喷气发动机是热机的一种。# I* b9 j. F. `% x* {
1 K2 V7 z/ G' ^5 ]# E! d5 q 热机是连续不断地将热能转换为机械能的动力装置。热机的热效率为输出的机械能与输入的热能的比值。根据热力学第二定律，这个比值应小于1。
2 R& U0 m/ @" |$ }- a( i7 m. t7 o3 f+ b# i+ Y, }* O
获得机械能的过程是通过气体膨胀做功，但是，膨胀是有限度的，必须在膨胀后使其恢复到初始状态，才能进行下一次做功，以获得连续的机械能输出。右图为一理想热机循环，称为卡诺循环。纵坐标为气体温度，横坐标为气体的熵。A－B为定温加热膨胀过程，加入的热量q1 全部对外做功；C－D为定温放热收缩过程，外界做功全部转化为热量q2 放出，B-C和D-A过程相互抵消。( N4 [; ~6 F: A6 u
$ B2 H- ^8 e+ B# M L
因此，一个循环的做功输出：
5 f9 u; S; e0 B: V( J& U6 t1 W0 o8 A- D8 F
W= q1 －q2
9 J7 [/ [' }; V1 N8 L0 G! W2 s( Y+ r8 t7 k5 L
即为阴影部分的面积。那么，卡诺循环热机的热效率：
* f7 P/ y) a$ o$ z# R3 G% s* E4 D& l# c9 b, }/ b
n=W/ q1=1－T2/T15 n0 `7 E: v, M( l
% P- g; u6 l, ?; F5 q1 o
可见，要提高卡诺热机的热效率，应该提高高温热源的温度T1，或降低低温热源的温度T2。5 u8 i' u2 @6 C# R
$ P) ]" T, l; d& a: G6 U 对于航空喷气发动机来讲，虽然其循环并非严格卡诺循环，但这一原则同样有效。因为发动机的燃气直接排到空气中，低温热源温度很难降低，只有提高高温热源的温度，即提高燃气从燃烧室进入到涡轮前的温度，这样才能提高发动机的热效率。4 o5 D) P& `1 K5 C/ I( s7 @% f
喷气发动机的推重比 2 B2 E- T% T- I' g
/ _7 j# W5 n, V2 D
喷气发动机的推力和发动机的净重之比，称为发动机的推重比。
# I5 o% j. F1 C+ _" M. A% p5 s5 o# I x0 c% G x
推重比是一个综合性的性能指标，它不仅体现喷气发动机在气动热力循环方面的水平，也体现了结构方面的设计水平。目前，高性能的加力式涡轮风扇发动机的推重比可达8～10。9 P* K N U: x( G
推进效率
0 d+ ?: n4 i# W% T7 v- l* V _3 w
- E& f4 v# j$ k# @4 k+ K 喷气发动机既是发动机又是推进器，因此就存在一个推进效率的问题。所谓推进效率，就是指发动机传递给飞行器的推进功率与其产生的总机械功率之比，即：
! S) u+ g- Z* e* v! S7 v7 ~: _
# N/ W8 z+ D* q8 I3 c1 e, o! f: W 推进效率 = 传给飞行器的推进功率 / 进排气的机械能之差
) K6 e4 U8 J7 p3 g6 |7 P1 S' t1 T) {- `9 H9 H1 W- @
根据计算可知，发动机的推进效率仅与进气速度（等于飞机飞行速度）和排气速度有关：+ H( W `' ~! d
1 M& ?3 ?7 f, e6 M
& |! u4 t3 y1 Y; E$ Q推进效率 =
6 M/ O6 h' |- ?9 z2
( S7 {; m/ U% w7 D0 ^) {& [———————————
% w$ S) A: b: @1+排气速度/进气速度
2 V6 Z) h6 C9 s8 @( P$ y1 S
9 o7 x: `, G k" p; y c$ {& D7 K/ M4 J0 ]7 A, @ g
% f1 i! n+ F6 A- G8 j
由此可见，喷气发动机的推进效率由排气速度和飞行速度的比值决定，比值越大，推进效率越低。2 b5 u7 S9 ^9 `( H+ y# g8 G8 L& y3 g
# d( V" A0 G3 T9 I4 h5 s& s. \
涡轮风扇发动机的涵道比
& b) l* K. F, f9 ^$ [: h& A) T4 z9 S$ x
7 l5 K5 X3 I6 P; W: C
- _3 v' U9 d1 K5 v9 B) g
在结构上，通常将喷气发动机的压气机、燃烧室和涡轮叫做核心发动机或燃气发生器。
8 Q# J- p& B1 K2 ^) Q+ W1 ]7 W! F. t, r+ V1 Y- n, I
当空气流经涡轮风扇发动机的前端风扇后，分为两个部分：一部分气流进入燃气发生器，叫做内涵道；另一部分从燃气发生器的外围通过，称为外涵道。外涵道与内涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。4 Z) B* x9 W' Y l8 l' a' Z
冲压喷气发动机 - p- g$ { C; s; k- U3 `- x* y
: e" K4 M" s$ t9 |
; D; Y$ y3 D/ u 冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。
) X% F/ z) A) V. t
# X0 {. @) C! S7 o$ {% e R 这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍）。冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到2000一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。
( h9 J9 {( N8 Z, K
( c$ ~) D5 S: k% g b2 ~ 冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。* B. O3 M6 G) H P2 r
, ]: X' K2 |* V, D* V# K( H3 r# B; E
一、亚音速冲压发动机
1 k' P G4 G0 i
' M' r3 l. n/ y' _' F% R 亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。飞行时增压比不超过 1.89，飞行马赫数小于 O.5时一般不能正常工作。亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。
: A& p) y. w2 l6 g& @! U0 L+ ?5 N
二、超音速冲压发动机2 `8 W- W& r3 s8 C9 J9 v
C& B& u7 I$ I' D' S$ z 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）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。超音速冲压发动机的推进速度为亚音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。4 c, V: B ]( P/ w6 ^
$ V: ]; n4 {3 Q$ r1 s+ F
三、高超音速冲压发动机+ _5 y d7 I. V( L
% v( v7 t: d+ k* r3 I/ L6 i 这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达5～16，目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。 由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。
7 ~3 v# C& D: R/ d* a |
楼主: gll123
发表于 2014-12-6 08:44:29
