第二节 飞机的动力装置
飞机的动力装置是飞机的核心部分，包括发动机、螺旋桨、辅助动力装置及其附件。
航空发动机分为活塞式发动机和喷气式发动机两大类。航空用的活塞式发动机主要是四冲程汽油内燃机。在航空活塞式发动机内，燃料燃烧后放出的热能，通过气体膨胀，推动活塞而转为机械能，机械能用来带动螺旋桨而产生拉力。喷气式发动机把燃料燃烧后放出的热能转换为气体的动能，使气体向外高速喷出，而产生推力。活塞式发动机最初使用于汽车上，后装配到飞机上，由于它的性能可靠、重量轻，燃油消耗率低，在高度7 000米以下飞行推进效果好，被广泛地运用于各种飞机之上，目前仍然使用在各类小型低速飞机上。
现代高速飞机都使用了喷气式发动机，只有在小型、低速飞机上，由于经济性好，易于维护，活塞式发动机还在大量使用，在飞机上使用的发动机分类如下：
其中火箭发动机用于航天，冲压式只用于三倍音速以上的飞机，脉动式的燃油效率很低，目前没有在民航飞机上应用，因此我们只介绍民航飞机应用的两大类发动机：活塞式发动机和带压气机的涡轮喷气发动机。
一、活塞式发动机
1．基本组成
航空活塞式发动机的主要机件包括气缸、活塞、连杆、曲轴、机匣和气门机构等，如图3-5所示。
图3-5 航空活塞式发动机
1—气门结构；2—气缸；3—活塞；4—连杆；5—机匣；6—曲轴
气缸：是燃油和空气组成的混合气进行燃烧的地方。
活塞：用来承受混合气燃烧后所产生的压力，在气缸内来回移动做功。
连杆：当活塞运动时通过连杆的传动，使曲轴旋转。
曲轴：支承在机匣内，它的功用是把活塞的直线运动转换为曲轴的旋转运动，以带动螺旋桨旋转和其他附件工作。
气门机构：由曲轴带动，用来控制进、排气门适时地打开和关闭。
除了上述各基本组成外，在一些航空活塞式发动机上还装有增压器和减速器。增压器的作用是用来提高进气压力，以增大发动机的功率；减速器是使螺旋桨的转速低于曲轴的转速，以提高螺旋桨的工作效率。
发动机不但要具备主要机件，而且还必须有工作系统相配合，才能进行工作。航空活塞式发动机一般都具有燃油、点火、润滑、冷却和启动等工作系统。
2．工作原理
活塞式发动机最基本的工作原理如图3-6所示，其过程是通过进气、压缩、膨胀和排气4个行程实现的。
图3-6 四个冲程的工作示意图
（1）进气冲程。在这个冲程开始前，汽缸上的进气阀门是关闭的，活塞的位置从它运动的最高点（称为上死点）开始，进气活门打开，汽油和空气的混合气体进入汽缸，活塞向下移动，汽缸容积增大，缸内气压降低，混合气体在压差作用下自动进入汽缸，当活塞达到运动的最低点（称之为下死点）时，进气活门关闭。
（2）压缩冲程。第一个冲程结束后，排气阀门和进气阀门都是关闭的，曲轴由于惯性作用带动活塞向上运动，汽缸容积缩小，混合气体受到压缩，当活塞运动到上死点时，气体被最大限度的压缩。
（3）工作冲程。第二冲程气体受到压缩后，温度和压力都迅速提高，压力达到十几个大气压，温度在400℃左右，这使得油气燃烧得更容易，做功更完全。燃烧室的容积和活塞在下死点的容积的比，称为压缩比，压缩比越大产生的功率越大，航空汽油发动机的压缩比在5～8之间。在压缩的最高点，点火嘴用电火花点火，混合气体燃烧，这时温度接近2 500℃，压力达50～75个大气压，活塞在这个强大的压力下迅速向下移动，带动连杆，连杆带动曲轴运动，这时汽油燃烧的热能变为机械能，从而做功，在四个冲程中只有这个冲程是做功。
（4）排气冲程。从活塞到达下死点时开始，由于惯性，曲轴继续转动，它带动连杆使活塞向上运动，这时进气阀门依然关闭而排气阀门打开，随着活塞的向上运动，燃烧过的废气被排到发动机外面去，当活塞移到上死点时，排气活门关闭，进气阀门打开，活塞再向下时，开始了下一个进气冲程，完成了一次循环。
发动机每进行一次循环，活塞往复两次，经过四个冲程，因此这种发动机被称做四冲程发动机，也被称做往复式发动机。在调控机构的调控下，一个循环接着一个循环地工作下去，发动机就处于连续工作状态。
3．活塞式发动机的机构和系统
活塞式发动机单个汽缸功率不够，工作也不均衡，工作起来震动会很大，所以发动机都是多汽缸的，现以九气缸星形发动机为例来说明多汽缸发动机的工作情况。发动机的9个气缸，正上方为第一气缸，其他气缸按螺旋桨旋转方向（反时针）依次编号，均匀地排成星形，相邻两个气缸之间的夹角为40°（即360°/9＝40°）。为了使9个气缸内气体膨胀做功均匀错开，曲轴每转过80°（即720°/9＝80°，等于两个气缸的夹角）就应该有一个气缸点火。所以，其点火次序为1-3-5-7-9-2-4-6-8-1，即点火是每隔一个气缸进行。发动机工作时，各个气缸都是按进气、压缩、膨胀和排气行程的顺序进行工作的，所以，同点火次序一样，各气缸的进气、压缩、膨胀和排气的工作也都是同样错开进行的。汽缸越多，功率就越大，一般航空发动机都在5缸以上，最多28缸，功率达到4 000马力。
活塞式发动机工作，还必须有一系列系统和附件配合工作。活塞是通过连杆和曲轴把直线往复运动变为连续的旋转，通常旋转的惯性使活塞的运动保持下去。曲轴输出的功率带动螺旋桨转动，产生拉力或推力使飞机前进，曲轴还通过齿轮带动凸轮轴，由凸轮轴控制气门，使它们准确地按照顺序，配合各个冲程启动或关闭排气和进气阀门。
发动机工作需要燃料系统，它由油箱、导管和进气系统组成。进气系统有汽化器式和直接喷射式两种，汽化器使燃油雾化，在汽缸外与空气混合再进入汽缸；燃油通过直接喷射系统中的喷射装置进入汽缸，在汽缸内与空气混合。混合气的点燃要有点火系统，点火系统由产生高压电的磁电机、点火分配器和火花塞组成，磁电机产生的高压电通过分配器按顺序间隔分送到各个汽缸的火花塞，火花塞及时发出电火花点燃混合气体。为了减少机件之间的摩擦阻力，发动机配有润滑系统。润滑系统由滑油箱、滑油泵和管道组成，滑油通过滑油泵被强制送到各个摩擦面上去润滑这些接触面，减少摩擦阻力，然后流回滑油箱。发动机由于在工作中积累的热量而导致不断升温，因而必须有冷却系统，使工作温度保持正常。冷却系统有两类，一种是液冷式，它用汽缸外流动的冷却液（一般是水）来吸收热量；另一种是气冷式，这种发动机的汽缸外壁上有很多散热片，汽缸迎风成星形布置，迎面气流吹过散热片带走热量，这种发动机为了提高冷却效率，迎风面积较大，阻力增大，但结构简单重量较轻。现代的活塞发动机以气冷式居多。此外，活塞式发动机从静止状态启动需要有外部的力量推动，现代的航空发动机都装有启动系统。启动系统也有两种，一种是气动的，用压缩气体充入汽缸使发动机启动；另一种是电动的，使用一个启动电动机带动启动及使曲轴旋转。有了以上各种系统的配合，航空活塞发动机就可以正常工作了。
4．活塞发动机的性能
航空活塞发动机的性能指标，除了功率、重量等直接指标外，还有两个评价指标，一个是燃油消耗率，即每马力小时内消耗的燃油重量，这个指标越低，说明这个发动机的经济性越好；另一个指标则是重量功率比，重量用公斤表示，功率使用马力。这个比值越低说明发动机重量轻而马力大。莱特兄弟第一架飞机上的活塞发动机的重量马力比为6．4公斤/马力，而到20世纪40年代末达到0．5公斤/马力，耗油率也从1公斤/马力小时降到0．2～0．25公斤/马力小时，这个指标比喷气发动机低。活塞发动机在20世纪50年代初已经达到成熟期，工作可靠，大修期提高到2 000～3 000小时一次。因而它目前仍在小型飞机和轻型直升机上广为应用。
二、螺旋桨
活塞式发动机不能单独驱动飞机，它必须驱动螺旋桨才能使飞机运动，因而活塞发动机和螺旋桨在一起才构成了飞机的推进系统。螺旋桨是在流体中产生拉力的机构，它用于液体中也用于气体中。严格地讲，飞机上的螺旋桨应该称为空气螺旋桨。螺旋桨由几个叶片组成，每个单独的叶片从根部到顶部扭曲，它每一个与叶片轴线垂直的截面，都相当于机翼的一个翼型，当它相对于空气运动时，把空气向后排开，空气的反作用力如同机翼的情况一样，在螺旋桨的一侧会产生拉力。桨叶的叶弦相对于迎面的气流的角度是迎角，迎角的大小，影响着拉力的大小。螺旋桨的迎角从根部到顶部逐渐变小，是为了保持叶片的各段产生大致相等的拉力。
螺旋桨的桨叶从2个起可多达6个，桨叶数越多，功率就越大，一般在通用航空使用的小型飞机上多用两叶螺旋桨，而在大中型旅客机上使用4叶或6叶的螺旋桨。
由于桨叶的切面形状与机翼的切面形状相似，所以螺旋桨产生拉力的道理也与机翼产生升力的道理基本相同。例如开车时，螺旋桨飞快地旋转着，相对气流从平行旋转面的方向吹向桨叶，如图3-7所示。空气流过桨叶前桨面时，像流过机翼上表面一样，流管变细，流速增大，压力降低；空气流过后桨面时，像流过机翼下表面一样受到阻拦，流速减小，压力增大。这种在桨轴方向所形成的压力差就是螺旋桨的拉力（P）。在一般情况下，飞行速度方向同桨轴方向差不多，可以近似地认为拉力方向同飞行速度方向平行。由于螺旋桨上任意一点的速度都是飞行速度和旋转速度合成的，因而桨上各点的运动速度都要大于飞行速度，特别是叶尖的速度最高，因而飞行速度还低于音速时，叶尖速度就可能接近音速，在叶尖上产生激波，使阻力大增，因而装一般螺旋桨的飞机最高速度都在800公里/小时之下。在200～700公里/小时的范围内，螺旋桨推进的效率很高。产生推力效率也较喷气推进的飞机大，因而在支线运输飞机上，涡轮螺旋桨飞机得到了广泛应用。
图3-7 桨叶迎角随飞行速度和桨叶角的变化情况
三、涡轮喷气发动机
由于螺旋桨在高速飞行时受阻以及活塞发动机在降低重量马力比上几乎接近极限，因而人们在动力装置上进行了新的探索。1939年在德国试飞成功了世界上第一架喷气式飞机，使飞机的动力装置从此进入了喷气机时代。常用的喷气发动机有涡轮喷气发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴式发动机、涡轮风扇发动机。
1．喷气发动机的工作原理
喷气发动机和活塞式发动机一样通过燃油在发动机内部的燃烧使燃料的化学能转变为机械能。同时喷气发动机也和螺旋桨一样利用反作用力把气体排向后方产生推力。因而喷气发动机既转换能量又产生推力，它本身就是一个推进系统。我们分两部分把喷气动力装置和由螺旋桨及活塞发动机组成的推进系统来比较说明。
2．喷气发动机推力的产生
喷气发动机产生推力和螺旋桨产生的推力虽然都是利用反作用力，但在方式上有着根本的区别。螺旋桨产生推力是由于螺旋桨的旋转，把外界的空气推向后方，空气对螺旋桨产生反作用力，使飞机前进，这种产生推力的方式，如同车辆的车轮把地面向后推和船只用桨把水向后拨，而使车辆和船只前进的情况相同，易于被人们理解和接受。而喷气发动机产生的推力则由发动机内的气体燃烧膨胀向后排出所产生的反作用力产生，使整个飞机受到向前的推力，如同一个人从一个静止的未刹车的车辆上向后跳，人向后跳，车辆就会向前运动。这时车辆的运动的力不是推动外界环境（地面）而得来的，而是从内部（人、车作为一个整体）的一部分向后运动而产生的反作用力中得来。再如封口的气球，一旦放气，则气球本身会向放气的相反方向运动，水中的乌贼也会依靠把它体内的水向后喷出而使它的运动速度加快。
从力学的观点来看，当气体流过发动机内部，经过压气机压缩，燃烧、膨胀后，发生了一个十分重要的变化，即气体由流入发动机时的飞行速度V1增大到喷气速度V2，这说明了气体流过发动机时产生了向后的加速度。根据运动第三定律：作用力等于反作用力，作用在飞机上的推力等于气体排出时所用的力。根据牛顿第二定律：
F＝ma＝m［（v2-v1）∕Δt］＝（m/Δt）（v2-v1）
式中m是喷出的燃气的质量；V2是气体喷出时的速度；V1则是燃烧前的初速度，即飞机的速度，如果飞机由静止开始运动，这个初速度可以近似看做0。得m/Δt＝G，这样我们可以把上式改写为F＝Gv。
式中G是每秒喷出的燃气的质量；v是燃气喷出的速度。喷出的燃气量越大，喷速越大，所得到的推力越大，因而对于喷气发动机我们直接用推力表示它做功的能力，而不再以功率表示它的工作能力。如果考虑飞机的运动，喷气发动机的推力可以写作F＝G（v-v0），式中v0为飞行速度。
可见影响飞机推力大小的因素有两个，一是空气流量，当空气增量一定时，空气流量增大则推力增大。二是当空气流量一定时，速度增大则推力增大。速度增量增大，说明气体流过发动机时的加速度大。
喷气发动机的推力产生和螺旋桨推（拉）力的产生的共同点是都依靠反作用力，它们的基本不同点是喷气发动机的推力是依靠内部气体的排出产生的反作用力，与外部介质无关，如果不从空气中取氧，装喷气发动机的飞行器可以在无空气的外层空间中飞行。而螺旋桨的推力则依靠螺旋桨向后推动外部介质（空气），由外部介质的反作用力使飞行器向前，因而外部介质状况的改变对推力的产生影响很大。螺旋桨飞机在高空飞行时因空气密度下降效率会受到影响，在没有空气的外层空间，螺旋桨就产生不了拉力。
喷气发动机和活塞式发动机的能量都是由燃油燃烧的热能转化为机械能的。它们的不同在于活塞式发动机的燃油是在一个封闭的空间点燃的，因而压力极大，由此推动活塞上下运动，然后再由一定的机构把往复运动变成曲轴的旋转运动，从而输出功率。而喷气发动机的燃油是在一个敞开的燃烧室内燃烧，气流不断喷出，燃气的喷射速度很高，但对发动机壁的压力不大，不需要坚固的器壁。喷出的气流直接输出功率，不需要连杆、曲轴一类的运动转换机构。由于以上两个方面的原因，喷气发动机的结构重量比同样功率的活塞发动机要轻很多，为飞机的高速飞行提供了基础，正是由于喷气发动机的出现，才使得高亚音速和超音速飞行得以实现。
喷气发动机分两大类：一类是自带燃油和氧化剂的火箭发动机，它自给自足不依靠外界环境，因而成为航天飞行器的唯一动力形式。另一类喷气发动机从空气中取得氧气，称为空气喷气发动机，它不必自带氧化剂，从大气中获取氧气，因而只能在大气层中飞行，是喷气式航空器的动力。
3．涡轮喷气发动机的构造
空气喷气发动机应用最广的是带压气机的涡轮喷气发动机，其组成有主要机件和工作系统两部分，主要机件由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管几个部分组成。
1）进气道
进气道在构造上属于飞机机体的部分。它的作用是用来引导足够数量的空气平顺地进入发动机，为防止进气道结冰，进气道内加装了电加热防冰除冰装置。
2）压气机
涡轮喷气发动机由于压气机的形式不同分为轴流式和离心式两种。压气机的作用是通过带有叶片的压气机叶轮高速旋转，使进入发动机的空气的压力增高，密度增大，以提高燃烧的效率，同时增加喷气速度，增加推力。轴流式压气机是把流过的气体沿发动机的轴向，经一级一级连接的压气叶轮压缩后，送入后面的燃烧室，气流流动的路线和发动机平行，通常都经过多级压缩，如图3-8所示。而离心式压气机则是压气机的叶轮旋转后，依靠离心力把气体压向叶轮的外缘，然后再从外缘流向燃烧室通过轴向的尾喷管流出的，因而离心式发动机的气流是由轴向→径向→轴向流动的，它的流动方向和发动机的轴线是不平行的，如图3-9所示。离心式压气机结构紧凑，但构造复杂，气流转变大，损耗较大，目前用于较小型的发动机，大型发动机都使用轴流式。
图3-8 轴流压气机式涡轮喷气发动机
图3-9 离心压气机式涡轮喷气发动机
轴流式压气机由转子和静子组成。转子是一个能高速旋转的鼓型叶轮，叶片绕整个圆周安装成一排，每一排是一级，沿轴向安装许多级，一部压气机少的为5级，多的可达17级。静子是一个机匣，内部和转子各级对应装着各级的静子叶片，每级转子叶片的位置在相应的静子叶片之前。转子叶片像一个短的螺旋桨叶片，转子旋转后使空气向后和向圆周方向运动，空气流向静子后，静子的叶片把气流导向后一级转子，并使流速降低压力增加。空气流过压气机一级就可以使压强增加15%～35%，若压气机为9级可以使压强增加7．14倍，增压的倍数称为增压比。由于空气受压缩，它的温度也升高，出口处的气流可以提高到500k以上，为后面混合气体的点燃提供了条件。由于压气机前面压力小，温度低，而且流过的气体的体积大；后面压力高，温度高，因而它的形状前面空间大，叶片尺寸大，后面逐渐缩小。前后所用的材料也不同，前面级用铝合金，后面级为了耐高温使用耐热的合金钢。压气机的整个气流必须通畅，前面进气不畅，会使后面压力降低，气流流动就会堵塞，这种现象可以使气体在压气机中往返振动，称为喘振，严重时可以导致发动机熄火，甚至使发动机机件损坏。为防止喘振，一般在压气机的中间级开有放气孔，在必要时把低压气体放出。
3）燃烧室
空气经压气机压缩后进入燃烧室，如图3-10所示，在这与喷油雾化器喷出雾化燃油混合，并由点火器点燃进行燃烧，火焰的燃烧温度一般在2 000℃以上，火焰筒的温度也在900～1 000℃，火焰筒使用耐热合金制造。
图3-10 燃烧室
除了环形燃烧室外，还有单管式和联管式燃烧室。联管式燃烧室内有多个管状火焰筒，它们之间由联焰管连通。发动机启动后，再联焰管中的启动喷油点火器点火，混合燃气流入各个火焰筒内燃烧，有一股气流在火焰筒外冷却。单管式燃烧室则是多个独立管状燃烧室组成。
各管有独立的火焰筒、喷油嘴、点火器，一般一个发动机有6个到16个单管式的燃烧室排成环形一起工作。
4）涡轮
涡轮主要是用来带动压气机叶轮旋转的机件，涡轮安装在燃烧室的后面，其工作叶轮在高温高压燃气的推动下旋转，涡轮的工作叶轮与压气机的工作叶轮装在同一根轴上，组成发动机的转子，涡轮旋转时，即带动压气机工作并带动其他附件工作。
四、涡轮螺旋桨发动机
涡轮螺旋桨发动机的基本构造与涡轮喷气发动机相同，如图3-11所示，但它的涡轮要带动前面的螺旋桨，这就提出了两个要求，一是由涡轮提供更多的轴功率，以带动螺旋桨，为此涡轮的级数要相应增加来吸取更多的能量；另一个要求是由于涡轮的转速很高（20 000转/分以上），而螺旋桨要求的转速很低（每分钟1 000转左右），因此需要加装一套减速机构。为了使发动机紧凑，不少涡轮螺旋桨发动机使用离心式压气机。另外为减少减速器的减速比，有的发动机采用两套涡轮，一套工作涡轮和压气机相连，以高转速工作，另一套独立涡轮在工作涡轮之后，转速较低，通过单独的轴和螺旋桨相连，称作自由涡轮，这类发动机广泛应用在涡轮螺旋桨飞机上。
图3-11 涡轮螺旋桨发动机
涡轮螺旋桨发动机产生的动力以螺旋桨的拉力为主，约占全部前进动力的90%，喷气产生的推力只占10%，因此它本质上是螺旋桨推进的飞机。由于受到螺旋桨叶端速度的限制，飞机的飞行速度一般在800公里/小时以下，但和活塞发动机相比，涡轮发动机的马力质量比高，可达0．23公斤/马力，且构造简单，维护容易。它的耗油率和活塞式发动机相近并使用航空煤油，其价格低，因而经济性比活塞式发动机略优。此外发动机马力可以做得很大，最大到10 000～15 000马力，活塞式发动机很难做到这么大。由于以上优点，涡轮螺旋桨发动机在中速的客机和支线飞机上已经取代了活塞式发动机，许多小型飞机也在采用这种发动机。
五、涡轮风扇发动机
涡轮风扇发动机工作时，空气从内外两个通道流过发动机。一路空气经风扇的内涵道（低压压气机）和高压压气机，进入主燃烧室，与喷入的燃油混合燃烧，形成高温、高压燃气流入涡轮，在高压涡轮内膨胀做功带动高压压气机：在低压涡轮内膨胀做功带动风扇。最后从内涵喷管高速喷出，产生推力。另一路空气经外涵风扇压缩后，流经外涵通道，从外涵喷管喷出，也产生推力。由此可见，涡扇发动机是借增大流过内外涵道两路空气的动能，而有内外两路同时产生推力的。
涡轮风扇发动机的涡轮不仅要带动压气机，还要带动外路的风扇。在相同的发动机参数条件下与涡轮喷气发动机相比，燃气在涡轮风扇发动机的涡轮中膨胀要多一些，以便有更多的能量转换为涡轮功，满足带动压气机和风扇两个转动部件的需要，使其在内部涡喷发动机的基础上，通过风扇增加外涵空气的动能。燃气在喷管内则膨胀得少一些，从而使内涵喷管的喷气速度和温度较低。对流过外路的空气来说，因风扇增压比不大（一般不超过2），又未加入燃油进行燃烧，喷气速度比内路的还小。因此，涡轮风扇发动机内外两路的喷气速度都比涡喷发动机的小。与涡轮喷气发动机或涡轮螺旋桨发动机相比，涡轮风扇发动机具有以下主要优点：
（1）总效率高。一方面，因涡轮风扇发动机的喷气速度比涡喷发动机小，气体排出机外的动能损失减小，使其推进效率比涡喷发动机高：另一方面，风扇叶片工作虽与螺旋桨相类似，但由于它外面还有一个外罩，形成通道，迫使高速气流进入通道时进行了冲压压缩，从而降低了叶尖M数，不致使风扇效率下降，使风扇效率比螺旋桨高。在亚音速、跨音速飞行范围内，涡轮风扇发动机有很高的总效率。
（2）循环热效率高。风扇发动机高压压气机可以连续不断地向外涵道放气，以保持其工作稳定，保证其有足够的稳定速度，同时可以利用外涵道空气降低冷却涡轮气体的温度，使得涡轮风扇发动机可以采用高增压比、高涡轮前燃气温度。
以上两个优点，使得高涵道比涡扇发动机、比涡轮发动机总效率提高40%～50%，燃油消耗率降低40%～50%。
（3）起飞推力大。由于涡轮风扇发动机内、外两路的喷气速度都比涡轮喷气发动机小，所以其单位推力比涡轮喷气发动机小。但涡轮风扇发动机增设了一个外涵，横截面积增大，空气流量增加，而且空气流量增加的程度比单位推力减小的程度大，所以它的推力却比涡轮喷气发动机大。
（4）噪声低。涡轮燃气发动机的噪声一是来自内部，二是来自外部。来自外部的噪声即喷气噪声，是高速喷射气流与周围大气混合时，由于大气的速度差而产生强烈湍流，一部分能量以声能形式辐射。速度差越大时噪声越强。实验表明，速度在305～610m/s范围内，喷气射流混合所产生的噪声功率与其速度的八次方成正比。由于涡轮风扇发动机内外两路的喷气速度都比较小，所以噪声强度比涡轮发动机小得多。
（5）加力涡轮风扇发动机推力性能更好。加力涡轮风扇发动机在非加力状态有良好的经济性，燃油消耗率低；处于加力状态有良好的推力性能。这样就提高了飞机的飞行性能与机动性能。如图3-12所示为涡轮风扇发动机的组成。
图3-12 涡轮风扇发动机的组成
1—风管；2—外涵道；3—外涵机匣；4—低压涡轮；5—外涵喷管；6—内涵喷灌；7—高压涡轮；8—主燃烧室；9—高压压气机；10—内涵道
六、涡轮轴发动机
由于直升机和其他工业应用上需要一种只输出功率而不需要喷气动力的涡轮发动机，于是20世纪40年代末出现了涡轮轴发动机。如图3-13所示为涡轮轴发动机。
图3-13 涡轮轴发动机
涡轮螺旋桨发动机的功率输出的90%以上是轴动力输出，由喷气产生的动力只占动力输出的一小部分，因而在涡轮螺旋桨发动机基础上加以改进后，就发展了涡轮轴发动机。涡轮轴发动机都采用两套涡轮，一套带动压气机，而另一套则是专门输出功率的自由涡轮。自由涡轮也称动力涡轮，一般在两级以上，它专门用来输出功率。这种发动机喷气通过自由涡轮后剩余能量很小，基本上不能再产生功率了。由自由涡轮带动减速箱，再带动旋翼，这样涡轮轴发动机就为直升机提供了动力。
涡轮轴发动机在直升机上获得了广泛的应用，与活塞式发动机相比，它的结构重量轻，功率大，最大可以到10 000千瓦，同时耗油率也在逐步下降，发动机燃烧的是低价的航空煤油，因而经济性能也和活塞式发动机不相上下。缺点是制造较困难，技术复杂，减速装置比要比活塞式大，减速齿轮箱的重量较大，初成本较高。
七、辅助动力装置（Auxilary Power Unit，APU）
在大、中型飞机上和大型直升机上，为了减少对地面（机场）供电设备的依赖，都装有独立的小型动力装置，称为辅助动力装置或APU。
APU的作用是向飞机独立地提供电力和压缩空气，也有少量的APU可以向飞机提供附加推力。飞机在地面上起飞前，由APU供电来启动主发动机，从而不需要依靠地面电源车来启动飞机。在起飞时APU提供电力和压缩空气，保证客舱和驾驶舱内的照明和空调，使发动机功率全部用于地面加速和爬升，改善了起飞性能。降落后，仍由APU供应电力照明和空调，使主发动机提早关闭，从而节省燃油，降低机场噪声。通常在飞机爬升到5 000米前，辅助动力装置关闭，但在飞行中，当主发动机空中停车时，APU可在10 500米以下的高空中及时启动，为发动机重新启动提供动力。
辅助动力装置的核心部分是一个小型的涡轮发动机，大部分是专门设计的，也有一部分由涡桨发动机改装而成。一般装在机身最后段的尾椎之内，在机身上方垂尾附近开有进气口，排气直接由尾椎后端的排气口排出。
APU是动力装置中一个完整的独立系统，但是在控制上它和整架飞机是一体的。它的控制板装在驾驶员前面风挡上方，它的启动程序、操纵、监控及空气输出都由电子控制组件（Electronic Control Unit，ECU）协调，并显示到发动机指示和机组警告系统（Engine Indication and Crew Alerting System，EICAS）的屏幕上。ECU有5种控制模式，根据飞机的不同状态和需要向飞机提供不同数量的电力和压缩空气。
在波音757和波音767上装的辅助动力装置是由一台小型涡桨发动机改进设计发展而来的。它的压缩空气输出量最大为122千克/分钟，压力约为3个大气压；电力的最大输出能力为90千伏安，也可以根据需要同时输出电力和压缩空气，这种APU的总重量为235千克。