航空发动机构造 第十章 其他航空发动机

第10章其他航空发动机简介Introduction of Other Aero-engine第10.1节航空活塞发动机aircraft piston engine从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。

40年代中期在军用飞机和大型民用机上燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式航空发动机，但小功率活塞式航空发动机比燃气涡轮发动机经济，在轻型低速飞机上仍得到应用。

航空活塞式发动机是利用汽油与空气混合，在密闭的容器（气缸）内燃烧，膨胀作功的机械。

活塞式发动机必须带动螺旋桨，由螺旋桨产生推（拉）力。

所以，作为飞机的动力装置时，发动机与螺旋桨是不能分割的。

（一）活塞式发动机的主要组成主要由气缸、活塞、连杆、曲轴、气门机构、螺旋桨减速器、机匣等组成。

气缸是混合气（汽油和空气）进行燃烧的地方。

气缸内容纳活塞作往复运动。

气缸头上装有点燃混合气的电火花塞（俗称电嘴），以及进、排气门。

发动机工作时气缸温度很高，所以气缸外壁上有许多散热片，用以扩大散热面积。

气缸在发动机壳体（机匣）上的排列形式多为星形或V形。

常见的星形发动机有5个、7个、9个、14个、18个或24个气缸不等。

图10.1.1 活塞发动机结构示意图在单缸容积相同的情况下，气缸数目越多发动机功率越大。

活塞承受燃气压力在气缸内作往复运动，并通过连杆将这种运动转变成曲轴的旋转运动。

连杆用来连接活塞和曲轴。

曲轴是发动机输出功率的部件。

曲轴转动时，通过减速器带动螺旋桨转动而产生拉力。

除此而外，曲轴还要带动一些附件（如各种油泵、发电机等）。

气门机构用来控制进气门、排气门定时打开和关闭。

图10.1.2 航空活塞发动机排列布置形式（二）活塞式发动机的工作原理活塞顶部在曲轴旋转中心最远的位置叫上死点、最近的位置叫下死点、从上死点到下死点的距离叫活塞冲程。

活塞式航空发动机大多是四冲程发动机，即一个气缸完成一个工作循环，活塞在气缸内要经过四个冲程，依次是进气冲程、压缩冲程、膨胀冲程和排气冲程。

发动机开始工作时，首先进入“进气冲程”，气缸头上的进气门打开，排气门关闭，活塞从上死点向下滑动到下死点为止，气缸内的容积逐渐增大，气压降低——低于外面的大气压。

于是新鲜的汽油和空气的混合气体，通过打开的进气门被吸入气缸内。

混合气体中汽油和空气的比例，一般是1比15即燃烧一公斤的汽油需要15公斤的空气。

进气冲程完毕后，开始了第二冲程，即“压缩冲程”。

这时曲轴靠惯性作用继续旋转，把活塞由下死点向上推动。

这时进气门也同排气门一样严密关闭。

气缸内容积逐渐减少，混合气体受到活塞的强烈压缩。

当活塞运动到上死点时，混合气体被压缩在上死点和气缸头之间的小空间内。

这个小空间叫作“燃烧室”。

这时混合气体的压强加到十个大气压。

温度也增加到摄氏4OO度左右。

压缩是为了更好地利用汽油燃烧时产生的热量，使限制在燃烧室这个小小空间里的混合气体的压强大大提高，以便增加它燃烧后的做功能力。

当活塞处于下死点时，气缸内的容积最大，在上死点时容积最小（后者也是燃烧室的容积）。

混合气体被压缩的程度，可以用这两个容积的比值来衡量。

这个比值叫“压缩比”。

活塞航空发动机的压缩比大约是5到8，压缩比越大，气体被压缩得越厉害，发动机产生的功率也就越大。

压缩冲程之后是“工作冲程”，也是第三个冲程。

在压缩冲程快结束，活塞接近上死点时，气缸头上的火花塞通过高压电产生了电火花，将混合气体点燃，燃烧时间很短，大约0.015秒；但是速度很快，大约达到每秒30米。

气体猛烈膨胀，压强急剧增高，可达6O到75个大气压，燃烧气体的温度到摄氏2000到250O 度。

燃烧时，局部温度可能达到三、四千度，燃气加到活塞上的冲击力可达15吨。

活塞在燃气的强大压力作用下，向下死点迅速运动，推动连杆也门下跑，连杆便带动曲轴转起来了。

图10.1.3 航空活塞发动机工作原理这个冲程是使发动机能够工作而获得动力的唯一冲程。

其余三个冲程都是为这个冲程作准备的。

第四个冲程是“排气冲程”。

工作冲程结束后，由于惯性，曲轴继续旋转，使活塞由下死点向上运动。

这时进气门仍旧关闭，而排气门大开，燃烧后的废气便通过排气门向外排出。

当活塞到达上死点时，绝大部分的废气已被排出。

然后排气门关闭，进气门打开，活塞又由上死点下行，开始了新的一次循环。

从进气冲程吸入新鲜混合气体起，到排气冲程排出废气止，汽油的热能通过燃烧转化为推动活塞运动的机械能，带动螺旋桨旋转而作功，这一总的过程叫做一个“循环”。

这是一种周而复始的运动。

由于其中包含着热能到机械能的转化，所以又叫做“热循环”。

发动机热效率与压缩比和燃烧后工质温度有关过大的压缩比会使工质的压力和温度过高,燃油可能在未被电嘴点火前就自动燃烧并形成爆震波，引起汽缸局部过热和增大零件负荷，降低发动机的可靠性。

提高汽油的辛烷值是提高压缩比、防止爆震的有效措施。

航空汽油的辛烷值一般在100以上。

每个汽缸能发出的功率受到工质温度的限制。

每升活塞排量发出的功率称为升功率，一般为22～44千瓦（30～60马力），个别发动机可达59千瓦（80马力），活塞排量是指活塞在汽缸内自最下端移至最上端所扫过的容积活塞航空发动机要完成四冲程工作，除了上述气缸、活塞、联杆、曲轴等构件外，还需要一些其他必要的装置和构件。

（三）活塞式航空发动机的辅助工作系统发动机除主要部件外，还须有若干辅助系统与之配合才能工作。

主要有进气系统（为了改善高空性能，在进气系统内常装有增压器，其功用是增大进气压力）、燃油系统、点火系统（主要包括高电压磁电机、输电线、火花塞）、起动系统（一般为电动起动机）、散热系统和润滑系统等。

第10.2节冲压喷气发动机Ramjet冲压喷气发动机是一种利用迎面气流进入发动机后减速，使空气提高静压的一种空气喷气发动机。

它通常由进气道（又称扩压器）、燃烧室、推进喷管三部组成。

冲压发动机没有压气机（也就不需要燃气涡轮），所以又称为不带压气机的空气喷气发动机。

这种发动机压缩空气的方法，是靠飞行器高速飞行时的相对气流进入发动机进气道中减速，将动能转变成压力能（例如进气速度为3倍音速时，理论上可使空气压力提高37倍）。

冲压发动机的工作时，高速气流迎面向发动机吹来，在进气道内扩张减速，气压和温度升高后进入燃烧室与燃油（一般为煤油）混合燃烧，将温度提高到2000一2200℃甚至更高，高温燃气随后经推进喷管膨胀加速，由喷口高速排出而产生推力。

冲压发动机的推力与进气速度有关，如进气速度为3倍音速时，在地面产生的静推力可以超过2OO千牛。

冲压发动机的构造简单、重量轻、推重比大、成本低。

但因没有压气机，不能在静止的条件下起动，所以不宜作为普通飞机的动力装置，而常与别的发动机配合使用，成为组合式动力装置。

如冲压发动机与火箭发动机组合，冲压发动机与涡喷发动机或涡扇发动机组合等。

安装组合式动力装置的飞行器，在起飞时开动火箭发动机、涡喷或涡扇发动机，待飞行速度足够使冲压发动机正常工作的时，再使用冲压发动机而关闭与之配合工作的发动机；在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新起动与之配合的发动机。

如果冲压发动机作为飞行器的动力装置单独使用时，则这种飞行器必须由其他飞行器携带至空中并具有一定速度时，才能将冲压发动机起动后投放。

冲压发动机或组合式冲压发动机一般用于导弹和超音速或亚音速靶机上。

按应用范围划分，冲压发动机分为亚音速、超音速、高超音速三类。

一、亚音速冲压发动机亚音速冲压发动机使用扩散形进气道和收敛形喷管，以航空煤油为燃料。

飞行时增压比不超过 1.89，飞行马赫数小于O.5时一般不能正常工作。

亚音速冲压发动机用在亚音速航空器上，如亚音速靶机。

二、超音速冲压发动机超音速冲压发动机采用超音速进气道（燃烧室入口为亚音速气流）和收敛形或收敛扩散形喷管，用航空煤油或烃类燃料。

超音速冲压发动机的推进速度为亚音速～6倍音速，用于超音速靶机和地对空导弹（一般与固体火箭发动机相配合）。

三、高超音速冲压发动机这种发动机燃烧在超音速下进行，使用碳氢燃料或液氢燃料，飞行马赫数高达5～16，目前高超音速冲压发动机正处于研制之中。

由于超音速冲压发动机的燃烧室入口为亚音速气流，也有将前两类发动机统称为亚音速冲压发动机，而将第三种发动机称为超音速冲压发动机。

第10.3节火箭发动机Rocket火箭发动机是我国劳动人民首先创造出来的。

早在唐代初年(约在七世纪）火药就出现了，南宋时代火药用来制造烟火，其中包括“起花”。

大约在十三世纪制成火箭。

我国古代制造的火箭和起花所用的是黑色火药。

它们的工作原理和现代的固体燃料火箭是一样的。

同空气喷气发动机相比较，火箭发动机的最大特点是：它自身既带燃料，又带氧化剂，靠氧化剂来助燃，不需要从周围的大气层中汲取氧气。

所以它不但能在大气层内，也可在大气层之外的宇宙真空中工作。

这是任何空气喷气发动机都做不到的。

目前发射的人造卫星、月球飞船以及各种宇宙飞行器所用的推进装置，都是火箭发动机。

现代火箭发动机主要分固体推进剂和液体推进剂发动机。

所谓“推进剂”就是燃料（燃烧剂）加氧化剂的合称。

一、固体火箭发动机固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机。

固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚等。

固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成。

药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面，其横截面形状有圆形、星形等）。

药柱置于燃烧室（一般即为发动机壳体）中。

在推进剂燃烧时，燃烧室须承受25O0～35O0度的高温和102～2×107帕的高压力，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。

点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成。

通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药拄。

喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件。

该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。

药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。

固体火箭发动机与液体火箭发动机相比较，具有结构简单，推进剂密度大，推进剂可以储存在燃烧到中常备待用和操纵方便可靠等优点。

缺点是“比冲”小（也叫比推力，是发动机推力与每秒消耗推进剂重量的比值，单位为秒）。

固体火箭发动机比冲在25O～300秒，工作时间短，加速度大导致推力不易控制，重复起动困难，从而不利于载人飞行。

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。

二、液体火箭发动机液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机。

常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等。

氧化剂和燃烧剂必须储存在不同的储箱中。