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噴氣發(fā)動機(jī)是熱機(jī)的一種。
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熱機(jī)是連續(xù)不斷地將熱能轉(zhuǎn)換為機(jī)械能的動力裝置。熱機(jī)的熱效率為輸出的機(jī)械能與輸入的熱能的比值。根據(jù)熱力學(xué)第二定律，這個比值應(yīng)小于1。
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- H5 q# \* T! e% d- H3 [ 獲得機(jī)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(jìn)行下一次做功，以獲得連續(xù)的機(jī)械能輸出。右圖為一理想熱機(jī)循環(huán)，稱為卡諾循環(huán)。縱坐標(biāo)為氣體溫度，橫坐標(biāo)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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因此，一個循環(huán)的做功輸出：, o, a. s0 o% C3 j; f+ H! G& x# K
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W= q1 －q2 n M& V4 Q3 _4 i6 v9 n2 g
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即為陰影部分的面積。那么，卡諾循環(huán)熱機(jī)的熱效率：4 h5 Q: D! s: k$ e! c
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n=W/ q1=1－T2/T1! B [+ B9 Z( O P$ r$ Y& I$ V- x! x
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可見，要提高卡諾熱機(jī)的熱效率，應(yīng)該提高高溫?zé)嵩吹臏囟萒1，或降低低溫?zé)嵩吹臏囟萒2。9 k- q8 ^) e3 u3 J: C0 i! \. X
; e# I& a( a5 d9 O& s 對于航空噴氣發(fā)動機(jī)來講，雖然其循環(huán)并非嚴(yán)格卡諾循環(huán)，但這一原則同樣有效。因?yàn)榘l(fā)動機(jī)的燃?xì)庵苯优诺娇諝庵�，低溫�(zé)嵩礈囟群茈y降低，只有提高高溫?zé)嵩吹臏囟�，即提高燃�(xì)鈴娜紵疫M(jìn)入到渦輪前的溫度，這樣才能提高發(fā)動機(jī)的熱效率。/ D c* K& g% V- w' r
噴氣發(fā)動機(jī)的推重比
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H( t! ]+ N3 w( V( d0 T* v 噴氣發(fā)動機(jī)的推力和發(fā)動機(jī)的凈重之比，稱為發(fā)動機(jī)的推重比。3 I3 h" W1 Q& o% x6 O9 }$ L3 r
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推重比是一個綜合性的性能指標(biāo)，它不僅體現(xiàn)噴氣發(fā)動機(jī)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(jì)水平。目前，高性能的加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的推重比可達(dá)8～10。
) ?5 y. w3 L8 A7 v/ ~4 H推進(jìn)效率
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- L8 w; V7 A3 e1 D' e 噴氣發(fā)動機(jī)既是發(fā)動機(jī)又是推進(jìn)器，因此就存在一個推進(jìn)效率的問題。所謂推進(jìn)效率，就是指發(fā)動機(jī)傳遞給飛行器的推進(jìn)功率與其產(chǎn)生的總機(jī)械功率之比，即：4 E. D( v9 R' n5 A; R7 Z
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推進(jìn)效率 = 傳給飛行器的推進(jìn)功率 / 進(jìn)排氣的機(jī)械能之差
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T+ M" }+ @; X3 [ 根據(jù)計(jì)算可知，發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率僅與進(jìn)氣速度（等于飛機(jī)飛行速度）和排氣速度有關(guān)：! E# @1 V- I( Z2 q" r- X4 O# H
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推進(jìn)效率 =
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1+排氣速度/進(jìn)氣速度
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由此可見，噴氣發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率由排氣速度和飛行速度的比值決定，比值越大，推進(jìn)效率越低。* B, h- [& {6 X5 t( [+ N9 O* P
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渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的涵道比 " F5 ?3 n7 N/ C
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在結(jié)構(gòu)上，通常將噴氣發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪叫做核心發(fā)動機(jī)或燃?xì)獍l(fā)生器。2 z- d" H( J! N
0 e: G' q5 T+ K/ a- q 當(dāng)空氣流經(jīng)渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的前端風(fēng)扇后，分為兩個部分：一部分氣流進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器，叫做內(nèi)涵道；另一部分從燃?xì)獍l(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。% d9 N( W" {* C* V: G9 l
沖壓噴氣發(fā)動機(jī) ; e7 \; ^3 H# T6 H
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沖壓噴氣發(fā)動機(jī)是一種利用迎面氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動機(jī)。它通常由進(jìn)氣道（又稱擴(kuò)壓器）、燃燒室、推進(jìn)噴管三部組成。沖壓發(fā)動機(jī)沒有壓氣機(jī)（也就不需要燃?xì)鉁u輪），所以又稱為不帶壓氣機(jī)的空氣噴氣發(fā)動機(jī)。6 y+ D3 i3 N, k% t @
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這種發(fā)動機(jī)壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進(jìn)入發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道中減速，將動能轉(zhuǎn)變成壓力能（例如進(jìn)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(jī)的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機(jī)吹來，在進(jìn)氣道內(nèi)擴(kuò)張減速，氣壓和溫度升高后進(jìn)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?xì)怆S后經(jīng)推進(jìn)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(jī)的推力與進(jìn)氣速度有關(guān)，如進(jìn)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。7 _7 j. X+ G) A* U$ w# ~8 j4 U/ B
, ?2 m4 c1 B1 {( ] i/ z% N' j 沖壓發(fā)動機(jī)的構(gòu)造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機(jī)，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機(jī)的動力裝置，而常與別的發(fā)動機(jī)配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機(jī)與火箭發(fā)動機(jī)組合，沖壓發(fā)動機(jī)與渦噴發(fā)動機(jī)或渦扇發(fā)動機(jī)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(jī)、渦噴或渦扇發(fā)動機(jī)，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機(jī)正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機(jī)而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動機(jī)；在著陸階段，當(dāng)飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機(jī)不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機(jī)。如果沖壓發(fā)動機(jī)作為飛行器的動力裝置單獨(dú)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(jī)起動后投放。沖壓發(fā)動機(jī)或組合式?jīng)_壓發(fā)動機(jī)一般用于導(dǎo)彈和超音速或亞音速靶機(jī)上。按應(yīng)用范圍劃分，沖壓發(fā)動機(jī)分為亞音速、超音速、高超音速三類。. G* O5 l1 t* X, Y9 m M4 B
3 j) m9 V. {1 b- S 一、亞音速沖壓發(fā)動機(jī)0 a4 }+ w% M) q+ J1 H3 p9 T
/ _- B! \2 k1 c; e; I9 X$ I 亞音速沖壓發(fā)動機(jī)使用擴(kuò)散形進(jìn)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(jī)用在亞音速航空器上，如亞音速靶機(jī)。
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4 M$ O- L6 h& C& X0 d0 s0 i 二、超音速沖壓發(fā)動機(jī)0 Z; K$ B D" ]9 b
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超音速沖壓發(fā)動機(jī)采用超音速進(jìn)氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴(kuò)散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機(jī)的推進(jìn)速度為亞音速～6倍音速，用于超音速靶機(jī)和地對空導(dǎo)彈（一般與固體火箭發(fā)動機(jī)相配合）。
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: d4 y/ H* F$ c/ R6 w! I/ [0 f 三、高超音速沖壓發(fā)動機(jī)
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這種發(fā)動機(jī)燃燒在超音速下進(jìn)行，使用碳?xì)淙剂匣蛞簹淙剂�，飛行馬赫數(shù)高達(dá)5～16，目前高超音速沖壓發(fā)動機(jī)正處于研制之中。 由于超音速沖壓發(fā)動機(jī)的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機(jī)統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機(jī)，而將第三種發(fā)動機(jī)稱為超音速沖壓發(fā)動機(jī)。
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樓主: gll123
發(fā)表于 2014-12-6 08:44:29
