第二节 飞机的“心脏”——动力装置

飞机的动力装置一般来说不仅是指发动机，还包括控制发动机、安装发动机的构架、装置以及供发动机使用的燃料系统加油箱、油泵油管等。至于为喷气发动机提供空气的进气道系统，包括进气口、进气管道等，到底归属于动力装置还是机体结构，时有争论。但无论如何进气系统必须两者兼顾，既能保证发动机的使用要求，发挥出其最大能力，又应符合飞机的性能特点（如设计最佳作战马赫数、适合高空作战或低空高速冲刺等）。

一、航空发动机的类型与特点

20世纪40年代前，飞机和直升机普遍使用活塞式航空发动机，用它带动螺旋桨或旋翼旋转产生拉力或升力。活塞式发动机有液冷式和气冷式两种。液冷式发动机利用循环流动的冷却液来冷却汽缸，最普遍的汽缸排列形式为V形。气冷式发动机直接利用飞行中的迎面气流来冷却汽缸，常见的汽缸排列形式是单排或双排的星形。现代作战飞机使用的发动机主要有纯涡轮喷气式、涡轮风扇式、涡轮螺旋桨式、冲压喷气式以及在研的超音速燃烧冲压式等。

纯涡轮喷气发动机是最早大量使用的喷气发动机，它包括压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管等主要部分。其工作原理是利用气体的压力推动轮子上的叶片（即涡轮），再由涡轮驱动压气机，使进入发动机的空气增压后与燃料混合燃烧，燃气经喷管高速喷出产生反作用推力。20世纪70年代以后，用纯喷气式发动机的作战飞机已逐渐减少，主要是因为它的燃料消耗率比较大，发动机产生的最大推力与本身重量之比（称推重比）只有4.5左右。如果在尾喷管再喷油燃烧（因喷气流中还有相当部分的氧气），可使发动机推力大增，这种工作方式称为“加力”，可使推重比达到6～7（加力状态推力比不加力最大推力可增加约50%），但燃料消耗率增加惊人，可能达到每千克推力（1千克力＝9.80665牛顿）每小时消耗1.1～1.5千克燃料。所以现代作战飞机使用加力状态的时间一般不许超过3～5分钟，甚至只限于1～2分钟。20世纪60年代美国著名的F-105战斗机如果空中连续开最大加力5分钟，机内油箱的燃料就差不多全消耗干净了。

到20世纪60年代以后，纯喷气涡轮发动机已逐渐为涡轮风扇发动机（简称涡扇发动机）代替，后者主要在压气机前增加一副压气机，称为“风扇”，它将空气增压后直接通过发动机外管道（称外涵道）向后喷出产生推力，而不通过燃烧室。这副风扇专有一副涡轮带动其旋转，所以涡轮风扇发动机一般有两根套在一起的旋转轴，外轴空心的，前面是压气机，后面是前涡轮。内轴插在外轴内，前面伸出，固定有风扇，后面由后涡轮带动旋转。有的涡扇发动机甚至用三套轴，如英国用于“狂风”式战斗机的RB-199发动机，由于结构太复杂，不易生产，其他国家都不仿效。涡扇发动机不开加力耗油率可减少到0.65千克/小时·千克力，使战斗机的航程比用纯喷气式的增加很多，但它开加力时耗油率更惊人，甚至达到2.0千克/（小时·千克力）以上。新式的只用小型风扇的涡扇发动机，如用于欧洲战斗机“台风”的EJ200，其不加力和加力耗油率分别为0.81千克/（小时·千克力）和1.73千克/（小时·千克力），开加力时推重比可达9.2。涡扇发动机的主要缺点是高空性能较差，随着高度的增加其推力下降比同类型的纯喷气式要快得多，所以一般不太适合于高空战斗机（高度>15千米）使用，除非专门为高空使用调整其设计参数。

涡轮螺旋桨发动机相当于把涡扇发动机的前风扇改为螺旋桨但没有外壳包着，简称为“涡桨”式。涡轮的能量大部分用在使螺旋桨旋转上，发动机产生的拉力也主要是靠螺旋桨。而另一涡轮带动的压气压只是供应燃烧室必需的空气，经喷油燃烧后产生足以令两套涡轮旋转所必需的能量，所以尾喷口喷出的气流只能得到很小的“辅助推力”。涡桨发动机主要用于轰炸机（如俄罗斯的图-95）、海上侦察机、反潜机或运输机上，这种发动机不适合超音速飞行，但耗油率比涡扇发动机低。这类发动机的性能用功率表示（相当于活塞式发动机），功率最大的要算俄罗斯图-95飞机所用的NK-12MB型，每台功率11033千瓦，平均每千克发动机重量可产生功率4.8千瓦。

在所有类型的喷气式发动机中最简单的是冲压式喷气发动机，到目前为止这种发动机还没有用于载人作战飞机上。它没有压气机和涡轮，而是靠前进速度增压，以保证空气冲进燃烧室，喷油后燃烧形成向后的喷气流产生推力。所以在静止时它不能启动，因为燃烧室内的气压和外面大气相同，即使喷油点着了火，产生的高压空气也是既可向前喷也可向后喷，当然形成不了推力。一般来说只有前进速度大于马赫数2.0以上，冲压发动机才能点火起作用。为此它要配合固体火箭发动机工作，先用固体火箭加速到必需的速度才使冲压发动机启动。但由于它轻巧、简单，因而很适合在导弹或超音速无人机上使用。

如果将固体火箭发动机和冲压式发动机做成一个整体，基本上用同一个喷管工作，先依靠发动机内的固体火箭燃料使飞机或导弹加速，固体燃料用光后，留下的空间作为冲压发动机燃烧室，喷油点火工作，继续推动导弹或无人机前进，这种发动机称为固体火箭冲压式发动机，简称固冲式发动机。

当对飞机速度要求越来越高，例如马赫数想达到6～15时，用以上的发动机都不大合适（效率低），为此有些国家在研制“超音速燃烧冲压发动机”。它是利用机体前端或一个锥体在调整飞行时产生的激波的压缩作用，形成“机身与发动机一体化”，即利用前机身的预压缩功能和后机身的继续膨胀功能，然后喷油点火。在超音速气流中燃烧允许的时间很短，气流通过的时间在毫秒量级，燃烧室的长度极短，为此要将进/排气系统与燃烧室设计成一体化。这种发动机如研制成功也可用在航天飞机返回大气层阶段。据称俄罗斯与美国将共同研制采用液体燃料（碳氢液体燃料或液体氢）的这种发动机，但到2000年为止，它仍只处于试验室试验状态。

为节省燃料，在20世纪80年代曾兴起过一阵研制螺旋桨风扇发动机（简称桨扇发动机）的热潮，主要想用在民航机上。后来美国放弃这类方案，只有苏联将其研究成功。桨扇发动机其实只是将涡桨发动机的螺旋桨改用很多风扇形状的短直径叶片。现在俄罗斯与乌克兰联合研制的安-70军用运输机使用的D-27型发动机就是这种类型（图2-5），它的螺旋桨为双排马刀形，直径达4.5米，前面的8叶，后排的6叶，相互反方向旋转，发动机功率10440千瓦。安-70军用运输机可载士兵170名，机组人员3名，平均每吨载重飞行1千米只耗油126克，巡航速度800千米/小时，所以载重30吨时，飞行1小时只耗油3吨。

二、发动机控制及第二动力系统

与驾驶汽车相似，飞行员在座舱内用“油门”控制发动机，根据需要调节对发动机的供油量，改变发动机的功率或推力大小。过去这类燃油调节器是机械式的，现在大多数已改用“电调”，主要是依靠电子计算机的帮助，根据飞行员的油门活动量和当时飞机的速度、高度、大气条件等自动使供油量接近达到最佳状态，达到既很省油又能满足飞行员对发动机推力的要求。新的军用飞机往往还将油门控制和飞机的飞行控制系统交联起来，飞机可以自动根据需要保持速度，不要求飞行员不停地调节油门，驾驶飞机更加省心。飞机的进气道调节往往也是自动化的，所有这些控制发动机的装置及有关设备也都是动力装置的组成部分。

军用飞机一般都还安装有另一套（甚至几套）独立的第二动力系统。它通常是小的涡轮发动机或靠飞机前进时相对气流带动的风扇式动力装置，它们的主要功能是在地面（有的也可在空中）启动发动机，以及当主发动机出故障或损坏时产生能源（电子或液压）以保证飞行操纵系统和关键的控制系统（如放起落架等）能正常工作，使飞机安全着陆。对于大型军用机，这种动力系统往往还可以保证在地面不开主发动机即能检查全机状况，以及保证座舱空调等正常工作，以节省维修飞机的费用。

三、喷气飞机的进气系统

飞机用的发动机除火箭发动机外，活塞式发动机或喷气式发动机都需要吸入空气才能工作。从飞机进气口、进气道直到发动机进气口前的这一段通常称为进气系统，它是飞机和发动机配合的“中间件”，对飞机性能及发动机能力的充分发挥影响极大，已成为飞机设计中一个专门的技术分支。

活塞式发动机需要的空气量不太大，进气口较小，位置不大被人注意。活塞式飞机外露的明显进气口多为滑油散热器进气口或水冷式发动机的冷却液散热器进气口，并非发动机进气口。但到了喷气发动机时代，进气口成为飞机研制的一个重点，也是识别飞机型号和判别飞机性质、性能的一个重要特征。

1.进气系统的作用

喷气发动机工作时需要吸入大量空气。例如F/A-22飞机的发动机每台每秒需要的空气约140千克。在地面标准大气条件下，空气每立方米质量是1.2255千克，因此向一台这样的发动机供气，飞机进气口每秒要吸入114立方米的空气。这相当于一个长6米、宽6米、高3.2米的房间内的空气在一秒内全部被吸光。可以想象，如果在地面用一般抽气机完成这项任务，抽气机进气口要多大。当然，飞机飞行时有速度，进气口进气气流速度很大，所以飞机在空中飞行时要求的进气口面积就可以小很多。设计作战飞机进气口面积时，往往根据常用速度作为进气速度（如战斗机用每秒300米），可以计算出每台上述发动机所需进气口面积约0.38平方米，用圆形进气口直径约0.7米。但飞机超音速时，进气气流速度也是超音速，这样大的进气口也不行。因为进气量太多会使发动机工作不正常，例如引起发动机“喘振”，因此必须要自动“放”掉一些空气。为此可以在进气道适当位置设专门的放气门或放气环，也可以在进气口外设法放走一些空气（称“溢流”）。而在飞机起飞、降落时，进气速度不大，进气量会有不足，影响发动机推力，所以要在进气道两侧加一些“辅助进气门”。

进气道和进气口的作用，除了基本上满足发动机对空气流量的需求外，还要使进气气流速度通过进气口和进气道的调节而减慢。而且不管飞机速度多快，除了正在为空天飞机研制的超音速燃烧冲压发动机外，现代航空发动机，包括一般冲压式发动机，进入发动机前的气流速度应为亚音速，即发动机进气气流速度应在0.4～0.7马赫数之间。同时，还需要进来的气流压力大，使发动机可以产生更大的推力。在飞机迎角使用的全部范围内，进到发动机的气流不要太紊乱，以免引起发动机压气机叶片工作不正常。当然，还有一个基本要求就是进气系统，特别是进气口引起的阻力要小。

总之，喷气飞机进气系统设计十分复杂，要照顾很多问题，需要多方面综合平衡，于是就产生出各种各样的进气口和进气道。现在，进气系统已发展得十分复杂，包括进气口和进气道内必需的各种自动调节机构和相关的自动控制设施、操纵软件等。对于现代作战飞机来说，它还必须与发动机的操纵系统甚至与飞机的操纵系统交联，共同协调工作。

2.进气系统和进气口的分类

进气系统可以按不同标准分类。例如按飞机速度可区分为高超音速飞机进气系统、超音速飞机进气系统与亚音速飞机进气系统；或按操纵方式区分为固定式、手动式、自动控制式进气系统等。

进气口的分类方式就更多了。例如按进气口的位置可区分为机头进气（如歼-7）、腹部进气［如F-16、“台风”（图2-6）］、机身两侧进气（如F-4、歼-8Ⅱ）、下颌进气（如A-7、歼-7FS）、背部进气（如美国早期验证机F-107A）、翼根下方进气［如苏-27（图2-7）］、翼根直接开口进气（如F-105）、机翼上方进气（如B-2、F-117）、发动机舱直接进气［各种翼下吊装发动机的机型，如B-52（图2-8）］等。

最初研制喷气式战斗机时，往往是把喷气发动机装在机身腹部。这样进气口直接开在机身下发动机舱前面。20世纪40年代末开始有专门设计的喷气战斗机。当时多数把发动机装在机身内，机头进气就很方便。这种进气方式阻力小、效率高，所以采用很多。它的缺点是占了机头位置使机载雷达天线难以安置，机身内进气道也比较长（发动机多在后机身），影响机内设备安装。后来的战斗机都需要装雷达，机头要装大型雷达天线，因此这种进气方式已经很少采用。腹部进气和机身两侧进气可以缩短进气道长度，留出机头位置给机载雷达，但使整机阻力增大。而且两侧进气对飞机侧滑很敏感。当气流从侧方而来形成较大侧滑角时，进到发动机的气流可能分布不均匀。为此进气道总管在连接发动机前要有较长的平直段使气流平稳起来。有些战斗机如俄罗斯苏-27、米格-29，法国“阵风”，美国F/A-18把进气口放在翼根下，这样在大迎角时进入进气口的气流会比较平稳，大迎角飞行特性会好一些。而机身背部进气的方式在大迎角下工作不良，所以至今还没有为任何一种已投产的战斗机所采用。至于像F-105那样翼根进气的方式优点不多，基本被淘汰了。按形状不同，进气口也可分为圆形、长方形、半圆形等。机头进气多为圆形（称一元进气口或轴对称进气口）。长方形或近似长方形的多用于机身两侧或腹部进气（称二元进气口）。一般设计师认为二元进气口比较好，工艺性好，理论分析也证明了其优越性。半圆形进气口效率高，但制造较难。法国达索公司对这种进气口情有独钟，多年生产积累的数据和经验非常丰富，所以从“幻影”Ⅲ到“幻影”2000、4000都用，“阵风”则是半圆形切去一小角。

3.超音速飞机进气口的结构特点

有些飞机的进气口在中间有一个圆形锥体或半圆形锥体，称为进气调节锥；有些方形进气口在靠机身边上或上/下方有斜板，称为进气调节板（图2-9）。这主要是为了超音速时产生“激波”，并使其数量和位置适合当时的速度要求。气流越过激波后都会减速和增压，所以调节锥或调节板的功能是形成合适的激波，使进入进气口的气流到达进气道内速度降到亚音速，并增大气压以满足发动机的要求。

进气调节锥和调节板很多是可以活动的。移动进气锥前后位置或偏转调节板的角度，可以决定激波位置和进气道最狭窄地方（称喉道）的面积，控制进气状态和进气量。亚音速飞机一般没有调节锥或调节板。低超音速或跨音速飞机，当设计飞行速度不超过1.5～1.6马赫数时，调节锥或调节板往往是固定的。它只在设计速度为1.3～1.4马赫数或亚音速飞行时最合适，其他速度下效率就差一些。但这样可以节省一套自动控制机构并减轻一些重量。事实上这种进气口在速度超过1.6马赫数以后效率很低，发动机推力耗损很大。现役F-16水平增速到1.9马赫数很困难（增速时间极长），实在想飞这样大的速度只好利用下滑或俯冲增速的办法。

观察进气口的边缘，即进气口外壳最前端称为“唇口”的部位，就可以判断该型飞机的最大速度范围。在不同的相对气流速度条件下，进气气流的流态是不同的。静止情况下，气流可从进气口四面八方进入进气口。所以合适的形状应该是喇叭形，有较钝的圆头唇口。随着飞机速度的增加，唇口越来越薄，超音速飞机进气口的唇口很尖。比较歼-7飞机和“鹞”式飞机的进气口唇口，就可以明显看到两者的区别。后者是亚音速飞机，而且要垂直起降，在静止状态起飞，发动机需要发出最大推力，吸入最大量的空气，所以它的进气口唇口很厚很圆。歼-7是两倍音速飞机，其进气口唇口很簿，像刀片一样，这种设计能使激波阻力小一些。用“鹞”式飞机的进气口飞超音速，哪怕是只飞1.3马赫数都极端困难，发动机推力再大也不成。所以垂直起降战斗机的进气口设计十分困难，照顾了静止状态垂直起飞的要求，就难以符合超音速飞行要求；照顾超音速飞行，其进气口肯定使垂直起飞状态发动机推力发挥极差，影响垂直起飞重量。如何综合平衡是进气口设计师必须解决的一大难题。

4.腹部及两侧进气道的安装

绝大多数喷气飞机的翼下、机身腹部或两侧进气口都不贴着机翼或机身，而是与机翼或机身之间有一个明显的间隔。有的还加装一块比进口略大一些的隔板将进气口隔开，称为“附面层隔板”。贴近机身或机翼的气流受空气黏性影响会产生一薄层的减速气流，称附面层。进气口稍离开机身或装隔板的主要作用就是使附面层不进到进气口内，以免引起气流分离或减少进气量。这种措施在飞机设计上已实行了几十年。

近些年美国洛克希德·马丁公司在研制F-35战斗机时，采用了一种首创的“无附面层隔板超音速进气道”设计。该型飞机的进气口并没有常规固定附面层隔板，而是在进气口内设计了一个外形更科学的、略向前伸出的锥形固定式鼓包。这个鼓包除了像一般进气锥那样可对气流产生激波，起到减速和增压作用外，还可以把附面层推离进气口。在F-16飞机上的试验表明，这种设计效果良好，整个进气系统的效率还略有提高，并可保证飞机在1.8马赫数以上飞行。

5.隐身飞机的进气口问题

试验和理论计算表明，当雷达从飞机正前方照射时，现代战斗机对雷达波的强反射源主要是进气口、雷达舱、各翼面前缘、座舱、机体迎面平面及外露天线等。其中进气口约占全机雷达散射截面（RCS）的25%。因此隐身飞机的进气口必须采取隐身设计。

已投产的隐身飞机如B-2、F-117、F/A-22等主要采取的措施有如下几种。

B-2将进气口放在机翼上方（图2-10），因为它不做大迎角机动动作，而且主要对付地面雷达。

F-117进气口也在机翼上方而且很大，进气道是直的，从进气口入射的雷达电磁波可以直接遇到发动机的压气机，产生强反射。为此在进气口加上网栅，格目尺寸为1.9厘米×3.8厘米（理论上格目尺寸应小于或等于1/4雷达波长），可大为减弱进气系统对电磁波的反射（《兵器知识》 1999年第4期有该机清晰的进气口网栅照片）。同时该网栅可通电加热以防止上面结冰。它对减弱10厘米波长防空雷达的作用很有效，但对进气道的效率有影响。

F/A-22采用进气口斜切，外形与机体的隐身外形协调。同时将进气道设计成S形，既可防止电磁波直接照射到压气机叶片上，又可使进入进气道内的电磁波经过多次折射而减弱。

所有隐身飞机的进气口包括进气道都要涂吸波材料，特别是唇口部位。这些涂层不应影响进气口防冰系统的正常工作，同时还要能承受高速气流的冲击以及约200℃的高温，不易剥落，使用寿命足够长。涂层厚度一般为0.7～1.4毫米，低压压气机前级叶片的涂层材料厚度会薄一些，约0.5毫米。从进气口的位置和形状可以很容易判断飞机对隐身要求的程度。