【簡介：】全稱為渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)（Turbofan）是飛機(jī)發(fā)動機(jī)的一種，由渦輪噴氣發(fā)動機(jī)（Turbojet）發(fā)展而成。與渦輪噴氣比較，主要特點是首級壓縮機(jī)的面積大很多，同時被用作為空氣螺旋槳（扇），將部分吸入

全稱為渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)（Turbofan）是飛機(jī)發(fā)動機(jī)的一種，由渦輪噴氣發(fā)動機(jī)（Turbojet）發(fā)展而成。與渦輪噴氣比較，主要特點是首級壓縮機(jī)的面積大很多，同時被用作為空氣螺旋槳（扇），將部分吸入的空氣通過噴射引擎的外圍向后推。發(fā)動機(jī)核心部分空氣經(jīng)過的部分稱為內(nèi)涵道，僅有風(fēng)扇空氣經(jīng)過的核心機(jī)外側(cè)部分稱為外涵道。渦扇引擎最適合飛行速度400至1,000公里時使用，因此現(xiàn)在多數(shù)的飛機(jī)引擎都采用渦扇作為動力來源。
渦扇引擎的旁通比（Bypass ratio，也稱涵道比）是不經(jīng)過燃燒室的空氣質(zhì)量，與通過燃燒室的空氣質(zhì)量的比例。旁通比為零的渦扇引擎即是渦輪噴氣引擎。早期的渦扇引擎和現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)使用的渦扇引擎旁通比都較低。例如世界上第一款渦扇引擎，勞斯萊斯的Conway，其旁通比只有0.3?，F(xiàn)代多數(shù)民航機(jī)引擎的旁通比通常都在5以上。旁通比高的渦輪扇引擎耗油較少，但推力卻與渦輪噴氣引擎相當(dāng)，且運轉(zhuǎn)時還寧靜得多。
..渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的誕生
二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機(jī)顯得不足以滿足新型飛機(jī)的動力需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機(jī)和大型運輸機(jī)，飛行速度要求達(dá)到高亞音速即可，耗油量要小，因此發(fā)動機(jī)效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，使得上述機(jī)種的航程縮短。因此一段時期內(nèi)出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機(jī)的大型飛機(jī)。 實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機(jī)已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計。40和50年代，早期渦扇發(fā)動機(jī)開始了試驗。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計制造的要求非常高。因此直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機(jī)要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機(jī)實用化的階段。 50年代，美國的NACA(即NASA 美國航空航天管理局的前身)對渦扇發(fā)動機(jī)進(jìn)行了非常重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由通用電氣公司(GE)繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機(jī)，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機(jī)的大量紀(jì)錄。但最早的實用化的渦扇發(fā)動機(jī)則是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney)公司的JT3D渦扇發(fā)動機(jī)。實際上普·惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研制CJ805的機(jī)密后，匆忙加緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。 1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”(Conway)渦扇發(fā)動機(jī)開始被波音707大型遠(yuǎn)程噴氣客機(jī)采用，成為第一種被民航客機(jī)使用的渦扇發(fā)動機(jī)。60年代洛克西德“三星”客機(jī)和波音747“珍寶”客機(jī)采用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機(jī)，標(biāo)志著渦扇發(fā)動機(jī)的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機(jī)迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。 渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機(jī)的原理 渦槳發(fā)動機(jī)的推力有限，同時影響飛機(jī)提高飛行速度。因此必需提高噴氣發(fā)動機(jī)的效率。發(fā)動機(jī)的效率包括熱效率和推進(jìn)效率兩個部分。提高燃?xì)庠跍u輪前的溫度和壓氣機(jī)的增壓比，就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不變的條件下，提高渦輪前溫度，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失大。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導(dǎo)致推進(jìn)效率的下降。要全面提高發(fā)動機(jī)效率，必需解決熱效率和推進(jìn)效率這一對矛盾。 渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風(fēng)扇。風(fēng)扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機(jī)一樣，送進(jìn)壓氣機(jī)(術(shù)語稱“內(nèi)涵道”)，另一部分則直接從渦噴發(fā)動機(jī)殼外圍向外排出(“外涵道”)。因此，渦扇發(fā)動機(jī)的燃?xì)饽芰勘环峙傻搅孙L(fēng)扇和燃燒室分別產(chǎn)生的兩種排氣氣流上。這時，為提高熱效率而提高渦輪前溫度，可以通過適當(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃?xì)饽芰拷?jīng)風(fēng)扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。這樣，熱效率和推進(jìn)效率取得了平衡，發(fā)動機(jī)的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機(jī)航程變得更遠(yuǎn)。
編輯本段渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的優(yōu)缺點
如前所述，渦扇發(fā)動機(jī)效率高，油耗低，飛機(jī)的航程就遠(yuǎn)
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渦輪噴氣發(fā)動機(jī)
是一種渦輪發(fā)動機(jī)。特點是完全依賴燃?xì)饬鳟a(chǎn)生推力。通常用作高速飛機(jī)的動力。油耗比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)高。渦噴發(fā)動機(jī)分為離心式與軸流式兩種，離心式由英國人弗蘭克·惠特爾爵士于1930年取得發(fā)明專利，但是直到1941年裝有這種發(fā)動機(jī)的飛機(jī)才第一次上天，沒有參加第二次世界大戰(zhàn)，軸流式誕生在德國，并且作為第一種實用的噴氣式戰(zhàn)斗機(jī)Me-262的動力參加了1945年末的戰(zhàn)斗。相比起離心式渦噴發(fā)動機(jī)，軸流式具有橫截面小，壓縮比高的優(yōu)點，當(dāng)今的渦噴發(fā)動機(jī)均為軸流式。
.....原理及工作方式
渦輪噴氣發(fā)動機(jī)應(yīng)用噴氣推進(jìn)避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機(jī)固有的弱點。因為采用了渦輪驅(qū)動的壓氣機(jī)，因此在低速時發(fā)動機(jī)也有足夠的壓力來產(chǎn)生強(qiáng)大的推力。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)按照“工作循環(huán)”工作。它從大氣中吸進(jìn)空氣，經(jīng)壓縮和加熱這一過程之后，得到能量和動量的空氣以高達(dá)2000英尺/秒(610米/秒)或者大約1400英里/小時(2253公里/小時)的速度從推進(jìn)噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機(jī)時，同時帶動壓氣機(jī)和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，維持“工作循環(huán)”。渦輪發(fā)動機(jī)的機(jī)械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要旋轉(zhuǎn)部分，即壓氣機(jī)和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機(jī)的所有方面都具有這種簡單性，因為熱力和氣動力問題是比較復(fù)雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過壓氣機(jī)和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃?xì)獠⑿纬赏七M(jìn)噴氣流的排氣系統(tǒng)的設(shè)計工作造成的。
飛機(jī)速度低于大約450英里/小時(724公里/小時)時，純噴氣發(fā)動機(jī)的效率低于螺旋槳型發(fā)動機(jī)的效率，因為它的推進(jìn)效率在很大程度上取決于它的飛行速度；因而，純渦輪噴氣發(fā)動機(jī)最適合較高的飛行速度。然而，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里/小時(563公里/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機(jī)不用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的組合 -- 渦輪螺旋槳式發(fā)動機(jī)。
螺旋槳/渦輪組合的優(yōu)越性在一定程度上被內(nèi)外涵發(fā)動機(jī)、涵道風(fēng)扇發(fā)動機(jī)和槳扇發(fā)動機(jī)的引入所取代。這些發(fā)動機(jī)比純噴氣發(fā)動機(jī)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)動機(jī)相當(dāng)，超過了純噴氣發(fā)動機(jī)的推進(jìn)效率。
渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機(jī)將渦輪噴氣發(fā)動機(jī)(它常用于馬赫數(shù)低于3的各種速度)與沖壓噴氣發(fā)動機(jī)結(jié)合起來，在高馬赫數(shù)時具有良好的性能。這種發(fā)動機(jī)的周圍是一涵道，前部具有可調(diào)進(jìn)氣道，后部是帶可調(diào)噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數(shù)3以下的飛行狀態(tài)下，發(fā)動機(jī)用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機(jī)的工作方式；當(dāng)飛機(jī)加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣機(jī)構(gòu)被關(guān)閉，氣道空氣借助于導(dǎo)向葉片繞過壓氣機(jī)，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成為沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的燃燒室。這種發(fā)動機(jī)適合要求高速飛行并且維持高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)的飛機(jī)，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機(jī)是以沖壓噴氣發(fā)動機(jī)方式工作的。
渦輪/火箭發(fā)動機(jī)與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)相似，一個重要的差異在于它自備燃燒用的氧。這種發(fā)動機(jī)有一多級渦輪驅(qū)動的低壓壓氣機(jī)，而驅(qū)動渦輪的功率是在火箭型燃燒室中燃燒燃料和液氧產(chǎn)生的。因為燃?xì)鉁囟瓤筛哌_(dá)3500度，在燃?xì)膺M(jìn)入渦輪前，需要用額外的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣(燃?xì)?用壓氣機(jī)流來的空氣稀釋，殘余的燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機(jī)比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機(jī)小且輕，但是，其油耗更高。這種趨勢使它比較適合截?fù)魴C(jī)或者航天器的發(fā)射載機(jī)。這些飛機(jī)要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。
.......結(jié)構(gòu)
進(jìn)氣道
軸流式渦噴發(fā)動機(jī)的主要結(jié)構(gòu)如圖，空氣首先進(jìn)入進(jìn)氣道，因為飛機(jī)飛行的狀態(tài)是變化的，進(jìn)氣道需要保證空氣最后能順利的進(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)動機(jī)能正常運轉(zhuǎn)的狀態(tài)。在超音速飛行時，機(jī)頭與進(jìn)氣道口都會產(chǎn)生激波(shockwave，又稱震波)，空氣經(jīng)過激波壓力會升高，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，會受到機(jī)身附面層(boundary layer，或邊界層)的影響，還會附帶一個附面層調(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。因為其能量低，不適于進(jìn)入發(fā)動機(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突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規(guī)則的流體，嚴(yán)格的說所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機(jī)理、過程的模型化現(xiàn)在都不太清楚。但是不是說湍流不好，在發(fā)動機(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)突然做高g機(jī)動時，流入壓氣機(jī)前級的空氣壓力驟降，而后級壓力很高，此時會出現(xiàn)后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動機(jī)工作極不穩(wěn)定的狀況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動機(jī)最致命的事故，很有可能造成停車甚至結(jié)構(gòu)毀壞。防止“喘振”發(fā)生有幾種辦法。經(jīng)驗表明喘振多發(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)異常時及時泄壓可避免喘振的發(fā)生。或者將轉(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)子組互相獨立，在壓力異常時自動調(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，推動渦輪高速轉(zhuǎn)動。因為渦輪與壓氣機(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。最后高溫高速燃?xì)饨?jīng)過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉(zhuǎn)子軸環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當(dāng)?shù)牡胤介_有孔，所以整個燃燒室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結(jié)構(gòu)緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有結(jié)合二者優(yōu)點的組合型燃燒室。
渦輪始終工作在極端條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。目前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)動機(jī)最重要的參數(shù)之一：渦輪前溫度。高渦前溫度意味著高效率，高功率。
噴管及加力燃燒室
噴管(nozzle，或稱噴嘴)的形狀結(jié)構(gòu)決定了最終排除的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動機(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?，飛機(jī)將獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為最終氣流速度會達(dá)到音速，這時出現(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)動性來主要源于翼面提供的空氣動力，而當(dāng)機(jī)動性要求很高時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）是歷史上兩種方案，其中后者已經(jīng)進(jìn)入實際應(yīng)用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37戰(zhàn)機(jī)的高超機(jī)動性就得益于留里卡設(shè)計局的AL-31推力矢量發(fā)動機(jī)。燃?xì)舛婷娴拇硎敲绹腦－31技術(shù)驗證機(jī)。
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)動機(jī)在渦輪后增加了一個加力燃燒室(afterburner，或后燃器)，以達(dá)到在短時間里大幅度提高發(fā)動機(jī)推力的目的。一般而言加力燃燒能在短時間里將最大推力提高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，不可能用于長時間的超音速巡航。
......使用情況
渦噴發(fā)動機(jī)適合航行的范圍很廣，從低空低亞音速到高空超音速飛機(jī)都廣泛應(yīng)用。前蘇聯(lián)的傳奇戰(zhàn)斗機(jī)米格-25高空超音速戰(zhàn)機(jī)即采用留里卡設(shè)計局的渦噴發(fā)動機(jī)作為動力，曾經(jīng)創(chuàng)下3.3馬赫的戰(zhàn)斗機(jī)速度紀(jì)錄與37250米的升限紀(jì)錄。（這個紀(jì)錄在一段時間內(nèi)不太可能被打破的）
與渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)相比，渦噴發(fā)動機(jī)燃油經(jīng)濟(jì)性要差一些，但是高速性能要優(yōu)于渦扇，特別是高空高速性能。