2. 《英汉航空图解词典》 [印] 库玛尔，[印] 德雷姆 编；徐元铭 译

  航空动力设备是指飞机发起机以及确保飞机发起机正常作业所必需的体系和附件的总称。其组成取决于所用飞机发起机的类型，首要有以下的体系或设备：飞机发起机及其起动、操作体系；飞机燃油体系；飞机滑油体系（亦称“外滑油体系”，仅活塞式航空发起机和涡轮螺旋桨发起机装用）；防火和救活体系；飞机发起机散热设备；飞机发起机固定设备；进气和排气设备等。

  航空发起机现在首要有四种类型：活塞式发起机、涡轮发起机、电动机、火箭发起机等。固体和液体火箭发起机仅作为起飞加快器短时间运用。

  活塞式发起机是前期飞机和直升机上广泛运用的航空发起机，后来逐步被燃气涡轮发起机所代替。活塞式发起机结构杂乱，分量大而输出功率小，加之螺旋桨推动在高速飞翔时功率低，所以不适用于大型和高速飞机。活塞式发起机的长处是省油。别的，螺旋桨在低速飞翔时推动功率高，在相同功率下能发生较大的拉力，有利于进步飞机起飞功能。现在，活塞发起机还运用在轻型飞机、超轻型飞机和直升机、无人机上。

  涡轮发起机包含涡轮喷气发起机、涡轮电扇发起机、涡轮螺旋桨发起机、涡轮轴发起机和桨扇发起机，以及冲压发起机，脉冲发起机等。涡轮发起机是现在运用最广泛的航空发起机，广泛运用在各种飞机和直升机上。现代飞机上用得最多的是涡轮电扇发起机和涡轮喷气发起机。涡轮螺旋桨发起机也广泛用于中小型亚音速飞机上。

  冲压喷气发起机结构简略、推重比大，特别合适高速飞翔，但低速功能欠好并不能在停止状况下发起，现在首要用于空中发射的靶机、弹等。

  现代战役机上用得最多的是涡轮电扇发起机和涡轮喷气发起机。因为涡扇发起机的核心计为

  涡喷射起机是彻底依靠燃气流发生推力。一般用作高速飞机的动力。涡喷射起机分为离心式与轴流式两种，当今的涡喷射起机大多为轴流式。比较离心式涡喷射起机，轴流式具有横截面小，紧缩比高的长处。

  涡喷射起机的根本组件包含：进气道、压气机、焚烧室、涡轮、尾喷管。战役机的涡轮和尾喷管间还有加力焚烧室。

  从发生输出能量的原理上讲，涡喷射起机和活塞式发起机是相同的，都需求有进气、加压、焚烧和排气这四个阶段。不同的是，在活塞式发起机中这4个阶段是分时顺次进行的，但在涡喷射起机中则是接连进行的，气体顺次流经发起机的各个部分，就对应着活塞式发起机的四个作业方位。

  进气道（inlet duct）：空气首要进入进气道。进气道的首要效果便是将空气在进入压气机之前调整到发起机能正常工作的状况。

  压气机（compressor）：紧缩机把进气道进入的气流，紧缩成高密度、高压、低速的气流，以添加发起机的功率。压气机由定子（stator）与转子（rotor）交织组成，一对定子与转子称为一级，定子固定在发起机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。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相同的。

  依据发起机的结构，一般有单转子发起机、双转子发起机和三转子发起机。压气机一般分为低压压气机(低压段)和高压压气机(高压段)，与压气机相连接的涡轮也相应分为高压涡轮（高压段）与低压涡轮（低压段）。

  焚烧室（combustion chamber）与涡轮（turbine）：焚烧室是涡喷射起机的焚烧段。空气经过压气机紧缩后，进入焚烧室与燃油混兼并焚烧。焚烧发生的高温气体，从焚烧室流出，冲向涡轮，胀大做功，推动涡轮高速滚动。高温高速燃气经过喷管喷出，以反效果力供给动力。

  焚烧室有三种首要安置方式：多焚烧室、环管形焚烧室（筒形焚烧室、管型焚烧室）、环形焚烧室。

  喷管（nozzle）：首要效果是使涡轮后的燃气持续胀大，将燃气中剩下的热焓充沛转变为动能，使燃气以高速从喷口喷出。喷管将喷气式飞机燃油焚烧后的产品喷射出去，起到排废气的效果，一同也运用喷射气流发生的反效果力来推动飞机。在涡轮螺旋桨发起机中，尾喷管供给的推力仅仅飞机动力的一部分，飞机首要的动力是由涡轮螺旋桨发起机的驱动螺旋桨来供给的。

  喷管的形状结构决议了终究扫除的气流的状况。依据运用条件的不同，发起机尾喷管依通道形状可以分为收敛形和收敛分散形两种类型，喷口面积可做成可调或不可调的。

  加力焚烧室（afterburner）:在经过涡轮后的高温燃气中依然含有部分未来得及耗费的氧气，在这样的燃气中持续注入火油依然可以焚烧，发生额定的推力。所以在发起机的涡轮后部，再添加了一个加力焚烧室（after-burner），以到达在短时间里大幅度进步发起机推力的意图。一般来说，加力焚烧能在短时间里将最大推力进步50%，可是油耗惊人，一般仅用于起飞或敷衍剧烈的空中缠斗，不可能用于长期的超音速巡航。

  涡扇发起机是一种由喷管喷射出的燃气与电扇排出的空气一同发生反效果推力的燃气涡轮发起机。由压气机、焚烧室、高压涡轮（驱动压气机）、低压涡轮（驱动电扇）和排气体系组成。其间前3部分称为“核心计”。从结构上看，核心计实际上便是一个涡轮喷气发起机，电扇实际上是在低压涡轮或低压压气机上装置的1级电扇或几级延伸的叶片。

  涡扇发起机因为其推力大、推动功率高、噪音低、燃油耗费率低一级长处，现在在民机和军机上广泛运用。

  空气流过电扇后，分红两路：一路是内在气流，空气持续经压气机紧缩，在焚烧室和燃油混合焚烧，燃气经涡轮和喷管胀大，燃气以高速从尾喷口排出，发生推力，流经旅程为经低压压气机、高压压气机、焚烧室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出。由核心计流出的燃气中的可用能量，一部分用于带动低压涡轮以驱动电扇，一部分在喷管中用以加快喷出的燃气。

  另一路是外涵气流，电扇后空气经外涵道直接排入大气或同内在燃气混合一同在喷管排出，这些空气并不参加焚烧，可是供给额定推力。这种额定推力是因为电扇叶片给予的推动效果而引起的，发生的推力占发起机推力的25%-75%。

  推力分量比（Thrust to weight ratio）：代表发起机推力与发起机自身分量之比值，愈大者功能愈好。

  紧缩比：进气被紧缩机紧缩後的压力，与紧缩前的压力之比值，一般愈大者功能愈好。

  海平面最大净推力：发起机在海平面高度及条件，与外界空气的速度差（空速）为零时，全速工作所发生的推力，单位有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-h，愈小者愈省油。

  涡轮前温度：焚烧后的高温高压气流进入涡轮前的温度，一般愈大者功能愈好。进步涡轮进口温度是进步涡扇发起机推力的有效途径。

  旁通比（Bypass ratio，也称涵道比）是外涵道流量与内在道流量之比，即不经过焚烧室的冷空气质量与经过焚烧室的热空气质量的比值。涵道比为零时，便是涡喷射起机。