整机丨详解现代飞机上最常用的涡喷和涡扇发动机的设计与布局

喷气式飞机的推进装置一般有四种不同的设计：涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机（或旁路引擎），涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机。这篇文章将讨论现代飞机上最常用的两种发动机：涡喷和涡扇发动机的设计和布局，并解释他们的特点说明每个发动机适用于特定的任务。

通常来说，每个发动机都是由四个部分组成：压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管，如下图1所示。压气机用来提高燃烧前的进气压力；涡轮是发动机的心脏，它从高温高压的燃烧产物中获取工作介质。动力涡轮的作用不是提供推力，而是驱动压气机。高温高压的燃烧产物经过尾喷管扩喷来提供推力。在某些军事涡喷发动机中，排气速度和飞机推力的提高是通过在排气管道中的“二次燃烧”实现的。

 

涡喷发动机是最早的喷气式发动机，由Sir Frank Whittle和Hans von Ohain在在二战期间发明。这种发动机在民用飞机中已不再使用，主要应用于高速推进的军机。图1是这种典型喷气式发动机的横断面图，展示了这种发动机的布局，在同一个轴上，轴向压气机由轴向的涡轮驱动。这种装配形式，使压气机和涡轮被称作“轴”，新型发动机通常拥有两到三个“轴”，这样在压气机和涡轮中的压缩和膨胀过程就可以分布在不同的部分。照这种方式，一个低压压气机和一个低压涡轮安装在同一轴上就组成了一个低压“轴”。低压轴穿过高压压气机和高压涡轮组成的高压轴的中空内部，这样压气机和涡轮被分离成独立的部分以减少压气机和涡轮叶片的离心力。为了使运行效率达到最佳，允许不同位置的压气机和涡轮具有不同的运行速度。

就涡喷发动机能保持着持久的超音速和在飞机推进方面的优势来说，罗-罗公司的Olympus 593是一个很好的双轴发动机的例子，可以给Concorde（协和式超音速喷射客机）提供两倍的音速。

在优化喷气式发动机的时候两个参数经常要考虑：发动机的比推力（ST）和燃料消耗率（SFC），即能产生单位推力的燃料质量流量。通常来说，涡轮设计者利用两个热力学变量来优化这两个参数：压气机压比（R）和涡轮的进口温度（TET）。这两个变量对SFC和ST的影响将依次被考虑。

ST受TET的强烈影响,在产生特定大小推力的时候，为了使发动机尽可能的小，应该使TET变成最大。然而，R不变的情况下TET的增加将会引起SFC变大。另一方面，增加ST比损失更多的SFC更加重要，特别是在高速飞行时，小型发动机对于减小重量和阻力都很关键。

增加R总是会导致SFC的减少，因此确保有效的压缩阶段经济型发动机是关键所在，对于TET值固定的情况，增加R在一开始会提升ST但最终会导致ST的再次减少。因此，需要由工程师来确定一个最优的R值。而且，ST取最大时最优压比随着TET的增加而增加。

R和TET的优化当然不可能脱离发动机的机械设计而单独进行，提高TET需要使用更多昂贵的合金材料和冷却涡轮叶片，这必然导致成本增加、机械的复杂性或是发动机寿命的亏损。R的增大还会使压气机和涡轮相应变大，这会增加发动机的重量、成本和机械复杂性。

最后，对于不同的飞行速度和飞行高度，涡喷发动机的性能也不同，因为质量流量和阻力动量随着空气的密度和前进速度变化。随着高度的增加，总推力大大减少，这是由周围环境的密度和压力的减少导致的，但是比推力可能会因为较低的发动机进气温度而变大。然而，SFC会因为高度的增加变小，这是由一个工科学生Frank Whittle通过计算得出的，这个结论导致他想要去发展喷气式发动机。

如上所说，具有高出口速度的涡喷式发动机满足不了民机所要求的高推进效率。为了提升推进效率，使用一种旁路发动机，通常被称为涡扇发动机。

涡扇发动机的核心部件和涡喷发动机本质上是一样，有压气机、燃烧室、动力涡轮，如图2所示。然而这种发动机有第二个涡轮用来驱动发动机前面的大型风扇。风扇将空气直接通过旁路管道送到排气口不用经过燃烧室。基于此，设计者经常考虑到旁路中的冷流和核心区的热流。将来自旁路中的冷空气和核心部位的排放的高温燃气混合会提高推进效率，降低噪声。早期的旁路发动机涵道比（流经旁路的空气质量流量除以流经主路的空气质量流量）在0.3~1.5之间，现在大型客机都装备高涵道比发动机，涵道比达到5以上。

在罗-罗公司的RB211发动机和Trent 系列中，低速风扇由一个涡轮驱动，两个内部的压气机由另两个独立的涡轮驱动，这样就形成了一个三轴结构的发动机。

对于涡扇发动机的设计者来说需要考虑四个主要的参数：涵道比（BR）、总压比（OR），风扇压比（FR）和TET。和涡喷发动机一样，想提高推力就要增加TET。当FR增加的时候，由冷流产生的推力变大而又热流产生的推力减小，因为更多的功被用来驱动风扇。存在一个最佳的FR使得 最大。事实上，如果OR和BR保持不变，使F取最大值的最优FR将自动使得SFC变为最小。

随着BR变大，推进效率提高但是SFC下降。对于涡扇发动机来说，BR通常介于4~6 ，OP和TET都很高。推力对于军机更为重要，因此BR要减少到0.5~1。BR极大的影响发动机的效率、外观、尺寸和重量。随着发动机重量的增加，有效载荷将减少，大型客机的收益随之减少。其次，增加机翼的升力来驱动更大型的发动机势必导致更多的阻力。最后，针对实际的原因BR>10对于现在的技术来说是不现实的，因为要想使得涡轮运转的更快必须在驱动动力涡轮和风扇之间安装齿轮箱。这样的设计肯定需要大量的研发时间，还可能引起重量增加，由此带来的不利影响超出提高BR带来的好处。因此，发动机的优化不能仅仅只从热力学参数方面考虑，飞机制造商最终决定安装哪一种发动机取决于哪一种设计可以给大型客机带来最高经济收益。