渦輪噴氣發動機反推力裝置的作用

Ⅰ 飛機發動機的反推是怎麼實現的最好有圖來說明，謝謝！

改變噴氣方向，減少向後噴射的氣體量來達到減速的效果。

圖一是飛機正常飛行發動機狀態空氣進入發動機內，進行加壓高溫噴出驅動飛機產生推力。

圖二反推打開，空氣進入後發動機打開反推板，改變涵道噴氣方向，產生反推力達到減速目的。

(1)渦輪噴氣發動機反推力裝置的作用擴展閱讀:

航空發動機是一種高度復雜和精密的熱力機械，為航空器提供飛行所需動力的發動機。作為飛機的心臟，被譽為「工業之花」，它直接影響飛機的性能、可靠性及經濟性，是一個國家科技、工業和國防實力的重要體現。目前，世界上能夠獨立研製高性能航空發動機的國家只有美國、俄羅斯、英國、法國等少數幾個國家，技術門檻很高。

航空發動機共有3種類型:

活塞式航空發動機

是早期在飛機或直升機上應用的航空發動機，用於帶動螺旋槳或旋翼。大型活塞式航空發動機的功率可達2500千瓦。後來為功率大、高速性能好的燃氣渦輪發動機所取代。但小功率的活塞式航空發動機仍廣泛地用於輕型飛機、直升機及超輕型飛機。

燃氣渦輪發動機

這種發動機應用最廣。包括渦輪噴氣發動機、渦輪風扇發動機、渦輪螺旋槳發動機和渦輪軸發動機，都具有壓氣機、燃燒室和燃氣渦輪。渦輪螺旋槳發動機主要用於時速小於800千米的飛機；渦輪軸發動機主要用作直升機的動力；渦輪風扇發動機主要用於速度更高的飛機；渦輪噴氣發動機主要用於超音速飛機。

沖壓發動機

其特點是無壓氣機和燃氣渦輪，進入燃燒室的空氣利用高速飛行時的沖壓作用增壓。它構造簡單、推力大，特別適用於高速高空飛行。由於不能自行起動和低速下性能欠佳，限制了應用范圍，僅用在導彈和空中發射的靶彈上。

Ⅱ 飛機落地後反退是發動機反轉嗎

原稿7月7日14點45分

（甲）渦輪式螺旋槳發動機Turbo-prop engine：
漿葉被轉至能產生「負推力」的情況
正常情況，漿葉旋轉方式，產生拉力Thrust，把飛機拉向前
漿葉在正常旋轉式，也產生類似機翼的「升力」，但稱為拉力，這拉力的方向是向前
但當漿葉被轉至「負推力」，負推力的方向是向後即：把飛機往後拉

（乙）渦輪噴射機Turbo-jet engine
在接近發動機的尾錐，可把發動機外罩的隔板，轉下至噴氣管，造成廢氣從上下噴出（而不是向後噴出）

操作手續和必觀察之處：
發動機反向的推力，雖然使力的方向是造成飛機往後退；但是在實際應用上，它並不是飛行員要把飛機從靜止狀態，作往後退的動作
簡單的說：不建議這樣做，除非是在緊急的情況，而且要留意觀察廢氣的溫度，經常會飆升
而在渦輪噴射機Turbo-jet engine，是完全禁止使用反推力把飛機往後退
正常的使用，是在飛機落地時：
當跑道過短、濕滑或結冰的跑道
如果一般正常情況、跑道長度足夠，一般都不建議使用
在機械上，發動機的油門裝置，有個反推力的安全鎖，飛行員必須按下（或提上）這安全鎖，把油門加大，此時產生的動力，就是反推力
在落地時使用反推力，最有效是在高速時，當飛行慢慢的減速後，低過某速度（不同機型有不同速度），就應把反推力關掉
雙發動機：如果出現某台發動機失效情況，落地後不建議使用反推力
四發動機：如果出現某台發動機失效情況，落地後反推力中只在完好發動機相對的對邊使用
例子：左外側發動機失靈，只能使用兩內側發動機的反推力

Ⅲ 什麼是客機反推

客機反推是指客機著陸時，液壓作動筒使反推整流罩的移動套筒後移，帶起阻流門，露出格柵段，堵住風扇氣流向後流的通路而轉向從格柵段流出，產生反推力，使得客機著陸後可較快的減速，縮短了著陸距離並使客機安全性大大提高。

在飛行員打開反推後，駕駛艙的反推指示燈亮，液壓作動筒使反推整流罩的移動套筒後移，帶起阻流門，露出格柵段，堵住風扇氣流向後流的通路而轉向從格柵段流出，產生反推力。

(3)渦輪噴氣發動機反推力裝置的作用擴展閱讀

反推力裝置的技術要求

(1)易操縱性：必須響應靈敏，安全可靠，能保證在規定時間內和應急狀態下快速打開與收回。

(2)安裝性能好：結構緊湊，形體布局滿足氣動要求，與短艙或機身能實現最佳匹配。

(3)承載能力強：必須能承受飛機在起飛、 著陸滑跑期間所產生的氣動載荷和機械載荷。

(4)流量損失小：反推力裝置與機身(或短艙)之間的運動件接觸面(或工作界面)要嚴格密封，防止因氣流泄漏造成損失；盡量減小反推力機械操縱件對內流的干擾，避免出現流阻損失。

(5)穩定性好：必須保持反推力平衡，減小對機身或滑跑方向的干擾，以使飛機著陸滑跑平穩。

Ⅳ 渦扇發動機 反推怎麼工作

有的發動機有折板，在引擎尾部，需要反推時，折板折起封閉原有的氣流排氣口，出現新的導流口，示意圖如下，

本人見過教材上的圖片，機械構造就不畫了，比較復雜。手裡暫時沒有資料引擎型號也就不能告訴你了，

我記得那張圖是用與小型客機的引擎，

大型渦扇和戰斗機的渦扇的反推我就不清楚了，

簡單示意，一下希望對你能有幫助，

如果想知道的更詳細，建議你買一些教材，現在的網上的磚家魚龍混雜，還是弄本專業的書更有用。

Ⅳ 戰略運輸機的反推裝置是如何工作的

反推裝置：民航機上抄的渦輪風扇發動機一般都有反推裝置（Reverse Thrust），它的原理是用導流板使發動機排氣的方向發生偏轉，傾斜向前方噴氣，以產生向後的拉力使飛機在著陸滑跑過程更快地減速。當我們乘座民航客機降落時，機輪在接地前發動機推力很小，所以機艙內聽到的噪音也較小。機輪接地後，由於機輪在跑道上高速滑行，所以機艙內的震動和噪音都明顯增大。緊接著就能聽到發動機聲音重新增大（轟鳴），這個聲音就是發動機反推的噪音，如果坐在發動機附近的座位上，還能看到發動機後半部分張開的反推導流板。
順便一提另一種反推裝置：渦輪螺槳發動機（例如運七所用的）反推原理不是向前噴氣，而是使螺旋槳的槳葉角大幅度反向偏轉（稱為反槳），以在槳葉上產生向後的氣動力制動。

Ⅵ 渦輪風扇發動機原理

扇發動機是噴氣發動機的一個分支,從血緣關繫上來說渦扇發動機應該算得上是渦噴發動機的小弟弟.從結構上看,渦扇發動機只不過是在渦噴發動機之前（之後）加裝了風扇而已.然而正是這區區的幾頁風扇把渦噴發動機與渦扇發動機嚴格的區分開來.渦扇發動機這個"小弟弟"仗著自已身上的幾頁風扇也青出於藍.

現代的軍用戰斗機要求越來越高的機動性能,較高的推重比能賦予戰斗機很高的垂直機動能力和優異的水平加速性能.而且在戰時,如果本方機場遭到了對方破壞,戰斗機還可以利用大推力來減少飛機的起飛著陸距離.比如裝備了f-100-pw-100的f-15a當已方機機的跑道遭到部分破壞時,f-15可以開全加力以不到300米的起飛滑跑距離起飛.在降落時可以用60度的迎角作低速平飛,在不用減速傘和反推力的情況下,只要500米的跑道就可以安全降落.

更高的推重比是每一個戰斗機飛行員所夢寐以求的.但戰斗機的推重比在很大和度上是受發動機所限--如果飛機發動機的推重比小於6一級的話,其飛機的空戰推重比就很難達到1,如果強行提高飛機的推重比的話所設計的飛機將在航程、武器掛載、機體強度上付出相當大的代價.比如前蘇聯設計的蘇-11戰斗機使用了推重比為4.085的ал-7ф-1-100渦噴發動機.為了使飛機的推重比達到1,蘇-11的動力裝置重量佔了飛機起飛重量的26.1%.相應的代價是飛機的作戰半徑只有300公里左右.

而在民用客機、運輸機和軍用的轟炸機、運輸機方面.隨著新材料的運用飛機的機身結構作的越來越大,起飛重量也就越來越大,對發動機的推力要求也越來越高.在高函道比大推力的渦扇發動機出現之前,人們只能採用讓大型飛機掛更多的發動機的方法來解決發動機的推力不足問題.比如b-52g轟炸機的翼下就掛了八台j-57-p-43w渦噴發動機.該發動機的單台最大起飛推力僅為6237公斤（噴水）.如果b-52晚幾年出生的話它完全可以不掛那麼多的發動機.在現在如果不考慮動力系統的可靠性,像b-52之類的飛機只裝一台發動機也未嘗不可.

而渦扇發動機的誕生就是為了順應人們對航空發動機越來越高的推力要求而誕生的.因為提高噴氣發動機的推力最簡單的辦法就是提高發動機的空氣流量.

一、歷史

在五十年代未、六十年代初,作為航空動力的渦噴發動機以經相當的成熟.當時的渦噴發動機的壓氣機總增壓比以經可以達到14左右,而渦輪前的最高溫度也以經達到了1000度的水平.在這樣的條件下,渦噴發動機進行部分的能量輸出以經有了可能.而當時對發動機的推力要求又是那樣的迫切,人們很自然的想到了通過給渦噴發動機加裝風扇以提高迎風面積增大空氣流量進而提高發動機的推力.

當時人們通過計算發現,以當時的渦噴發動的技術水平,在渦噴發動機加裝了風扇變成了渦扇發動機之後,其技術性能將有很大的提高.當渦扇發動機的風扇空飛流量與核心發動機的空氣流量大至相當時（函道比1:1）,發動機的地面起飛推力增大了面分之四十左右,而高空巡航時的耗油量卻下降了百分之十五,發動機的效率得到了極大的提高.

這樣的一種有著渦噴發動機無法比及的優點的新型航空動力理所當然的得到了西方各強國的極大重視.各國都投入了極大的人力、物力和熱情來研究試制渦扇發動機,在渦扇發動機最初研製的道路上英國人走在了美國人之前.英國的羅爾斯·羅伊斯公司從一九四八年就開始就投入了相當的精力來研製他們的"康維"渦扇發動機.在一九五三年的時候"康維"進行了第一次的地面試車.又經過了六年的精雕細刻,一九五九年九月"康維mk-508"才最終定型.這個經過十一年孕婦的難產兒有著當時渦噴發動機難以望其項背的綜合性能."康維"採用了雙轉子前風扇的總體結構,函道比為0.3推重比為3.83地面台架最大推力為7945公斤,高空巡航推力為2905公斤,最大推力時的耗油量為0.735千克/小時/千克,壓氣機總增壓比為14,風扇總增壓比為1.90,而且英國人還在"康維"上首次採用了氣冷的渦輪葉片.當康維最終定型了之後,英國人迫不及待的把他裝在了vc-10上!

美國人在渦扇發動機的研發上比英國人慢了一拍,但是其技術起點非常的高.美國人並沒有走英國人從頭研製的老路,美國的普·惠公司利用自已在渦噴發動機上的豐富的技術儲備,採用了以經非常成熟的j-57作為新渦扇發動的內函核心發動機.j-57是美國人從1947年就開始設計的一種渦噴發動機,1949年完成設計,1953年正式投產.j57在投產階段共生產了21226台是世界上產量最大的三種渦噴發動機之一,先後裝備了f-100、f-101、f-102、b-52等機種.j-57在技術上也有所突破,他是世界上第一台採用雙轉子結構的噴氣發動機,由單轉子到雙轉子是噴氣發動機技術上的一大進步.不光是核心發動機,就連風扇普惠公司也都是採用的以經相當成熟的部件,以被撤消了型號的j91核動力噴氣發動機的長葉片被普惠公司拿來當作新渦扇的風扇.一九六零年七月,普惠公司的jt3d渦扇發動機誕生了.jt3d的最終定型時間比羅羅的康維只晚了幾個月,可是在性能上卻是大大的提高.jt3d也是採用了雙軸前風扇的設計,地面台架最大推力8165公斤,高空巡航推力2038公斤,最大推力耗油0.535千克/小時/千克,推重比4.22,函道比1.37,壓氣機總增壓比13.55,風扇總增壓比1.74（以上數據為jt3d-3b型發動機的數據）.jt3d的用處很廣,波音707、dc-8用的都是jt3d.不光在民用,在軍用方面jt3d也大顯身手,b-52h、c-141a、e-3a用的都是jt-3d的軍用型tf-33.

現今世界的三大航空動力巨子中的羅·羅、普·惠,都以先後推出了自已的第一代渦扇作品.而幾乎是在同一時刻,三巨頭中的令一個也推出了自已的第一代渦扇發動機.在羅·羅推出"康維"之後第八個月、普·惠推出jt-3d的前一個月.通用動力公司也定型了自已的第一代渦扇發動機cj805-23.cl805-23的地面台架最大推力為7169公斤,推重比為4.15,函道比為1.5,壓氣機增壓比為13,風扇增壓比為1.6,最大推力耗油0.558千克/小時/千克.與普·惠一樣,通用動力公司也是在現有的渦噴發動機的基礎之上研發自已的渦扇發動機,被用作新渦扇的內函核心發動機的是j79.j-79與1952年開始設計,與1956年投產,共生產了16500多台,他與j-57一樣也是有史以來產量最高的三種渦噴發動機之一.與j57的雙轉子結構不不同,j79是單轉子結構.在j-79上首次採用了壓氣機可調整流葉片和加力全程可調噴管,j-79也是首次可用於兩倍音速飛行的航空發動機.

通用動力公司的cj805-23渦扇發動機是渦扇發動機的中一個決對另類的產品,讓cj805-23如此與眾不同的地方就在於他的風扇位置.他是唯一採用後風扇設計的渦扇發動機.

在五六十年代,人們在設計第一代渦扇發動機的時候遇到了很大的困難.首先是由於大直徑的風扇與相對小直徑的低壓壓氣機聯動以後風扇葉片的翼尖部分的線速度超過了音速,這個問題在當時很難解決,因為沒有可利用的公式來進行運算人們只能用一次又一次的試驗來發現、解決問題.第二是由於在壓氣機之前多了風扇使得壓氣機的工作被風扇所干攏.第三是細長的風扇葉片高速轉動所引起的振動.
而通用動力公司的後風扇設計一下子完全避開了這三個最主要的困難.cj805-23的後風扇實際上是一個雙節的葉片,葉片的下半部分是渦輪葉片,上半部分是風扇葉片.這樣的一個葉片就像渦軸發動的自由渦輪一樣被放在內函核心發動機的尾部.葉片與核心發動機的轉子沒有絲毫的機械聯系,這樣人們就可以隨心所欲的來設計風扇的轉速,而且葉片的後置也不會對壓氣機產生不良影響.但在迴避困難的同時也引發了新的問題.

首先是葉片的受熱不勻,cj805-23的後風扇葉片的渦輪部分在工作時的最高溫度達到了560度,而風扇部分的最低溫度只有38度.其次,由於後風扇不像前風扇那樣工作在發動機的冷端,而是工作在發動機的熱端,這樣一來風扇的可靠性也隨之下降,而飛機對其動力的要求最重要的一條就是萬無一失.而且風扇後置的設計使得發動機的由於形狀上的原因其飛行阻力也要大於風扇前置的發動機.

當"康維"、jt-3d、cj805-23這些渦扇發動機紛紛定型下線的時候,人們也在不斷的反思在渦扇發動機研製過程.人們發現,如果一台渦扇發動機如果真的像"康維"那樣從一張白紙上開始試制則最少要用十年左右的時間新發動機才能定型投產.而如果像jt-3d或cj805-23那樣利用以有的一台渦噴發動機作為內函發動機來研製渦扇發動機的話,因為發動機在技術上最難解決的部分都以得到了解決,所以無論從時間上還是金錢、人力、物力上都要節省很多.在這樣的背景之下,為了縮短新渦扇的研製時間、減少開發費用.美國政府在還末對未來的航空動力有十分明確的要求的情況下,從一九五九年起開始執行"先進渦輪燃氣發生器計劃",這個計劃的目地就是要利用最最新的科研成果來試制一種燃氣核心機,並進行地面試車,以暴露解決各部分的問題.在這個燃氣核心機的其礎之上進行放大或縮小,再加裝其它的部件,如壓氣機、風扇等等就可以組裝成不同類型的航空渦輪發動機.如渦扇、渦噴、渦軸、渦槳等等."先進渦輪燃氣發生器計劃"實際上是一個有相當前瞻意味的預研工程.

用今天的眼光來看,這個工程的指導方向無疑是正確的.美國的政府實際上是在激勵本國的兩大動力公司向航空動力系統中最難的部分開刀.因為在燃氣渦輪發動機中最最嚴重的技術難點就產生在這個以燃氣發生器和燃氣渦輪為主體的燃氣核心機上.在每一台以高溫燃氣來驅動燃氣渦輪為動力的發動機上,由燃氣發生器和燃氣渦輪所組成的燃氣核心機的工作地點將是這台發動的最高溫度、最大壓力的所在地.所以其承受的應力也就最大,工作條件也最為苛刻.但燃氣核心機的困難不只是壓力和溫度,高轉數所帶來的巨大的離心力、飛機在加速時的巨大沖擊,如果是戰斗機還要考慮到當飛機進行機動時所產生的過載和因過載以引起的零部件變形.在為數眾多的困難中單拿出無論哪一個都將是一個工程上的巨大難題.但如果這些問題不被解決掉那麼更先進的噴氣發動機也就無從談起.

在這個計劃之下,普惠公司與通用動力公司都很快的推出了各自研發的燃氣核心機.普惠公司的核心機被稱作stf-200而通用動力公司的燃氣核心機為ge-1.時至今日美國人在四十年前發起的這場預研還在發揮著他的作用,現如今普惠公司和通用動力公司出品的各式航空發動機如果真的都求其根源都話,它們卻都是來自於stf-200與ge-1這兩個老祖宗.

二、單轉子和多轉子

在研製一台新的渦扇發動機的時候,最先解決的問題是他的總體結構問題.總體結構的問題說明白一些就是發動機的轉子數目多少.目前渦扇發動機所採用的總體結構無非是三種,一是單轉子、二是雙子、三是三轉子.其中單轉子的結構最為簡單,整個發動機只有一根軸,風扇、壓氣機、渦輪全都在這一根軸上.結構簡單的好處也不言自明--省錢!一方面的節省就總要在另一方而復出相應的代價.

首先從理論上來說單轉子結構的渦扇發動機的壓氣機可以作成任意多的級數以期達到一定的增壓比.可是因為單轉子的結構限制使其風扇、低壓壓氣機、高壓壓氣機、低壓渦輪、高壓渦輪必須都安裝在同一根主軸之上,這樣在工作時他們就必須要保持相同的轉速.問題也就相對而出,當單轉子的發動機在工作時其轉數突然下降時（比如猛收小油門）,壓氣機的高壓部分就會因為得不到足夠的轉數而效率嚴重下降,在高壓部分的效率下降的同時,壓氣機低壓部分的載荷就會急劇上升,當低壓壓氣機部分超載運行時就會引起發動機的振喘,而在正常的飛行當中,發動機的振喘是決對不被允許的,因為在正常的飛行中發動機一但發生振喘飛機十有八九就會掉下來.為了解決低壓部分在工作中的過載只好在壓氣機前加裝導流葉片和在壓氣機的中間級上進行放氣,即空放掉一部分以經被增壓的空氣來減少壓氣機低壓部分的載荷.但這樣以來發動機的效率就會大打折扣,而且這種放掉增壓氣的作法在高增壓比的壓氣機上的作用也不是十分的明顯.更要命的問題發生在風扇上,由於風扇必須和壓氣機同步,受壓氣機的高轉數所限單轉子渦扇發動機只能選用比較小的函道比.比如在幻影-2000上用的m-53單轉子渦扇發動機,其函道只有0.3.相應的發動機的推重比也比較小,只有5.8.

為了提高壓氣機的工作效率和減少發動機在工作中的振喘,人們想到了用雙轉子來解決問題,即讓發動機的低壓壓氣機和高壓壓氣機工作在不同的轉速之下.這樣低壓壓氣機與低壓渦輪聯動形成了低壓轉子,高壓壓氣機與高壓渦輪聯動形成了高壓轉子.低壓轉子的轉速可以相對低一些.因為壓縮作用在壓氣機內的空氣溫度升高,而音速是隨著空氣溫度的升高而升高的,所以而高壓轉子的轉速可以設計的相對高一些.即然轉速提高了,高壓轉子的直徑就可以作的小一些,這樣在雙轉子的噴氣發動機上就形成了一個"蜂腰",而發動機的一些附屬設備比如燃油調節器、起動裝置等等就可以很便的裝在這個"蜂腰"的位置上,以減少發動機的迎風面積降低飛行阻力.雙轉子發動機的好處不光這些,由於一般來說雙轉子發動機的的高壓轉子的重量比較輕,起動慣性小,所以人們在設計雙轉子發動機的時候都只把高壓轉子設計成用啟動機來驅動,這樣和單轉子發動機相比雙轉子的啟動也比較容易,啟動的能量也要求較小,啟動設備的重量也就相對降低.

然而雙轉子結構的渦扇發動機也並不是完美的.在雙轉子結構的渦扇發動機上,由於風扇要和低壓壓氣機聯動,風扇和低壓壓氣機就必須要互相將就一下對方.風扇為將就壓氣機而必需提高轉數,這樣直徑相對比較大的風扇所承受的離心力和葉尖速度也就要大,巨大的離心力就要求風扇的重量不能太大,在風扇的重量不能太大的情況下風扇的葉片長度也就不能太長,風扇的直徑小下來了,函道比自然也上不去,而實踐證明函道比越高的發動機推力也就越大,而且也相對省油.而低壓壓氣機為了將就風扇也不得不降低轉數,降低了壓氣機的轉數壓氣機的工作效率自然也就上不去,單級增壓比降低的後果是不得不增加壓氣機風扇的級數來保持一定的總增壓比.這樣壓氣機的重量就很難得以下降.

為了解壓氣機和風扇轉數上的矛盾.人們很自然的想到了三轉子結構,所謂三轉子就是在二轉子發動機上又了多了一級風扇轉子.這樣風扇、高壓壓氣機和低壓壓氣機都自成一個轉子,各自都有各自的轉速.三個轉子之間沒有相對固定的機械聯接.如此一來,風扇和低壓轉子就不用相互的將就行事,而是可以各自在最為合試的轉速上運轉.設計師們就可以相對自由的來設計發動機風扇轉速、風扇直徑以及函道比.而低壓壓氣機的轉速也可以不受風扇的肘制,低壓壓氣機的轉速提高之後壓氣的的效率提高、級數減少、重量減輕,發動機的長度又可以進一步縮小.

但和雙轉子發動機相比,三轉子結構的發動機的結構進一步變的復雜.三轉子發動機有三個相互套在一起的共軸轉子,因而所需要的軸承支點幾乎比雙轉子結構的發動機多了一倍,而且支撐結構也更加的復雜,軸承的潤滑和壓氣機之間的密閉也更困難.三轉子發動機比雙轉子發動機多了很多工程上的難題,可是英國的羅·羅公司還是對他情有獨鍾,因為在表面的困難背後還有著巨大的好處,羅羅公司的rb-211上用的就是三轉子結構.轉子數量上的增加換來了風扇、壓氣機、渦輪的簡化.

三轉子rb-211與同一技術時期推力同級的雙轉子的jt-9d相比:jt-9d的風扇頁片有46片,而rb-211隻有33片;壓氣機、渦輪的總級數jt-9d有22級,而rb-211隻有19級;壓氣機葉片jt-9d有1486片,rb-211隻有826片;渦輪轉子葉片rb211也要比jt9d少,前者是522片,而後者多達708片;但從支撐軸承上看,rb-211有八個軸承支撐點,而jt9d只有四個.

三、風扇

渦扇發動機的外函推力完全來自於風扇所產生的推力,風扇的的好壞直接的影響到發動機的性能,這一點在高函道比的渦扇發動機上由是.渦扇發動機的風扇發展也經歷了幾個過程.在渦扇發動機之初,由於受內函核心機功率和風扇材料的機械強度的限制,渦扇發動機的函道比不可能作的很大,比如在渦扇發動機的三鼻祖中,其函道比最大的cj805-23也不過只有1.5而以,而且cj805-23所採用的風扇還是後獨一無二的後風扇.

在前風扇設計的二款發動機中jt3d的函道比大一些達到了1.37.達到如此的函道比,其空氣總流量比也比其原型j-57的空氣流量大了271%.空氣流量的加大發動機的迎風面積也隨之變大.風扇的葉片也要作的很長.jt3d的一級風扇的葉片長度為418.2毫米.而j57上的最長的壓氣機葉片也就大約有二百毫米左右.當風扇葉片變的細長之後,其彎曲、扭轉應力加大,在工作中振動的問題也突現了出來.為了解決細長的風扇葉片所帶來的麻煩,普惠公司採用了阻尼凸台的方法來減少風扇葉片所帶來的振動.凸台位於距風扇葉片根處大約百分之六十五的地方.jt3d發動機的風扇部分裝配完成之後,其風扇葉上的凸台就會在葉片上連成一個環形的箍.當風扇葉片運轉時,凸台與凸台之間就會產生摩擦阻尼以減少葉片的振動.加裝阻尼凸台之後其減振效果是明顯的,但其阻尼凸台的缺點也是明顯的.首先他增加了葉片的重量,其次他降底了風扇葉片的效率.而且如果設計不當的話當空氣高速的流過這個凸台時會發生畸變,氣流的畸變會引發葉片產生更大的振動.而且如果採用這種方法由於葉片的質量變大,在發動機運轉時風扇本身會產生更大的離心力.這樣的風扇葉片很難作的更長,沒有更長的葉片也就不會有更高的函道比.而且細長的風扇葉片的機械強度也很低,在飛機起飛著陸過程中,發動機一但吸入了外來物,比如飛鳥之類,風扇的葉片會更容易被損壞,在高速轉動中折斷的風扇葉片會像子彈一樣打穿外函機匣釀成大禍.解決風扇難題一個比較完美的辦法是加大風扇葉片的寬度和厚度.這樣葉片就可以獲得更大的強度以減少振動和外來物打擊的損害,而且如果振動被減少到一定程度的話阻尼凸台也可以取消.但更厚重的扇葉其運轉時的離心力也將是巨大的.這樣就必需要加強扇葉和根部和安裝扇葉的輪盤.但航空發動機負不起這樣的重量代價.風扇葉片的難題大大的限制了渦扇發動機的發展.

更高的轉數、高大的機械強度、更長的葉片、更輕的重量這樣的一個多難的問題最終在八十年代初得到了解決.

1984年10月,rb211-535e4掛在波音七五七的翼下投入了使用.它是一台有著跨時代意義的渦扇發動機.讓它身負如此之名的就是他的風扇.羅·羅公司用了創造性的方法解決了困擾大函道比渦扇發動機風扇的多難問題.新型發動機的風扇葉片叫作"寬弦無凸肩空心夾層結構葉片".故名思意,新型風扇的葉片採用了寬弦的形狀來加大機械強度和空心結構以減少重量.新型的空心葉片分成三個部分:葉盆、葉背、和葉芯.它的葉盆和葉背分別是由兩塊鈦合金薄板製成,在兩塊薄板之間是同樣用鈦合金作成的蜂窩狀結構的"芯".通過活性擴散焊接的方法將葉盆、葉背、葉芯連成一體.新葉片以極輕的重量獲得了極大的強度.這樣的一塊鈦合金三明治一下子解決了困擾航空動力工業幾十年的大難題.

新型風扇不光是重量輕、強度大,而且因為他取消了傳統細長葉片上的阻尼凸台他的工作效率也要更高一些.風扇扇葉的數量也減少了將近三分之一,rb211-535e4發動機的風扇扇葉只有二十四片.

1991年7月15日新型寬弦葉片經受了一次重大的考驗.印度航空公司的一架a320在起飛階段其裝備了寬弦葉片的v-2500渦扇發動機吸入了一隻5.44千克重的印度禿鷲!巨鳥以差不多三百公里的時速迎頭撞到了發動機的最前端部件--風扇上!可是發動機在遭到如此重創之後仍在正常工作,飛機安全的降落了.在降落之後,人們發現v-2500的22片寬弦風扇中只有6片被巨大的沖擊力打變了形,沒有一片葉片發生折斷.發動機只在外場進行了更換葉片之後就又重新投入了使用.這次意外的撞擊證明了"寬弦無凸肩空心夾層結構葉片"的巨大成功.

解決寬弦風扇的問題並不是只有空心結構這一招.實際上,當風扇的直徑進一步加大時,空心結構的風扇扇葉也會超重.比如在波音777上使用的ge-90渦扇發動機,其風扇的直徑高達3.142米.即使是空心蜂窩結構的鈦合金葉片也會力不從心.於是通用動力公司便使用先進的增強環氧樹脂碳纖維復合材料來製造巨型的風扇扇葉.碳纖維復合材料所製成的風扇扇葉結構重量極輕,而強度卻是極大.可是在當復合材料製成的風扇在運轉時遭到特大鳥的撞擊會發生脫層現像.為了進一步的增大ge-90的安全系數,通用動力公司又在風扇的前緣上包覆了一層鈦合金的蒙皮,在其後緣上又用"凱夫拉"進行縫合加固.如此以來ge-90的風扇可謂萬無一失.

當高函道比渦扇發動機的風扇從傳統的細長窄弦葉片向寬弦葉片過渡的時候,風扇的級數也經歷了一場從多級風扇到單級風扇的過渡.在渦扇發動機誕生之初,由於風扇的單級增壓比比較低只能採用多級串聯的方式來提高風扇的總增壓比.比如jt3d的風扇就為兩級,其平均單級增壓比為1.32,通過兩級串聯其風扇總增壓比達到了1.74.多級風扇與單級風扇相比幾乎沒有優點,它重量大、效率低,其實它是在渦扇發動機的技主還不十分成熟的時候一種無耐的選擇.隨著風扇單級增壓比的一步步提高,現如今在中、高函道比的渦扇發動機上單級風扇以是一統天下.比如在ge-90上使用的單級風扇其增壓比高達1.65,如此之高的單級增壓比以經再沒有必要來串接第二級風扇.

但是在戰斗機上使用的低函道比渦扇發動機還在使用著多級風級的結構.比如在f-15a上使用的f100-pw-100渦扇發動機就是由三級構成,其總增壓比達到了2.95.低函道渦扇發動機取如此高的風扇增壓比其實是風扇、低壓壓氣機合二為一結果.在戰斗機上使用的低函道比渦扇發動機為了減少重量它的雙轉子其實是由風扇轉子和壓氣機轉子組成的雙轉子結構.受戰斗機的機內容積所限,採用大空氣流量的高函道比渦扇發動機是不現實的,但為了提高推力只能提發動機的出口壓力,再者風扇不光要提供全部的外函推力而且還要部分的承擔壓氣機的任務,所以風扇只能採用比較高的增壓比.

其實低函道比的渦扇發動機彩用多級風扇也是一種無耐之舉,如果風扇的單級增壓比能達到3左右多級風扇的結構就將不會再出現.如果想要風扇的單級增壓比達到3一級只能是進一步提高風扇的的轉速並在風扇的葉型上作文章,風扇的葉片除了要使用寬弦葉片之外葉片還要帶有一定的後掠角度以克服風扇在高速旋轉時所產生的激波,只有這樣3一級的單級風扇增壓比才可能會實現.相現這一點人們將會在二十年之內作到.

四、壓氣機

壓氣機故名思意,就是用來壓縮空氣的一種機械.在噴氣發動機上所使用的壓氣機按其結構和工作原理可以分為兩大類,一類是離心式壓氣機,一類是軸流式壓氣機.離必式壓氣機的外形就像是一個鈍角的扁圓錐體.在這個圓錐體上有數條螺旋形的葉片,當壓氣機的圓盤運轉時,空氣就會被螺旋形的葉片"抓住",在高速旋轉所帶來的巨大離心力之下,空氣就會被甩進壓氣機圓盤與壓氣機機匣之間的空隙,從而實現空氣的增壓.與離心式壓氣機不同,軸流式壓氣機是由多級風扇所構成的,其每一級都會產生一定的增壓比,各級風扇的增壓比相乘就是壓氣機的總增壓比.

在現代渦扇發動機上的壓氣機大多是軸流式壓氣機,軸流式壓氣機有著體積小、流量大、單位效率高的優點,但在一些場合之下離心式壓氣機也還有用武之地,離心式壓氣機雖然效率比較差,而且重量大,但離心式壓氣機的工作比較穩定、結構簡單而且單級增壓比也比軸流式壓氣機要高數倍.比如在我國台灣的idf上用的雙轉子結構的tfe1042-70渦扇發動機上,其高壓壓氣機就採用了四級軸流式與一級離心式的組合式壓氣機以減少壓氣機的級數.多說一句,這樣的組合式壓氣機在渦扇發動機上用的不多,但在直升機上所使用的渦軸發動機現在一般都為幾級軸流式加一級離心式的組合結構.比如國產的渦軸6、

渦軸8發動機就是1級軸流式加1級離心式構成的組合壓氣機.而美國的"黑鷹"直升機上的t700發動機其壓氣機為5級軸流式加上1級離心式.

壓氣機是渦扇發動機上比較核心的一個部件.在渦扇發動機上採用雙轉子結構很大程度上就是為了迎合壓氣機的需要.壓氣機的效率高低直接的影響了發動機的工作效率.目前人們的目標是提高壓氣機的單級增壓比.比如在j-79上用的壓氣機風扇有17級之多,平均單級增壓比為1.16,這樣17級葉片的總增壓比大約為12.5左右,而用在波音777上的ge-90的壓氣機的平均單級增壓比以提高到了1.36,這樣只要十級增壓葉片總增壓比就可以達到23左右.而f-22的動力f-119發動機的壓氣機更是了的,3級風扇和6級高壓壓氣機的總增壓比就達到了25左右,平均單級增壓比為1.43.平均單級增壓比的提高對減少壓氣機的級數、減少發動機的總量、縮短發動機的總長度是大有好處的.

但隨著壓氣機的增壓比越來越高,壓氣機振喘和壓氣機防熱的問題也就突現了出來.

在壓氣機中,空氣在得到增壓的同時,其溫度也在上升.比如當飛機在地面起飛壓氣機的增壓比達到25左右時,壓氣機的出口溫度就會超過500度.而在戰斗機所用的低函道比渦扇發動機中,在中低空飛行中由於沖壓作用,其溫度還會提高.而當壓氣機的總增壓比達到30左右時,壓氣機的出口溫度會達到600度左右.如此高的溫度會鈦合金以是難當重任,只能由耐高溫的鎳基合金取而代之,可是鎳基合金與鈦合金相比基重量太大.與是人們又開發了新型的耐高溫鈦合金.

Ⅶ 飛機的反推力裝置的原理和詳細的解說，謝謝！

反推力一般是指由反推力裝置和引擎噴出的氣流。是現代大型噴氣客機必備的設備，位於飛機的引擎中，反推力裝置是可以使原本向後噴射氣流的飛機引擎，轉而向前噴出氣流的一個裝置。當裝置啟動時，引擎通過改變氣流流出通道並阻擋正常的噴氣口，使氣流穿過引擎側面的小噴氣口噴出。該裝置在飛機著地時立即啟動，可以使大型客機在較短的跑道上、或是雨天等惡劣環境著陸時，盡快停住，從而大大提高客機的安全性。
發動機工作時，大量的氣體（高溫燃氣或空氣）以高速度向後噴出，產生與飛機飛行方向一致的推力，推動飛機克服空氣給他的阻力而向前飛行。反推力裝置則是將噴出的發動機氣體折向發動機前方，使氣體向發動機前方噴出，產生與飛機飛行方向相反的力，即反推力。在飛機上很難做到，將排出發動機的氣流折轉180度與飛機運動方向完全一致，一般採用折流板擋住排氣流，使氣流斜著向前噴出，如圖所示。一般折流板與飛機軸線呈45度的夾角。因此，當打開反推力裝置時，其產生的反推力僅相當於發動機正推力的40%左右。

Ⅷ 為什麼有些飛機的反推是把引擎罩起來的

這是鏟斗門反推，機尾吊裝發動機都是鏟斗門反推，因為發動機離機身太內近，你說的波音那種容是外涵道反噴，只是把風扇氣流反推，適合機翼吊裝發動機的飛機，還有，樓主發的這張某棒國航空的飛機是非主流，某棒國飛行員習慣性的在主起落架沒接地就開反噴，波音和空客的飛機要空地電門接通之後才能打開，航空專業，略懂一二，純手打，請笑納~

Ⅸ 飛機的發動機可以產生反方向推力嗎

沒有問題，低涵道比的發動機可以反向推進，美國NASA的試驗機F-15S/MTD的發動機可以產生真正意義上的反向推力，可以達到M1.6倒飛的速度。