第二節(jié) 飛機的“心臟”——動力裝置

飛機的動力裝置一般來說不僅是指發(fā)動機，還包括控制發(fā)動機、安裝發(fā)動機的構架、裝置以及供發(fā)動機使用的燃料系統(tǒng)加油箱、油泵油管等。至于為噴氣發(fā)動機提供空氣的進氣道系統(tǒng)，包括進氣口、進氣管道等，到底歸屬于動力裝置還是機體結構，時有爭論。但無論如何進氣系統(tǒng)必須兩者兼顧，既能保證發(fā)動機的使用要求，發(fā)揮出其最大能力，又應符合飛機的性能特點（如設計最佳作戰(zhàn)馬赫數(shù)、適合高空作戰(zhàn)或低空高速沖刺等）。

一、航空發(fā)動機的類型與特點

20世紀40年代前，飛機和直升機普遍使用活塞式航空發(fā)動機，用它帶動螺旋槳或旋翼旋轉產生拉力或升力。活塞式發(fā)動機有液冷式和氣冷式兩種。液冷式發(fā)動機利用循環(huán)流動的冷卻液來冷卻汽缸，最普遍的汽缸排列形式為V形。氣冷式發(fā)動機直接利用飛行中的迎面氣流來冷卻汽缸，常見的汽缸排列形式是單排或雙排的星形。現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機使用的發(fā)動機主要有純渦輪噴氣式、渦輪風扇式、渦輪螺旋槳式、沖壓噴氣式以及在研的超音速燃燒沖壓式等。

純渦輪噴氣發(fā)動機是最早大量使用的噴氣發(fā)動機，它包括壓氣機、燃燒室、渦輪、尾噴管等主要部分。其工作原理是利用氣體的壓力推動輪子上的葉片（即渦輪），再由渦輪驅動壓氣機，使進入發(fā)動機的空氣增壓后與燃料混合燃燒，燃氣經噴管高速噴出產生反作用推力。20世紀70年代以后，用純噴氣式發(fā)動機的作戰(zhàn)飛機已逐漸減少，主要是因為它的燃料消耗率比較大，發(fā)動機產生的最大推力與本身重量之比（稱推重比）只有4.5左右。如果在尾噴管再噴油燃燒（因噴氣流中還有相當部分的氧氣），可使發(fā)動機推力大增，這種工作方式稱為“加力”，可使推重比達到6～7（加力狀態(tài)推力比不加力最大推力可增加約50%），但燃料消耗率增加驚人，可能達到每千克推力（1千克力＝9.80665牛頓）每小時消耗1.1～1.5千克燃料。所以現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機使用加力狀態(tài)的時間一般不許超過3～5分鐘，甚至只限于1～2分鐘。20世紀60年代美國著名的F-105戰(zhàn)斗機如果空中連續(xù)開最大加力5分鐘，機內油箱的燃料就差不多全消耗干凈了。

到20世紀60年代以后，純噴氣渦輪發(fā)動機已逐漸為渦輪風扇發(fā)動機（簡稱渦扇發(fā)動機）代替，后者主要在壓氣機前增加一副壓氣機，稱為“風扇”，它將空氣增壓后直接通過發(fā)動機外管道（稱外涵道）向后噴出產生推力，而不通過燃燒室。這副風扇專有一副渦輪帶動其旋轉，所以渦輪風扇發(fā)動機一般有兩根套在一起的旋轉軸，外軸空心的，前面是壓氣機，后面是前渦輪。內軸插在外軸內，前面伸出，固定有風扇，后面由后渦輪帶動旋轉。有的渦扇發(fā)動機甚至用三套軸，如英國用于“狂風”式戰(zhàn)斗機的RB-199發(fā)動機，由于結構太復雜，不易生產，其他國家都不仿效。渦扇發(fā)動機不開加力耗油率可減少到0.65千克/小時·千克力，使戰(zhàn)斗機的航程比用純噴氣式的增加很多，但它開加力時耗油率更驚人，甚至達到2.0千克/（小時·千克力）以上。新式的只用小型風扇的渦扇發(fā)動機，如用于歐洲戰(zhàn)斗機“臺風”的EJ200，其不加力和加力耗油率分別為0.81千克/（小時·千克力）和1.73千克/（小時·千克力），開加力時推重比可達9.2。渦扇發(fā)動機的主要缺點是高空性能較差，隨著高度的增加其推力下降比同類型的純噴氣式要快得多，所以一般不太適合于高空戰(zhàn)斗機（高度>15千米）使用，除非專門為高空使用調整其設計參數(shù)。

渦輪螺旋槳發(fā)動機相當于把渦扇發(fā)動機的前風扇改為螺旋槳但沒有外殼包著，簡稱為“渦槳”式。渦輪的能量大部分用在使螺旋槳旋轉上，發(fā)動機產生的拉力也主要是靠螺旋槳。而另一渦輪帶動的壓氣壓只是供應燃燒室必需的空氣，經噴油燃燒后產生足以令兩套渦輪旋轉所必需的能量，所以尾噴口噴出的氣流只能得到很小的“輔助推力”。渦槳發(fā)動機主要用于轟炸機（如俄羅斯的圖-95）、海上偵察機、反潛機或運輸機上，這種發(fā)動機不適合超音速飛行，但耗油率比渦扇發(fā)動機低。這類發(fā)動機的性能用功率表示（相當于活塞式發(fā)動機），功率最大的要算俄羅斯圖-95飛機所用的NK-12MB型，每臺功率11033千瓦，平均每千克發(fā)動機重量可產生功率4.8千瓦。

在所有類型的噴氣式發(fā)動機中最簡單的是沖壓式噴氣發(fā)動機，到目前為止這種發(fā)動機還沒有用于載人作戰(zhàn)飛機上。它沒有壓氣機和渦輪，而是靠前進速度增壓，以保證空氣沖進燃燒室，噴油后燃燒形成向后的噴氣流產生推力。所以在靜止時它不能啟動，因為燃燒室內的氣壓和外面大氣相同，即使噴油點著了火，產生的高壓空氣也是既可向前噴也可向后噴，當然形成不了推力。一般來說只有前進速度大于馬赫數(shù)2.0以上，沖壓發(fā)動機才能點火起作用。為此它要配合固體火箭發(fā)動機工作，先用固體火箭加速到必需的速度才使沖壓發(fā)動機啟動。但由于它輕巧、簡單，因而很適合在導彈或超音速無人機上使用。

如果將固體火箭發(fā)動機和沖壓式發(fā)動機做成一個整體，基本上用同一個噴管工作，先依靠發(fā)動機內的固體火箭燃料使飛機或導彈加速，固體燃料用光后，留下的空間作為沖壓發(fā)動機燃燒室，噴油點火工作，繼續(xù)推動導彈或無人機前進，這種發(fā)動機稱為固體火箭沖壓式發(fā)動機，簡稱固沖式發(fā)動機。

當對飛機速度要求越來越高，例如馬赫數(shù)想達到6～15時，用以上的發(fā)動機都不大合適（效率低），為此有些國家在研制“超音速燃燒沖壓發(fā)動機”。它是利用機體前端或一個錐體在調整飛行時產生的激波的壓縮作用，形成“機身與發(fā)動機一體化”，即利用前機身的預壓縮功能和后機身的繼續(xù)膨脹功能，然后噴油點火。在超音速氣流中燃燒允許的時間很短，氣流通過的時間在毫秒量級，燃燒室的長度極短，為此要將進/排氣系統(tǒng)與燃燒室設計成一體化。這種發(fā)動機如研制成功也可用在航天飛機返回大氣層階段。據稱俄羅斯與美國將共同研制采用液體燃料（碳氫液體燃料或液體氫）的這種發(fā)動機，但到2000年為止，它仍只處于試驗室試驗狀態(tài)。

為節(jié)省燃料，在20世紀80年代曾興起過一陣研制螺旋槳風扇發(fā)動機（簡稱槳扇發(fā)動機）的熱潮，主要想用在民航機上。后來美國放棄這類方案，只有蘇聯(lián)將其研究成功。槳扇發(fā)動機其實只是將渦槳發(fā)動機的螺旋槳改用很多風扇形狀的短直徑葉片。現(xiàn)在俄羅斯與烏克蘭聯(lián)合研制的安-70軍用運輸機使用的D-27型發(fā)動機就是這種類型（圖2-5），它的螺旋槳為雙排馬刀形，直徑達4.5米，前面的8葉，后排的6葉，相互反方向旋轉，發(fā)動機功率10440千瓦。安-70軍用運輸機可載士兵170名，機組人員3名，平均每噸載重飛行1千米只耗油126克，巡航速度800千米/小時，所以載重30噸時，飛行1小時只耗油3噸。

二、發(fā)動機控制及第二動力系統(tǒng)

與駕駛汽車相似，飛行員在座艙內用“油門”控制發(fā)動機，根據需要調節(jié)對發(fā)動機的供油量，改變發(fā)動機的功率或推力大小。過去這類燃油調節(jié)器是機械式的，現(xiàn)在大多數(shù)已改用“電調”，主要是依靠電子計算機的幫助，根據飛行員的油門活動量和當時飛機的速度、高度、大氣條件等自動使供油量接近達到最佳狀態(tài)，達到既很省油又能滿足飛行員對發(fā)動機推力的要求。新的軍用飛機往往還將油門控制和飛機的飛行控制系統(tǒng)交聯(lián)起來，飛機可以自動根據需要保持速度，不要求飛行員不停地調節(jié)油門，駕駛飛機更加省心。飛機的進氣道調節(jié)往往也是自動化的，所有這些控制發(fā)動機的裝置及有關設備也都是動力裝置的組成部分。

軍用飛機一般都還安裝有另一套（甚至幾套）獨立的第二動力系統(tǒng)。它通常是小的渦輪發(fā)動機或靠飛機前進時相對氣流帶動的風扇式動力裝置，它們的主要功能是在地面（有的也可在空中）啟動發(fā)動機，以及當主發(fā)動機出故障或損壞時產生能源（電子或液壓）以保證飛行操縱系統(tǒng)和關鍵的控制系統(tǒng)（如放起落架等）能正常工作，使飛機安全著陸。對于大型軍用機，這種動力系統(tǒng)往往還可以保證在地面不開主發(fā)動機即能檢查全機狀況，以及保證座艙空調等正常工作，以節(jié)省維修飛機的費用。

三、噴氣飛機的進氣系統(tǒng)

飛機用的發(fā)動機除火箭發(fā)動機外，活塞式發(fā)動機或噴氣式發(fā)動機都需要吸入空氣才能工作。從飛機進氣口、進氣道直到發(fā)動機進氣口前的這一段通常稱為進氣系統(tǒng)，它是飛機和發(fā)動機配合的“中間件”，對飛機性能及發(fā)動機能力的充分發(fā)揮影響極大，已成為飛機設計中一個專門的技術分支。

活塞式發(fā)動機需要的空氣量不太大，進氣口較小，位置不大被人注意。活塞式飛機外露的明顯進氣口多為滑油散熱器進氣口或水冷式發(fā)動機的冷卻液散熱器進氣口，并非發(fā)動機進氣口。但到了噴氣發(fā)動機時代，進氣口成為飛機研制的一個重點，也是識別飛機型號和判別飛機性質、性能的一個重要特征。

1.進氣系統(tǒng)的作用

噴氣發(fā)動機工作時需要吸入大量空氣。例如F/A-22飛機的發(fā)動機每臺每秒需要的空氣約140千克。在地面標準大氣條件下，空氣每立方米質量是1.2255千克，因此向一臺這樣的發(fā)動機供氣，飛機進氣口每秒要吸入114立方米的空氣。這相當于一個長6米、寬6米、高3.2米的房間內的空氣在一秒內全部被吸光。可以想象，如果在地面用一般抽氣機完成這項任務，抽氣機進氣口要多大。當然，飛機飛行時有速度，進氣口進氣氣流速度很大，所以飛機在空中飛行時要求的進氣口面積就可以小很多。設計作戰(zhàn)飛機進氣口面積時，往往根據常用速度作為進氣速度（如戰(zhàn)斗機用每秒300米），可以計算出每臺上述發(fā)動機所需進氣口面積約0.38平方米，用圓形進氣口直徑約0.7米。但飛機超音速時，進氣氣流速度也是超音速，這樣大的進氣口也不行。因為進氣量太多會使發(fā)動機工作不正常，例如引起發(fā)動機“喘振”，因此必須要自動“放”掉一些空氣。為此可以在進氣道適當位置設專門的放氣門或放氣環(huán)，也可以在進氣口外設法放走一些空氣（稱“溢流”）。而在飛機起飛、降落時，進氣速度不大，進氣量會有不足，影響發(fā)動機推力，所以要在進氣道兩側加一些“輔助進氣門”。

進氣道和進氣口的作用，除了基本上滿足發(fā)動機對空氣流量的需求外，還要使進氣氣流速度通過進氣口和進氣道的調節(jié)而減慢。而且不管飛機速度多快，除了正在為空天飛機研制的超音速燃燒沖壓發(fā)動機外，現(xiàn)代航空發(fā)動機，包括一般沖壓式發(fā)動機，進入發(fā)動機前的氣流速度應為亞音速，即發(fā)動機進氣氣流速度應在0.4～0.7馬赫數(shù)之間。同時，還需要進來的氣流壓力大，使發(fā)動機可以產生更大的推力。在飛機迎角使用的全部范圍內，進到發(fā)動機的氣流不要太紊亂，以免引起發(fā)動機壓氣機葉片工作不正常。當然，還有一個基本要求就是進氣系統(tǒng)，特別是進氣口引起的阻力要小。

總之，噴氣飛機進氣系統(tǒng)設計十分復雜，要照顧很多問題，需要多方面綜合平衡，于是就產生出各種各樣的進氣口和進氣道。現(xiàn)在，進氣系統(tǒng)已發(fā)展得十分復雜，包括進氣口和進氣道內必需的各種自動調節(jié)機構和相關的自動控制設施、操縱軟件等。對于現(xiàn)代作戰(zhàn)飛機來說，它還必須與發(fā)動機的操縱系統(tǒng)甚至與飛機的操縱系統(tǒng)交聯(lián)，共同協(xié)調工作。

2.進氣系統(tǒng)和進氣口的分類

進氣系統(tǒng)可以按不同標準分類。例如按飛機速度可區(qū)分為高超音速飛機進氣系統(tǒng)、超音速飛機進氣系統(tǒng)與亞音速飛機進氣系統(tǒng)；或按操縱方式區(qū)分為固定式、手動式、自動控制式進氣系統(tǒng)等。

進氣口的分類方式就更多了。例如按進氣口的位置可區(qū)分為機頭進氣（如殲-7）、腹部進氣［如F-16、“臺風”（圖2-6）］、機身兩側進氣（如F-4、殲-8Ⅱ）、下頜進氣（如A-7、殲-7FS）、背部進氣（如美國早期驗證機F-107A）、翼根下方進氣［如蘇-27（圖2-7）］、翼根直接開口進氣（如F-105）、機翼上方進氣（如B-2、F-117）、發(fā)動機艙直接進氣［各種翼下吊裝發(fā)動機的機型，如B-52（圖2-8）］等。

最初研制噴氣式戰(zhàn)斗機時，往往是把噴氣發(fā)動機裝在機身腹部。這樣進氣口直接開在機身下發(fā)動機艙前面。20世紀40年代末開始有專門設計的噴氣戰(zhàn)斗機。當時多數(shù)把發(fā)動機裝在機身內，機頭進氣就很方便。這種進氣方式阻力小、效率高，所以采用很多。它的缺點是占了機頭位置使機載雷達天線難以安置，機身內進氣道也比較長（發(fā)動機多在后機身），影響機內設備安裝。后來的戰(zhàn)斗機都需要裝雷達，機頭要裝大型雷達天線，因此這種進氣方式已經很少采用。腹部進氣和機身兩側進氣可以縮短進氣道長度，留出機頭位置給機載雷達，但使整機阻力增大。而且兩側進氣對飛機側滑很敏感。當氣流從側方而來形成較大側滑角時，進到發(fā)動機的氣流可能分布不均勻。為此進氣道總管在連接發(fā)動機前要有較長的平直段使氣流平穩(wěn)起來。有些戰(zhàn)斗機如俄羅斯蘇-27、米格-29，法國“陣風”，美國F/A-18把進氣口放在翼根下，這樣在大迎角時進入進氣口的氣流會比較平穩(wěn)，大迎角飛行特性會好一些。而機身背部進氣的方式在大迎角下工作不良，所以至今還沒有為任何一種已投產的戰(zhàn)斗機所采用。至于像F-105那樣翼根進氣的方式優(yōu)點不多，基本被淘汰了。按形狀不同，進氣口也可分為圓形、長方形、半圓形等。機頭進氣多為圓形（稱一元進氣口或軸對稱進氣口）。長方形或近似長方形的多用于機身兩側或腹部進氣（稱二元進氣口）。一般設計師認為二元進氣口比較好，工藝性好，理論分析也證明了其優(yōu)越性。半圓形進氣口效率高，但制造較難。法國達索公司對這種進氣口情有獨鐘，多年生產積累的數(shù)據和經驗非常豐富，所以從“幻影”Ⅲ到“幻影”2000、4000都用，“陣風”則是半圓形切去一小角。

3.超音速飛機進氣口的結構特點

有些飛機的進氣口在中間有一個圓形錐體或半圓形錐體，稱為進氣調節(jié)錐；有些方形進氣口在靠機身邊上或上/下方有斜板，稱為進氣調節(jié)板（圖2-9）。這主要是為了超音速時產生“激波”，并使其數(shù)量和位置適合當時的速度要求。氣流越過激波后都會減速和增壓，所以調節(jié)錐或調節(jié)板的功能是形成合適的激波，使進入進氣口的氣流到達進氣道內速度降到亞音速，并增大氣壓以滿足發(fā)動機的要求。

進氣調節(jié)錐和調節(jié)板很多是可以活動的。移動進氣錐前后位置或偏轉調節(jié)板的角度，可以決定激波位置和進氣道最狹窄地方（稱喉道）的面積，控制進氣狀態(tài)和進氣量。亞音速飛機一般沒有調節(jié)錐或調節(jié)板。低超音速或跨音速飛機，當設計飛行速度不超過1.5～1.6馬赫數(shù)時，調節(jié)錐或調節(jié)板往往是固定的。它只在設計速度為1.3～1.4馬赫數(shù)或亞音速飛行時最合適，其他速度下效率就差一些。但這樣可以節(jié)省一套自動控制機構并減輕一些重量。事實上這種進氣口在速度超過1.6馬赫數(shù)以后效率很低，發(fā)動機推力耗損很大。現(xiàn)役F-16水平增速到1.9馬赫數(shù)很困難（增速時間極長），實在想飛這樣大的速度只好利用下滑或俯沖增速的辦法。

觀察進氣口的邊緣，即進氣口外殼最前端稱為“唇口”的部位，就可以判斷該型飛機的最大速度范圍。在不同的相對氣流速度條件下，進氣氣流的流態(tài)是不同的。靜止情況下，氣流可從進氣口四面八方進入進氣口。所以合適的形狀應該是喇叭形，有較鈍的圓頭唇口。隨著飛機速度的增加，唇口越來越薄，超音速飛機進氣口的唇口很尖。比較殲-7飛機和“鷂”式飛機的進氣口唇口，就可以明顯看到兩者的區(qū)別。后者是亞音速飛機，而且要垂直起降，在靜止狀態(tài)起飛，發(fā)動機需要發(fā)出最大推力，吸入最大量的空氣，所以它的進氣口唇口很厚很圓。殲-7是兩倍音速飛機，其進氣口唇口很簿，像刀片一樣，這種設計能使激波阻力小一些。用“鷂”式飛機的進氣口飛超音速，哪怕是只飛1.3馬赫數(shù)都極端困難，發(fā)動機推力再大也不成。所以垂直起降戰(zhàn)斗機的進氣口設計十分困難，照顧了靜止狀態(tài)垂直起飛的要求，就難以符合超音速飛行要求；照顧超音速飛行，其進氣口肯定使垂直起飛狀態(tài)發(fā)動機推力發(fā)揮極差，影響垂直起飛重量。如何綜合平衡是進氣口設計師必須解決的一大難題。

4.腹部及兩側進氣道的安裝

絕大多數(shù)噴氣飛機的翼下、機身腹部或兩側進氣口都不貼著機翼或機身，而是與機翼或機身之間有一個明顯的間隔。有的還加裝一塊比進口略大一些的隔板將進氣口隔開，稱為“附面層隔板”。貼近機身或機翼的氣流受空氣黏性影響會產生一薄層的減速氣流，稱附面層。進氣口稍離開機身或裝隔板的主要作用就是使附面層不進到進氣口內，以免引起氣流分離或減少進氣量。這種措施在飛機設計上已實行了幾十年。

近些年美國洛克希德·馬丁公司在研制F-35戰(zhàn)斗機時，采用了一種首創(chuàng)的“無附面層隔板超音速進氣道”設計。該型飛機的進氣口并沒有常規(guī)固定附面層隔板，而是在進氣口內設計了一個外形更科學的、略向前伸出的錐形固定式鼓包。這個鼓包除了像一般進氣錐那樣可對氣流產生激波，起到減速和增壓作用外，還可以把附面層推離進氣口。在F-16飛機上的試驗表明，這種設計效果良好，整個進氣系統(tǒng)的效率還略有提高，并可保證飛機在1.8馬赫數(shù)以上飛行。

5.隱身飛機的進氣口問題

試驗和理論計算表明，當雷達從飛機正前方照射時，現(xiàn)代戰(zhàn)斗機對雷達波的強反射源主要是進氣口、雷達艙、各翼面前緣、座艙、機體迎面平面及外露天線等。其中進氣口約占全機雷達散射截面（RCS）的25%。因此隱身飛機的進氣口必須采取隱身設計。

已投產的隱身飛機如B-2、F-117、F/A-22等主要采取的措施有如下幾種。

B-2將進氣口放在機翼上方（圖2-10），因為它不做大迎角機動動作，而且主要對付地面雷達。

F-117進氣口也在機翼上方而且很大，進氣道是直的，從進氣口入射的雷達電磁波可以直接遇到發(fā)動機的壓氣機，產生強反射。為此在進氣口加上網柵，格目尺寸為1.9厘米×3.8厘米（理論上格目尺寸應小于或等于1/4雷達波長），可大為減弱進氣系統(tǒng)對電磁波的反射（《兵器知識》 1999年第4期有該機清晰的進氣口網柵照片）。同時該網柵可通電加熱以防止上面結冰。它對減弱10厘米波長防空雷達的作用很有效，但對進氣道的效率有影響。

F/A-22采用進氣口斜切，外形與機體的隱身外形協(xié)調。同時將進氣道設計成S形，既可防止電磁波直接照射到壓氣機葉片上，又可使進入進氣道內的電磁波經過多次折射而減弱。

所有隱身飛機的進氣口包括進氣道都要涂吸波材料，特別是唇口部位。這些涂層不應影響進氣口防冰系統(tǒng)的正常工作，同時還要能承受高速氣流的沖擊以及約200℃的高溫，不易剝落，使用壽命足夠長。涂層厚度一般為0.7～1.4毫米，低壓壓氣機前級葉片的涂層材料厚度會薄一些，約0.5毫米。從進氣口的位置和形狀可以很容易判斷飛機對隱身要求的程度。