涡扇发动机工作原理(cj2000航空发动机)

当代人类使用的发动机除了纯电机外，大部分都是热机，即需要燃烧石油、煤炭、天然气等化石燃料，驱动介质膨胀产生高压，然后释放到低压状态，完成对外的功能输出。传统的柴油机和汽油机都是以活塞为中心，有进气、增压、燃烧、排气四个阶段。然而，涡轮喷气发动机同时结合了这四个阶段。涡轮机的原理也是古人发明的，这就是灯笼。现代涡轮喷气发动机工作的所有主要元素都已出现。但实用的涡喷发动机出现在二战前的30-40年代，直到二战末期才有实用的战斗机和巡航导弹。现代涡喷发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。在涡轮和战斗机尾喷管之间还有一个加力燃烧室。涡轮喷气发动机因其流线型外形和高功率特别适合安装在现代飞机上。

空空气首先进入涡轮发动机的进气口。当使用涡轮的飞机或巡航导弹飞行时，可以看到气流以飞行速度流回发动机。由于飞机和导弹的飞行速度是可变的，压气机适应的来流速度在一定范围内，进气道的作用就是通过可调管道将来流调节到合适的速度。超音速飞行时，进气道前方和内部的气流速度应尽可能降低到亚音速，使前风扇和前压气机的叶尖速度不超过音速，产生剧烈的激波颤振。有许多方法可以将进入进气道早期的超音速气流减缓为亚音速气流。比如特殊的进气形状；采用进气调节锥和内部扰流板调节板；或目前流行的进气口鼓包的调节措施等。在超音速气流被各种措施减缓和延迟的过程中，内部气压也增加了几十倍，甚至超过了多级压气机人工增压的效率。

因此，一旦进气道前方的相对来流速度超过2.2马赫，就完全不需要人工压缩。这时燃料可以直接在这种高压气流中燃烧再次做功。这种发动机是冲压发动机，而不是传统的涡轮喷气或涡轮风扇发动机。普通飞机发动机进气道后面的压气机是专门用来增加气流内部压力的。空当空气流过压气机时，压气机的工作叶片对气流做功，使气流的压力和温度增加。亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。风扇和压气机的动力来自于燃料在燃烧室中燃烧后回喷到高压和低压涡轮所产生的驱动力。与压缩机一样，涡轮机也有多个扇区。高压涡轮和前高压压气机同轴连接。低压涡轮和前低压压缩机也通过公共轴来回连接。这样，只要燃料持续燃烧，涡喷发动机就能持续工作。在耐久性测试中，这种连续工作甚至需要数百个小时。而多级涡轮捕获的能量只占一部分，大部分还要以远超一个大气压的压力向后喷射，以获得与喷射方向相反的驱动力。

涡轮后面的高压高温气体产生的反推力就是正推力。如果想获得更大的临时推力，就需要将燃油直接喷入涡轮后面的空空间。由于通过涡轮的气体温度仍在400摄氏度以上，因此可以直接点燃这些燃料，产生更大的膨胀推力，这就是所谓的加力燃烧室。但是加力燃烧室耗油太快，不经济，大部分只存在于战斗机上；当代所有民航客机基本都取消了加力。事实上，民机发动机70%的推力不是来自涡喷而是来自前置大风扇。大风扇由最后面的燃气轮机同轴驱动。大风扇外环扇动的气流不再进入主机内导管，而是直接推回去做功。大风扇吹回来的冷空气包裹着内导管喷出的热空气，会降低噪音和红外特性。

军用涡扇发动机前面其实是有风扇的，但是风扇外涵道吹向后的自然冷空气的比例远远小于民用涡扇，大部分气流都要进入内涵道进行加压加热。但经过涡轮和加力燃烧室后，外界的冷空气流仍需与中间的热空气流混合。因此，涡扇发动机都需要一套可调的缩放喷管，对低速涵道气流进行增压和加速，获得更大的推力。此外，冷热喷流的混合还可以降低喷流噪声和红外特性。而纯涡喷发动机没有外涵道冷气喷射，内涵道燃气本身的温度和流量都比较高，所以大部分纯涡喷发动机的喷口都是固定的，不需要调整喷口大小。韩浪山(匈奴浪山)认为，把歼7等老涡喷飞机的喷管和三代以后的涡扇发动机的喷管对比，就能看出明显的区别。而如果喷射速度远远超过音速。那么就需要火箭一样的浇注玻璃水口，飞机水口不合适。