喷气发动机原理简介.pdf

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飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结
构：压气机（compressor）。进气道的主要作用就是将空气在进入压
气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与
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进气道口都会产生激波（shockwave），空气经过激波压力会升高，
因此进气道能起一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部
压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气
道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。
两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到附面层
（boundary layer，或邊界層）的影响，还会附带一个附面层调节装
置。所谓附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周
围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于
进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角（angle of attack，AOA）
时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生
附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形
成湍流。
湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所
有的流动都是湍流。湍流的发生机制、过程的模型化现在都不太清楚。
但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分
利用湍流。
压气机
压气机由定子（stator）叶片与转子（rotor）叶片交错组成，一对
定子叶片与转子叶片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转
子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为 8－12 级压气机。级数越多
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越往后压力越大，当战斗机突然做高机动时，流入压气机前级的空气
压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发
动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命
的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。 防止“喘振”发生有几
种办法。经验表明喘振多发生在压气机的 5，6 级间，在次区间设置
放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转
子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压
压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节
转速，也可避免喘振。
燃烧室与涡轮
空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接
着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴
上，所以压气机，压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气
经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转
子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的
地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结
构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组
合型燃烧室。
涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要
求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘
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一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起
来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页
片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备
高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡
喷发动机最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，
高功率。
喷管及加力燃烧室
喷管（nozzle，或称噴嘴）的形状结构决定了最终排除的气流的状态，
早期的低速发动机采用单纯收敛