壹、提昇噴射發動機的效率
自英國英國法蘭克.惠特爾(Frank Whittle)伯爵發明了第一具渦輪噴射發動機後,渦輪噴射(Turbojet)發動機很快便以其強大動力、優異的高速性能於1949年後起取代活塞式發動機,成爲二次大戰戰後新研發的戰機首先選擇的動力系統,並開始在其它固定翼航空器中開始獲得採用。關於渦輪噴射發動機之結構,請詳噴射發動機篇內文所述。

但隨著噴射發動機技術的發展,渦輪噴射發動機最大的缺點也越來越明顯,就是在低速飛行下耗油量相當大,而且運轉效率低,使固定翼航空器的最大航程變得很短。儘管這缺點對於執行防空任務的高速戰機而言並不算是十分嚴重,若用在對營運成本有嚴格要求的穿音速商用航空器上卻是無法接受。

若要提昇噴射發動機的效率,首先要知道何謂發動機的效率。發動機的效率實際上包括兩個部份,即熱效率與推進效率。爲提高熱效率,一般而言需提高燃燒氣體在渦輪進氣溫度及壓縮段的壓縮比,但在固定翼航空器飛行速度不變的情形下,提高渦輪進氣溫度將會使噴射發動機的排氣速度增加,導致在空氣中損失的動能增加,如此又降低了推進效率。由於熱效率和推進效率對發動機循環參數產生相互矛盾的要求,致使渦輪噴射發動機的總效率難以得到較大的提升。

貳、效率比較
要如何才能同時提高噴射發動機的熱效率和推進效率,既要提高渦輪進氣溫度又不會增加排氣速度呢?答案就是採用渦輪扇(Turbofan)發動機。此構型發動機在渦輪噴射發動機的基本設計上增加了幾級渦輪,並由這些渦輪帶動一排或數排風扇,風扇後的氣流分爲兩部分,一部份進入壓縮機(內旁通),另一部份則不經過燃燒,直接排到空氣中(外旁通)。由於渦輪扇發動機一部份燃燒氣體的能量被用來帶動前端的風扇,因此降低了排氣速度,並提高推進效率,且若爲提高熱效率而提高渦輪進氣溫度後,可以透過調整渦輪結構參數及增大風扇直徑,使更多的燃燒氣體能量經風扇傳遞到外旁通,就不會增加排氣速度,如此可提昇燃油燃燒效率。如此對渦輪扇發動機而言,熱效率和推進效率兩者不再矛盾,只要結構及材料上允許,提高渦輪進氣溫度是相當有利的。

參、發動機結構
關於渦輪扇發動機,以商用渦輪扇發動機做解說較易瞭解,如普萊特‧惠特尼(Pratt & Whitney)的PW2043(Boeing VC-32A選用)。發動機之壓縮段部份排出之氣流直接導出以提供發動機推力,即所謂之旁通流。壓縮段之後的結構與渦輪噴射發動機大致相同,如燃燒段與渦輪段。發動機旁通比越高,表示燃油燃燒效率比較高。旁通流,從旁邊通過的氣流之意。

該型式的發動機特色,是綜合噴射發動機的速度及螺旋槳燃油燃燒效率之推進器。與噴射發動機相同,由壓縮段吸入空氣,經由葉片壓縮,推進燃燒段點燃後噴出。但此核心段之推力佔發動機總推力比約45%,其主要推力是來自壓縮段最前方之螺旋葉片(第一級葉片),該葉片又稱為風扇段。第一級葉片外型上與螺旋槳相似,但葉面較廣以拍動大量空氣,其驅動力是來自熱段所帶動之渦輪轂(壓縮段與渦輪段之渦輪轂連接同一個軸心)。

肆、延伸型式
目前航空用渦輪扇發動機主要分為兩類,即無後燃器式渦輪扇發動機及含後燃器式(Afterburing, A/B)渦輪扇發動機。前者主要用於穿音速大型商用、軍用航空器,後者主要用於戰機,由於兩者的用途不同,所以這兩類發動機的結構參數也大不相同。

無後燃器式渦輪扇發動機不僅渦輪進氣溫度較高,而且風扇直徑較大,旁通比可達到8以上,此型式發動機的經濟性優於渦輪噴射發動機,且使得航空器的飛行速度比裝置活塞式發動機高,在最大速度爲馬赫0.9左右的現代大型窄體及廣體客機、軍用運輸機中獲得廣泛採用。如波音(Boeing)747-400及757-200、空中巴士(Airbus)A320-200及A380-200等客機,在軍用運輸機上如波音C-17A、安托諾夫(Antonov)An-124、An-225等。

根據熱機的原理,當發動機的功率到達一定時,加入推進的質量就越多,於是所獲得的推力就越大,無後燃器式渦輪扇發動機由於風扇直徑大,空氣流量就大因此推力也較大。同時由於排氣速度及燃氣溫度較低,此類發動機的噪音也較小。此外發動機產生的微渦流越少,高頻噪音也就越低,現有的渦輪扇發動機減少噪音系統,多半是加速冷熱兩者空氣的混合以抑制微渦流的產生,但會減少發動機推力。

含後燃器式渦輪扇發動機在戰機巡航飛行的過程中是不開後燃器的,此時它相當於一具無後燃器式的渦輪扇發動機,但爲了追求高推重比及減小阻力,發動機的旁通比一般在1.0以下。在高速飛行時,發動機後燃器打開,外旁通的空氣及渦輪後的燃燒氣體一同進入後燃器的燃燒室噴油後再次燃燒,使推力可大幅增加,甚至超過了含後燃器式渦輪噴射發動機,並且隨著速度的增加,發動機的推力比還會繼續上升,並且耗油率有所下降。含後燃器式渦輪扇發動機由於具有此低速低耗油量,開後燃器時推重比大的優點,目前已廣泛使用在新一代的戰機上。
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