渦輪風(fēng)扇發(fā)動機

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渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機及渦輪噴氣發(fā)動機的區(qū)別以及渦噴.沖壓原理

渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的誕生

二戰(zhàn)后，隨著時間推移、技術(shù)更新，渦輪噴氣發(fā)動機顯得不足以滿足新型飛機的動力

需求。尤其是二戰(zhàn)后快速發(fā)展的亞音速民航飛機和大型運輸機，飛行速度要求達到高亞音速

即可，耗油量要小，因此發(fā)動機效率要很高。渦輪噴氣發(fā)動機的效率已經(jīng)無法滿足這種需求，

使得上述機種的航程縮短。因此一段時期出現(xiàn)了較多的使用渦輪螺旋槳發(fā)動機的大型飛機。

實際上早在30年代起，帶有外涵道的噴氣發(fā)動機已經(jīng)出現(xiàn)了一些粗糙的早期設(shè)計。40

和50年代，早期渦扇發(fā)動機開始了試驗。但由于對風(fēng)扇葉片設(shè)計制造的要求非常高。因此

直到60年代，人們才得以制造出符合渦扇發(fā)動機要求的風(fēng)扇葉片，從而揭開了渦扇發(fā)動機

實用化的階段。

50年代，美國的NACA(即NASA美國航空航天管理局的前身)對渦扇發(fā)動機進行了非常

重要的科研工作。55到56年研究成果轉(zhuǎn)由通用電氣公司(GE)繼續(xù)深入發(fā)展。GE在1957年

成功推出了CJ805-23型渦扇發(fā)動機，立即打破了超音速噴氣發(fā)動機的大量紀錄。但最早的

實用化的渦扇發(fā)動機則是普拉特·惠特尼(Pratt&Whitney)公司的JT3D渦扇發(fā)動機。實際上

普·惠公司啟動渦扇研制項目要比GE晚，他們是在探聽到GE在研制CJ805的后，匆忙加

緊工作，搶先推出了了實用的JT3D。

1960年，羅爾斯·羅伊斯公司的“康威”(Conway)渦扇發(fā)動機開始被波音707大型遠

程噴氣客機采用，成為第一種被民航客機使用的渦扇發(fā)動機。60年代洛克西德“三星”客

機和波音747“珍寶”客機采用了羅·羅公司的RB211-22B大型渦扇發(fā)動機，標志著渦扇發(fā)

動機的全面成熟。此后渦輪噴氣發(fā)動機迅速的被西方民用航空工業(yè)拋棄。

波音707的軍用型號之一，KC-135加油機。不加力式渦扇發(fā)動機實際上較為容易辨認，

其外部有一直徑很大的風(fēng)扇外殼。

渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的原理

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渦槳發(fā)動機的推力有限，同時影響飛機提高飛行速度。因此必需提高噴氣發(fā)動機的效

率。發(fā)動機的效率包括熱效率和推進效率兩個部分。提高燃氣在渦輪前的溫度和壓氣機的增

壓比，就可以提高熱效率。因為高溫、高密度的氣體包含的能量要大。但是，在飛行速度不

變的條件下，提高渦輪前溫度，自然會使排氣速度加大。而流速快的氣體在排出時動能損失

大。因此，片面的加大熱功率，即加大渦輪前溫度，會導(dǎo)致推進效率的下降。要全面提高發(fā)

動機效率，必需解決熱效率和推進效率這一對矛盾。

渦輪風(fēng)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(jié)構(gòu)，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(fēng)

扇。風(fēng)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(shù)語稱“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(fēng)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(dāng)?shù)臏u輪結(jié)構(gòu)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)風(fēng)扇傳遞到外涵道，從而避免

大幅增加排氣速度。這樣，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。

渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機的優(yōu)缺點

如前所述，渦扇發(fā)動機效率高，油耗低，飛機的航程就遠。

但渦扇發(fā)動機技術(shù)復(fù)雜，尤其是如何將風(fēng)扇吸入的氣流正確的分配給外涵道和涵道，

是極大的技術(shù)難題。因此只有少數(shù)國家能研制出渦輪風(fēng)扇發(fā)動機，中國至今未有批量實用化

的國產(chǎn)渦扇發(fā)動機。渦扇發(fā)動機價格相對高昂，不適于要求價格低廉的航空器使用。

渦輪風(fēng)扇噴氣發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖

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渦輪噴氣發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖

渦輪風(fēng)扇發(fā)動機。這種發(fā)動機在渦輪噴氣發(fā)動機的的基礎(chǔ)上增加了幾級渦輪，并由這

些渦輪帶動一排或幾排風(fēng)扇，風(fēng)扇后的氣流分為兩部分，一部分進入壓氣機（涵道），另一

部分則不經(jīng)過燃燒，直接排到空氣中（外涵道）。由于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機一部分的燃氣能量被

用來帶動前端的風(fēng)扇，因此降低了排氣速度，提高了推進效率，而且，如果為提高熱效率而

提高渦輪前溫度后，可以通過調(diào)整渦輪結(jié)構(gòu)參數(shù)和增大風(fēng)扇直徑，使更多的燃氣能量經(jīng)風(fēng)扇

傳遞到外涵道，就不會增加排氣速度。這樣，對于渦輪風(fēng)扇發(fā)動機來講，熱效率和推進效率

不再矛盾，只要結(jié)構(gòu)和材料允許，提高渦輪前溫度總是有利的。

目前航空用渦輪風(fēng)扇發(fā)動機主要分兩類，即不加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機和加力式渦輪風(fēng)扇

發(fā)動機。前者主要用于高亞音速運輸機，后者主要用于殲擊機，由于用途不同，這兩類發(fā)動

機的結(jié)構(gòu)參數(shù)也大不相同。

不加力式渦輪風(fēng)扇發(fā)動機不僅渦輪前溫度較高，而且風(fēng)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(yīng)用。根據(jù)熱機的原

理，當(dāng)發(fā)動機的功率一定時，參加推進的工質(zhì)越多，所獲得的推力就越大，不加力式渦輪風(fēng)

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扇發(fā)動機由于風(fēng)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(fēng)扇發(fā)動機在飛機巡航中是不開加力的，這時它相當(dāng)于一臺不加力式渦輪風(fēng)

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(fēng)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，目前已在新一代殲擊機上得到廣泛應(yīng)用。

沖壓噴氣發(fā)動機

沖壓噴氣發(fā)動機是一種利用迎面氣流進入發(fā)動機后減速，使空氣提高靜壓的一種空氣噴

氣發(fā)動機。它通常由進氣道（又稱擴壓器）、燃燒室、推進噴管三部組成。沖壓發(fā)動機沒有

壓氣機（也就不需要燃氣渦輪），所以又稱為不帶壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機。

這種發(fā)動機壓縮空氣的方法，是靠飛行器高速飛行時的相對氣流進入發(fā)動機進氣道中減

速，將動能轉(zhuǎn)變成壓力能（例如進氣速度為3倍音速時，理論上可使空氣壓力提高37倍）。

沖壓發(fā)動機的工作時，高速氣流迎面向發(fā)動機吹來，在進氣道擴減速，氣壓和溫度升高后進

入燃燒室與燃油（一般為煤油）混合燃燒，將溫度提高到2000一2200℃甚至更高，高溫燃

氣隨后經(jīng)推進噴管膨脹加速，由噴口高速排出而產(chǎn)生推力。沖壓發(fā)動機的推力與進氣速度有

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關(guān)，如進氣速度為3倍音速時，在地面產(chǎn)生的靜推力可以超過2OO千牛。

沖壓發(fā)動機的構(gòu)造簡單、重量輕、推重比大、成本低。但因沒有壓氣機，不能在靜止的

條件下起動，所以不宜作為普通飛機的動力裝置，而常與別的發(fā)動機配合使用，成為組合式

動力裝置。如沖壓發(fā)動機與火箭發(fā)動機組合，沖壓發(fā)動機與渦噴發(fā)動機或渦扇發(fā)動機組合等。

安裝組合式動力裝置的飛行器，在起飛時開動火箭發(fā)動機、渦噴或渦扇發(fā)動機，待飛行速度

足夠使沖壓發(fā)動機正常工作的時，再使用沖壓發(fā)動機而關(guān)閉與之配合工作的發(fā)動機；在著陸

階段，當(dāng)飛行器的飛行速度降低至沖壓發(fā)動機不能正常工作時，又重新起動與之配合的發(fā)動

機。如果沖壓發(fā)動機作為飛行器的動力裝置單獨使用時，則這種飛行器必須由其他飛行器攜

帶至空中并具有一定速度時，才能將沖壓發(fā)動機起動后投放。沖壓發(fā)動機或組合式?jīng)_壓發(fā)動

機一般用于導(dǎo)彈和超音速或亞音速靶機上。按應(yīng)用圍劃分，沖壓發(fā)動機分為亞音速、超音速、

高超音速三類。

一、亞音速沖壓發(fā)動機

亞音速沖壓發(fā)動機使用擴散形進氣道和收斂形噴管，以航空煤油為燃料。飛行時增壓比

不超過1.89，飛行馬赫數(shù)小于O.5時一般不能正常工作。亞音速沖壓發(fā)動機用在亞音速航

空器上，如亞音速靶機。

二、超音速沖壓發(fā)動機

超音速沖壓發(fā)動機采用超音速進氣道（燃燒室入口為亞音速氣流）和收斂形或收斂擴散

形噴管，用航空煤油或烴類燃料。超音速沖壓發(fā)動機的推進速度為亞音速～6倍音速，用于

超音速靶機和地對空導(dǎo)彈（一般與固體火箭發(fā)動機相配合）。

三、高超音速沖壓發(fā)動機

這種發(fā)動機燃燒在超音速下進行，使用碳氫燃料或液氫燃料，飛行馬赫數(shù)高達5～16，

目前高超音速沖壓發(fā)動機正處于研制之中。由于超音速沖壓發(fā)動機的燃燒室入口為亞音速

氣流，也有將前兩類發(fā)動機統(tǒng)稱為亞音速沖壓發(fā)動機，而將第三種發(fā)動機稱為超音速沖壓發(fā)

動機。

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發(fā)動機結(jié)構(gòu)圖

基本參數(shù)

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推力重量比：Thrusttoweightratio，代表發(fā)動機推力與發(fā)動機本身重量之比值，愈大者

性能愈好。

壓氣機級數(shù)：代表壓縮機的壓縮葉片有幾級，通常級數(shù)愈大者壓縮比愈大。

渦輪級數(shù)：代表渦輪機的渦輪葉片有幾級。

壓縮比：進氣被壓縮機壓縮後的壓力，與壓縮前的壓力之比值，通常愈大者性能愈好。

海平面最大凈推力：發(fā)動機在海平面高度及條件，與外界空氣的速度差(空速)為零時，

全速運轉(zhuǎn)所產(chǎn)生的推力，被使用的單位包括kN(千牛頓)、kg(公斤)、lb(磅)等。

單位推力小時耗油率：又稱比推力(specificthrust)，耗油率與推力之比，公制單位為

kg/N-h，愈小者愈省油。

渦輪前溫度：燃燒後之高溫高壓氣流進入渦輪機之前的溫度，通常愈大者性能愈好。

燃氣出口溫度：廢氣離開渦輪機排出時的溫度。

平均故障時間：每具發(fā)動機發(fā)生兩次故障的間隔時間之總平均，愈長者愈不易故障，

通常維護成本也愈低。

渦輪噴氣發(fā)動機原理簡釋概述

渦輪噴氣發(fā)動機是一種渦輪發(fā)動機。特點是完全依賴燃氣流產(chǎn)生推力。通常用作高速飛

機的動力。油耗比渦輪風(fēng)扇發(fā)動機高。渦噴發(fā)動機分為離心式與軸流式兩種，離心式由英國

人弗蘭克·惠特爾爵士于1930年取得發(fā)明專利，但是直到1941年裝有這種發(fā)動機的飛機才

第一次上天，沒有參加第二次世界大戰(zhàn)，軸流式誕生在德國，并且作為第一種實用的噴氣式

戰(zhàn)斗機Me-262的動力參加了1945年末的戰(zhàn)斗。相比起離心式渦噴發(fā)動機，軸流式具有橫

截面小，壓縮比高的優(yōu)點，當(dāng)今的渦噴發(fā)動機均為軸流式。

原理及工作方式

渦輪噴氣式發(fā)動機應(yīng)用于噴氣推進避免了火箭和沖壓噴氣發(fā)動機固有的弱點，因為采用

了渦輪驅(qū)動的壓氣機，因此在低速時發(fā)動機也有足夠的壓力來產(chǎn)生強大的推力。渦輪噴氣發(fā)

動機按照“工作循環(huán)”工作。它從大氣中吸進空氣，經(jīng)壓縮和加熱這一過程之后，得到能量

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和動量的空氣以高達2000英尺/秒(610米/秒)或者大約1400英里/小時(2253公里/小時)的速

度從推進噴管中排出。在高速噴氣流噴出發(fā)動機時，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)，維持

“工作循環(huán)”。渦輪發(fā)動機的機械布局比較簡單，因為它只包含兩個主要旋轉(zhuǎn)部分，即壓氣

機和渦輪，還有一個或者若干個燃燒室。然而，并非這種發(fā)動機的所有方面都具有這種簡單

性，因為熱力和氣動力問題是比較復(fù)雜的。這些問題是由燃燒室和渦輪的高工作溫度、通過

壓氣機和渦輪葉片而不斷變化著的氣流、以及排出燃氣并形成推進噴氣流的排氣系統(tǒng)的設(shè)計

工作造成的。

飛機速度低于大約450英里/小時(724公里/小時)時，純噴氣發(fā)動機的效率低于螺旋槳型

發(fā)動機的效率，因為它的推進效率在很大程度上取決于它的飛行速度；因而，純渦輪噴氣發(fā)

動機最適合較高的飛行速度。然而，由于螺旋槳的高葉尖速度造成的氣流擾動，在350英里

/小時(563公里/小時)以上時螺旋槳效率迅速降低。這些特性使得一些中等速度飛行的飛機不

用純渦輪噴氣裝置而采用螺旋槳和燃氣渦輪發(fā)動機的組合--渦輪螺旋槳式發(fā)動機。

螺旋槳/渦輪組合的優(yōu)越性在一定程度上被外涵發(fā)動機、涵道風(fēng)扇發(fā)動機和槳扇發(fā)動機

的引入所取代。這些發(fā)動機比純噴氣發(fā)動機流量大而噴氣速度低，因而，其推進效率與渦輪

螺旋槳發(fā)動機相當(dāng)，超過了純噴氣發(fā)動機的推進效率。

渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機將渦輪噴氣發(fā)動機(它常用于馬赫數(shù)低于3的各種速度)與沖壓噴

氣發(fā)動機結(jié)合起來，在高馬赫數(shù)時具有良好的性能。這種發(fā)動機的周圍是一涵道，前部具有

可調(diào)進氣道，后部是帶可調(diào)噴口的加力噴管。起飛和加速、以及馬赫數(shù)3以下的飛行狀態(tài)下，

發(fā)動機用常規(guī)的渦輪噴氣式發(fā)動機的工作方式；當(dāng)飛機加速到馬赫數(shù)3以上時，其渦輪噴氣

機構(gòu)被關(guān)閉，氣道空氣借助于導(dǎo)向葉片繞過壓氣機，直接流入加力噴管，此時該加力噴管成

為沖壓噴氣發(fā)動機的燃燒室。這種發(fā)動機適合要求高速飛行并且維持高馬赫數(shù)巡航狀態(tài)的飛

機，在這些狀態(tài)下，該發(fā)動機是以沖壓噴氣發(fā)動機方式工作的。

渦輪/火箭發(fā)動機與渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機的結(jié)構(gòu)相似，一個重要的差異在于它自備燃燒

用的氧。這種發(fā)動機有一多級渦輪驅(qū)動的低壓壓氣機，而驅(qū)動渦輪的功率是在火箭型燃燒室

中燃燒燃料和液氧產(chǎn)生的。因為燃氣溫度可高達3500度，在燃氣進入渦輪前，需要用額外

的燃油噴入燃燒室以供冷卻。然后這種富油混合氣(燃氣)用壓氣機流來的空氣稀釋，殘余的

燃油在常規(guī)加力系統(tǒng)中燃燒。雖然這種發(fā)動機比渦輪/沖壓噴氣發(fā)動機小且輕，但是，其油

耗更高。這種趨勢使它比較適合截擊機或者航天器的發(fā)射載機。這些飛機要求具有高空高速

性能，通常需要有很高的加速性能而無須長的續(xù)航時間。

結(jié)構(gòu)

進氣道

軸流式渦噴發(fā)動機的主要結(jié)構(gòu)如圖，空氣首先進入進氣道，因為飛機飛行的狀態(tài)是變化

的，進氣道需要保證空氣最后能順利的進入下一結(jié)構(gòu)：壓氣機(pressor，或壓縮機)。進氣道

的主要作用就是將空氣在進入壓氣機之前調(diào)整到發(fā)動機能正常運轉(zhuǎn)的狀態(tài)。在超音速飛行

時，機頭與進氣道口都會產(chǎn)生激波(shockwave，又稱震波)，空氣經(jīng)過激波壓力會升高，因此

進氣道能起到一定的預(yù)壓縮作用，但是激波位置不適當(dāng)將造成局部壓力的不均勻，甚至有可

能損壞壓氣機。所以一般超音速飛機的進氣道口都有一個激波調(diào)節(jié)錐，根據(jù)空速的情況調(diào)節(jié)

激波的位置。

兩側(cè)進氣或機腹進氣的飛機由于進氣道緊貼機身，會受到機身附面層(boundarylayer，

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或邊界層)的影響，還會附帶一個附面層調(diào)節(jié)裝置。所謂附面層是指緊貼機身表面流動的一

層空氣，其流速遠低于周圍空氣，但其靜壓比周圍高，形成壓力梯度。因為其能量低，不適

于進入發(fā)動機而需要排除。當(dāng)飛機有一定迎角(angleofattack，AOA，或稱攻角)時由于壓力

梯度的變化，在壓力梯度加大的部分（如背風(fēng)面）將發(fā)生附面層分離的現(xiàn)象，即本來緊貼機

身的附面層在某一點突然脫離，形成湍流。湍流是相對層流來說的，簡單說就是運動不規(guī)則

的流體，嚴格的說所有的流動都是湍流。湍流的發(fā)生機理、過程的模型化現(xiàn)在都不太清楚。

但是不是說湍流不好，在發(fā)動機中很多地方例如在燃燒過程就要充分利用湍流。

壓氣機

壓氣機由定子(stator)頁片與轉(zhuǎn)子(rotor)頁片交錯組成，一對定子頁片與轉(zhuǎn)子頁片稱為一

級，定子固定在發(fā)動機框架上，轉(zhuǎn)子由轉(zhuǎn)子軸與渦輪相連。現(xiàn)役渦噴發(fā)動機一般為8－12

級壓氣機。級數(shù)越多越往后壓力越大，當(dāng)戰(zhàn)斗機突然做高g機動時，流入壓氣機前級的空氣

壓力驟降，而后級壓力很高，此時會出現(xiàn)后級高壓空氣反向膨脹，發(fā)動機工作極不穩(wěn)定的狀

況，工程上稱為“喘振”，這是發(fā)動機最致命的事故，很有可能造成停車甚至結(jié)構(gòu)毀壞。防

止“喘振”發(fā)生有幾種辦法。經(jīng)驗表明喘振多發(fā)生在壓氣機的5，6級間，在次區(qū)間設(shè)置放

氣環(huán)，以使壓力出現(xiàn)異常時及時泄壓可避免喘振的發(fā)生。或者將轉(zhuǎn)子軸做成兩層同心空筒，

分別連接前級低壓壓氣機與渦輪，后級高壓壓氣機與另一組渦輪，兩套轉(zhuǎn)子組互相獨立，在

壓力異常時自動調(diào)節(jié)轉(zhuǎn)速，也可避免喘振。

燃燒室與渦輪

空氣經(jīng)過壓氣機壓縮后進入燃燒室與煤油混合燃燒，膨脹做功；緊接著流過渦輪，推動

渦輪高速轉(zhuǎn)動。因為渦輪與壓氣機轉(zhuǎn)子連在一根軸上，所以壓氣機與渦輪的轉(zhuǎn)速是一樣的。

最后高溫高速燃氣經(jīng)過噴管噴出，以反作用力提供動力。燃燒室最初形式是幾個圍繞轉(zhuǎn)子軸

環(huán)狀并列的圓筒小燃燒室，每個筒都不是密封的，而是在適當(dāng)?shù)牡胤介_有孔，所以整個燃燒

室是連通的，后來發(fā)展到環(huán)形燃燒室，結(jié)構(gòu)緊湊，但是整個流體環(huán)境不如筒狀燃燒室，還有

結(jié)合二者優(yōu)點的組合型燃燒室。

渦輪始終工作在極端條件下，對其材料、制造工藝有著極其苛刻的要求。目前多采用粉

末冶金的空心頁片，整體鑄造，即所有頁片與頁盤一次鑄造成型。相比起早期每個頁片與頁

盤都分體鑄造，再用榫接起來，省去了大量接頭的質(zhì)量。制造材料多為耐高溫合金材料，中

空頁片可以通以冷空氣以降溫。而為第四代戰(zhàn)機研制的新型發(fā)動機將配備高溫性能更加出眾

的瓷粉末冶金的頁片。這些手段都是為了提高渦噴發(fā)動機最重要的參數(shù)之一：渦輪前溫度。

高渦前溫度意味著高效率，高功率。

噴管及加力燃燒室

噴管(nozzle，或稱噴嘴)的形狀結(jié)構(gòu)決定了最終排除的氣流的狀態(tài)，早期的低速發(fā)動機

采用單純收斂型噴管，以達到增速的目的。根據(jù)牛頓第三定律，燃氣噴出速度越大，飛機將

獲得越大的反作用力。但是這種方式增速是有限的，因為最終氣流速度會達到音速，這時出

現(xiàn)激波阻止氣體速度的增加。而采用收斂－擴噴管（也稱為拉瓦爾噴管）能獲得超音速的噴

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氣流。飛機的機動性來主要源于翼面提供的空氣動力，而當(dāng)機動性要求很高時可直接利用噴

氣流的推力。在噴管口加裝燃氣舵面或直接采用可偏轉(zhuǎn)噴管（也稱為推力矢量噴管，或向量

推力噴嘴）是歷史上兩種方案，其中后者已經(jīng)進入實際應(yīng)用階段。著名的俄羅斯Su-30、Su-37

戰(zhàn)機的高超機動性就得益于留里卡設(shè)計局的AL-31推力矢量發(fā)動機。燃氣舵面的代表是美

國的X－31技術(shù)驗證機。

在經(jīng)過渦輪后的高溫燃氣中仍然含有部分未來得及消耗的氧氣，在這樣的燃氣中繼續(xù)注

入煤油仍然能夠燃燒，產(chǎn)生額外的推力。所以某些高性能戰(zhàn)機的發(fā)動機在渦輪后增加了一個

加力燃燒室(afterburner，或後燃器)，以達到在短時間里大幅度提高發(fā)動機推力的目的。一般

而言加力燃燒能在短時間里將最大推力提高50％，但是油耗驚人，一般僅用于起飛或應(yīng)付

激烈的空中纏斗，不可能用于長時間的超音速巡航。

使用情況

渦噴發(fā)動機適合航行的圍很廣，從低空低亞音速到高空超音速飛機都廣泛應(yīng)用。前聯(lián)的

傳奇戰(zhàn)斗機米格-25高空超音速戰(zhàn)機即采用留里卡設(shè)計局的渦噴發(fā)動機作為動力，曾經(jīng)創(chuàng)下

3.3馬赫的戰(zhàn)斗機速度紀錄與37250米的升限紀錄。（這個紀錄在一段時間不太可能被打破

的）

與渦輪風(fēng)扇發(fā)動機相比，渦噴發(fā)動機燃油經(jīng)濟性要差一些，但是高速性能要優(yōu)于渦扇，

特別是高空高速性能。