渦輪噴氣發(fā)動機（Turbojet Engine）又稱渦噴發(fā)動機，是在單個流道內(nèi)靠發(fā)動機噴出的高速燃氣產(chǎn)生反作用推力的燃氣渦輪發(fā)動機。燃料在其內(nèi)經(jīng)過恒壓燃燒后放出大量高溫燃氣來推動渦輪旋轉(zhuǎn)，并依賴燃氣流產(chǎn)生推力，通常可用作航空飛行器的動力。渦噴發(fā)動機去掉尾噴管并適當改進后，加裝動力渦輪，可用于發(fā)電和艦船推進裝置等。
1937年4月，英國的弗蘭克·惠特爾研制成功WU渦噴氣發(fā)動機。1939年春，德國的奧海因制成實用型渦輪噴氣發(fā)動機Hes-3B，推力為5000牛。通過性能估算，他創(chuàng)新性地采用離心壓氣機與離心渦輪背靠背的配置方案，降低研制風險的同時實現(xiàn)輕量化設(shè)計。他又與E.H.亨克爾合作研制成世界上第一架渦輪噴氣發(fā)動機推進的噴氣飛機He-178，該機于1939年8月27日首飛。至20世紀50年代，渦噴發(fā)動機使戰(zhàn)斗機順利突破“聲障”進入超聲速飛行時代，為現(xiàn)代航空工業(yè)奠定基礎(chǔ)。1991年10月，美國政府為表彰奧海因的開創(chuàng)性貢獻，向其頒發(fā)亨利·德雷珀獎。
渦噴發(fā)動機既是熱機，又是推進器。按壓氣機類型可分為離心式和軸流式，按發(fā)動機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)可分為單轉(zhuǎn)子和雙轉(zhuǎn)子。其基本構(gòu)造由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、尾噴管、附件傳動裝置與附屬系統(tǒng)等組成。20世紀40年代開始，渦噴發(fā)動機在航空器各領(lǐng)域獲得廣泛應(yīng)用。大部分軍用戰(zhàn)斗機、轟炸機、運輸機和偵察機以及民航機、個別型號反艦導(dǎo)彈、靶機選用渦噴發(fā)動機。從20世紀60年代起，因渦噴發(fā)動機裝備戰(zhàn)斗機航程短、作戰(zhàn)半徑小以及經(jīng)濟性差等缺點，逐步被渦輪風扇發(fā)動機取代。目前渦噴發(fā)動機在現(xiàn)役戰(zhàn)斗機中還占有一定比例，個別型號渦噴發(fā)動機用于巡航導(dǎo)彈、無人機。
歷史
1913年，法國工程師雷恩·羅蘭獲得第一個噴氣發(fā)動機專利，屬無壓氣機式空氣噴氣發(fā)動機。
1930年，英國人弗蘭克 · 惠特爾爵士（Sir Frank Whittle）發(fā)明有壓氣機的空氣噴氣發(fā)動機并申請專利。同一時期德國人漢斯·馮·奧海因也有同類發(fā)明。
1937年4月，英國的弗蘭克·惠特爾研制成功WU渦噴發(fā)動機。1939年，惠特爾研制出英國第一臺可連續(xù)運轉(zhuǎn)的WI型渦噴發(fā)動機，隨后改型成WII型渦噴發(fā)動機。英國第一架噴氣式飛機由格洛斯特公司的卡特(J.Carter)設(shè)計，命名E.28/39。
1939年8月27日，德國試飛員瓦西茨(EWarsitz)駕駛裝有由奧海因研制的HeS3渦噴發(fā)動機的亨克爾He.178首飛，He.178成為世界上第一架渦輪噴氣式飛機。
1941年4月，A.M留里卡研制出蘇聯(lián)第一臺渦噴發(fā)動機樣機(RD~1)。
1941年5月15日，格羅斯特公司首席試飛員薩伊爾(G.Sayer)駕駛裝有WI型渦噴發(fā)動機的英國第一架噴氣式飛機E.28/39首飛。
1942年，德國首次在第二次世界大戰(zhàn)中應(yīng)用裝有兩臺“尤莫”渦噴發(fā)動機的梅塞施密特Me-262噴氣戰(zhàn)斗機。其最大飛行速度960km/h，裝4門航空機炮。
1946年，英國渦噴發(fā)動機動力戰(zhàn)斗機“流星”IV創(chuàng)造975km/h的速度記錄。
二次世界大戰(zhàn)后，英、美、蘇三國紛紛研制出以渦噴發(fā)動機為動力的噴氣式戰(zhàn)斗機，典型的飛機有美國的F-80（J33渦噴發(fā)動機）、F-86戰(zhàn)斗機、霍克“海鷹”，蘇聯(lián)的米格-15戰(zhàn)斗機等。
1946~1947年，蘇聯(lián)克里莫夫發(fā)動機設(shè)計局在RD-45基礎(chǔ)上研制推力2000多千克力的VK-1離心式渦噴發(fā)動機。1949年通過國家鑒定試驗，成為蘇聯(lián)第一種大批量生產(chǎn)渦噴發(fā)動機。
1947年，渦噴發(fā)動機首次使用于摩托巡邏艦。
1947年3月，蘇聯(lián)留里卡發(fā)動機設(shè)計局研制出第一種軸流式渦噴發(fā)動機TR-1，推力1330daN，用于蘇-11戰(zhàn)斗機和伊爾-22。后通過不斷改進改型研制出AL-3和AL-5發(fā)動機。
1949年，第一架噴氣運輸機“彗星號”首飛。
1952年，英國裝有四臺渦噴發(fā)動機的“彗星”旅客機開辦倫敦至南非的航空營運業(yè)務(wù)。
1953年，美國洛克希德·馬丁公司F-104戰(zhàn)斗機首飛，最大M數(shù)2.2。
1953年，蘇聯(lián)米庫林發(fā)動機設(shè)計局研制出推力1960daN、推重比45kgf/kg的AM-5，用于雅克-25雙發(fā)巡邏截擊機。同年，米庫林發(fā)動機設(shè)計局研制出不加力推力達8600daN的RD-3(AM-3)，用于雙發(fā)轟炸機。
1953年5月25日，美國研制的世界上第一架配裝渦噴發(fā)動機的超聲速戰(zhàn)斗機F-100創(chuàng)造1215km/h的飛行速度紀錄。
1953年，帶加力燃燒室渦噴發(fā)動機的超聲速戰(zhàn)斗機出現(xiàn)，英國的霍克“獵人”超聲速噴氣式戰(zhàn)斗機，兩次打破世界飛行速度紀錄。英國的費爾雷F.D.2高速三角機翼研究機，是第一種裝有帶加力燃燒室的渦噴發(fā)動機(“埃汶”渦噴發(fā)動機)，飛行速度超過2100km/h。
1954年，配裝RD-9B加力式渦噴發(fā)動機的蘇聯(lián)第一種超聲速戰(zhàn)斗機米格-19戰(zhàn)斗機進入批量生產(chǎn)，速度1450km/h，成為世界上最早踏入實用化階段的超聲速軍用飛機之一。
1955年，美國使用8臺J57系列雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機裝備B-52重型戰(zhàn)略轟炸機。
1955年，蘇聯(lián)的米格-21戰(zhàn)斗機首飛，最大M數(shù)2.05。1955年10月，瑞典薩博集團35“龍”首飛，最大M數(shù)2.0。1956年，法國“幻影”III首飛，最大M數(shù)2.2。
1956年，吳仲華先生在清華大學創(chuàng)辦中國第一個燃氣輪機專業(yè)。1957年，吳仲華教授主持的《燃氣輪的研究》獲中國科學院二等獎。
1956年，中國第一種渦噴發(fā)動機“渦噴-5”在沈陽航空發(fā)動機廠試制成功。其最大推力約26千牛，加力狀態(tài)推力約37千牛，凈重989千克，裝配殲5飛機。
1957年8月14日，渦噴發(fā)動機開始應(yīng)用于民航。蘇聯(lián)的圖-104旅客機裝兩臺AM-3渦噴發(fā)動機，巡航速度850km/h，最高速度可達1000km/h，從莫斯科到紐約9000km距離飛行時間13h。
1958年，F(xiàn)-4“鬼怪”式首飛，最大M數(shù)2.27。彗星4和波音707開始定期跨越大西洋飛行。羅·羅公司研制的航空派生型發(fā)動機“海神”，首次使用于快速巡邏艇。
1958~1972年，蘇聯(lián)研制出一系列加力式大推力渦噴發(fā)動機如R11F-300(米格-21)、R15-300(米格-25)、R29-300(米格-23)等。
20世紀60年代中期，中國研制的“渦噴-7”渦噴發(fā)動機裝配殲-7先后擊落入侵的美國高空無人駕駛偵察機20余架。
1966年，美國SR-71戰(zhàn)略偵察機投入使用，最大飛行馬赫數(shù)3.2，使用升限26.6km，動力采用J58加力式渦噴發(fā)動機，最大推力14460daN。
1975年9月1日，協(xié)和式客機四次飛越大西洋。英法海底隧道兩國合作研制的“協(xié)和”號超聲速旅客機采用四臺Olympus593加力式渦噴發(fā)動機，巡航速度2150km/h，從倫敦到紐約只需三個多小時。
20世紀80年代中期，北京航空航天大學高歌等教授在中國著名發(fā)動機專家寧榥教授指導(dǎo)下發(fā)明的“沙丘駐渦火焰穩(wěn)定器”獲得國家發(fā)明一等獎。
2002年，中國自行設(shè)計研制具有自主知識產(chǎn)權(quán)的“昆侖發(fā)動機”渦噴發(fā)動機通過國家航空定型委員會批準定型，在第四屆中國國際航空航天博覽會上正式對外展出。
分類
按壓氣機類型
離心式渦噴發(fā)動機
采用離心式壓氣機，結(jié)構(gòu)簡單，制造方便，堅固耐用，工作穩(wěn)定性較好。離心式由英國人弗蘭克·惠特爾爵士于1930年取得發(fā)明專利，1941年裝有離心式發(fā)動機的飛機首飛。早期渦噴發(fā)動機大多為離心式。后因離心式壓氣機單位迎風面積大、效率、增壓比和流通能力不如軸流式壓氣機，推力受到限制，20世紀50年代后，大中型發(fā)動機基本不用離心式。
軸流式渦噴發(fā)動機
軸流式誕生于德國，作為第一種實用噴氣式戰(zhàn)斗機Me-262的動力參加了1945年末的戰(zhàn)斗。當今渦噴發(fā)動機均為軸流式。采用軸流式壓氣機，效率高、增壓比大。可分為單轉(zhuǎn)子、雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機。
按發(fā)動機轉(zhuǎn)子結(jié)構(gòu)
單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機
即壓氣機和渦輪共用一根軸，其結(jié)構(gòu)簡單，造價低廉。早期的渦噴發(fā)動機多為單轉(zhuǎn)子。其缺點是穩(wěn)定工作范圍窄，隨著增壓比的提高，已被雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機取代。
雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動機
有兩個僅氣動聯(lián)系、且具同心軸轉(zhuǎn)子的渦噴發(fā)動機。將一臺高增壓比壓氣機分為兩個低增壓比壓氣機即低壓壓氣機、高壓壓氣機，分別由各自渦輪即低壓渦輪、高壓渦輪帶動工作。具有總增壓比高、效率高、穩(wěn)定工作范圍寬、起動功率小、加速性好等優(yōu)點。世界上第一臺雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機是1952年定型的美國J57渦輪噴氣發(fā)動機。除早期發(fā)展的渦噴發(fā)動機外，絕大多數(shù)渦噴發(fā)動機都是雙轉(zhuǎn)子發(fā)動機。
工作原理
渦噴發(fā)動機既是熱機，又是推進器。作為熱機，工作原理為布萊頓循環(huán)，將熱能轉(zhuǎn)換為機械能，循環(huán)功為進出口動能之差；作為推進器，流過發(fā)動機的氣流動量和壓力變化而產(chǎn)生的力，使發(fā)動機產(chǎn)生推力以提供動力。空氣從氣道進入發(fā)動機，經(jīng)壓氣機壓縮后進入燃燒室與燃料混合燃燒，得到能量和動量的燃氣進入渦輪并推動其旋轉(zhuǎn)，使與渦輪同軸的壓氣機旋轉(zhuǎn)工作；從渦輪流出的燃氣經(jīng)尾噴管膨脹向后高速噴出，同時帶動壓氣機和渦輪繼續(xù)旋轉(zhuǎn)以維持工作循環(huán)。
基本構(gòu)造
渦噴發(fā)動機由進氣道、壓氣機、燃燒室、渦輪、加力燃燒室、尾噴管、附件傳動裝置與附屬系統(tǒng)等組成。
進氣道
又叫進氣擴壓器，將自由流空氣引入發(fā)動機并減速增壓。進氣道按來流馬赫范圍可分為亞音速、超聲速和高超聲速進氣道；按在飛行器上的布局位置不同可分為頭部、兩側(cè)、腹部和背置進氣道；按調(diào)節(jié)方式不同可分為幾何可調(diào)和不可調(diào)進氣道。進氣道主要性能參數(shù)有：總壓恢復(fù)系數(shù)、流量系數(shù)、阻力系數(shù)和出口流場畸變指數(shù)等。
壓氣機
向氣體傳輸機械能、完成發(fā)動機熱力循環(huán)中氣體工質(zhì)壓縮過程，提高氣體壓力，為燃燒室提供高壓空氣。根據(jù)氣流在壓氣機中的流動方向可分為軸流式壓氣機和離心式壓氣機。空氣軸向地流入又軸向地流出壓氣機的稱軸流式壓氣機，軸向流入而沿離心方向流出的稱離心式壓氣機，由軸流式壓氣機與離心式壓氣機組合起來的稱混合式或組合式壓氣機。按氣流流動速度，壓氣機又可分為亞音速、跨聲速和超聲速壓氣機。表征壓氣機性能好壞的主要參數(shù)有:空氣流量、增壓比、效率和喘振裕度。
由不旋轉(zhuǎn)的靜子和高速旋轉(zhuǎn)的轉(zhuǎn)子組成，靜子由機匣及其上靜子葉片排組成；轉(zhuǎn)子由多個輪盤、長軸或前后軸頸及輪盤轉(zhuǎn)動葉片組成。
工作葉片高速旋轉(zhuǎn)，使空氣受到壓縮壓強提高加速向后排出進入整流葉片增壓，增壓后的空氣以一定角度流出整流葉片進入下一級工作葉片。
進入發(fā)動機的空氣經(jīng)過壓氣機，其壓強提高稱為增壓比，亦即壓氣機出口氣流壓強與其進口氣流壓強之比。發(fā)動機由一個、兩個或三個壓氣機組依次串聯(lián)，構(gòu)成發(fā)動機的增壓系統(tǒng)，系統(tǒng)出口氣流壓強與其進口氣流壓強之比稱為總增壓比。總增壓比越高，發(fā)動機性能越好(推重比大、耗油率低)。早期發(fā)動機的總增壓比為3~5，后來逐漸提高。目前，先進軍用渦噴發(fā)動機的總增壓比為8~12。
溫度低于400°C左右的前幾級工作葉片與輪盤均用比重較小的合金來制造，以減輕重量，后幾級溫度較高，要用能耐高溫的合金鋼或高溫合金。
氣流在壓氣機里來回竄動，并以忽大忽小、不穩(wěn)定的壓強和速度從出口流出去。這種不正常的現(xiàn)象稱為“喘振”。“喘振”是發(fā)動機工作中須極力避免出現(xiàn)的狀態(tài)。“喘振”時常伴有渦輪前燃氣溫度突升和放炮聲，造成發(fā)動機熄火停車，渦輪等熱端部件和壓氣機出口幾級葉片超溫，甚至損壞發(fā)動機。為防止喘振，壓氣機上設(shè)有“防喘”和“消喘”系統(tǒng)。
飛機在飛行過程中需要從壓氣機引出一定量高壓空氣，供飛機座艙增壓、渦輪葉片等高溫零部件冷卻以及進氣道防冰、除冰使用等。從壓氣機轉(zhuǎn)子軸通過傘形齒輪輸出(提取)一定功率，以帶動發(fā)動機各附件及發(fā)電機和液壓泵等工作。
燃燒室
燃燒室是將從壓氣機出來的高壓空氣與燃料混合燃燒的裝置。由燃燒室流出的高溫高壓燃氣，用以在燃燒室后的渦輪和尾噴管中膨脹作功。
燃燒室主要由擴壓器、燃油噴嘴、渦流器、火焰筒和燃燒室外套等組成。擴壓器使壓氣機出口的氣流流速降低、壓強升高，便于組織燃燒；火焰筒是空氣與燃油(航空煤油)燃燒的地方。火焰筒頭部裝有噴入燃油的噴嘴和火焰穩(wěn)定裝置，使氣流流速降低并形成回流區(qū)，以保持火焰穩(wěn)定。
由壓氣機出來的高壓空氣在火焰筒頭部分為兩股：一股(約占總空氣量的25%)進人火焰筒頭部及小孔，與燃油混合燃燒；另一股由燃燒室外套與火焰筒間形成的環(huán)形道中向后流動，以冷卻火焰筒，然后從火焰筒后孔進入火焰筒內(nèi)，與燃燒區(qū)的第一股燃燒后的高溫氣流摻混，將燃燒室出口的燃氣溫度降低到渦輪能承受的溫度，并使燃燒室出口溫度場均勻，最后流向渦輪。
燃燒室按氣流流動方向可分為直流式和回流式；按燃油噴入方式可分為氣動霧化噴嘴式、蒸發(fā)管式和預(yù)混預(yù)蒸發(fā)式。按結(jié)構(gòu)特點可分為單管、環(huán)管和環(huán)形燃燒室。其中單管燃燒室主要早期使用、20世紀50年代末，環(huán)管燃燒室逐步替代單管燃燒室、20世紀70年代后，大型發(fā)動機多采用環(huán)形燃燒室。
1.單管燃燒室又叫分管燃燒室。一臺發(fā)動機上一般裝8~10個單管燃燒室，均勻安置在發(fā)動機機匣外圍，位于壓氣機與渦輪之間。由傳焰管連通各燃燒室，傳送火焰并均衡各燃燒室壓力。單管燃燒室的優(yōu)點是：燃油與空氣易匹配、研制和試驗費用低、剛性好、強度大。主要缺點是：燃燒性能差、出口溫度場不均勻度大、高空點火性能差、迎風面積大以及結(jié)構(gòu)笨重等。
2.環(huán)管燃燒室又稱聯(lián)管燃燒室。在圍繞發(fā)動機軸線的兩個同心圓機匣(即燃燒室內(nèi)、外機匣)中，裝有10個左右的火焰筒。它的火焰筒類似單管燃燒室的火焰筒，各火焰筒間通過傳焰管連通。
3.環(huán)形燃燒室，應(yīng)用最為廣泛的燃燒室。由4個同心圓環(huán)組成的：兩個圍繞發(fā)動機軸線的同心圓殼體組成火焰筒，其外殼外圍繞一個環(huán)形外機匣，內(nèi)殼里裝有一個環(huán)形內(nèi)機匣。火焰簡前端裝有噴嘴與渦流器。環(huán)形燃燒室具有燃氣溫度高、迎風面積小、流動損失小、高空點火性能好、出口溫度場均勻以及長度短、重量輕等優(yōu)點。不足之處是研制難度大、調(diào)試費用高、結(jié)構(gòu)強度和剛性較差。
渦輪
渦輪又叫透平。其主要作用是：將燃燒室流出高溫高壓燃氣的大部分能量轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械功，使渦輪高速旋轉(zhuǎn)并產(chǎn)生功率從渦輪軸輸出。其輸出的機械功可用來驅(qū)動風扇、壓氣機、螺旋槳、槳扇、直升機的旋翼及其他附件。
由不動的靜子(又稱渦輪導(dǎo)向器)與轉(zhuǎn)動的轉(zhuǎn)子所組成。靜子由導(dǎo)向器與固定機匣組成，轉(zhuǎn)子由工作葉片、輪盤與軸組成，又稱渦輪轉(zhuǎn)子。一個導(dǎo)向器和一個渦輪轉(zhuǎn)子組合成一個渦輪級。渦輪可由一個或幾個渦輪級組成，分別稱作單級渦輪或多級渦輪。渦輪導(dǎo)向器在轉(zhuǎn)子之前，兩個葉片間形成的通道呈收斂形，即入口面積比出口面積大，燃氣流在收斂通道中流過時，速度提高、壓力降低。
根據(jù)工作葉片型面可分為沖擊式渦輪和反力式渦輪，航空燃氣渦輪發(fā)動機采用的是反力式渦輪。
燃氣流過工作葉片，方向發(fā)生變化且繼續(xù)膨脹，速度增加而壓強、溫度降低。渦輪工作葉片受到高速燃氣的高速沖擊力；同時燃氣在葉片通道流動即向后上方加速流出，工作葉片對燃氣流作用向上方的力，導(dǎo)致流出的燃氣對工作葉片產(chǎn)生向下反作用力。工作葉片在兩種力作用下，帶動葉片輪盤高速旋轉(zhuǎn)。
渦輪發(fā)出的功率大小與渦輪進口燃氣溫度、渦輪前后壓力之比(又稱落壓比)成正比。提高渦輪進口燃氣溫度可提升發(fā)動機總體性能，對材料的要求也更高。通常一方面可提高渦輪葉片材料的耐高溫性能，另一方面需加強冷卻：以采用氣冷渦輪，改進葉片內(nèi)部冷卻通道結(jié)構(gòu)和冷卻方式來提高冷卻效果。早期的渦輪葉片所采用冷卻結(jié)構(gòu)有：從上向下開多個圓孔或特型孔，冷卻空氣由下面的孔引人，再從上面的孔排出，帶走部分熱量達到降溫目的。其冷卻效果約為100°C左右。近30年間，通過改進渦輪葉片的冷卻結(jié)構(gòu)，采用多種冷卻方式如對流、沖擊、氣膜、發(fā)散、層板及復(fù)合等，冷卻效果提高至約為350~400°C左右。
材料方面，改進高溫合金成分、將的成分增多并適當添加微量稀有元素，以提高材料的耐高溫性能。工藝方面，20世紀60年代，渦輪葉片毛坯制造由鍛造改為真空條件下的精密鑄造；20世紀70~80年代，由鑄造的多晶結(jié)構(gòu)發(fā)展為定向結(jié)晶結(jié)構(gòu)；現(xiàn)已實現(xiàn)將整個葉片鑄成一個晶體，即單晶葉片，可提高葉片的耐高溫性能和工作壽命。后期方向包括陶瓷等新材料、新技術(shù)的運用等。
加力燃燒室
對發(fā)動機渦輪氣流噴油燃燒，使氣流溫度升高，從噴口高速噴出，以獲得額外推力的裝置稱為加力燃燒室，又稱后燃室或補燃室。采用加力燃燒室是飛機突破音速的主要手段。按加力燃燒室內(nèi)氣流流動的形式，可分為直流式加力和旋流式加力。
在燃燒室中，從壓氣機出來的高壓空氣，大約僅四分之一進入火焰筒與噴入的燃油混合燃燒，流出燃燒室的燃氣含大量可用氧氣，利用這部分氧氣再噴入燃油進行補充燃燒，以提高燃氣溫度，增加燃氣能量，加大噴氣速度，從而增加發(fā)動機的推力。現(xiàn)代超聲速戰(zhàn)斗機用發(fā)動機均帶有加力燃燒室，以使飛機在起飛、爬升、加速和機動飛行時短時內(nèi)獲得大推力。民用客機的發(fā)動機一般不帶加力燃燒室，因為油耗大且熱負荷大。“協(xié)和”號超聲速旅客機的發(fā)動機上裝有加力燃燒室，主要用于客機突破“聲障”，即從亞聲速到超聲速的過程中增加推力。
加力燃燒室通常由擴散器、噴油裝置、火焰穩(wěn)定器、點火器、隔熱防振屏和加力筒體等組成。
1.火焰穩(wěn)定器。在加力燃燒室高速氣流中形成回流區(qū)用以穩(wěn)定火焰的裝置稱為火焰穩(wěn)定器。自20世紀40年代起結(jié)構(gòu)均為V形槽形式。當高速氣流流過V形槽時，由于尾緣氣流分離產(chǎn)生低壓區(qū)，使得穩(wěn)定器后面形成回流區(qū)，充滿高溫已燃產(chǎn)物，穩(wěn)定的點火源不斷點燃穩(wěn)定器邊緣的新鮮油氣混合氣，使火焰穩(wěn)定傳播。
2.振蕩燃燒。發(fā)動機工作時，加力燃燒室中出現(xiàn)大幅度壓力脈動的周期性不穩(wěn)定現(xiàn)象稱為“振蕩燃燒”。避免方法有：優(yōu)化加力燃燒室設(shè)計、調(diào)整噴嘴與穩(wěn)定器的距離、抑制振源和加裝隔熱防振屏等。
3.隔熱防振屏。安裝在加力筒體內(nèi)用以隔熱并防止振蕩燃燒的多孔薄板筒體稱為隔熱防振屏。通常由一段或多段筒體所組成，也有用全長隔熱防振屏的，其上開有許多1~3毫米的小孔，前段主要起防振作用，后段起隔熱作用。
4.加力比。帶加力燃燒室的發(fā)動機中，開加力時的推力與不開加力時的最大推力之比稱“加力比”。是評定加力燃氣渦輪發(fā)動機及其加力燃燒室的主要性能指標之一。渦噴發(fā)動機中，加力比一般為1.4~1.6。
尾噴管
即排氣噴管，簡稱噴管。主要作用是將由渦輪流出的，仍有一定能量的燃氣膨脹加速，以較大的速度(一般為550~600米/秒)排出發(fā)動機，用以產(chǎn)生推力。
按其流道型面可分為簡單收斂型與收斂擴散型；按其出口面積是否可調(diào)分為固定噴管和可調(diào)噴管；按其流道橫截面形狀，可分為軸對稱型和非軸對稱型；按推力方向，可分為常規(guī)推力型、轉(zhuǎn)向型、反推力型和推力向量型；按排氣組織可分為引射噴管、分流噴管和整體噴管，按隱身功能又可分為隱身型和非隱身型等。
1.噴口面積可調(diào)的收斂型噴管常用在帶加力燃燒室的軍用飛機上。
2.超聲速飛機用的帶加力燃燒室的燃氣渦輪發(fā)動機，一般采用收斂~擴散型噴管。
3.反推力裝置多用在旅客機發(fā)動機中，以縮短飛機降落時在跑道上的滑跑距離，起到輔助的剎車作用。
4.20世紀90年代，為了實現(xiàn)第四代戰(zhàn)斗機高的敏捷性與短距起飛著陸能力，發(fā)展了能改變推力方向的“向量噴管”。
附屬系統(tǒng)與附件傳動系統(tǒng)
發(fā)動機附屬系統(tǒng)包括燃油系統(tǒng)、滑油系統(tǒng)、調(diào)節(jié)系統(tǒng)、起動系統(tǒng)等，附件有燃油泵、燃油濾、各種開關(guān)和閥門、調(diào)節(jié)機構(gòu)和管路、滑油泵、滑油濾、滑油箱、滑油管路、散熱器、液壓泵、真空泵、發(fā)電機等。發(fā)動機上設(shè)有附件傳動機匣，機匣中裝有一系列相互嚙合的、大小不同的齒輪，由發(fā)動機的高壓轉(zhuǎn)子軸通過傘形齒輪及傳動軸來驅(qū)動帶動各附件。
性能參數(shù)
推力F
渦噴發(fā)動機是熱機和推進器二位一體，直接產(chǎn)生作用在飛機上的推力，對飛機做推進功，推力隨飛行速度的變化較少，而推進功的大小還取決于飛行速度。一定推力()的發(fā)動機相當于多少功率（），與飛行速度（）和排氣速度（）的平均值有關(guān)，即：。
推力的國際單位制單位是牛(牛頓，符號N)。因“十牛(daN)”與米、千克、秒(m*kg*s)制的力的單位千克接近，故常用“十牛”來表示推力。現(xiàn)有的渦噴發(fā)動機的推力從幾百“十牛”至一萬多“十牛”。
單位推力Fs
發(fā)動機的推力()與每秒鐘流過發(fā)動機的空氣質(zhì)量流量（)之比，叫做發(fā)動機的單位推力()。其意義是每秒一千克空氣質(zhì)量流量能產(chǎn)生多少牛的推力。單位：N·s/kg，或daN·s/kg。
假定噴管出口，氣體達到完全膨脹，則：
排氣速度在數(shù)量上可表示單位推力。在給定飛行條件、發(fā)動機尺寸和重量的情況下，單位推力越大，發(fā)動機的推力也就越大。渦噴發(fā)動機在地面最大狀態(tài)工作時的單位推力約為60~75daN·s/kg。
推重比Fw
(式中，一一發(fā)動機的重量，daN。表示地面(飛行速度為零)發(fā)動機最大工作狀態(tài)下的推力)
推重比是一個綜合性的性能指標，它不僅體現(xiàn)渦噴發(fā)動機在氣動熱力循環(huán)方面的設(shè)計水平，也體現(xiàn)結(jié)構(gòu)方面的設(shè)計水平。該指標是戰(zhàn)斗機用發(fā)動機的主要考慮參數(shù)。渦噴發(fā)動機在地面時的推重比為3.5~4，加力式渦噴發(fā)動機約為5~6。
單位迎面推力FA
單位迎面推力是發(fā)動機推力和發(fā)動機最大迎風截面積之比，即：（式中：一發(fā)動機最大迎風截面積）
當發(fā)動機被安裝在單獨的發(fā)動機短艙里時，迎面面積的大小，在一定的飛行條件下，決定發(fā)動機短艙的外部阻力大小，直接影響發(fā)動機的有效推力。此外，對同一類型的發(fā)動機，迎面推力增加間接說明發(fā)動機推重比的提高。它的單位是N/m2或daN/m2。渦噴發(fā)動機的單位迎面推力約為8000~10000daN/m2。
單位燃油消耗率SFC
產(chǎn)生一牛（或十牛)推力每小時所消耗的燃油量，稱為單位燃油消耗率。它是在一定飛行速度下的經(jīng)濟性指標。
（式中：一發(fā)動機每秒鐘的燃油消耗量，kg/s；的單位是kg/h·N或kg/h·daN）
該指標是旅客機、戰(zhàn)略運輸機用發(fā)動機的主要考慮參數(shù)。渦噴發(fā)動機的耗油率在0.9~1.0千克/(十牛·小時)之間，在使用加力燃燒室時的耗油率則幾乎增大一倍，約為2.0千克/(十牛·小時)左右。
在一定的飛行馬赫下，單位燃油消耗率和總效率（）成反比，即：（M0：飛行馬赫數(shù)）。
主要型號
美國
蘇聯(lián)/俄羅斯
英國、法國
中國
應(yīng)用領(lǐng)域
20世紀50-70年代是渦噴發(fā)動機大量裝備于軍事及民用航空時期。加力燃燒室、雙軸壓氣機、超聲速級可調(diào)導(dǎo)流葉片廣泛應(yīng)用，使發(fā)動機重量減輕，推重比大幅上升。保證這一進步的還有新型結(jié)構(gòu)材料(鈦、單晶合金等)、高溫渦輪、先進控制系統(tǒng)等新技術(shù)應(yīng)用。大部分軍用戰(zhàn)斗機、戰(zhàn)略轟炸機、戰(zhàn)略運輸機和偵察機以及民航機，部分型號的巡航導(dǎo)彈和靶機都選用渦噴發(fā)動機。在朝鮮戰(zhàn)爭、中國東南沿海海空戰(zhàn)、越南戰(zhàn)爭和中東阿以戰(zhàn)爭中，用渦噴發(fā)動機裝備的第一代和第二代戰(zhàn)斗機成為交戰(zhàn)主力。從20世紀60年代末起，因渦噴發(fā)動機裝備戰(zhàn)斗機航程短、作戰(zhàn)半徑小以及經(jīng)濟性差等缺點，其逐步被性能更好的渦輪風扇發(fā)動機取代。目前渦噴發(fā)動機在現(xiàn)役戰(zhàn)斗機中還占有一定比例，個別型號渦噴發(fā)動機用于巡航導(dǎo)彈、無人機。如美國“戰(zhàn)斧”式對地巡航導(dǎo)彈的一個型別和“魚叉”式反艦巡航導(dǎo)彈采用J402渦噴發(fā)動機作為動力。
參考資料 >
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新中國航空發(fā)動機簡史之成功試制渦噴5發(fā)動機.《中國航空報》社有限公司 中國航空新聞網(wǎng).2023-06-11
從仿制漸改到自主研制.搜狐網(wǎng).2023-06-21
國產(chǎn)航空發(fā)動機大系.鳳凰網(wǎng).2023-05-31