为什么客机喷气式发动机有外涵道

2024-11-11 08:59:49

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回答（1）：

　一般来说发动机的工作原理是把燃烧后的高温高压气流以很高的速度排出喷管，相应地获得一个向前的推力。（简单的利用这种原理的发动机叫做涡轮喷气发动机）涡喷发动机的推力是由喷管排气产生的，但是排出的这股气流还有很高的速度、温度和压力。当气流喷出喷管后，其中残余的热能、动能和压力能就不能对发动
机总推力有任何贡献，所以浪费了燃油，这种浪费是十分惊人的。

因此人们想出一个办法来利用这些残余能量，首先，在发动机前部设置风扇，利用风扇排气产生推力。这个风扇需要由后边的涡轮驱动，当燃气冲击涡轮，驱动前部风扇的时候，由于其对涡轮做功，气流的温度、速度和压力都有所下降，这就降低了排气的能量损失。其次，在军用涡扇发动机上，外涵道来流（风扇排气）
在加力燃烧室与高温燃气混合，被其加热、加速、增压，混合后排气的总体温度、速度和压力进一步下降，但此时的总排气质量上升，大幅度增加了总推力。

因此它有两个气体流动的通道，这两个通道被成为内外涵道。外涵道与内涵道空气流量的比值即为涵道比。利用这种原理的发动机被称为涡轮风扇发动机。

高涵道比发动机排气含氧量较大，补燃加力可产生更大的推力，但大直径外形的空气阻力较大，比较适合空速不是太大的军用机和民用机。比如运输机客机，这些飞机的涵道比一般都在4以上，比如波音747-100宽体客机的发动机普惠公司JT9D-3涡扇发动机的涵道比为5.2。

而战斗机不能带过粗的发动机，因此涵道比不能过高，一般都在1以下。比如F-15 的普拉特.惠特尼研制的 F100-PW-100发动机涵道比为0.7，F22的F119-PW-100大约为0.2（具体数据仍保密）

部分飞机选择外涵道作为主要的推力源。原因很简单，飞机向后喷气而前进基本上就是动量守恒，推力和喷气流量成正比，和喷气流速也成正比。

但是这里有个问题就是：给喷气流加速要消耗的(燃料的)能量却是以喷流动能的方式加上去的，也就是说燃料消耗和喷气流量成正比，却和喷气流速的平方成正比。这样一来，
在核心机能够支持的流量达到工程学上的上限的时候，继续提高推力的代价就是平方数的消耗燃料，渐渐地烧不起了，喷气式飞机也因此无法继续往大做了。

但是人
们也发现：对于喷气式飞机来说，大部分时间是不需要超音速的，特别是那些旅行的人们，基本上大伙并不介意在飞机上睡一觉等着飞机飞过半个地球。于是人们又把眼光看到了螺旋桨飞机上，当然要对螺旋桨做一番改进才行，为了让螺旋桨能更好地适应M0.6以上的世界，因此诞生出来的就是涡扇发动机了。

人们在涡喷发
动机的后面装上一大排的涡轮，像对蒸汽轮机那样，最大限度地回收燃气中的能量，来驱动一个巨大的跨音速风扇。这样一来，巨大风扇吸进来的空气量远远大于那
个小小的涡喷，虽然喷流速度下降了很多，但是损失的推力全都被巨大的喷气流量补了回来，而喷流速度下降，燃料也是平方数的省了下来，流量的增加燃料却没有
平方数的增加，一下子变得省钱了。不过这么做的代价就是差不多达到M0.8的时候，那个大风扇就顺桨了，大风扇产生的推力会迅速下降，直到与飞机的阻力平
衡。所以现代的大飞机虽然推力越来越变态，载客量也越来越变态，但是协和那样的超音速客机却不再出现了，大伙的速度都到不了1马赫。

但是战斗机要时不常超
音速一下的，带着那么个巨大的风扇，高速飞行时阻力好大，又想享受外涵道省下的燃油和多出来的亚音速推力，于是就缩小涵道，三代机典型的涵道比是
0.3-0.7，开加力超音速时候不会负担太大，平时也能享受一些省油和亚音速推力大的好处。不过到了四代机，要求不开加力超音速，于是涵道只好继续缩
小，F119是0.22，基本就是一台漏气涡喷。再往后就是可变涵道比了，要高速就把涵道比降到0，风扇不再成为阻力负担，要亚音速就把外涵道全打开，尽
情享受省油。

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