噴氣發(fā)動機是熱機的一種。: I# k+ ~, _$ F
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熱機是連續(xù)不斷地將熱能轉(zhuǎn)換為機械能的動力裝置。熱機的熱效率為輸出的機械能與輸入的熱能的比值。根據(jù)熱力學第二定律，這個比值應(yīng)小于1。0 F3 z% e u7 H7 K# _# F+ {/ t
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獲得機械能的過程是通過氣體膨脹做功，但是，膨脹是有限度的，必須在膨脹后使其恢復(fù)到初始狀態(tài)，才能進行下一次做功，以獲得連續(xù)的機械能輸出。右圖為一理想熱機循環(huán)，稱為卡諾循環(huán)。縱坐標為氣體溫度，橫坐標為氣體的熵。A－B為定溫加熱膨脹過程，加入的熱量q1 全部對外做功；C－D為定溫放熱收縮過程，外界做功全部轉(zhuǎn)化為熱量q2 放出，B-C和D-A過程相互抵消。
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8 V6 ?% s8 a' i F2 ^- z 因此，一個循環(huán)的做功輸出：
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W= q1 －q2
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即為陰影部分的面積。那么，卡諾循環(huán)熱機的熱效率：, d2 t1 O9 h: V Z! b& J! x8 G+ x
8 B2 k& f ]& W: R n=W/ q1=1－T2/T14 V: R" X* p1 w; n( P
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可見，要提高卡諾熱機的熱效率，應(yīng)該提高高溫熱源的溫度T1，或降低低溫熱源的溫度T2。
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A$ X4 {5 @: a9 e- s( z" y" y 對于航空噴氣發(fā)動機來講，雖然其循環(huán)并非嚴格卡諾循環(huán)，但這一原則同樣有效。因為發(fā)動機的燃氣直接排到空氣中，低溫熱源溫度很難降低，只有提高高溫熱源的溫度，即提高燃氣從燃燒室進入到渦輪前的溫度，這樣才能提高發(fā)動機的熱效率。$ P6 c- ? I5 e& @5 `* i/ s
噴氣發(fā)動機的推重比 , K1 O. t+ [$ M# f" {3 A$ K3 `3 U
9 ~2 h1 y4 S0 T& {7 F5 r- g 噴氣發(fā)動機的推力和發(fā)動機的凈重之比，稱為發(fā)動機的推重比。
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+ W/ }: E4 M4 F5 W 推重比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現(xiàn)噴氣發(fā)動機在氣動熱力循環(huán)方面的水平，也體現(xiàn)了結(jié)構(gòu)方面的設(shè)計水平。目前，高性能的加力式渦輪風扇發(fā)動機的推重比可達8～10。3 i# M1 w D. j/ t6 k* j$ C
推進效率 4 N2 P' m& c/ B, K$ ?& N
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噴氣發(fā)動機既是發(fā)動機又是推進器，因此就存在一個推進效率的問題。所謂推進效率，就是指發(fā)動機傳遞給飛行器的推進功率與其產(chǎn)生的總機械功率之比，即：# Z; r' d0 P1 d6 a: ~ Y7 ~
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推進效率 = 傳給飛行器的推進功率 / 進排氣的機械能之差9 n$ p) r7 v7 F, w
) O; @) y1 R- t4 `8 ]- E* p 根據(jù)計算可知，發(fā)動機的推進效率僅與進氣速度（等于飛機飛行速度）和排氣速度有關(guān)：5 M _0 Q( r0 r: V2 D$ ?; m8 H' H
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. X4 G4 z/ M4 [; |1 m1 _7 R推進效率 =
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; [- u7 e+ c% w2 W% q1+排氣速度/進氣速度
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5 H* e$ W8 ]: Z9 x$ v 由此可見，噴氣發(fā)動機的推進效率由排氣速度和飛行速度的比值決定，比值越大，推進效率越低。
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渦輪風扇發(fā)動機的涵道比 0 M7 I! C/ |2 N' _/ A5 B$ a: |
H. O/ ?5 Y# w- [5 v+ q; k1 h5 h( @3 Y* O+ n
: e5 N; V& }! S) V4 P1 O% Q f 在結(jié)構(gòu)上，通常將噴氣發(fā)動機的壓氣機、燃燒室和渦輪叫做核心發(fā)動機或燃氣發(fā)生器。, }- {7 ]0 G, T1 C- B
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當空氣流經(jīng)渦輪風扇發(fā)動機的前端風扇后，分為兩個部分：一部分氣流進入燃氣發(fā)生器，叫做內(nèi)涵道；另一部分從燃氣發(fā)生器的外圍通過，稱為外涵道。外涵道與內(nèi)涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。
. X- A2 i3 P2 j9 d1 O) E沖壓噴氣發(fā)動機 6 _) R( ?9 h$ J3 G/ n( Z
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: S9 I6 S# C; W1 w 沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機。它通常由進氣道（又稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有壓氣機（也就不需要燃氣渦輪），所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。2 {- X9 a. \' _" d8 _; U" Q- U2 o
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這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減速，將動能轉(zhuǎn)變成壓力能（例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍）。沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道內(nèi)擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有關(guān)，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛。. _' v9 U7 f2 E! _8 T. N" _
& o% r9 c* N/ F7 q5 P. ^& ? 沖壓發(fā)動機的構(gòu)造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動機；在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式?jīng)_壓發(fā)動機一般用于導(dǎo)彈和超音速或亞音速靶機上。按應(yīng)用范圍劃分，沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、高超音速三類。' B5 e" g, G7 ~1 K
& t! ^' o. E" b! R# q. r3 H 一、亞音速沖壓發(fā)動機/ B! J4 X* q1 n) {4 u" {* H7 F
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亞音速沖壓發(fā)動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過 1.89，飛行馬赫數(shù)小于 O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。! r9 @4 g+ Y( ^1 q \4 Q
( `+ Q/ u3 Z! }8 b( v( @9 z0 J 二、超音速沖壓發(fā)動機$ C ]+ N6 X) }# ?5 Y: z
! A# K1 L8 ^" _ 超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推進速度為亞音速～6倍音速，用于超音速靶機和地對空導(dǎo)彈（一般與固體火箭發(fā)動機相配合）。$ T- B7 N k8 Q& j# V- Z, {, V
: {# R/ g( |* d/ o% y% I3 t" s 三、高超音速沖壓發(fā)動機
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8 @: W$ r9 v* w) x 這種發(fā)動機燃燒在超音速下進行，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達5～16，目前高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。 由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)動機。 9 K/ I5 J. t( @ k6 T( m3 P0 |8 I
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樓主: gll123
發(fā)表于 2014-12-6 08:44:29
