1、弗兰克惠特尔 喷气发动机（Jet engine）是一种通过加速和排出的高速流体做功的热机或电机。它既可以输出推力，也可以输出轴功率。大部分喷气发动机都是依靠牛顿第三定律工作的内燃机编辑 涡轮喷气式发动机完全采用燃气喷气产生推力的喷气发动机是涡轮喷气发动机。这种发动机的推力和油耗都很高。适合于高速飞行。也是最早的喷气发动机。编辑 离心式涡轮喷气发动机使用离心叶轮作为压气机。这种压气机很简单，适合用比较差的材料制作，所以在早期应用很多。但是这种压气机阻力很大，压缩比低，并且发动机直径也很大，所以现在已经不再使用这种压气机。编辑 轴流式涡轮喷气发动机使用扇叶作为压气机。这样的发动机克服了离心式发动机
2、的缺点，因此具有很高的性能。缺点是制造工艺苛刻。现在的高空高速飞机依然在使用轴流式涡喷发动机。编辑 涡轮风扇发动机一台涡扇发动机的一级压气机主条目：涡轮风扇发动机在轴流式涡喷发动机的一级压气机上安装巨大的进气风扇的发动机。一级压气机风扇因为体积大，除了可以压缩空气外，还能当作螺旋桨使用。涡轮风扇发动机的燃油效率在跨音速附近比涡轮喷气发动机要高。编辑 涡轮轴发动机主条目：涡轮轴发动机涡轮轴发动机类似涡桨发动机，但拥有更大的扭矩，并且他的输出轴和涡轮轴是不平行的(一般是垂直)，输出轴减速器也不在发动机上。所以他更类似于飞机上用的燃气轮机。涡轴发动机的大扭矩使他经常用于需要带动大螺旋桨的直升机。它的
3、结构和车用燃气轮机区别不大。涡轮喷气发动机(Turbojet)（简称涡喷发动机） 1是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克惠特尔爵士于 1930 年取得发明专利，但是直到 1941 年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机 Me-262 的动力参加了 1944年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，但是需要较高品质的材料这在 1945 年左右是不存在的。当今的涡喷发动机均为轴流式。一
4、个典型的轴流式涡轮喷气发动机图解（浅蓝色箭头为气流流向）图片注释: 1 - 吸入, 2 - 低压压缩, 3 - 高压压缩, 4 - 燃烧, 5 - 排气, 6 - 热区域, 7 - 涡轮机, 8 - 燃烧室, 9 - 冷区域 , 10 - 进气口目录隐藏 1 结构 o 1.1 进气道 o 1.2 压气机 o 1.3 燃烧室与涡轮 o 1.4 喷管及加力燃烧室 2 使用情况 3 基本参数 4 参见条目 5 参考文献 编辑 结构离心式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释: 顺时针依次为: 离心叶轮（压缩机） ，轴，涡轮机，喷嘴，燃烧室轴流式涡轮喷气发动机的原理示意图图片注释: 顺时针依次为: 压缩机
5、，涡轮机，喷嘴，轴，燃烧室编辑 进气道轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机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（bounda
6、ry 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。编辑 压气机压气机由
7、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812 级压气机。级数越多越往后压力越大，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，
8、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。编辑 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
9、。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。编辑 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型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。 但是这种方式增速是有限的
10、，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛扩张喷管（也称为拉伐尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷管）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯 Su-30、Su-37 战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的 AL-31 推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的 X31 技术验证机。在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以
11、某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室（afterburner，或後燃器），以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧室能在短时间里将最大推力提高 50，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。涡轮风扇发动机维基百科，自由的百科全书（重定向自涡轮风扇发动机）跳转到： 导航, 搜索用于 空中客车 A320 系列的 CFM56-5B 涡扇发动机前端扇叶 进气道 风扇 o 低压压气机 高压压气机 燃烧室 高压涡轮（High pressure turbine） 低压涡轮（Low pressure turbine） 加力燃烧室（Aft
12、erburner ，是一选用机构，较常见于高性能的战斗机上） 尾喷口（Nozzel） 涡扇发动机的运作示意图涡轮风扇发动机（Turbofan Engine，亦称涡扇发动机、涡轮扇发动机）是航空发动机的一种，由涡轮喷气发动机（Turbojet，简称涡喷发动机）发展而成。与涡喷比较，主要特点是其首级压缩扇叶的面积大很多，除了作为压缩空气的用途之外，同时也具有螺旋桨的作用，能将部分吸入的空气通过喷气发动机的外围向后推。发动机核心部分空气经过的部分称为内涵道，仅有风扇空气经过的核心机外侧部分称为外涵道。涡扇引擎最适合飞行速度为每小时 400 至 2,000 千米时使用，故此现在多数的喷气机引擎都是采用
13、涡扇发动机作为动力来源。涡扇引擎的涵道比（Bypass ratio）是单位时间内不经过燃烧室的空气质量，与通过燃烧室的空气质量的比例。涵道比为零的涡扇引擎即是涡轮喷气发动机。早期的涡扇引擎和现代战斗机使用的涡扇引擎涵道比都较低。例如世界上第一款涡扇引擎，劳斯莱斯的Conway，其涵道比只有 0.3。现代多数民用飞机引擎的涵道比通常都在 5 以上。涵道比高的涡轮扇引擎耗油较少，但推力却与涡轮喷气发动机相当，且运转时还宁静得多。战斗机使用低涵道比发动机，主要是因为截面积与常用飞行速度与民航机不同：高涵道比的发动机截面积过大在超音速的时候阻力过大，另外在超音速的状况下效率也会比纯涡轮射喷甚至于低涵道
14、比设计还低，所以战斗机皆使用低涵道比发动机（涵道比皆低于 1）。只在超音速飞行的协和号喷气客机，因为长时间处于超音速状态，为了提升效率与降低成本，就是使用纯涡轮喷气而无涵道比的发动机。冲压式喷气发动机维基百科，自由的百科全书（重定向自冲压发动机）跳转到： 导航, 搜索汉漢显示冲压发动机（Ramjet, stovepipe jet, athodyd）是喷气发动机的一种，他是利用高速气流在速度改变下产生的压力改变，达到气体压缩的目的原理来运作。冲压发动机本身没有活动的部分，气流从前端进气口进入发动机之后，利用涵道截面积的变化，让高速气流降低速度，并且提高气体压力。压缩过后的气体进入燃烧室，与燃料混
15、合之后燃烧。由于冲压发动机维持运作的一个重要条件就是高速气流源源不决的从前方进入，因此发动机无法在低速或者是静止下继续运作，只能在一定的速度以上才可以产生推力。为了让冲压发动机加速到适合的工作速度，必须有其他的辅助动力系统自静止或者是低速下提高飞行速度，然后才点燃冲压发动机。由于没有活动组件，冲压发动机与一般喷气发动机比较起来，重量较低，结构也比较简单，不过冲压发动机在低速时的气体压缩效果有限，因此低速时效率比较差。冲压发动机适合的工作环境是在 2 马赫与以上的速度，最低启动速度也大约是此界线，随着速度逐渐增加，气体的冲压效应在 3 马赫时效率会大幅压过涡轮喷气发动机，而此时的涡轮喷气发动机受
16、限于超温往往已经无法运作了，但是冲压发动机在燃烧的阶段，进气气流的速度仍然需要经过激波减速在音速以下，否则燃烧过程将无法维持。新一代的冲压发动机称为超音速燃烧冲压发动机（Scramjet），这种发动机的气流在燃烧阶段还是维持在音速以上的速度，在技术难度上更高，也是目前主要发动机公司发展的对象。编辑 变循环发动机如果一种发动机的某些结构可以变形，使它能够分别以涡扇、涡喷、冲压等不同的发动机形式工作，那么他就称为变循环发动机(VCE)。他在正常情况下是一台低涵道比的涡扇发动机或带有外涵道的涡喷发动机。随着速度的提高，涡扇的前风扇会停止运作并调整到阻力最低的情况并关闭外涵道，变成一台涡喷发动机。速度
17、再提高时涡喷发动机的进气也会关闭并启动外涵道，并在外涵道的末端点火，变成冲压发动机。这样，单一一台发动机就可以拥有三种发动机的性能优势，适应从低速飞行到高超音速的各种情况。最早的实用变循环发动机是 SR-71 上使用的普惠 J58 发动机。此后通用电器也设计了 YF120 变循环涡扇发动机用于 ATF 计划。但是这两种发动机都没有得到广泛的应用。主要的原因还是因为变循环发动机结构过于复杂，且价格高昂。不过在以后的高速民航客机上，这种设计还有很大的发展潜力。目前美国通用电气公司拥有世界最好的变循环发动机技术中国自己的涡扇发动机目前进展如何？估计国有军工体制不能调动人的积极性，是否可组织民间资本研
18、发？ 涡轮风扇发动机是军机和民机都会用到的动力装置，我国在这方面还比较薄弱，战斗机如果不使用涡扇发动机，就不能算现代战斗机，涡扇发动机技术也可以用于研发民用运输机的动力，将来我们甚至可以向世界低价出售涡扇发动机，这是一项投入大，回报更大的技术产业。不知我国在这方面进展的怎么样？投入如何？有哪些具体困难？中国人不笨，估计是现有体制抑制了研发人员的积极性。如果引导民营资本搞军工，体制上有利于发挥人的才能和创造性，市场竞争出精品，不仅涡扇发动机可以民营企业搞，干线客机也可以民间搞，国家要有扶植政策。涡扇-9 是英国斯贝(SPEY)MK202 发动机的国产衍生型，后者是英国皇家空军 F-4“鬼怪” 式
19、战斗机的标准发动机。MK202 最大推力 9，305 公斤，推重比在 6.5左右。当时中国希望将 MK202 作为标准发动机装备，出资 5 亿英镑，于 1975 年 12 月 13 日与罗尔斯罗伊斯公司签约引进了该发动机生产专利。1976 年 3月，603 所的中国红旗机械厂负责开始试制该发动机。1979 年 7 月 25 日第一台使用英国毛料制造的零组件、罗尔斯 罗伊斯外购件和附件的涡扇-9 完成装配。同年 11 月 13 日完成 150 小时持久试车，首批共制造 4 台。1980 年初，中国制造的两台涡扇-9 发动机和两套部件，在英国高空台上作了高空性能、功能、再点火试验和-40冷起动试验
20、，并对其 5 种零部件作了强度试验考核。同年 5 月 30 日，中英双方在考核试验通过报告上签字。至此红旗厂成功的实现了第一步，用英国毛料成功试制出涡扇=9 发动机。按计划，当时应该接着进行国产毛料试制，但由于当时国民经济调整，使涡扇-9 国产化进度拖后，直到 1983 年才取得初步进展。压缩机叶片的铸造技术到 88 年才得以突破。但这仍然不是全面的国产化，直到今天涡扇-9 国产化工作仍在艰苦进行中，估计已经进入最关键的考核试验阶段。国产涡扇-9 最大加力推力 9305 千克，最大军用推力 5557 千克，中间状态推力 4692 千克，最大连续推力 4692 千克，最大军用耗油率 0.684
21、千克/千克/小时，最大加力耗油率 2.0 千克/千克/小时，推重比 5.05，空气流量 92.5 千克/ 秒，涵道比 0.62，总增压比 20，涡轮前温度 1167 摄氏度，直径 1093.32 毫米，最大长度 5205 毫米(喷口全张开)。从数据来看，涡扇-9 的推力固然无法与 AL-31 等先进发动机相比，但以当时的技术水平已经相当不错了。尤其耗油率则远远优于当时国内的涡喷发动机，使得歼轰-7 的航程得到了保证。八十年代初期，中国航空研究院 606 所（中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所）因七十年代上马的歼九、歼十三、强六、大型运输机等项目的纷纷下马，与之配套的研发长达二十年的涡
22、扇六系列发动机也因无装配对象被迫下马，令人扼腕，而此时中国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于八十年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是涡扇 10 系列发动机。依据装配对象的不同，涡扇 10 系列有涡扇 10、涡扇 10A、涡扇 10B、涡扇 10C、涡扇 10D 等型号，其中涡扇 10A 是专门为中国为赶超世界先进水平而上马的新歼配套的。中国为加快发展涡扇 10 系列发动机，采取两条腿走路方针。一是引进国外成熟的核心机技术。中美关系改善的八十年代，中国从美国进口了与 F100 同级的航改陆用燃汽轮机，这是涡扇 10A 核心机的重要技术来源
23、之一；二是自研改进。中国充分运用当时正在进行的高推预研部分成果（如 92 年试车成功的 624 所中推核心机技术，性能要求全面超过 F404），对引进的核心机加以改进，使核心机技术与美国原型机发生了较大变化，性能大为增强。这里说句题外话，网上有人说涡扇 10 是在F404 基础上放大而成，性能直逼 F414，似乎也不无道理，因为核心机技术来源较多，不能单纯说由那一家发展而来。结构 涡扇 10/10A 是一种采用三级风扇，九级整流，一级高压，一级低压共十二级,单级高效高功高低压涡轮，即所谓的 3+9+1+1 结构结构的大推力高推重比低涵道比先进发动机。黎明在研制该发动机机时成功地采用了跨音速风扇
24、;气冷高温叶片，电子束焊整体风扇转子，钛合金精铸中介机匣; ，挤压油膜轴承，刷式密封，高能点火电嘴，气芯式加力燃油泵，带可变弯度的整流叶片，收敛扩散随口，高压机匣处理以及整机单元体设计等先进技术。涡扇 10A 的制造工艺与 F100、AL-31F 相似，十分先进，外涵机匣利用中推部分先进技术采用高性能的聚酰亚树脂复合材料，刷式密封，机匣所用材料与美制 F414 相似，电子束焊接整体涡轮叶盘，超塑成形/扩散连接四层风扇导流叶片，钛合金宽弦风扇空心叶片，第三代 镍基单晶高温合金，短环燃烧室，收扩式喷口，全权限电子控制技术，结构完整性设计，发动机制造和设计十分先进，不亚于世界同时期先进水平。其中涡轮
25、叶片采用定向凝固高温合金先进材料，无余且精铸和数控激光打孔等先进工艺，以及对流、前缘撞击加气膜“三合一“的多孔回流复合冷却先进技术，使涡轮叶片的冷却效果提高了二倍，而且耐 5000 次热冲击试验无裂纹发生。涡扇 10 的涡轮叶片虽然是定向结晶的 DZ125，但采用了我国独创的低偏析技术，其综合性能可以和第一代的单晶高温合金媲美。涡扇 10 的性能为：空气进量 100kg/sec，涡轮前温度为 1700-1750k，涡扇 10 加力风扇的性能的一些主要数据为如下：高、低转子的转速分转别是 13 kr/min，16.2 kr/min，涵道比 0.5，總增压比 30，323 m/s 和 334 m/
26、s，空氣流量 M=100 kg/s，主燃烧室及加力燃烧室供油量分别为 2.6 kg/s,2.85 kg/s。最大推力 73.5kn，加力最大推力 110kn。涡扇 10 装有无锡航空发动机研究所研制的 FADEC。涡扇 10 涡轮装置 DD3 镍基单晶高温合金涡轮叶片是确定的事，7.5 末期的 DZ-4 是定向凝固高温合金。定向凝固高温合金藉由柱状晶的同方向凝固，将细长的柱状晶朝凝固方向平行涡轮叶片运转产生的离心力。但其最大缺点是，涡轮叶片有中空部分，某些部位壁薄，在凝固时柱状界面之间容易产生裂缝，使得制造上受到限制。至于镍基单晶合金，在镍的 Gamma 固溶态中，有大量分散结晶构造稍为不同的
27、 Gamma 基本态，只要将这种结晶单晶化，在定向凝固合金中，增加 Gamma 基本态，提高高温强度。镍基单晶合金基本上消除定向凝固高温合金的限制。F119 的涡轮叶片是用第三代单晶作的，DD3 可能是第一代。由于运用了高推预研的先进成果，涡扇 10A 的三级低压压比甚至比 AL31F 的四级低压部分还要高，九级高压，压比 12，效率 85%，总压比、效率、喘震余度高于 AL31F，总压比与 F110 相似，达 30 以上,涡轮前温度为 1747K，推质比为 7.5（国际标准，非俄式标准），全加力推力为 13200 千克，重量比AL31F 要轻。相比之下，AL31F 涡轮前温度只有 1665K，推质比 7.1（国际标准，俄式标准为 8.17），全加力推力 12500 千克；F110 的涡轮前温度为1750K，推质比为 7.57（国际标准），全加力推力为 13227 千克。总体比较，涡扇 10A 性能要远高于 AL 31F，与 F110 相似。其定型时间为 2003 年，服役时间为 2005 年。网上经常有人将涡扇 10 与涡扇 10A 混淆，其实两者之间有本质的区别，最大区别就是核心机的不同，当然空气流入量、涡轮温度、推比、推力都不尽相同。其中涡扇 10 的全加力推力比涡扇 10A 的要小，涡扇 10 早在九十年代中期，就在歼十与 SU27 上试验，该机已于 2000 年定型。
