|
|
噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是熱機(jī)的一種,。# H2 r$ _1 C5 L- E c
8 ] X) y8 S8 ]( g- }
熱機(jī)是連續(xù)不斷地將熱能轉(zhuǎn)換為機(jī)械能的動(dòng)力裝置,。熱機(jī)的熱效率為輸出的機(jī)械能與輸入的熱能的比值。根據(jù)熱力學(xué)第二定律,，這個(gè)比值應(yīng)小于1,。
& o$ s l5 R6 B3 a- z+ f2 _$ r e* ]. _. l
獲得機(jī)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(fù)到初始狀態(tài)，才能進(jìn)行下一次做功,，以獲得連續(xù)的機(jī)械能輸出,。右圖為一理想熱機(jī)循環(huán)，稱為卡諾循環(huán),�,？v坐標(biāo)為氣體溫度，橫坐標(biāo)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(duì)外做功；C－D為定溫放熱收縮過程,，外界做功全部轉(zhuǎn)化為熱量q2 放出,，B-C和D-A過程相互抵消。) e4 g, S8 T" h# Q8 N) |8 ~8 N
9 u* J$ }- _/ u' ]# r 因此,，一個(gè)循環(huán)的做功輸出：
|- z0 G9 Y5 Q5 o7 j! ]! s
6 Q% G( }6 H' n' x& z7 O; b: f W= q1 －q2
9 v. w9 f# f" D' v. \7 j! g7 E/ R) w5 f& x3 W' x3 B& R
即為陰影部分的面積,。那么，卡諾循環(huán)熱機(jī)的熱效率：
" I+ i5 O. T7 W/ s* V; R6 ?' Q6 m( b3 J' F% g" b
n=W/ q1=1－T2/T1
; [ q) I, z9 L
) O/ e/ s" T2 A 可見,，要提高卡諾熱機(jī)的熱效率,，應(yīng)該提高高溫?zé)嵩吹臏囟萒1,，或降低低溫?zé)嵩吹臏囟萒2。
, N) X# N) G& ~0 H
: H& |1 g; W( C# A: Q 對(duì)于航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)來講,，雖然其循環(huán)并非嚴(yán)格卡諾循環(huán),，但這一原則同樣有效。因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)的燃?xì)庵苯优诺娇諝庵�,，低溫�(zé)嵩礈囟群茈y降低,，只有提高高溫?zé)嵩吹臏囟龋刺岣呷細(xì)鈴娜紵疫M(jìn)入到渦輪前的溫度,，這樣才能提高發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率,。8 q7 n5 F# N g
噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比
8 \/ `0 m7 X5 V( s, N9 Z, V2 r) l. C \. ]" E g* ]; ^/ I( l/ g( q
噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和發(fā)動(dòng)機(jī)的凈重之比，稱為發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比,。
R4 X, g$ [. h# [3 D
* q! q4 c4 Y3 c 推重比是一個(gè)綜合性的性能指標(biāo),，它不僅體現(xiàn)噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在氣動(dòng)熱力循環(huán)方面的水平，也體現(xiàn)了結(jié)構(gòu)方面的設(shè)計(jì)水平,。目前，高性能的加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推重比可達(dá)8～10,。3 p! L- ? h4 d' `! H' C$ P% l6 _
推進(jìn)效率 7 q# U- u, t6 ^+ k
9 O# W! [% D d+ x, B$ y1 f6 k
噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)既是發(fā)動(dòng)機(jī)又是推進(jìn)器,，因此就存在一個(gè)推進(jìn)效率的問題。所謂推進(jìn)效率,，就是指發(fā)動(dòng)機(jī)傳遞給飛行器的推進(jìn)功率與其產(chǎn)生的總機(jī)械功率之比,，即：; U( q9 A w, Q# f) l% J1 D
' d9 A; ?( h, r1 l
推進(jìn)效率 = 傳給飛行器的推進(jìn)功率 / 進(jìn)排氣的機(jī)械能之差
$ N: N" A! [# W6 R/ ^8 j* ~; |
1 Z0 M1 `% C% M/ r 根據(jù)計(jì)算可知，發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率僅與進(jìn)氣速度（等于飛機(jī)飛行速度）和排氣速度有關(guān)：
, f4 I4 r, X/ }- G, j$ w3 O# w( v, o) G" P/ s
* Q7 [+ u3 D. g2 J5 e; z9 q% F8 f6 Z推進(jìn)效率 =2 H# P1 d4 F- E
2
* e& E! W0 ?0 U+ |3 h/ _( {$ g———————————
( r' H% D' C& T4 O' y1+排氣速度/進(jìn)氣速度4 `( v8 ]9 c* M) J0 @' h0 J. O
" d B& d- ]* S7 F( c" q+ C) v& }) T) h; v
9 i6 S5 G2 d P2 [6 R0 @/ W4 e* J 由此可見,，噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率由排氣速度和飛行速度的比值決定,，比值越大，推進(jìn)效率越低,。" ]2 I' P. s# ` k& z: `% r" o
1 F a" Q& g! ]6 J
渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的涵道比
+ F e4 T1 h- _/ b4 P; f1 K; r8 O" u( y/ B1 k8 b
( s: V) F, i5 n6 _8 [5 x
( V7 v; K+ S/ l) e# Z/ |/ ^9 G 在結(jié)構(gòu)上,，通常將噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪叫做核心發(fā)動(dòng)機(jī)或燃?xì)獍l(fā)生器,。7 O- F, W, ?; p7 C1 S( Q3 q/ \' o: p5 i: v
1 o# K! Z( X6 ?* W/ s; ^
當(dāng)空氣流經(jīng)渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的前端風(fēng)扇后,，分為兩個(gè)部分：一部分氣流進(jìn)入燃?xì)獍l(fā)生器，叫做內(nèi)涵道,；另一部分從燃?xì)獍l(fā)生器的外圍通過,，稱為外涵道。外涵道與內(nèi)涵道的流量之比,，叫做涵道比,，也叫流量比。
- ^+ O' l5 m5 n/ o沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī) 8 V2 E. k/ i6 m4 \0 m! q
9 e7 [: I7 x9 A4 B' |$ i0 J Z( D6 ]
x5 i" Q7 |! C. Z' Q0 V! h! U 沖壓噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是一種利用迎面氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)后減速,，使空氣提高靜壓的一種空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī),。它通常由進(jìn)氣道（又稱擴(kuò)壓器）,、燃燒室、推進(jìn)噴管三部組成,。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)沒有壓氣機(jī)（也就不需要燃?xì)鉁u輪）,，所以又稱為不帶壓氣機(jī)的空氣噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)。9 s6 ^7 T3 y' E: T
6 q1 \6 T/ g# E% s# y9 p
這種發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮空氣的方法,，是靠飛行器高速飛行時(shí)的相對(duì)氣流進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道中減速,，將動(dòng)能轉(zhuǎn)變成壓力能（例如進(jìn)氣速度為3倍音速時(shí)，理論上可使空氣壓力提高37倍）,。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作時(shí),，高速氣流迎面向發(fā)動(dòng)機(jī)吹來，在進(jìn)氣道內(nèi)擴(kuò)張減速,，氣壓和溫度升高后進(jìn)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?xì)怆S后經(jīng)推進(jìn)噴管膨脹加速,，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力,。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推力與進(jìn)氣速度有關(guān)，如進(jìn)氣速度為3倍音速時(shí),，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛,。% O$ S: b1 j# B& j, x9 y
$ K+ C+ _* o4 K; ^
沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的構(gòu)造簡(jiǎn)單、重量輕,、推重比大,、成本低。但因沒有壓氣機(jī),，不能在靜止的條件下起動(dòng),，所以不宜作為普通飛機(jī)的動(dòng)力裝置，而常與別的發(fā)動(dòng)機(jī)配合使用,，成為組合式動(dòng)力裝置,。如沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與火箭發(fā)動(dòng)機(jī)組合，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)組合等,。安裝組合式動(dòng)力裝置的飛行器,，在起飛時(shí)開動(dòng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、渦噴或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī),，待飛行速度足夠使沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的時(shí),，再使用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動(dòng)機(jī)；在著陸階段,，當(dāng)飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不能正常工作時(shí),，又重新起動(dòng)與之配合的發(fā)動(dòng)機(jī)。如果沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛行器的動(dòng)力裝置單獨(dú)使用時(shí)，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(shí),，才能將沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)后投放,。沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)或組合式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)一般用于導(dǎo)彈和超音速或亞音速靶機(jī)上。按應(yīng)用范圍劃分,，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)分為亞音速,、超音速、高超音速三類,。8 y" w. i# k5 [6 m3 w/ b
# A* B; _. ~( r9 X
一,、亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)5 W" @! r8 q# n6 R
; H# C7 t! h9 b2 X+ L
亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)使用擴(kuò)散形進(jìn)氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料,。飛行時(shí)增壓比不超過 1.89,，飛行馬赫數(shù)小于 O.5時(shí)一般不能正常工作。亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)用在亞音速航空器上,，如亞音速靶機(jī),。# H: r; o& _" ^5 k5 E& \* X& @
4 N8 j* c0 K6 Q' ]$ Q( ~
二,、超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)4 C J6 ]2 A2 Z) T
; l3 Q! L* Q8 V% |8 d. @: E" i 超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)采用超音速進(jìn)氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴(kuò)散形噴管,，用航空煤油或烴類燃料。超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)速度為亞音速～6倍音速,，用于超音速靶機(jī)和地對(duì)空導(dǎo)彈（一般與固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)相配合）,。) L4 a! _5 }( I g8 ^
. b0 t& R) ~3 A4 c& h5 U% l 三,、高超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)) f6 s" h# p, t: a4 f. E5 n+ M
- A7 H( n) b4 j 這種發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒在超音速下進(jìn)行，使用碳?xì)淙剂匣蛞簹淙剂�,，飛行馬赫數(shù)高達(dá)5～16，目前高超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)正處于研制之中,。 由于超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒室入口為亞音速氣流,，也有將前兩類發(fā)動(dòng)機(jī)統(tǒng)稱為亞音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)，而將第三種發(fā)動(dòng)機(jī)稱為超音速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī),。 1 ?9 |0 L, ~3 l! j
|
|
樓主: gll123
發(fā)表于 2014-12-6 08:44:29
