活动内容
科学讲座：喷气发动机的结构及原理.
活动目的
1、使学生加深对内燃机结构及基本工作过程的认识及应用.
2、使学生认识到现代的尖端技术源于他们正在学习的物理基本知识.
3、激发学生学科学、用科学的热情，培养他们的观察分析能力和发明创造意识.
活动准备
教师绘制有关结构原理图、投影片，学生阅读物理课本第二册第三章有关内容.
活动过程
1、问题的提出
同学们在课内已学过内燃机的一些知识，知道内燃机是在蒸汽机的基础上改进发展起来，请在坐的同学回忆一下，回答这样的三个问题(投影仪依次显示).
问1：内燃机在蒸汽机的基础上作了哪些改进?
归纳：最突出的是用轻巧的气缸代替笨重的锅炉，这样做一方面可以使燃料燃烧比较充分，另一方面使燃烧物的散热损失大大减少，提高了工作效率，而且结构轻巧.
问2：柴油机是在汽油机诞生16年后问世的内燃机，它是如何改进的呢?
归纳：最主要的改进是用喷油嘴代替了火花塞，使燃料在气缸内平稳充分地燃烧，压缩更为彻底，做功更大，因而柴油机效率比汽油机更高.
问3：从能量损失的角度看，内燃机存在什么不尽人意之处?
归纳：从能量损失的角度考虑，不管是汽油机还是柴油机，都存在以下三方面的问题：
一是尾气带走的内能(即废气内能)占了一大半，客观上限制了内燃机的效率不足50%(汽油机为20%～30%，柴油机为30%～45%)；
二是内燃机存在散热损失，如气缸、活塞等仍会散热；
三是内燃机的机件之间存在机械摩擦而导致机械损失，如气缸与活塞之间，连杆与活塞，连杆与曲柄等连接件之间的摩擦.
为了进一步提高效率，人们对内燃机作了进一步的改进，发明了空气喷气发动机(投影课题).
2、空气喷气发动机
①出示空气喷气发动机的挂图169－1，对照挂图介绍基本结构：进气口、压气机、燃烧室(喷油嘴、火花塞)、轮机、尾喷管等.
②基本工作原理，学生根据投影仪显示的问题分析讨论，教师指导.
问1：从挂图上看，压气机与实际生活中的什么电器外形极为相似?由此猜想压气机的作用是什么?
归纳：压气机很象电扇，电扇工作时使其后部的空气迅速往前流动，由此不难想到，压气机旋转时压迫空气进入燃烧室并一直往前流动，只要外力使压气机转动起来，即有空气自进气口进入燃烧室.
问2：在燃烧室内为什么既有喷油嘴，又有火花塞，而内燃机仅有其中之一呢?
讨论后归纳：由于吸入的只是普通空气，
不能燃烧，故要装喷油嘴以喷入燃料，这就继承了柴油机的一些特点.但吸入的空气不像柴油机里那样压缩而升温，与喷下的油充分接触而达不到燃烧的温度要求，故需借助火花塞点火，而且可控制喷油嘴与火花塞的动作保持协调一致，以使燃烧更充分彻底.
问3：燃气为什么会通过尾喷管喷出?
归纳：由于压气机的压迫，同时更由于与压气机同轴同形状的轮机的旋转，促使燃气不易回顾而顺向从尾喷管喷出.
问4：气体向后喷出，为什么能使机体前行呢?
归纳：由于物体间力的作用是相互的，燃气向后喷也同时对机体产生一个向前的作用而使机体前行.
③对照内燃机，分析讨论空气喷气发动机的利与弊.
投影1：与内燃机相比，喷气发动机有哪些改进?
归纳：喷气发动机没有压缩冲程和排气冲程，没有气缸及活塞，基本消除了机械摩擦带来的机械损失，散热损失也大为减少，因而与内燃机相比，它进一步提高了效率.
投影2：从结构原理上分析，空气喷气发动机存在一些什么问题?
归纳：空气喷气发动机由于燃烧时没气缸，使燃气利用带来一些问题，由于燃气具有很高能量，尽管不会回流，但难免会阻碍空气的顺利进入而影响工作效率，另外，吸气时如吸入异物会影响发动机的正常运转，更重要的是还要受到气候条件及飞行范围(平流层以内)的限制，因而有待进一步改进.
3、氧气喷气发动机——火箭
①结构：投影并出示挂图169－2.简介：火箭前部是储运仓，装载仪器或弹头等，后部箭体内装有燃料箱，氧化剂箱，均有输送泵与之相连，输送泵类似家用煤气炉的减压阀，一方面可控制流量，另一方面还可以减压，通过输送泵后的两管道都进入燃烧室，燃烧室尾部有喷口.
②原理：投影介绍
燃料(主要是液氢)和氧化剂(主要是液氧)按2∶1的比例输入密闭的燃烧室剧烈燃烧，产生大量高温高压的水蒸气，急剧向后喷出时推动箭体高速飞行.
③分析与讨论
投影1：火箭中为什么使用的是液态的氢和氧而不是气态的氢和氧呢?
归纳：主要是因为液化后便于贮存且装机容量更大.
投影2：在空气喷气发动机的基础上，火箭有哪些改进与提高?
归纳：一是自带氧化剂，可以不受大气限制，二是燃料是燃烧值最大的氢，氧是纯的，具有极大的能量和更彻底的燃烧优势，三是将燃气用燃烧室密封起来可以克服空气发动机这方面的缺点，因此火箭的活动范围大为拓展，工作效率也有了很大的提高.
4、布置下次的内容
我们将根据同学们观察与思考所提出的问题中带
共性并且涉及我们已学过的热现象知识及内能知识，讨论两个问题：一是家用冰箱能否作空调，二是内燃机的“飞车”如何处理，希望有兴趣的同学先问一问，试一试，一些有关读物学一学，想一想，作好讨论的充分准备.
活动小结
这一次讲座重点探讨了热机在现代科技中的应用，认真分析了热机的发展思路与方向，工业化社会的出现，各种现代化的交通工具，现代化的火电站和热电站，大多数仍然是依靠热机工作的.科技的进步是无止境的，社会的发展是无限的，但无论多么复杂、多么尖端的科技，都是从我们现在正在学习的物理基础知识开始逐步发展和建立起来的.
涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。特点是完全依赖燃气流产生推力。通常用作高速飞机的动力。油耗比涡轮风扇发动机高。涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。
原理及工作方式
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，因此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。
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，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，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。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。
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的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机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。
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。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。
涡轮发动机结构
进气道
轴流式涡喷发动机的主要结构如图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。
两侧进气或机腹进气的飞机由于进气道紧贴机身，会受到机身附面层(boundary layer，或边界层)的影
响，还会附带一个附面层调节装置。所谓
附面层是指紧贴机身表面流动的一层空气，其流速远低于周围空气，但其静压比周围高，形成压力梯度。因为其能量低，不适于进入发动机而需要排除。当飞机有一定迎角(angle of attack，AOA，或称攻角)时由于压力梯度的变化，在压力梯度加大的部分（如背风面）将发生附面层分离的现象，即本来紧贴机身的附面层在某一点突然脱离，形成湍流。湍流是相对层流来说的，简单说就是运动不规则的流体，严格的说所有的流动都是湍流。湍流的发生机理、过程的模型化现在都不太清楚。但是不是说湍流不好，在发动机中很多地方例如在燃烧过程就要充分利用湍流。
压气机
压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为8－12级压气机。级数越多越往后压力越大，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。
燃烧室与涡轮
空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。
涡轮始终工作在极端条件下，对其材料、制造工艺有着极其苛刻的要求。目前多采用粉末冶金的空心页片，整体铸造，即所有页片与页盘一次铸造成型。相比起早期每个页片与页盘都分体铸造，再用榫接起来，省去了大量接头的质量。制造材料多为耐高温合金材料，中空页片可以通以冷空气以降温。而为第四代战机研制的新型发动机将配备高温性能更加出众的陶瓷粉末冶金的页片。这些手段都是为了提高涡喷发动机
最重要的参数之一：涡轮前温度。高涡前温度意味着高效率，高功率。
喷管及加力燃烧室
喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型
喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现激波阻止气体速度的增加。而采用收敛－扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X－31技术验证机。
在经过涡轮后的高温燃气中仍然含有部分未来得及消耗的氧气，在这样的燃气中继续注入煤油仍然能够燃烧，产生额外的推力。所以某些高性能战机的发动机在涡轮后增加了一个加力燃烧室(afterburner，或後燃器)，以达到在短时间里大幅度提高发动机推力的目的。一般而言加力燃烧能在短时间里将最大推力提高50％，但是油耗惊人，一般仅用于起飞或应付激烈的空中缠斗，不可能用于长时间的超音速巡航。
[编辑本段]使用情况
涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。前苏联的传奇战斗机米格-25高空超音速战机即采用留里卡设计局的涡喷发动机作为动力，曾经创下3.3马赫的战斗机速度纪录与37250米的升限纪录。（这个纪录在一段时间内不太可能被打破的）
与涡轮风扇发动机相比，涡喷发动机燃油经济性要差一些，但是高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。
[编辑本段]基本参数
推力重量比：Thrust to weight ratio，代表发动机推力与发动机本身重量之比值，愈大者性能愈好。
压气机级数：代表压缩机的压缩叶片有几级，通常级数愈大者压缩比愈大。
涡轮级数：代表涡轮机的涡轮叶片有几级。
压缩比：进气被压缩机压缩後的压力，与压缩前的压力之比值，通常愈大者性能愈好。
海平面最大净推力：发动机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差(空速)为零时，全速运转所产生的推力，被使用的单位包括kN(千牛顿)、kg(公斤)、lb(磅)等。
单位推力小时耗油率：又称比推力(specific thrust)，耗油率与推力之比，公制单位为kg/N-
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