【簡介：】本篇文章給大家談談《飛機渦輪風扇發(fā)動機圖解》對應的知識點，希望對各位有所幫助。本文目錄一覽：
1、渦輪發(fā)動機的工作原理及圖解


2、渦扇發(fā)動機的動態(tài)原理圖，以及詳解，簡明易

本篇文章給大家談談《飛機渦輪風扇發(fā)動機圖解》對應的知識點，希望對各位有所幫助。

本文目錄一覽：

• 1、渦輪發(fā)動機的工作原理及圖解
• 2、渦扇發(fā)動機的動態(tài)原理圖，以及詳解，簡明易懂的，誰有呃？
• 3、飛機渦輪風扇發(fā)動機進氣口為什么不是規(guī)則圓的?
• 4、飛機渦輪發(fā)動機的工作原理是什么?
• 5、飛機發(fā)動機的種類，以及圖片，全的

渦輪發(fā)動機的工作原理及圖解

所有的渦輪發(fā)動機都具備壓縮機(Compressor)、燃燒室(Cumbustion)、渦輪機(Turbine，也就是渦輪發(fā)動機之名的來源)三大部份。壓縮機通常還分成低壓壓縮機(低壓段)和高壓壓縮機(高壓段)，低壓段有時也兼具進氣風扇增加進氣量的作用，進入的氣流在壓縮機內被壓縮成高密度、高壓、低速的氣流，以增加發(fā)動機的效率。氣流進入燃燒室后，由供油噴嘴噴射出燃料，在燃燒室內與氣流混合并燃燒。燃燒后產(chǎn)生的高熱廢氣，接著會推動渦輪機使其旋轉，然后帶著剩余的能量，經(jīng)由噴嘴或排氣管排出，至于會有多少的能量被用來推動渦輪，則視渦輪發(fā)動機的種類與設計而定，渦輪機和壓縮機一樣可分為高壓段與低壓段。

分類：

按照發(fā)動機燃料燃燒所需的氧化劑的來源不同可分為火箭發(fā)動機和空氣噴氣發(fā)動機?；鸺l(fā)動機自帶氧化劑?；鸺l(fā)動機根據(jù)氧化劑和燃燒劑的形態(tài)不同，又分為液體火箭發(fā)動機和固體火箭發(fā)動機。

渦輪發(fā)動機近來也被用來用作大型發(fā)電機

渦輪噴氣發(fā)動機

（主要用于戰(zhàn)斗，以及超音速客機，例如協(xié)和號）；

這類發(fā)動機具有加速快[1]、設計簡便等優(yōu)點，是較早實用化的噴氣發(fā)動機類型。但如果要讓渦噴發(fā)動機提高推力，則必須增加燃氣在渦輪前的溫度和增壓比，這將會使排氣速度增加而損失更多動能，于是產(chǎn)生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此渦噴發(fā)動機油耗大，對于商業(yè)民航機來說是個致命弱點。

渦輪風扇發(fā)動機

（主要用于民用噴氣式飛機和轟炸機、預警機等，是應用最為廣泛的渦輪發(fā)動機）

渦輪風扇發(fā)動機的妙處，就在于既提高渦輪前溫度，又不增加排氣速度。渦扇發(fā)動機的結構，實際上就是渦輪噴氣發(fā)動機的前方再增加了幾級渦輪，這些渦輪帶動一定數(shù)量的風扇。風扇吸入的氣流一部分如普通噴氣發(fā)動機一樣，送進壓氣機(術語稱“內涵道”)，另一部分則直接從渦噴發(fā)動機殼外圍向外排出(“外涵道”)。因此，渦扇發(fā)動機的燃氣能量被分派到了風扇和燃燒室分別產(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?shù)臏u輪結構和增大風扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)風扇傳遞到外涵道，從而避免大幅增加排氣速度。熱效率和推進效率取得了平衡，發(fā)動機的效率得到極大提高。效率高就意味著油耗低，飛機航程變得更遠。從結構上看，目前渦扇發(fā)動機可分為單轉子、雙轉子、三轉子。

渦輪風扇發(fā)動機可以再細分為不加力式和加力式。前者不僅渦輪前溫度較高，而且風扇直徑較大，涵道比可達8以上，這種發(fā)動機的經(jīng)濟性優(yōu)于渦輪噴氣發(fā)動機，而可用飛行速度又比活塞式發(fā)動機高，在現(xiàn)代大型干線客機、軍用運輸機等最大速度為M0.9左右的飛機中得到廣泛的應用。根據(jù)熱機的原理，當發(fā)動機的功率一定時，參加推進的工質越多，所獲得的推力就越大，不加力式渦輪風扇發(fā)動機由于風扇直徑大，空氣流量就大，因而推力也較大。同時由于排氣速度較低，這種發(fā)動機的噪音也較小。加力式渦輪風扇發(fā)動機在飛機巡航中是不開加力的，這時它相當于一臺不加力式渦輪風扇發(fā)動機，但為了追求高的推重比和減小阻力，這種發(fā)動機的涵道比一般在1.0以下。在高速飛行時，發(fā)動機的加力打開，外涵道的空氣和渦輪后的燃氣一同進入加力燃燒室噴油后再次燃燒，使推力可大幅度增加，甚至超過了加力式渦輪噴氣發(fā)動機，而且隨著速度的增加，這種發(fā)動機的加力比還會上升，并且耗油率有所下降。加力式渦輪風扇發(fā)動機由于具有這種低速時較油耗低，開加力時推重比大的特點。

渦扇發(fā)動機的動態(tài)原理圖，以及詳解，簡明易懂的，誰有呃？

由在壓氣機前安裝的一級或多級風扇形成的外涵氣流與內涵噴管排出的或內外涵氣流摻混后排出的燃氣共同產(chǎn)生推力的燃氣渦輪發(fā)動機。與渦輪噴氣比較，主要特點是首級壓縮機的面積大很多，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後推。發(fā)動機核心部分空氣經(jīng)過的部分稱為內涵道，僅有風扇空氣經(jīng)過的核心機外側部分稱為外涵道。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)的飛機引擎都采用渦扇作為動力來源。

簡單的說就是增加發(fā)動機進氣口面積使得發(fā)動機空氣流量增大從而在不改變加油量和燃燒室效率的前提下增加尾噴管的空氣流量，流量大了推力自然就大了。是一種節(jié)約能源的方法，多用于民用航空發(fā)動機。

以上希望對你有幫助。

飛機渦輪風扇發(fā)動機進氣口為什么不是規(guī)則圓的?

說到飛機進氣口，大多數(shù)人會先想到客機翅膀下那幾個又圓又大的圓筒，前面一個大圓口，里面可以看到渦扇一片片的槳葉。這種進氣口是亞音速進氣口。前面入氣口頸部直徑比風扇直徑小，當高速空氣進入就會因為被擴張而減速，把能量化成靜壓。這樣風扇入口才有足夠的空氣比重保持流量。如果風扇入口速度太高，空氣比重就越小靜壓也越低。這樣就會造成氣流不穩(wěn)定也不能有足夠功率輸出，這就是我們通常說的失速。 亞音速進氣口相對簡單于超音速進氣口。因為亞音速不用考慮到激波在進氣口形成。但是一點非常重要的是要控制附面層在進氣口內壁的形成。當附面層形成靠近內壁的空氣就會失去能量而風扇葉尖部分失速導致發(fā)動機功率輸出降低，附面層越厚情況越糟糕。還有很重要考慮飛機側風飛行時也會對進氣口內壁單邊形成附面層，同樣會使風扇一邊失速。所以進氣口設計就是無論在什么情況要把附面層做到最薄。最常見的辦法就是把進氣口唇部設計成圓厚點。注意客機的入氣口都和風扇有相當?shù)囊欢尉嚯x，留點空間讓空氣慢慢減速并增壓。 但是談到超音速進氣口，情況就會復雜點。超音速氣流不能象亞音速那樣慢慢減速，需要靠激波來壓縮和降低氣流的速度。馬赫數(shù)越高，需要的激波數(shù)量也越多。高超音速必須靠斜激波(Oblique Shock)來降低速度，經(jīng)過幾次斜波后當馬赫數(shù)達到稍大于1時就可以來一個正激波(Normal shock)把流速降到亞音速，當進入亞音速時就可以用亞音速闊張的方法繼續(xù)減低流速。這樣才能保持所需的空氣流量和在不同的飛行條件下有均勻的氣流供應發(fā)動機。超音速進氣口是可變形的，而亞音速進氣口都是固定形的。 設計超音速進氣口要考慮的因素包括飛機的速度、飛行包線、發(fā)動機安裝布局、進氣口布局等，近幾年戰(zhàn)機的發(fā)展還要考慮到進氣口對雷達波的反射。 在這里讓我們來看看這些激波的形成和如何控制激波來增壓。參見下圖，這是一位印度教授做的空氣動力模擬（CFD），非常簡單的描述一下最常見的超音速進氣口的操作原理。當超音速空氣（紅色）沖向進氣口，在最前端碰到激波產(chǎn)生面（第一傾斜面）時，就會形成一道斜激波，速度就會降低（橘色）、靜壓就會隨著增加。注意這道激波通常會設計成與進氣口外殼連接。斜激波的角度隨著進入速度和傾斜面角度而定，通常都要算好讓激波與外殼唇部相接，不然空氣不能以最佳效率壓縮或發(fā)生“漏氣”。 當斜激波碰到進氣口內壁時就會產(chǎn)生反彈，再次讓氣流減速、增壓。注意在進入進氣口之前還有一個激波產(chǎn)生面（第二傾斜面），角度比第一傾斜面稍大。在這里第二道斜激波產(chǎn)生，同樣的讓氣流減速、壓縮，然后在外殼內壁反彈。這樣幾次反彈后氣流速度被降到略大于M1（淡藍色）。再注意每一次斜激波反彈角度隨著變大，這就表示速度慢下來了，因為激波的角度和前氣流速度成反比。當?shù)统羲俚目諝怆S著涵道擴大，就會產(chǎn)生一道正波把空氣速度減到亞音速（藍色）同時繼續(xù)讓靜壓增加。 現(xiàn)在讓我們來看看不同的超音速進氣口設計。下圖為最經(jīng)典的超音速進氣口，是SR71偵察機J58發(fā)動機用的。因為進氣口是圓筒形的，所以激波產(chǎn)生面是個圓錐形的往前突出。 當談到象SR71這樣快的超音速飛機，可飛到3.2馬赫的速度。對比空氣以3.2M進入的速度和當在地面時的流速相差太遠，發(fā)動機所需的氣流量也相差很大。所以圓錐設計成可以按著飛機速度的改變而收縮或探出，讓發(fā)動機按著需要在高速飛行時有效的產(chǎn)生激波壓縮進氣，而同樣的口徑在低速或靜止時則還有足夠的流量保持發(fā)動機運轉。 先前談到附面層會在物體表面產(chǎn)生，而進入發(fā)動機之前要把附面層隔開，然后把附面層低速的空氣放掉。當然附面層的產(chǎn)生只有當空氣在機體表面達到一定的速度時，飛機靜止時沒有這問題。參見下圖，中間那個突出的圓錐體(Spike)的后半段有很多放氣槽孔（Spike bleed）。當飛機速度超越M1.4時圓錐就開始往后收縮，當3.2M飛行時因為要保持最佳激波的壓縮模式所以圓錐收縮到最短。這時多余的空氣和由圓錐產(chǎn)生的低能量附面層同時通過放氣槽孔被導入圓錐內部，然后同樣靠空心的圓錐支撐結構把空氣放掉。 當SR71在停在機場發(fā)動機運轉時圓錐完全探出，因為進入氣道的空氣沒有能量把所需的空氣壓入進氣口，所以這個放氣裝置就會變成進氣裝置，把空氣倒流引入發(fā)動機。再看看下圖解釋SR71進氣口幾種不同的工作模式。當飛機靜止時，進氣口的圓錐突出，留一道縫穴給前方空氣進入，但是因為涵道設計的緣故，這時前方的全壓不夠，把涵道內吸到真空也不會有足夠的空氣，所以要靠方氣槽空氣倒流。第二張圖當飛機亞音速飛行時，因為發(fā)動機需要的空氣不多，進氣口也有足夠的能量把空氣推入，所以圓錐還是原來位置，放氣槽 把多余的空氣放掉。當飛機進入超音速時，特別當正激波無法把空氣減到亞音速時，圓錐開始往后移以控制空氣流量和激波模式。 好了！看完SR71的進氣口，現(xiàn)在來看看比較慢一點的飛機進氣口。下面這張圖是大家都熟悉的協(xié)和客機進氣口。雖然是方的，但是原理還是一樣：有幾片可改變位置、角度的激波產(chǎn)生面板。注意左右兩邊的激波產(chǎn)生面的角度當時設定不一樣，后面放氣口的設定也不一樣。 這也是三代高空殲擊機的進氣口設計。F15、Su27、Mig29和Mig30等的進氣口都是這樣的。下圖詳細點解釋一下F15的進氣口。這個進氣口有三道激波產(chǎn)生面，第一個面是固定的，就是最上面最前沿那個。第二和第三是可移動的，高速時最多可產(chǎn)生三道斜波。三個斜面后接著是放氣口，也就是上面協(xié)和機那張進氣口里面的那兩道放氣口。再后面就是擴散器，像亞音速進氣口一樣繼續(xù)盡可能在進入發(fā)動機前壓縮空氣。 看完了高超音速進氣口，讓我們來看看低超音速的進氣口。很典型的低超音速或跨音速進氣口例子就是F16的進氣口，進氣道里面沒有會動的面板，只有光滑的內壁，有時也有放氣門設計。進氣口是平的而不是象F15那樣斜的。這種低速高機動戰(zhàn)機進氣口更要求進氣穩(wěn)定，因為進氣方向的角度相差大氣流在進氣道里容易產(chǎn)生亂流導致發(fā)動機失速。所以設計這種進氣道和超音速相比是另一種難題，高超音速的是速度難題，而低速的卻是角度難題。飛機在低超音速飛行時通常在進氣口處有一道正波壓縮空氣就夠了。 現(xiàn)在讓我們來看看進氣口的隔道，就是大家經(jīng)?？吹絁8II或鬼怪的進氣口有一塊伸出來的薄板，薄板與機身之間留有一道空隙，這就是隔道，那塊薄板就叫附面層隔板（Boundary Layer Diverter）。前面說到SR71在圓錐后面有一系列的槽孔，把低能量的附面氣流“吞”下去然后放掉。同樣的，隔道的作用也是把這低能量不穩(wěn)定因素的附面層跟進氣口隔開。 速度高一點的飛機這塊隔板是可以移動的，在高速飛行時也可以同時成為激波產(chǎn)生面。隔板和機身的間隙是要預先計算好的，距離必須至少和最糟糕的情況下附面層的厚度相等。要不然如果在緊要關頭時速的話后果很嚴重。J8II的隔板如果沒錯的話是固定的，F(xiàn)4鬼怪的是可以移動的，注意下圖鬼怪的隔板分為兩部分，后面一半的角度是可以按著速度調校的，在高速飛行時就成為第二斜激波產(chǎn)生面。F16的隔板非常短，但是同樣在進氣口和機身之間有一道3.3英寸的隔道。這也是等于設計時計算出來的最大附面層厚度值。 接下來在來看看DSI（Diverterless Supersonic Inlet）進氣口，就是大家常見的F35和梟龍上用的。這種進氣口的好處是可以降低雷達對飛機的RCS, 從而增加隱身效果。當然，這種進氣口的設計難度高，經(jīng)過設計優(yōu)化后最佳狀態(tài)效果還稍不如傳統(tǒng)進氣口。如果設計不好，飛機性能卻會大大降低，甚至很多情況下發(fā)動機停車。 DSI的進氣原理是利用鼓包把附面層劈開，在入口處讓低能量的空氣分別往兩邊引開。大部分的低能量附面層會避開進氣道，小部分經(jīng)由進氣道里面的排氣口排放掉。鼓包也是超音速飛行時的激波產(chǎn)生面，鼓包越大，能應付的最大速度也越高。

飛機渦輪發(fā)動機的工作原理是什么?

渦輪機發(fā)動機（燃氣輪機）的原理與中國的走馬燈相同，走馬燈的上方有一個葉輪，就像風車一樣，當燈點燃時，燈內空氣被加熱，熱氣流上升推動燈上面的葉輪旋轉，帶動下面的小馬一同旋轉。

燃氣輪機是靠燃燒室產(chǎn)生的高壓高速氣體推動燃氣葉輪旋轉

空氣從空氣入口進入燃氣輪機，高速旋轉的壓氣機把空氣壓縮為高壓空氣。燃料在燃燒室燃燒，產(chǎn)生高溫高壓空氣；高溫高壓空氣膨脹推動渦輪旋轉做功；

空氣是工作介質，空氣中的氧氣是助燃劑，燃料燃燒使空氣膨脹做功，也就是燃料的化學能轉變成機械能。

擴展資料:

組成部分:

渦輪發(fā)動主要由壓氣機、燃燒室、渦輪三大部分組成，左邊部分是壓氣機，有進氣口，左邊四排葉片構成壓氣機的四個葉輪，把進入的空氣壓縮為高壓空氣：

中間部分是燃燒器段（燃燒室），內有燃燒器，把燃料與空氣混合進行燃燒；

右邊是渦輪（透平），是空氣膨脹做功的部件；右側是燃氣排出口。

參考資料來源:百度百科-渦輪發(fā)動機

飛機發(fā)動機的種類，以及圖片，全的

1活塞式發(fā)動機

2渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機和渦輪軸發(fā)動機

3沖壓式發(fā)動機

第一代航空發(fā)動機是活塞式。工作原理和汽車發(fā)動機一樣，只是傳動裝置好像是直連式，也就是發(fā)動機直接帶動螺旋槳;體積比汽車的大一些，呈圓筒狀，一般為八缸左右。第二代是渦輪噴氣發(fā)動機。工作原理是:通過串列的渦輪轉動給進來的空氣增壓，使空氣達到可以點

燃燃油的溫度，在燃燒室與燃油混合燃燒，并再通過一組渦輪進行增壓，最后產(chǎn)生的高溫高壓氣體由尾噴口排出，產(chǎn)生反推力。一般噴出的氣體可上千度。第三代是渦輪風扇發(fā)動機，是基于渦噴發(fā)動機的結構上演變而來的，就是在渦噴發(fā)動機的進氣口加了一副大的葉輪，

并且在發(fā)動機外層加了一個外殼，只是這個外殼與發(fā)動機離有縫隙，稱為外涵道，發(fā)動機內部稱為內涵道。當發(fā)動機轉動時，進氣口的大風扇吸進的冷空氣一部分進入內涵道，一部分則進入外涵道，并引射到發(fā)動機尾部，給內涵道的高壓氣體降壓從而產(chǎn)生比渦噴更大的推力

進而降低油耗。所以，現(xiàn)代的戰(zhàn)斗機和客機都使用的是渦扇發(fā)動機，此外，渦扇發(fā)動機種類分為軸流式和離心式。還有與之同時產(chǎn)生的發(fā)動機:渦輪螺旋槳式，渦輪沖壓式。第四代是脈沖爆震發(fā)動機，這種發(fā)動機的技術目前還在研發(fā)當中。

關于《飛機渦輪風扇發(fā)動機圖解》的介紹到此就結束了。