双路式涡轮喷气发动机涡轮发动机类型

涡轮发动机是根据它们使用的压缩器类型来分类的。压缩器类型分为三类:离心流式，轴流式，和离心轴流式。离心流式发动机中进气道空气是通过加速空气以垂直于机器纵轴的方向排出而得到压缩的。轴流式发动机通过一系列旋转和平行于纵轴移动空气的固定翼形而压缩空气。离心轴流式设计使用这两类压缩器来获得需要的压缩。

空气经过发动机的路径和如何产生功率确定了发动机的类型。有四种类型的飞机涡轮发动机-涡轮喷气发动机，涡轮螺旋桨发动机，涡轮风扇发动机和涡轮轴发动机。

涡轮喷气发动机包含四节:压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。压缩器部分空气以高速度通过进气道到达燃烧室。燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。膨胀的空气驱动涡轮，涡轮通过轴连接到压缩器，支持发动机的运行。从发动机排出加速的排气提供推力。这是基本应用了压缩空气，点燃油气混合物，产生动力以自维持发动机运行，和用于推进的排气。

涡轮喷气发动机受限于航程和续航力。它们在低压缩器速度时对油门的反应也慢。

涡轮螺旋桨发动机是一个通过减速齿轮驱动螺旋桨的涡轮发动机。排出气体驱动一个动力涡轮机，它通过一个轴和减速齿轮组件连接。减速齿轮在涡轮螺旋桨发动机上是必须的，因为螺旋桨转速比发动机运行转速低得多的时候才能得到最佳螺旋桨性能。涡轮螺旋桨发动机是涡轮喷气发动机和往复式发动机的一个折衷产物。涡轮螺旋桨发动机最有效率的速度范围是250mph到400mph(英里每小时)，高度位于18000英尺到30000英尺。它们在起飞和着陆时低空速状态也能很好的运行，燃油效率也好。涡轮螺旋桨发动机的最小单位燃油消耗通常位于高度范围25000英尺到对流层顶。

涡轮风扇发动机的发展结合了涡轮喷气发动机和涡轮螺旋桨发动机的一些最好特征。涡轮风扇发动机的设计是通过转移燃烧室周围的次级气流来产生额外的推力。涡轮风扇发动机旁路空气产生了增强的推力，冷却了发动机，有助于抑制排气噪音。这能够获得涡轮喷气型发动机的巡航速度和更低的燃油消耗。

通过涡轮风扇发动机的进气道空气通常被分成两个分离的气流。一个气流通过发动机的中心部分，而另一股气流从发动机中心旁路通过。正是这个旁路的气流才有术语"双路式涡轮喷气发动机"。涡轮风扇发动机的函道比(bypass ratio)是指通过风扇的气流质量和通过发动机中心的气流质量之比。

第四种常规类型的喷气发动机是涡轮轴发动机。它把动力传递到一个不是驱动螺旋桨的轴上。涡轮喷气发动机和涡轮轴发动机的最大区别是在涡轮轴发动机上，膨胀气体产生的大多数能量是用于驱动一个涡轮而不是产生推力。很多直升飞机使用一个涡轮轴气体涡轮发动机。另外，涡轮轴发动机在大飞机上广泛用作辅助动力装置(APU)。

涡轮发动机相比往复式发动机有下列优点: 振动少，增加飞机性能，可靠性高，和容易操作。

对比往复式发动机和不同类型涡轮发动机的性能是可能的。然而，要准确的比较，往复式发动机必须使用推力马力(即有用马力)而不是制动马力，涡轮发动机必须使用净推力。此外，飞机设计配置和大小必须基本相同。

1) BHP-制动马力是实际传递到输出轴的马力。制动马力是实际可用的马力。

2) 净推力-涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机产生的推力。

3) THP-推进马力是涡轮喷气发动机或者涡轮风扇发动机产生的推力的等效马力。

4) ESH-就涡轮螺旋桨发动机来说，-等效轴马力是传递到螺旋桨的轴马力(SHP)和排气产生的推进马力之和。

图2显示了四种类型发动机的净推力随空速增加的对比情况。这个图只用于说明目的，不是特定型号的发动机的。四种类型的发动机是:

往复式发动机

涡轮机，螺旋桨组合(涡轮螺旋桨发动机)

涡轮风扇发动机

涡轮喷气发动机(纯粹的喷气发动机)

这个对比是通过描绘每个发动机的性能曲线，它显示了最大飞机速度随所用发动机类型的不同如何变化的。因为这个图只是为了对比，净推力，飞机速度和阻力的数值就没有包含。

四种发动机基于净推力的对比使其性能能力很明显。在直线A左边的速度范围内，往复式发动机胜过其他三种类型。在直线C的左侧范围涡轮螺旋桨发动机胜出涡轮风扇发动机。在直线F的左侧范围内涡轮风扇发动机胜出涡轮喷气发动机。在直线B的右侧范围涡轮风扇发动机胜出往复式发动机，在直线C的右侧涡轮风扇发动机胜出涡轮螺旋桨发动机。直线D的右侧涡轮喷气发动机胜出往复式发动机，直线E的右侧涡轮喷气发动机胜出涡轮螺旋桨发动机，在直线F的右侧它胜出了涡轮风扇发动机。

飞机阻力曲线和净推力曲线的交点是最大飞机速度所在点。从每个点到图的横轴的垂直线说明涡轮喷气飞机可以达到的最大速度比装配其他类型发动机的飞机更高。装配涡轮风扇发动机的飞机比装配涡轮螺旋桨或者往复式发动机的飞机将达到更高的最大速度。

指示润滑油压力，润滑油温度，发动机速度，排气温度和燃油流量的发动机仪表对于涡轮发动机和往复式发动机都是普通的。然而，有一些仪表是涡轮发动机特有的。这些仪表指示发动机的发动机压力比，涡轮机输送压力，和扭矩。另外，大多数燃气涡轮发动机有多个温度敏感仪表，称为热电偶，它向飞行员提供涡轮节内部和周围的温度读数。

发动机压力比仪表用于指示涡轮喷气或涡轮风扇发动机的输出功率。EPR是涡轮机排气压力和压缩段进气压力的比值。压力测量由安装在发动机进气口和排气口的探头记录下来。一旦收集到数据，就会被送到一个差压变换器，它被指示在驾驶舱的EPR仪表上。

EPR系统的设计会自动的补偿空速和高度的影响。然而，环境温度的变化要求对EPR指示进行校正来获得准确的发动机功率设定。

燃气涡轮发动机中的一个限制因素是涡轮节的温度。涡轮节的温度必须密切监视，以防涡轮叶片和其他排气节部件的过热。一个监视涡轮节温度的常用方法就是使用排气温度(EGT)表。EGT是一个用于监视发动机总体运行状况的发动机运行限制。

EGT系统的变体根据温度传感器的位置有不同的名字。常规涡轮机温度传感仪表包含涡轮进口温度(TIT)表，涡轮出口温度(TOT)表，涡轮级间温度(ITT)表，和涡轮燃气温度(TGT)表。

涡轮螺旋桨/涡轮轴发动机输出功率通过扭矩计测量。扭矩是作用于轴上的扭转力。扭矩计测量作用于轴上的功率。涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机是设计用于产生驱动螺旋桨的扭矩。扭矩计以百分单位，尺磅，或磅每平方英寸作为刻度。

N1表示低压压缩机的旋转速度，以设计转速的百分比显示在指示器上。发动后低压压缩机的速度有N1涡轮机叶轮调节。N1涡轮机叶轮通过同心轴连接到低压压缩机。

N2表示高压压缩机的旋转速度，以设计转速的百分比显示在指示器上。高压压缩机由N2涡轮机叶轮调节。N2涡轮机叶轮通过一个同心轴连接到高压压缩机上。如图3

因为涡轮发动机非常多样，在本手册中讲解详细的运行过程是不切实际的。然而，有一些适用于所有涡轮发动机的操作考虑。它们是发动机温度限制，外界物体破坏，热启动，压缩机失速和熄火。

任何涡轮发动机的最高温度都发生在涡轮进气口。涡轮进气温度因此通常是涡轮发动机运行的限制因素。

涡轮发动机推力直接随空气密度变化。当空气密度降低时，推力也降低。当涡轮和往复式发动机受高的相对湿度有某种影响时，涡轮发动机推力损失可以忽略不计，而往复式发动机的制动马力会降低很多。

由于涡轮发动机进气口的设计和功能，吸入物体碎片的可能性总是存在的。这会导致重大的损坏，特别是压缩机和涡轮节。当发生这样的事情时，称为外来物体损伤(FOD)。典型的FOD是吸入来自停机坪，滑行道或者跑道上的小物体导致的小凹痕和花边。但是，也会发生飞鸟撞击或者冰吸入导致的FOD损坏，可能导致发动机整个损毁。

外物损伤的预防是非常重要的。地面运行期间，一些发动机进气口有在地面和进气口之间形成涡流的趋势。在这些发动机上可能安装了一个涡流消散器。

也可能使用其他设备，如屏幕和/或偏转器。飞行前检查程序包括一个对任何外物损伤迹象的目视检查。

热启动是当EGT超过安全限制时的启动。热启动是由于太多燃油进入燃烧室或者是涡轮机转速不够引起的。只要发动机热启动时，参考飞机飞行手册，飞行员操作手册或者相关的维护手册来了解检查要求。

如果点火后发动机不能加速到适合的速度或者没加速到慢车转速，这时就发生了悬挂启动。悬挂启动也可以称为假启动。悬挂启动可能是由于启动动力源不足或者燃油控制故障而导致。

压缩机叶片是小的翼型，遵守适用于任何翼型的相同空气动力学原理。压缩机叶片有一个迎角。迎角是进气口空气速度和压缩机旋转速度的计算结果。这两个力合成构成一个向量，它确定了翼型冲击进气口空气的实际迎角。

压缩机失速可以描述为进气口速度和压缩机旋转速度这两个向量数值的失衡。当压缩机叶片迎角超过临界迎角时发生压缩机失速。在这个点上，平稳气流受到干扰，随着压力波动产生了紊流。压缩机失速导致空气流进压缩机时速度降低和停滞，有时还反向流动。如图4

压缩机失速可以是瞬时现象和间歇性现象或者是持续的状态，甚至更严重。瞬时/间歇性失速的表现通常是在回火和反向气流发生时间歇的爆炸声。如果失速发展成为稳定状态，可能从持续的反向气流产生强烈的振动和高声的啸叫。驾驶舱仪表基本上通常不会显示轻度的或者瞬时失速，但是会显示形成的失速。典型的仪表表现包括转速的波动和排气温度的增加。大多数瞬时失速不会对发动机有害，经常在一两个周期后自己纠正过来。稳定状态的失速导致发动机损坏的可能性很大。必须快速的通过降低功率，减小飞机迎角和增加空速来完成改出失速。

尽管所有的燃气涡轮发动机会受压缩机失速影响，大多数型号都有抑制这些失速的系统。有一个这样的系统使用可变式进气口导叶(VIGV)和可变式定子叶片，它可以把进来的空气以适当的迎角导向到转子桨叶。防止空气压缩失速的主要方法是使飞机在制造商确立的参数范围内运行。如果压缩机失速确实形成了，请按照飞机飞行手册或者飞行员操作手册中的建议程序来做。

熄火是燃气涡轮发动机的一种运行状态，此时发动机的火无意的熄灭。如果燃烧室中油气混合比超过富油限制，火焰将会被吹熄。这个状态经常称为富油熄火。它通常发生于非常快速的发动机加速，过度富油的混合气使燃油温度降低到燃烧温度以下。也可能由于气流不足而不能维持燃烧。

另一方面，更多常规的熄火事件是由于燃油压力低和发动机速度低，这些典型的和高高度飞行有关。这种情况也会在下降期间发动机油门收回时，这会产生贫油条件熄火。贫油混合器很容易导致火焰熄灭，甚至是正常的气流通过发动机时也会发生。

燃油供应的任何干扰也会导致熄火。这原因可能是长时间的非常规姿态，发生故障的燃油控制系统，紊流，结冰或者燃油耗尽。

熄火的征兆通常和发动机失效后一样。如果熄火是因为瞬时条件，例如燃油流量和发动机速度之间的失衡，一旦状态被纠正就可以尝试空中启动发动机。无论如何，飞行员必须遵守飞机飞行手册或者飞行员操作手册中适用的紧急程序。一般的，这些程序包含了关于高度和空速的建议，在这些条件下空中开车很可能成功。

涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的压气机，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时）的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。

发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。当飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。

在马赫数 Ma<0.6 的速度下涡轮螺旋桨发动机效率最高。而当速度提高到马赫数 0.6-0.9 时，螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机所取代。这些发动机的排气比纯喷气的涡轮喷气发动机的排气流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。在亚音速(Ma<1.0)条件下,涡轮喷气发动机的推进效率最低。当飞机飞行速度超过音速后(Ma>1.0),涡扇发动机由于迎风面积过大从而推进效率开始降低；与此相反,涡轮喷气发动机的推进效率则迅速提升,即使在马赫数 2.5-3.0 范围下,涡轮喷气发动机的推进效率仍然可以达到 90%,正因为如此，与三代机普遍使用的涵道比为0.5-0.8的中等涵道比涡扇发动机相比,F-22使用的F-119涡扇发动机把涵道比降回到0.29，为的就是能够实现（Ma1.4）的超音速巡航。

每种发动机都有它们最佳使用的飞行包线-(由速度x/高度y构成的xy坐标系)，并不是说涡扇发动机一定比涡喷发动机省油，在超音速时，同样开加力燃烧室的涡扇发动机比涡喷发动机耗油率还高。

涡轮冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机（它常用于马赫数低于3的各种速度）与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。

涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气（燃气）用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。

1、流量范围：0-3L/min、双路大气采样

2、采样负压：≥25000Pa

3、流量误差：≤+5%

4、定时误差：≤+1%　

5、工作电源：10VDC　

6、工作温度：温度-10℃到45℃

7、相对湿度<85%　

8、仪器重量：2Kg