传动装置与附属系统等组成。
进气道
编辑又叫进气扩压器，将X流空气引入发动机并减速增压。进气道按来流马赫数范围可分为亚声速、超声速和高超声速进气道；按在飞行器上的布局位置不同可分为头部、两侧、腹部和背置进气道；按调节方式不同可分为几何可调和不可调进气道。进气道主要性能参数有：总压恢复系数、流量系数、阻力系数和出口流场畸变指数等。
压气机
编辑向气体传输机械能、完成发动机热力循环中气体工质压缩过程，提高气体压力，为燃烧室提供高压空气。根据气流在压气机中的流动方向可分为轴流式压气机和离心式压气机。空气轴向地流入又轴向地流出压气机的称轴流式压气机，轴向流入而沿离心方向流出的称离心式压气机，由轴流式压气机与离心式压气机组合起来的称混合式或组合式压气机。按气流流动速度，压气机又可分为亚声速、跨声速和超声速压气机。表征压气机性能好坏的主要参数有:空气流量、增压比、效率和喘振裕度。
组成（轴流压气机）
由不旋转的静子和高速旋转的转子组成，静子由机匣及其上静子叶片排组成；转子由多个X、长轴或前后轴颈及X转动叶片组成。
工作原理
工作叶片高速旋转，使空气受到压缩压强提高加速向后排出进入整流叶片增压，增压后的空气以一定角度流出整流叶片进入下一级工作叶片。
总增压比
进入发动机的空气经过压气机，其压强提高称为增压比，亦即压气机出口气流压强与其进口气流压强之比。发动机由一个、两个或三个压气机组依次串联，构成发动机的增压系统，系统出口气流压强与其进口气流压强之比称为总增压比。总增压比越高，发动机性能越好(推重比大、耗油率低)。早期发动机的总增压比为3~5，后来逐渐提高。目前，先进军用涡喷发动机的总增压比为8~12。
结构强度
温度低于400°C左右的前几级工作叶片与X均用比重较小的合金来制造，以减轻重量，后几级温度较高，要用能耐高温的合金钢或高温合金。
喘振
气流在压气机里来回窜动，并以忽大忽小、不稳定的压强和速度从出口流出去。这种不正常的现象称为“喘振”。“喘振”是发动机工作中须极力避免出现的状态。“喘振”时常伴有涡轮前燃气温度突升和放炮声，造成发动机熄火停车，涡轮等热端部件和压气机出口几级叶片超温，甚至损坏发动机。为防止喘振，压气机上设有“防喘”和“消喘”系统。
引气和功率提取
飞机在飞行过程中需要从压气机引出一定量高压空气，供飞机座舱增压、涡轮叶片等高温零部件冷却以及进气道防冰、除冰使用等。从压气机转子轴通过伞形齿轮输出(提取)一定功率，以带动发动机各附件及发电机和液压泵等工作。
燃烧室
编辑燃烧室是将从压气机出来的高压空气与燃料混合燃烧的装置。由燃烧室流出的高温高压燃气，用以在燃烧室后的涡轮和尾喷管中X作功。
组成
燃烧室主要由扩压器、燃油喷嘴、涡流器、火焰筒和燃烧室外套等组成。扩压器使压气机出口的气流流速降低、压强升高，便于组织燃烧；火焰筒是空气与燃油(航空煤油)燃烧的地方。火焰筒头部装有喷入燃油的喷嘴和火焰稳定装置，使气流流速降低并形成回流区，以保持火焰稳定。
工作原理
由压气机出来的高压空气在火焰筒头部分为两股：一股(约占总空气量的25%)进人火焰筒头部及小孔，与燃油混合燃烧；另一股由燃烧室外套与火焰筒间形成的环形道中向后流动，以冷却火焰筒，然后从火焰筒后孔进入火焰筒内，与燃烧区的X股燃烧后的高温气流掺混，将燃烧室出口的燃气温度降低到涡轮能承受的温度，并使燃烧室出口温度场均匀，最后流向涡轮。
类型
燃烧室按气流流动方向可分为直流式和回流式；按燃油喷入方式可分为气动雾化喷嘴式、蒸发管式和预混预蒸发式。按结构特点可分为单管、环管和环形燃烧室。其中单管燃烧室主要早期使用、20世纪50年代末，环管燃烧室逐步替代单管燃烧室、20世纪70年代后，大型发动机多采用环形燃烧室。
1.单管燃烧室又叫分管燃烧室。一台发动机上一般装8~10个单管燃烧室，均匀安置在发动机机匣外围，位于压气机与涡轮之间。由传焰管连通各燃烧室，传送火焰并均衡各燃烧室压力。单管燃烧室的优点是：燃油与空气易匹配、研制和试验费用低、刚性好、强度大。主要缺点是：燃烧性能差、出口温度场不均匀度大、高空点火性能差、迎风面积大以及结构笨重等。
2.环管燃烧室又称联管燃烧室。在围绕发动机轴线的两个同心圆机匣(即燃烧室内、外机匣)中，装有10个左右的火焰筒。它的火焰筒类似单管燃烧室的火焰筒，各火焰筒间通过传焰管连通。
3.环形燃烧室，应用最为广泛的燃烧室。由4个同心圆环组成的：两个围绕发动机轴线的同心圆壳体组成火焰筒，其外壳外围绕一个环形外机匣，内壳里装有一个环形内机匣。火焰简前端装有喷嘴与涡流器。环形燃烧室具有燃气温度高、迎风面积小、流动损失小、高空点火性能好、出口温度场均匀以及长度短、重量轻等优点。不足之处是研制难度大、调试费用高、结构强度和刚性较差。
涡轮
编辑涡轮又叫透平。其主要作用是：将燃烧室流出高温高压燃气的大部分能量转变为机械功，使涡轮高速旋转并产生功率从涡轮轴输出。其输出的机械功可用来驱动风扇、压气机、螺旋桨、桨扇、直升机的旋翼及其他附件。
组成
由不动的静子(又称涡轮导向器)与转动的转子所组成。静子由导向器与固定机匣组成，转子由工作叶片、X与轴组成，又称涡轮转子。一个导向器和一个涡轮转子组合成一个涡轮级。涡轮可由一个或几个涡轮级组成，分别称作单级涡轮或多级涡轮。涡轮导向器在转子之前，两个叶片间形成的通道呈收敛形，即入口面积比出口面积大，燃气流在收敛通道中流过时，速度提高、压力降低。
类型
根据工作叶片型面可分为冲击式涡轮和反力式涡轮，航空燃气涡轮发动机采用的是反力式涡轮。
工作原理
燃气流过工作叶片，方向发生变化且继续X，速度增加而压强、温度降低。涡轮工作叶片受到高速燃气的高速冲击力；同时燃气在叶片通道流动即向后上方加速流出，工作叶片对燃气流作用向上方的力，导致流出的燃气对工作叶片产生向下反作用力。工作叶片在两种力作用下，带动叶片X高速旋转。
冷却方式
涡轮发出的功率大小与涡轮进口燃气温度、涡轮前后压力之比(又称落压比)成正比。提高涡轮进口燃气温度可提升发动机总体性能，对材料的要求也更高。通常一方面可提高涡轮叶片材料的耐高温性能，另一方面需加强冷却：以采用气冷涡轮，改进叶片内部冷却通道结构和冷却方式来提高冷却效果。早期的涡轮叶片所采用冷却结构有：从上向下开多个圆孔或特型孔，冷却空气由下面的孔引人，再从上面的孔排出，带走部分热量达到降温目的。其冷却效果约为100°C左右。近30年间，通过改进涡轮叶片的冷却结构，采用多种冷却方式如对流、冲击、气膜、发散、层板及复合等，冷却效果提高至约为350~400°C左右。
叶片材料及制造工艺
材料方面，改进高温合金成分、将镍的成分增多并适当添加微量稀有元素，以提高材料的耐高温性能。工艺方面，20世纪60年代，涡轮叶片毛坯制造由锻造改为真空条件下的精密铸造；20世纪70~80年代，由铸造的多晶结构发展为定向结晶结构；现已实现将整个叶片铸成一个晶体，即单晶叶片，可提高叶片的耐高温性能和工作寿命。后期方向包括陶瓷等新材料、新技术的运用等。
加力燃烧室
编辑对发动机涡轮气流喷油燃烧，使气流温度升高，从喷口高速喷出，以获得额外推力的装置称为加力燃烧室，又称后燃室或补燃室。采用加力燃烧室是飞机突破声速的主要手段。按加力燃烧室内气流流动的形式，可分为直流式加力和旋流式加力。
工作原理
在燃烧室中，从压气机出来的高压空气，大约仅四分之一进入火焰筒与喷入的燃油混合燃烧，流出燃烧室的燃气含大量可用氧气，利用这部分氧气再喷入燃油进行补充燃烧，以提高燃气温度，增加燃气能量，加大喷气速度，从而增加发动机的推力。现代超声速战斗机用发动机均带有加力燃烧室，以使飞机在起飞、爬升、加速和机动飞行时短时内获得大推力。民用客机的发动机一般不带加力燃烧室，因为油耗大且热负荷大。“协和”号超声速旅客机的发动机上装有加力燃烧室，主要用于客机突破“声障”，即从亚声速到超声速的过程中增加推力。
组成
加力燃烧室通常由扩散器、喷油装置、火焰稳定器、点火器、隔热防振屏和加力筒体等组成。
1.火焰稳定器。在加力燃烧室高速气流中形成回流区用以稳定火焰的装置称为火焰稳定器。自20世纪40年代起结构均为V形槽形式。当高速气流流过V形槽时，由于尾缘气流分离产生低压区，使得稳定器后面形成回流区，充满高温已燃产物，稳定的点火源不断点燃稳定器边缘的新鲜油气混合气，使火焰稳定传播。
2.振荡燃烧。发动机工作时，加力燃烧室X现大幅度压力脉动的周期性不稳定现象称为“振荡燃烧”。避免方法有：优化加力燃烧室设计、调整喷嘴与稳定器的距离、抑制振源和加装隔热防振屏等。
3.隔热防振屏。安装在加力筒体内用以隔热并防止振荡燃烧的多孔薄板筒体称为隔热防振屏。通常由一段或多段筒体所组成，也有用全长隔热防振屏的，其上开有许多1~3毫米的小孔，前段主要起防振作用，后段起隔热作用。
4.加力比。带加力燃烧室的发动机中，开加力时的推力与不开加力时的最大推力之比称“加力比”。是评定加力燃气涡轮发动机及其加力燃烧室的主要性能指标之一。涡喷发动机中，加力比一般为1.4~1.6。
尾喷管
编辑即排气喷管，简称喷管。主要作用是将由涡轮流出的，仍有一定能量的燃气X加速，以较大的速度(一般为550~600米/秒)排出发动机，用以产生推力。
类型
按其流道型面可分为简单收敛型与收敛扩散型；按其出口面积是否可调分为固定喷管和可调喷管；按其流道横截面形状，可分为轴对称型和非轴对称型；按推力方向，可分为常规推力型、转向型、反推力型和推力矢量型；按排气组织可分为引射喷管、分流喷管和整体喷管，按隐身功能又可分为隐身型和非隐身型等。
1.喷口面积可调的收敛型喷管常用在带加力燃烧室的军用飞机上。
2.超声速飞机用的带加力燃烧室的燃气涡轮发动机，一般采用收敛~扩散型喷管。
3.反推力装置多用在旅客机发动机中，以缩短飞机降落时在跑道上的滑跑距离，起到辅助的刹车作用。
4.20世纪90年代，为了实现第四代战斗机高的敏捷性与短距起飞着陆能力，发展了能改变推力方向的“矢量喷管”。
附属系统与附件传动系统
编辑发动机附属系统包括燃油系统、滑油系统、调节系统、起动系统等，附件有燃油泵、燃油滤、各种开关和阀门、调节机构和管路、滑油泵、滑油滤、滑油箱、滑油管路、散热器、液压泵、真空泵、发电机等。发动机上设有附件传动机匣，机匣中装有一系列相互啮合的、大小不同的齿轮，由发动机的高压转子轴通过伞形齿轮及传动轴来驱动带动各附件。
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