噴氣發動機是熱機的一種。
8 p+ y- _( Z$ U' d5 e8 X9 ~1 r+ d. J. G
熱機是連續不斷地將熱能轉換為機械能的動力裝置。熱機的熱效率為輸出的機械能與輸入的熱能的比值。根據熱力學第二定律，這個比值應小于1。# J6 Q, S1 C9 E6 E @
* B5 i* v) L9 H' @ 獲得機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到初始狀態，才能進行下一次做功，以獲得連續的機械能輸出。右圖為一理想熱機循環，稱為卡諾循環。縱坐標為氣體溫度，橫坐標為氣體的熵。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，外界做功全部轉化為熱量q2 放出，B-C和D-A過程相互抵消。* t# f( o6 H! C y
. I' }* X M$ i# G/ s) C
因此，一個循環的做功輸出：
0 s7 n- K1 @# p% v
+ ^# R! |; ]. ]& a W= q1 －q2
6 o1 L& Z/ l* B! P$ R* e9 \( Y- o& h) L% o
即為陰影部分的面積。那么，卡諾循環熱機的熱效率：. p/ x: ~- d8 B+ G9 p
6 O6 o" c* o, e( ? n=W/ q1=1－T2/T1- ]8 K4 }( z" C$ b
" ^/ t, r# r, M2 Z1 V h/ k
可見，要提高卡諾熱機的熱效率，應該提高高溫熱源的溫度T1，或降低低溫熱源的溫度T2。9 }7 s: y0 j# D/ }5 X }4 u+ H4 D
( t' O$ W# ~1 P* `9 L
對于航空噴氣發動機來講，雖然其循環并非嚴格卡諾循環，但這一原則同樣有效。因為發動機的燃氣直接排到空氣中，低溫熱源溫度很難降低，只有提高高溫熱源的溫度，即提高燃氣從燃燒室進入到渦輪前的溫度，這樣才能提高發動機的熱效率。: d) t2 h: E% u0 {
噴氣發動機的推重比
( l- x. n4 N6 @+ H- q: U" L6 g, [) G: K& O( d' Y
噴氣發動機的推力和發動機的凈重之比，稱為發動機的推重比。
& Y% ?; T# x* m3 d0 O) h: `0 f1 g3 w5 J" H# d. b
推重比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現噴氣發動機在氣動熱力循環方面的水平，也體現了結構方面的設計水平。目前，高性能的加力式渦輪風扇發動機的推重比可達8～10。3 u+ |; C3 Z" l0 x3 y
推進效率
; F( Q# C- M/ x( S: d
& s$ X5 N/ H9 `9 x7 z' }$ h 噴氣發動機既是發動機又是推進器，因此就存在一個推進效率的問題。所謂推進效率，就是指發動機傳遞給飛行器的推進功率與其產生的總機械功率之比，即：
, z7 z# Z+ G+ i+ n! G
$ q! Z$ R, h% y2 N; ` 推進效率 = 傳給飛行器的推進功率 / 進排氣的機械能之差0 @" f6 _5 R6 q& B! M$ H) j
6 ^2 X' q K! o: i) C. @1 H4 [
根據計算可知，發動機的推進效率僅與進氣速度（等于飛機飛行速度）和排氣速度有關：
" P) d7 }- Y" k8 V, J# @7 O4 ~9 d1 _' N
6 p1 {: a4 `- s' g D
推進效率 =
9 k' T. ?. b8 K) M0 m2 R' `2
2 z. y1 t$ s( Y# l- C* a———————————- | o, v0 O" D4 m9 v
1+排氣速度/進氣速度
, E: u" x9 c- g( B4 M- F
, l9 E; c" }$ Q$ A: L4 W% }6 g" t6 I
2 g% b/ j$ \ g( D9 g9 { G
由此可見，噴氣發動機的推進效率由排氣速度和飛行速度的比值決定，比值越大，推進效率越低。/ ]' l. [" r4 V6 w
5 w: i* r9 s& y7 Z7 E" `
渦輪風扇發動機的涵道比
7 m; c# d! t' m5 G2 k: Q9 \- p8 w9 E* f, t
/ j0 X/ I9 X# q y
7 D, I+ J# W7 C7 v& j) Z, f 在結構上，通常將噴氣發動機的壓氣機、燃燒室和渦輪叫做核心發動機或燃氣發生器。
7 z: g6 I; O& t/ f' @( u! N
' D: ^) A* {% ` 當空氣流經渦輪風扇發動機的前端風扇后，分為兩個部分：一部分氣流進入燃氣發生器，叫做內涵道；另一部分從燃氣發生器的外圍通過，稱為外涵道。外涵道與內涵道的流量之比，叫做涵道比，也叫流量比。0 t' |9 }0 j5 w5 y# z* R
沖壓噴氣發動機 + a5 q! x1 c! }" Q0 F! R( s
8 c5 C' X/ P$ `* u( G
+ S0 i6 Y* z3 y( y G 沖壓噴氣發動機是一種利用迎面氣流進入發動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發動機。它通常由進氣道（又稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發動機沒有壓氣機（也就不需要燃氣渦輪），所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發動機。
" d1 l6 G; b; ? M& H; Q0 I7 ^& g2 `4 |2 w @. K9 \
這種發動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發動機進氣道中減速，將動能轉變成壓力能（例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍）。沖壓發動機的工作時，高速氣流迎面向發動機吹來，在進氣道內擴張減速，氣壓和溫度升高后進入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃氣隨后經推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產生推力。沖壓發動機的推力與進氣速度有關，如進氣速度為3倍音速時，在地面產生的靜推力可以超過2OO千牛。
6 ^* d1 a. G) i `6 F& {5 H) J1 a/ a4 z: p
沖壓發動機的構造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發動機與火箭發動機組合，沖壓發動機與渦噴發動機或渦扇發動機組合等。安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發動機、渦噴或渦扇發動機，待飛行速度足夠使沖壓發動機正常工作的時，再使用沖壓發動機而關閉與之配合工作的發動機；在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發動機。如果沖壓發動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，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，才能將沖壓發動機起動后投放。沖壓發動機或組合式沖壓發動機一般用于導彈和超音速或亞音速靶機上。按應用范圍劃分，沖壓發動機分為亞音速、超音速、高超音速三類。- H& d9 a0 q2 ?$ h4 d4 @
0 e/ _! `1 V, x# s1 S# H% b `: l
一、亞音速沖壓發動機
, H2 M) v4 B, {# I/ S& I6 P% H- g& D% o6 k1 p
亞音速沖壓發動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比不超過 1.89，飛行馬赫數小于 O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。4 g# f5 H3 b5 c* U4 t$ R) u$ u
, s2 {! o1 |+ k2 s5 B" b' k
二、超音速沖壓發動機5 l$ u, S' Y) y% p1 D, l
; S" I1 u2 }) r0 v# f& q4 w
超音速沖壓發動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發動機的推進速度為亞音速～6倍音速，用于超音速靶機和地對空導彈（一般與固體火箭發動機相配合）。
6 x; ^) I( i# u# Z- k. R9 F
( l& T8 u. Z. A 三、高超音速沖壓發動機! {& k. m, p; Q1 n
# d! d4 \& S @8 y5 _: z% _ 這種發動機燃燒在超音速下進行，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數高達5～16，目前高超音速沖壓發動機正處于研制之中。 由于超音速沖壓發動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發動機統稱為亞音速沖壓發動機，而將第三種發動機稱為超音速沖壓發動機。 ^5 L9 e) n$ ~
|
樓主: gll123
發表于 2014-12-6 08:44:29
