噴氣發(fā)動機是熱機的一種。8 R, \4 R/ i1 X7 o& ]
$ M6 r( a. r% b P: w/ @ 熱機是連續(xù)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(jù)熱力學第二定律，這個比值應小于1。7 o, _- T& Z3 H$ [
9 b4 E& D7 Q+ ^- [' A, A. F7 n 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(tài)，才能進行下一次做功，以獲得連續(xù)的機械能輸出。右圖為一理想熱機循環(huán)，稱為卡諾循環(huán)。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。/ B: k0 { X2 O# @3 T+ N) j
- a) S- ~) }$ ~! R$ g 因此，一個循環(huán)的做功輸出：
* s2 \0 B1 {1 Q% ~' L% Z1 s/ f% {8 @5 M/ Z
W= q1 －q2
1 H" p0 w4 U8 j8 W% {& `! \5 s' F5 P" ?' K
即為陰影部分的面積。那么，卡諾循環(huán)熱機的熱效率：$ T# {1 |4 G) s$ P, P$ D4 S
* E" C) @* J4 r n=W/ q1=1－T2/T17 q8 n6 }, `/ H; j9 o2 A
: A" d: `2 ~5 {* E$ _
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。$ E4 X+ L" Y2 k- F1 t/ |
, M6 f0 c. |) c8 H0 X9 I) G, U
對于航空噴氣發(fā)動機來講，雖然其循環(huán)并非嚴格卡諾循環(huán)，但這一原則同樣有效。因為發(fā)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(fā)動機的熱效率。/ _3 V: G- D+ \% q0 S
噴氣發(fā)動機的推重比
# r5 }, p- o6 D1 V5 `/ g" ?4 l4 A( y( \4 |# L& I/ y; r
噴氣發(fā)動機的推力和發(fā)動機的凈重之比，稱為發(fā)動機的推重比。
; F0 a( W5 {2 \0 o% [# W% _. W' v0 L
推重比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現(xiàn)噴氣發(fā)動機在氣動熱力循環(huán)方面的水平，也體現(xiàn)了結構方面的設計水平。目前，高性能的加力式渦輪風扇發(fā)動機的推重比可達8～10。
; ]! q6 F2 U0 |9 o推進效率
, r8 e6 B5 ?0 a) Z3 j% s, t* l n# u# a/ w, n. H
噴氣發(fā)動機既是發(fā)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(fā)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：# U! O$ d6 i! a5 C: n0 O" V/ B0 a! B
& t: T' o0 a# a. u8 |9 Z( q
推進效率 = 傳給飛行器的推進功率 / 進排氣的機械能之差
7 Q4 D9 e b0 u4 m2 |. n/ f. T& N& s# H# t& X
根據(jù)計算可知，發(fā)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：
& X# _4 R' B, l4 ]. n
! \" x! H: u7 }* Q: r2 c6 V' |5 m/ x. I' B) P, X
推進效率 =, x: \5 u1 |" f6 p/ U
21 m t( u1 D$ _% d8 n7 P' P
———————————- Q! G2 P; u, ?% X4 u9 M5 C
1+排氣速度/進氣速度
& x5 c+ ?, U/ b4 Y3 ], T0 u' L" [" q; Q2 e% A; a8 N. n8 N
* Z; f, J( Y/ L; l6 E0 H1 C
2 q. g8 _- p2 _ 由此可見，噴氣發(fā)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。
9 p2 }5 u- U4 Q: b6 X# X9 m1 r- g: h+ Y0 k
渦輪風扇發(fā)動機的涵道比 , w( i/ j2 L7 h$ I* A6 ]" e6 i
# w' o1 I$ m. L
5 b0 Q9 x+ Q& k7 d) k2 |
# g! E% f8 T' }2 h
在結構上，通常將噴氣發(fā)動機的壓氣機、燃燒室和渦輪叫做核心發(fā)動機或燃氣發(fā)生器。9 ^. Z& I1 @) t* ?
1 { V4 D4 q1 u( O! g
當空氣流經渦輪風扇發(fā)動機的前端風扇后，分為兩個部分：一部分氣流進入燃氣發(fā)生器，叫做內涵道；另一部分從燃氣發(fā)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。: b2 T) r0 m& t8 N
沖壓噴氣發(fā)動機 1 P, t) L, X4 {3 \4 g" B# N; o
7 h$ O" |+ Q+ F" }
8 P! y \0 q: B2 i. \3 I 沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)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(fā)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(fā)動機。
- b9 [- L# C) A/ Y, e2 y/ {& r, z' t
這種發(fā)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(fā)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(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)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(fā)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。3 j' _+ b1 u& ~6 {9 f. i
& {7 F0 L: k" v/ W0 R3 h) d6 B! _/ v( `
沖壓發(fā)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(fā)動機配合使用，成為組合式動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)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(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關閉與之配合工作的發(fā)動機；在著陸階段，當飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動機。如果沖壓發(fā)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(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式沖壓發(fā)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(fā)動機分為亞音速、超音速、高超音速三類。
% ^, W) }# Z- a$ M( z7 `7 \* h- k4 m) G5 h' Q2 s4 l( J2 D: s
一、亞音速沖壓發(fā)動機
% i+ n4 | D. x8 g
8 b O) [# G+ i. d) E 亞音速沖壓發(fā)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(shù)小于 O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航空器上，如亞音速靶機。* c' n+ n9 V6 d1 S7 u1 P7 s
9 Z1 ]4 |0 N. f
二、超音速沖壓發(fā)動機9 U; K! t3 w- `
$ J, Q. g, ^% y* `8 m. n0 g 超音速沖壓發(fā)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(fā)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(fā)動機相配合）。
; T6 U0 u$ X7 r( W( b. m [; W( x: `
0 Z# @/ Y+ a6 y; \ 三、高超音速沖壓發(fā)動機2 o+ { b) y1 h% w! m; e7 k4 S
" u) J" i& Y1 G) \) a) }
這種發(fā)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(shù)高達5～16，目前高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。 由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速氣流，也有將前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)動機。 , d+ y$ O7 O5 s7 p$ i
|
樓主: gll123
發(fā)表于 2014-12-6 08:44:29
