飞机的心脏:发动机(下)飞行原理与战斗机的划代(6)

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　　此螺旋桨发动机非彼螺旋桨发动机
　　
　　涡轮喷气式发动机克服了活塞式发动机的主要缺点，使战斗机顺利突破“音障”，为飞机从亚音速进入超音速飞行的新时代立下了不可磨灭的功勋。但是，涡轮喷气式发动机的致命弱点是较低速下消耗燃油太多，很不经济。螺旋桨活塞式发动机适合低速范围内使用，但速度一般不超过600千米／小时，超过600千米，小时后，一方面所需的功率将大大增加(所需功率与飞行速度的三次方成正比)，活塞式发动机根本满足不了；另一方面，螺旋桨效率大大降低，无法有效地将发动机输出的功率转化为推进飞机的拉力。因此，在上世纪50年代又出现了一种使用速度范围约在600～800千米／小时之间的发动机――涡轮螺旋桨式喷气发动机，简称涡桨发动机。
　　从外观上看，这种发动机安装在飞机上，同飞机发展早期的活塞式发动机一样，也带螺旋桨。有了螺旋桨后，飞机动力的产生和涡轮喷气式发动机就有很大不同，大约90％的飞机动力来自螺旋桨旋转产生的拉力，只有10％左右的动力来自于向后喷气所产生的推力。
　　涡桨发动机的构造基本上和涡轮喷气式发动机一样，工作原理也相似。但螺旋桨的旋转是由涡轮带动的，因此涡桨发动机通常采用两种涡轮：一种涡轮带动压气机旋转，一种涡轮带动螺旋桨旋转(称动力涡轮，也称自由涡轮)。当两种涡轮机械地连在一起以相同的转速工作时，称为定轴式或单轴式涡桨发动机。由于螺旋桨的转速(每分钟约1000转)比任何一种涡轮的转速(均在每分钟6000转以上)都要低得多，所以，涡桨发动机上要装一套减速齿轮。
　　很多人认为螺旋桨是发动机的一部分，其实不然。在飞机中，发动机和螺旋桨是两个不同部分，分属两个专业门类，但同属飞机的动力装置。涡桨发动机的桨叶绝大多数都是偶数，如4叶桨、6叶桨和8叶桨，这样比较容易保证转动平衡。理论上桨叶数量越多，效率就能越高，但它受限于动平衡、材料等方面的技术。我国的运八飞机，最早采用的是WJ-6发动机(“W1”是“涡桨”的拼音字头)，带动4叶螺旋桨；后来空警－200预警机的载机(即最新型的运八飞机)的涡桨发动机配备的螺旋桨改为6叶，说明其螺旋桨技术有了提高。同时，螺旋桨材料从铝合金改为复合材料后，减轻了重量，降低了噪声。E-2D预警机采用8叶螺旋桨，这是它在外观上与E-2C的最大区别。
　　当涡桨发动机的功率超过10000马力(7350千瓦)时，一般的单一螺旋桨不能吸收这样大的功率，必须使用转向相反的两个螺旋桨。传动双螺旋桨的减速器更为复杂，它的输入轴为一个，即自由涡轮的传动轴，而输出轴为套在一起、但反向旋转的两个轴，其特点是螺旋桨所产生的反扭矩可以全部抵消，飞机的稳定性和操纵性得以改善，且可提高螺旋桨效率。苏联的图－95轰炸机是世界上最大的装涡桨发动机的飞机，发动机共4台，每台为12000马力(8950千瓦)。
　　
　　直升机上的发动机
　　
　　直升机上的发动机早期大量采用活塞式发动机，到了上世纪50年代后，采用涡轮轴发动机。与活塞式发动机相比，涡轮轴发动机重量更轻，体积更小，功率更大，振动小，易于启动。涡轮轴发动机与涡桨发动机类似，只是自由涡轮驱动的是旋翼。尾喷管喷出的气体温度和速度极低，基本上不产生推力，为利于直升机各部件的合理安排，其尾喷管可以向后、上、下或两侧各个方向布置。
　　因为涡轮轴发动机喷出气体的能量损失很小，所以产生的功率较大。其缺点是制造困难且成本较高，减速齿轮的重量较大，有时竟占到发动机原重量的1／3。因为直升机的旋翼转速相比螺旋桨的转速还要低一个数量级，但涡轮转速相差无几，通常要求更大更重的减速器。
　　
　　不经济的加力燃烧
　　
　　在涡轮喷气式发动机中，让涡轮或风扇后的气流再一次喷油燃烧，使气流温度大幅升高，从喷口高速喷出，以获得额外推力的做法，就是加力燃烧。这是飞机进一步提高速度的主要手段，在战斗机上得到了广泛运用。在“协和”号超音速旅客机上也使用了加力燃烧，用以突破音障。
　　为获得更大推力，需尽量提高加力燃烧室出口处的燃气温度和速度，导致加力燃烧时的发动机经济性很差。此外，加力燃烧室的工作条件远不如燃烧室中的好，也是导致发动机经济性差的一个重要原因。首先，燃烧室中的空气压强是压气机出口处的压强，是发动机中的压强最高处，而加力燃烧室中的燃气压强是涡轮后的压强，大大低于前者，因此燃烧性能变差。其次，燃烧室进口处的空气流速较低，约为100米／秒，而加力燃烧室进口处燃气速度却高得多，约为400～500米／秒，流速越高，组织燃烧越困难。另外，在燃烧室中与燃油混合的是纯空气，而在加力燃烧室中与燃油混合的是已燃烧过的混合气，当然不利于燃烧。这几个原因导致加力燃烧室被做得很长，超过了风扇、压气机、燃烧室和涡轮的总长，增加了发动机的体积和重量。
　　随着材料技术和冷却技术的进步，如果能将涡轮前的燃气温度进一步提高，就可能不再需要加力燃烧了。
　　
　　像风扇的发动机
　　
　　从动量守恒定理来看，喷气式发动机的推力大小与向后喷射气流的流量和速度成正比。大流量的低速气流，或者小流量的高速气流，产生的推力可能一样大。但从能量观点看，高速气流的动能要大得多，消耗的能量要更多，因为动能与气流速度的平方成正比。涡喷发动机尾喷管出来的高速高温气体，就是它油耗大的主要原因。特别是当涡喷发动机使用加力燃烧室时，虽然发动机的推力大幅度增加，但由尾喷管排出的燃气温度和速度均较不使用加力燃烧室时大很多，使能量损失大增，其经济性更差。
　　涡桨发动机经济性更好，就是因为它向后喷射的气流速度要比涡喷发动机低得多。于是人们想出办法，来降低涡喷发动机的喷气速度，增加它的喷气流量。在20世纪60年代，诞生了涡轮风扇发动机(简称涡扇发动机)。
　　涡扇发动机可以看作是在涡桨发动机的基础上发展起来的将螺旋桨的直径大大缩短，桨叶数目增加到3～4排，取消减速器，把所有缩短了的桨叶片用一个大圆筒包起来，就变成了一种新的发动机部件――风扇。这样做以后，螺旋桨起了质的变化，这时螺旋桨(风扇)已是一个叶片较长的压气机，可以在超音速气流中很好地工作。
　　它也可以看作是在涡喷发动机的基础上发展出来的：把前面压气机的风扇直径增大，甚至增加压气机的级数，因此吸入的空气流量增加：随后气流通道分隔为内外两层，内层的空气还是像涡喷发动机里那样和燃料燃烧，外层的高压空气则不燃烧，直接流到后部；到发动机的最后部分，内层的高温高速燃气与外层的低温低速高压空气一起向后喷出。这样，喷气的流量大大增加了，平均速度则有所降低，总体的经济性得到提高。 　　除增加风扇外，涡扇发动机的其余部分与涡喷发动机很像，不同的是一般有两种涡轮，一种涡轮带动压气机旋转，称为高压涡轮：一种涡轮带动风扇旋转，称为低压涡轮。之所以这样称呼，是由于压气机进口的压强是风扇出口的压强，而风扇有压缩气体的作用，压气机处的气流压强要比风扇处的气流压强要高：相应地，压气机被称为高压压气机。
　　气流通道分为两层，外层的通道叫“外涵”，内层的叫“内涵”，实际上是普通涡轮喷气式发动机气流经过的通道。因此涡扇发动机又被称为“内外涵”发动机。流经涡扇发动机的两股气流既可以分别经过各自的尾喷管排出(即平行排气)，也可以掺混后一起从尾喷管排出。
　　在涡扇发动机中，由高压涡轮出来的燃气驱动低压涡轮做功，然后再到尾喷管中膨胀加速向后喷出。由于驱动低压涡轮已将自高压涡轮流出的燃气能量用了很多，由低压涡轮出来的燃气的温度与压强大大低于涡喷发动机排出的燃气温度和速度，产生的推力要比涡喷发动机的低些。但流过外涵道的空气在风扇的作用下受到压缩，压强提高了，在尾喷管中膨胀加速，以一定的速度流过喷口，因而外涵道的空气也产生一定的推力，两股气流所产生的推力之和，大干纯涡喷发动机的推力。涡扇发动机的推力大了，而能量损失又降低了，所以，它的经济性优于涡喷发动机，油耗低1／3，推进效率高。此外，由于其排气速度低，发动机噪音也小，更适合旅客机使用。当然，涡桨发动机排出气体的温度和速度最低，经济性更好。
　　涡扇发动机中，外涵与内涵空气流量之比称为涵道比，又称流量比，是影响涡扇发动机性能好坏的一个重要参数。小于2～3的称为低涵道比，高于4～5的为高涵道比。高涵道比涡扇发动机排气速度低，推进效率高，经济性好，适用于大型远程旅客机和运输机，但其迎风面积大，一般不在小型战斗机上使用。
　　2001年11月19日，美国通用电气为波音777改进研制的GE90-1158高涵道比涡扇发动机，在试车中推力达到了54260千克，为波音747发动机的2倍以上，是第一个被收入吉尼斯世界纪录的航空发动机。用于F-22的F119小涵道比涡扇发动机(由普惠公司研制)，其推重比(发动机的推力与其自身重量之比)达10以上，采用了3级风扇和5～6级高压压气机，总增压比达25～27，涡轮前燃气温度高达1727℃。
　　
　　我国涡轮风扇发动机的发展
　　
　　一个国家，没有独立自主研制发展的航空发动机事业，就没有独立自主发展的航空工业；没有先进的航空发动机事业，就没有先进的航空工业。可是我国飞机的发展，一直存在着“心脏病”，随着“昆仑”、“秦岭”和“太行”发动机的研制成功，标志着我国的航空发动机工业取得重大突破。
　　自20世纪50年代以来，我国仿制和改型研制了涡喷5(WP-5，用于轰5、歼5、歼教5等飞机；WP为“涡喷”的拼音首字母)、涡喷6(WP-6，用于歼6、强5等飞机)、涡喷7(WP-7，用于歼7、歼8等飞机)、涡喷8(WP-8，用于轰6飞机)和涡喷
　　13(WP-13，用于歼7、歼8飞机)等近十几个型号的涡轮喷气式发动机，为保卫我国的神圣领空立下了不朽功勋。自20世纪80年代开始自行设计具有自主知识产权的“昆仑”涡轮喷气式发动机(即涡喷14)于2002完成设计定型，达到20世纪80年代的先进水平，用于歼7、歼8飞机。
　　20世纪60年代开始，发达国家战斗机的发动机逐步被性能更好的涡轮风扇发动机取代，涡扇发动机成为发动机研制的主要方向。80年代以前，研发长达20年的WS-6系列涡扇发动机因种种原因下马，令人扼腕，而此时我国在航空动力方面与世界发达国家的差距拉到二十年之上。面对中国航空界的严峻局面，国家于80年代中期决定发展新一代大推力涡扇发动机，这就是WS－10“太行”系列发动机。涡扇总增压比达30以上，涡轮前温度为1474℃，推重比为7.5，已于2003年设计定型，目前结合试验和使用情况正在不断改进。
　　而自1994年开始，我国开始仿制英国斯贝MK202涡扇发动机，即WS-9“秦岭”，为歼轰7和歼轰7A飞机配套。在仿制的基础上，从增加发动机涡轮前温度和减轻结构重量两个方面进行了现代化改进，大幅度提高了发动机的技术性能，于2005年完成设计定型。
　　
　　独一无二的安－70
　　
　　虽然涡桨发动机比较省油，但难以飞快，因为高速情况下螺旋桨效率变低，油耗增加。涡扇发动机适于高速飞行，但油耗又相对较高，还是没有让人们满意。在20世纪70年代后期，为缓解当时面临的石油危机，人们开始研制称为桨扇的发动机，以兼顾涡桨和涡扇的优点。它的关键是需要开发新的螺旋桨。
　　新型螺旋桨由2个反向旋转的螺旋桨一起工作，螺旋桨的桨叶较多，一般为6～8片，每片桨叶形状较宽，弯曲而后掠，呈马刀形。桨扇发动机的螺旋桨直径小于涡桨发动机的，但大干涡扇的。初期设计时，两排螺旋桨的叶片数一般均采用8片，但前后排叶片对气流的扰动会激起较大噪声，在后来的设计中，将两排叶片取不同的片数。
　　但由于桨扇发动机噪声、振动和减速器性能差，特别是安全性没有保证，加之燃油价格后来不涨反跌，因而西方国家未能将这种发动机投入使用。只有苏联坚持将这种发动机应用到军用运输机上，即安70，这是世界上唯一一款采用桨扇发动机的飞机，经济性好是它的一个显著特点。例如，同样载货20吨，安－70的航程为7400千米，伊尔-76的航程为7000千米，前者仅需耗油40吨，后者则需要耗油80吨，航程还短400千米。
　　装在飞机上的不同发动机，其外观也有着明显的差别，构成了飞机外观上的显著特征。当然，除了发动机外，飞机还有其它很多特征，可以帮助我们了解到它的主要用途，并且把它同别的飞机区别开来，这些特征都是什么样的呢?请看下一期：飞机可以貌相――飞行原理与战斗机的划代(7)
　　
　　编辑／何　懿
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