BD試劑現(xiàn)貨貨號：342003

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SCHREIBER SM413.150.1.X33 壓力指示器A.B.Joedden GmbH SM413.150.1.X33 

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ASA Schalttechnik 80321511 SM 8 T17S

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(old: 00165829)"

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相關(guān)概念

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基本參數(shù)

推力重量比（Thrust to weight ratio）：代表發(fā)動(dòng)機(jī)推力與發(fā)動(dòng)機(jī)本身重量之比值，愈大者性能愈好。

壓氣機(jī)級數(shù)：代表壓縮機(jī)的壓縮葉片有幾級，通常級數(shù)愈大者壓縮比愈大。

渦輪級數(shù)：代表渦輪機(jī)的渦輪葉片有幾級。

壓縮比：進(jìn)氣被壓縮機(jī)壓縮後的壓力，與壓縮前的壓力之比值，通常愈大者性能愈好。

海平面大凈推力：發(fā)動(dòng)機(jī)在海平面高度及條件，與外界空氣的速度差（空速）為零時(shí)，全速運(yùn)轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的推力，被使用的單位包括kN（千牛頓）、kg（公斤）、lb（磅）等。

單位推力小時(shí)耗油率：又稱比推力（specific thrust），耗油率與推力之比，公制單位為kg/N-h，愈小者愈省油。

渦輪前溫度：燃燒後之高溫高壓氣流進(jìn)入渦輪機(jī)之前的溫度，通常愈大者性能愈好。

燃?xì)獬隹跍囟龋?/strong>廢氣離開渦輪機(jī)排出時(shí)的溫度。

平均故障時(shí)間：每具發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生兩次故障的間隔時(shí)間之總平均，愈長者愈不易故障，通常維護(hù)成本也愈低。

推進(jìn)效率

在馬赫數(shù) Ma<0.6 的速度下渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)效率高。而當(dāng)速度提高到馬赫數(shù) 0.6-0.9 時(shí)，螺旋槳/渦輪組合的*性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動(dòng)機(jī)、涵道風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)和槳扇發(fā)動(dòng)機(jī)所取代。這些發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣比純噴氣的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的排氣流量大而噴氣速度低，因而，其推進(jìn)效率與渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)相當(dāng)，超過了純噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率。在亞音速(Ma<1.0)條件下，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率低。當(dāng)飛機(jī)飛行速度超過音速后(Ma>1.0)，渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)由于迎風(fēng)面積過大從而推進(jìn)效率開始降低；與此相反,渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率則迅速提升,即使在馬赫數(shù) 2.5-3.0 范圍下,渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率仍然可以達(dá)到 90%，正因?yàn)槿绱?，與三代機(jī)普遍使用的涵道比為0.5-0.8的中等涵道比渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)相比，F(xiàn)-22使用的F-119渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)把涵道比降回到0.29，為的就是能夠?qū)崿F(xiàn)（Ma1.4）的超音速巡航。

每種發(fā)動(dòng)機(jī)都有它們使用的飛行包線(由速度x/高度y構(gòu)成的xy坐標(biāo)系)，并不是說渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)一定比渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)省油，而在超音速時(shí)，同樣開加力燃燒室的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)比渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)耗油率還高。 [1] 

工作原理

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現(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)由進(jìn)氣道、壓氣機(jī)、燃燒室、渦輪和尾噴管組成，戰(zhàn)斗機(jī)的渦輪和尾噴管間還有加力燃燒室。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)仍屬于熱機(jī)的一種，就必須遵循熱機(jī)的做功原則：在高壓下輸入能量，低壓下釋放能量。因此，從產(chǎn)生輸出能量的原理上講，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)和活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)是相同的，都需要有進(jìn)氣、加壓、燃燒和排氣這四個(gè)階段，不同的是，在活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)中這4個(gè)階段是分時(shí)依次進(jìn)行的，但在噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)中則是連續(xù)進(jìn)行的，氣體依次流經(jīng)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的各個(gè)部分，就對應(yīng)著活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的四個(gè)工作位置。

空氣首*入的是發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道，當(dāng)飛機(jī)飛行時(shí)，可以看作氣流以飛行速度流向發(fā)動(dòng)機(jī)，由于飛機(jī)飛行的速度是變化的，而壓氣機(jī)適應(yīng)的來流速度是有一定的范圍的，因而進(jìn)氣道的功能就是通過可調(diào)管道，將來流調(diào)整為合適的速度。在超音速飛行時(shí)，在進(jìn)氣道前和進(jìn)氣道內(nèi)氣流速度減至亞音速，此時(shí)氣流的滯止可使壓力升高十幾倍甚至幾十倍，大大超過壓氣機(jī)中的壓力提高倍數(shù)，因而產(chǎn)生了單靠速度沖壓，不需壓氣機(jī)的沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。

進(jìn)氣道后的壓氣機(jī)是專門用來提高氣流的壓力的，空氣流過壓氣機(jī)時(shí)，壓氣機(jī)工作葉片對氣流做功，使氣流的壓力，溫度升高。在亞音速時(shí)，壓氣機(jī)是氣流增壓的主要部件。

從燃燒室流出的高溫高壓燃?xì)?，流過同壓氣機(jī)裝在同一條軸上的渦輪。燃?xì)獾牟糠謨?nèi)能在渦輪中膨脹轉(zhuǎn)化為機(jī)械能，帶動(dòng)壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)，在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)中，平衡狀態(tài)下氣流在渦輪中膨脹所做的功等于壓氣機(jī)壓縮空氣所消耗的功以及傳動(dòng)附件克服摩擦所需的功。經(jīng)過燃燒后，渦輪前的燃?xì)饽芰看蟠笤黾?，因而在渦輪中的膨脹比遠(yuǎn)大于壓氣機(jī)中的壓縮比，渦輪出口處的壓力和溫度都比壓氣機(jī)進(jìn)口高很多，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力就是這一部分燃?xì)獾哪芰慷鴣淼摹?/p>

從渦輪中流出的高溫高壓燃?xì)猓谖矅姽苤欣^續(xù)膨脹，以高速沿發(fā)動(dòng)機(jī)軸向從噴口向后排出。這一速度比氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的速度大得多，使發(fā)動(dòng)機(jī)獲得了反作用的推力。

一般來講，當(dāng)氣流從燃燒室出來時(shí)的溫度越高，輸入的能量就越大，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力也就越大。但是，由于渦輪材料等的限制，只能達(dá)到1650K左右，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)有時(shí)需要短時(shí)間增加推力，就在渦輪后再加上一個(gè)加力燃燒室噴入燃油，讓未充分燃燒的燃?xì)馀c噴入的燃油混合再次燃燒，由于加力燃燒室內(nèi)無旋轉(zhuǎn)部件，溫度可達(dá)2000K，可使發(fā)動(dòng)機(jī)的推力增加至1.5倍左右。其缺點(diǎn)就是油耗急劇加大，同時(shí)過高的溫度也影響發(fā)動(dòng)機(jī)的壽命，因此發(fā)動(dòng)機(jī)開加力一般是有時(shí)限的，低空不過十幾秒，多用于起飛或戰(zhàn)斗時(shí)，在高空則可開較長的時(shí)間。 [2] 

結(jié)構(gòu)

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進(jìn)氣道

軸流式渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的主要結(jié)構(gòu)如圖，空氣首*入進(jìn)氣道，因?yàn)轱w機(jī)飛行的狀態(tài)是變化的，進(jìn)氣道需要保證

渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)

空氣后能順利的進(jìn)入下一結(jié)構(gòu)：壓氣機(jī)（compressor，或壓縮機(jī)）。進(jìn)氣道的主要作用就是將空氣在進(jìn)入壓氣機(jī)之前調(diào)整到發(fā)動(dòng)機(jī)能正常運(yùn)轉(zhuǎn)的狀態(tài)。在超音速飛行時(shí)，機(jī)頭與進(jìn)氣道口都會(huì)產(chǎn)生激波（shockwave，又稱震波），空氣經(jīng)過激波壓力會(huì)升高，因此進(jìn)氣道能起到一定的預(yù)壓縮作用，但是激波位置不適當(dāng)將造成局部壓力的不均勻，甚至有可能損壞壓氣機(jī)。所以一般超音速飛機(jī)的進(jìn)氣道口都有一個(gè)激波調(diào)節(jié)錐，根據(jù)空速的情況調(diào)節(jié)激波的位置。

兩側(cè)進(jìn)氣或機(jī)腹進(jìn)氣的飛機(jī)由于進(jìn)氣道緊貼機(jī)身，會(huì)受到機(jī)身附面層（boundary layer，或邊界層）的影響，還會(huì)附帶一個(gè)附面層調(diào)節(jié)裝置。所謂附面層是指緊貼機(jī)身表面流動(dòng)的一層空氣，其流速遠(yuǎn)低于周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因?yàn)槠淠芰康停贿m于進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)而需要排除。當(dāng)飛機(jī)有一定迎角（angle of attack，AOA，或稱攻角）時(shí)由于壓力梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風(fēng)面）將發(fā)生附面層分離的現(xiàn)象，即本來緊貼機(jī)身的附面層在某一點(diǎn)突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運(yùn)動(dòng)不規(guī)則的流體，嚴(yán)格的說所有的流動(dòng)都是湍流。湍流的發(fā)生機(jī)理、過程的模型化都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發(fā)動(dòng)機(jī)中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。

壓氣機(jī)

壓氣機(jī)由定子（stator）頁片與轉(zhuǎn)子（rotor）頁片交錯(cuò)組成，一對定子頁片與轉(zhuǎn)子頁片稱為一級，定子固定在發(fā)動(dòng)機(jī)框架上，轉(zhuǎn)子由轉(zhuǎn)子軸與渦輪相連?，F(xiàn)役渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)一般為8－12級壓氣機(jī)。級數(shù)越多越往后壓力越大，當(dāng)戰(zhàn)斗機(jī)高G機(jī)動(dòng)時(shí)，流入壓氣機(jī)前級的空氣壓力驟降，而后級壓力很高，此時(shí)會(huì)出現(xiàn)后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動(dòng)機(jī)工作極不穩(wěn)定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動(dòng)機(jī)致命的事故，很有可能造成停車甚至結(jié)構(gòu)毀壞。經(jīng)驗(yàn)表明喘振多發(fā)生在壓氣機(jī)的5，6級間，在次區(qū)間設(shè)置放氣環(huán)，以使壓力出現(xiàn)異常時(shí)及時(shí)泄壓可避免喘振的發(fā)生?；蛘邔⑥D(zhuǎn)子軸做成兩層同心空筒，分別連接前級低壓壓氣機(jī)與渦輪，后級高壓壓氣機(jī)與另一組渦輪，兩套轉(zhuǎn)子組互相獨(dú)立，在壓力異常時(shí)自動(dòng)調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，也可避免喘振。

燃燒室與渦輪

空氣經(jīng)過壓氣機(jī)壓縮后進(jìn)入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動(dòng)渦輪高速轉(zhuǎn)動(dòng)。因?yàn)闇u輪與壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子連在一根軸上，所以壓氣機(jī)與渦輪的轉(zhuǎn)速是一樣的。后高溫高速燃?xì)饨?jīng)過噴管噴出，以反作用力提供動(dòng)力。燃燒室初形式是幾個(gè)圍繞轉(zhuǎn)子軸環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個(gè)筒都不是密封的，而是在適當(dāng)?shù)牡胤介_有孔，所以整個(gè)燃燒室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結(jié)構(gòu)緊湊，但是整個(gè)流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結(jié)合二者優(yōu)點(diǎn)的組合型燃燒室。

渦輪始終工作在條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。多采用粉末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤一次鑄造成型。相比起早期每個(gè)頁片與頁盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質(zhì)量。制造材料多為耐高溫合金材料，中空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰(zhàn)機(jī)研制的新型發(fā)動(dòng)機(jī)將配備高溫性能更加出眾的陶瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)重要的參數(shù)之一：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。

噴管

噴管（nozzle，或稱噴嘴）的形狀結(jié)構(gòu)決定了終排除的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動(dòng)機(jī)采用單純收斂型噴管，以達(dá)到增速的目的。根據(jù)牛頓第三定律，燃?xì)鈬姵鏊俣仍酱螅w機(jī)將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因?yàn)榻K氣流速度會(huì)達(dá)到音速，這時(shí)出現(xiàn)激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴(kuò)張噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴氣流。飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性來主要源于翼面提供的空氣動(dòng)力，而當(dāng)機(jī)動(dòng)性要求很高時(shí)可直接利用噴氣流的推力。在噴管口加裝燃?xì)舛婷婊蛑苯硬捎每善D(zhuǎn)噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量推力噴嘴）是歷*兩種方案，其中后者已經(jīng)進(jìn)入實(shí)際應(yīng)用階段。*的俄羅斯Su-30、Su-37戰(zhàn)機(jī)的高超機(jī)動(dòng)性就得益于留里卡設(shè)計(jì)局的AL-31推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)。燃?xì)舛婷娴拇硎敲绹腦－31技術(shù)驗(yàn)證機(jī)。

加力燃燒室

在經(jīng)過渦輪后的高溫燃?xì)庵腥匀缓胁糠治磥淼眉跋牡难鯕?，在這樣的燃?xì)庵欣^續(xù)注入煤油仍然能夠燃燒，產(chǎn)生額外的推力。所以某些高性能戰(zhàn)機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)在渦輪后增加了一個(gè)加力燃燒室（afterburner，或后燃器），以達(dá)到在短時(shí)間里大幅度提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力的目的。一般而言加力燃燒能在短時(shí)間里將大推力提高50%，但是油耗驚人，一般僅用于起飛或應(yīng)付激烈的空中纏斗，不可能用于長時(shí)間的超音速巡航