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涡轮喷气发动机 综述 涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和 冲压喷气发动机 固有的弱点。因为采用了涡轮驱动的 压气 机 ，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的 推力 。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它 从大气中吸进空气， 经压缩和加热这一过程之后， 得到能量和动量的空气以高达 2000 英尺 / 秒 （610 米 / 秒） 或者大约 1400 英里/ 小时（ 2253 公里 / 小时）的速度从推进 喷管 中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同 时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个 主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有 这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气 机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。 发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。当飞机速度低于大约 450 英里 / 小时（ 724 公里 / 小 时）时，纯喷气发动机的效率低于 螺旋桨 型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在 350 英里 / 小时（ 563 公里 / 小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行 速度。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和 燃气涡轮发动机 的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 推进效率 在(M0.6) 速度下涡轮螺旋桨发动机效率最高。而当速度提高到 (0.6M-0.9M) 的高于音速时，螺旋桨 / 涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机所取代。这些发动机的排 气比纯喷气的涡轮喷气发动机的排气流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当， 超过了纯喷气发动机的推进效率。在亚音速 (M1.0) 条件下 , 涡轮喷气发动机的推进效率最低。当飞机飞行 速度超过音速后 (M1.0), 涡扇发动机由于迎风面积过大从而推进效率开始降低； 与此相反 , 涡轮喷气发动机 的推进效率则迅速提升 , 即使在 2.5-3.0 马赫范围下 , 涡轮喷气发动机的推进效率仍然可以达到 90%, 正因 为如此，与三代机普遍使用的 涵道比 为 0.5-0.8 的中等涵道比涡扇发动机相比 ,F-22 使用的 F-119 涡扇发 动机把涵道比降回到 0.29 ，为的就是能够实现（ 1.4M ）的超音速巡航。 每种发动机都有它们最佳使用的飞行包线 -( 由速度 x/ 高度 y 构成的 xy 坐标系 ) ，并不是说涡扇发动机一定 比涡喷发动机省油，在超音速时，同样开加力燃烧室的涡扇发动机比涡喷发动机耗油率还高。 可调进气道 涡轮冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机（它常用于 马赫数 低于 3 的各种速度）与冲压喷气发动机结合 起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调 进气道 ，后部是带可调 喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数 3 以下的 飞行状态 下，发动机用常规的涡轮 喷气式发动机 的工 作方式；当飞机加速到马赫数 3 以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机， 直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维 持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。 涡轮火箭发动机 涡轮 / 火箭发动机 与涡轮 / 冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种 发动机有一多级涡轮驱动的 低压压气机 ，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。 因为燃气温度可高达 3500 度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。