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脉冲喷气发动机助推滑翔机说明书
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你可能喜欢脉冲式喷气发动机结构简单，加工方便，并比普通内燃；脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造；第一章如何设计自己的发动机；设计参数：；1.油气比；喷气发动机依靠油气燃烧产生反作用力，根据油品的爆；2.喷气频率，喷气发动机喷气频率与机身长度有关，；2.机身直径与长度比L/D计算公式是：；Y=0.152*X+470(mm)，公制单位或Y；Brauner49
脉冲式喷气发动机结构简单，加工方便，并比普通内燃机发动机高的燃烧效，因此适用于各种航空，海模，车辆模中。你也可以自己设计做成喷气助动车辆。本手册将从原理开始，教你如何打造出自己的喷气发动机。原理结构介绍脉动喷气发动机工作时，首先把压缩空气打入单向阀门，或使发动机在空中运动，这时便有气流进入燃烧室，然后油咀喷油，火花塞点火燃烧。这时长尾喷管在燃气喷出后，由于燃气流的惯性作用，虽然燃烧室内的压强同外面大气的压强相等，仍会继续向外喷，所以在燃烧室内造成空气稀薄的现象，使压强显著降低到小于大气压，于是空气再次打开单向活门流入燃烧室，喷油点火燃烧，开始第二个循环。这样周而复始，发动机便可不断地工作了。这种发动机由进气到燃烧、排气的循环过程进行得很快，一秒钟大约可达40～50次。
脉动式发动机在原地可以起动，构造简单，重量轻，造价便宜。这些都是它的优点。但它只适于低速飞行（速度极限约为每小时640～800公里），飞行高度也有限，单向阀门的工作寿命短，加上振动剧烈，燃油消耗率大等缺点，使得它的应用受到限制。
第一章如何设计自己的发动机
设计参数：
喷气发动机依靠油气燃烧产生反作用力，根据油品的爆炸极限燃油与空气重量比，一般在15-20%。即一升空气约需一克的油。
2.喷气频率，喷气发动机喷气频率与机身长度有关，同一直径下，机身越长频率越低。
2. 机身直径与长度比 L/D计算公式是：
Y = 0.152 * X + 470 (mm) ，公制单位或Y = 3.88* X + 18,66 (inc)－英制单位 参考数据：发动机名 Y=总长 X=尾喷管截面积
Brauner 490 907
Alpha 485 531
B-12 600 531
Aerojet 610 1075
PAM 810 907
Sov faa 670 1195
6.喷气速度
由于高温高压下喷气发动机喷气速度计算是一个复杂的过程，对于爱好者来说可用一个简化公式计算va=2*L*f
p90的计算为例：
喷气速度为：150*2*0.86= 258 m/s.
7.单向阀通风孔面积单向阀通风孔面积是发动设计最关键部，因为它关系到进入发动机的油与空气比.计算公式Y = 0.4922*X C 37 (平方mm)
在这里(X=尾喷管截面积，Y=单向阀通风孔面积，如果是大的发动机可不减37) .另在设计中要考虑到阀片安装后会使通风孔面积减小10-20%,因此要留一定的余量。
计算结果大约是尾喷管截面积的50-60%，一般设计可取55% （提示，稍大的通风面积可以让发动机更易点火）。
外国发动机设计参考：
发动机名 阀通风面积Y 尾喷截面积X
Brauner 452 907
Alpha 381 531
B-12 221 531
Aerojet 603 1075
PAM 506 907
Sov faa 661 1195
也可以已手册加工图自己验算一下，一般误差5%之间，留余量，可取50英寸如果喷管尾部采用扩张部分，长度为0.2*41=8，总长50的情况下，那么实际尾喷管长50-8=42英寸.最小空气入口面积为阀孔面积，即3.9平方英寸国外P-90发动机实验数据（供参考）
各参数如下
V = 2.9 litre
fc = 6.7 gram/sec
f = 150 Hz
va = 258 m/s
F = 85 Newton
第二章喷气发动机制作
材料选择由于发动机在高温下工作，所以不能用铝，等低熔点金属。一般对于爱好者来说，可使用碳钢，铝合金。不锈钢管是最佳的材料，你可以在五金店找到，各种规格都有，还可以用的材料是摩托车或汽车的排气管，是由碳钢组成，外表镀铝，不易生锈，但由于管比较厚显得稍重一些。价钱也不贵，40元一个左右，在摩托修理部能找到，用过的旧的更便宜10元一个都有得卖。你也可以按图加工锥形部分。铝合金只可以用来做发动机最前部的进气节流罩，。
如何制作进气单向阀
发动的关键在于单向阀的加工，阀的加工需要有车床作整体加工才行，如果没车床也可以采用另一种设计，如从蓝图可以看到，在一块厚3－10mm圆铁板上自己钻出需要的孔了可用来代替，然后装上阀片。
梅花型的阀片是发动机的关键，必须用弹性强，耐高温的，厚0.1-0.3mm左右薄钢片来作，否则将使发动机无法工作下去。阀片的加工可以剪出需要的形状，也可用电解法，像做印刷电路板那样，先在板上涂油漆，干后画出所要的样式，用钢针沿线条刻掉油漆，放入食盐水中，用6-12v的直流电电解。
发动机的装配
喷气发动机的安装较简单，按图加工好部件，装上就可。在装单向阀片时，要注意将梅花阀片内弯10度到30度。使阀通气孔打开。另外注意发动机接点要不透气。
第三章如何启动发动机
脉冲式发动机启动起比较困难吗?其实不然。从发动机原理可知要发动机燃烧发动需要满足以下条件：
脉冲式发动机可以使用多种日常燃料，家用的液化气，汽油，柴油，煤油，甲醇（工业酒精）等，一般选择为汽油做为燃料，对普通的爱好者来说可用任何牌号车用汽油即可。如果气温较低而可能会使燃料难以挥发，也可以向油中加入不超过25%的乙醚组分，使点火更容易。最好的燃料是甲醇，因为燃烧生成的是水，且易挥发，爆炸点范围宽。
在喷气发动机没发动起来前，空气无法自动吸入燃烧室，这时，需要用一个小风箱或打气筒在发动机入口处输入空气来帮助发动机输入油气混合物，注意，空气需要有一定的压力与流速，才能使燃料充分雾化成油气。
最好的办法是在机身燃烧室上装一个火花塞，如果没有也没关系，可以铁丝头缠棉球浸汽油点着后伸尾喷管同样也可点火。多种点火方式如图所示
点火步骤：
接好油管，注意油箱液面与发动机喷油出口之间的高度不能大于20mm.
打开电火花塞或点燃料小火把从尾喷管口伸入。
手压风箱，或打气筒朝发动机入口吹风，注意观察看，要使单向阀片被吹开，油被吸入并雾化才行。
调节油阀针控制好油门大小，寻找最佳吹风角度使油能完全雾化。如果发动机还是不能点火，可以拆开机身，调节阀片的角度，与固定螺丝的松紧度。然后再试，直到找到最佳工作点，喷气发动机就会发动起来，撤走风箱及点火源也能持续运行了。
另外也可先用罐装火机用气体，从入口吹入，点火，步骤同上述一样，只是要调节好气体量。
一．为何发动机不工作
由于设计，加工中选材的问题，许多发动机不能正常工作，其实可以从燃烧条件来看主要原因是如下几点：
空气不足与过量
由于阀片制作中材料不一样，阀片太硬了，会使外面空气无法吸入，因此要事先将阀片的间隙调好，要选适合的材料来做。另外实际由于阀片的阻力，使空气实际进入量减小约20%以上。
空气过量是由于进气口设计太大，导致燃烧室火星被吹走，吸入的油气混合物无法被点然。
喷管太短，太短的喷管使发动极不稳定。因为频率太高，吸入的油气来不及完全混合，会导致发动机熄火。
油雾化不好，过重的油不易气化，因此不建议用比汽油重的油如柴油做燃料，最好是甲醇，因为易气化，爆炸浓度范围宽。
进油液位低，由于油箱液位底，油无法被吸入，这时要抬高油箱位置。
二．为何发动机阀片工作寿命较短
由于阀片工作在高温下，加上在工作中振动频率大，因此阀片工作寿命成了发动机的弱点，如果制作材料易g的话，高温下用不了几分钟就会完完。因此如何设计单向阀，使阀片工作寿命加大，就成了发动机制作者们的研究的课题。
一是选择耐高温的村料，二是采用无阀设计，现有的无阀脉冲发动机设计来看，机身制作较复杂，且推力较小。
脉动喷气发动机是喷气发动机的一种，可用于靶机，导弹或航空模型上。德国纳粹在第二次世界大战的后期，曾用它来推动V-1导弹，轰炸过伦敦。这种发动机的结构如
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航空涡轮喷气和涡轮风扇... 166页 ...军事科技前沿
空气喷气式发动机
空气喷气式发动机中，经过压缩的空气与燃料（通常为航空煤油）的混合物燃烧后产生高温、高压燃气，在发动机的尾喷管中膨胀，以高速喷出，从而产生反作用推力。空气喷气式发动机可分为无压气机的和有压气机的两类。
（1）无压气机的空气喷气发动机
冲压式喷气发动机，由进气道(扩压器)、燃烧室和尾喷管组成, 它利用飞行器高速飞行时，迎面气流进入发动机后减速增压后直接进入燃烧室喷油燃烧，从燃烧室出来的高温高压燃气直接进入尾喷管膨胀加速，向后喷出，产生反作用推力。它不能在静止状态或低速下起动，需要用其他助推器使航空器达到一定速度后才能起动并开始有效工作，例如在飞行器上装固体火箭发动机，或将飞行器吊装在其它飞行中的飞机上。按飞行速度冲压发动机可分为亚声速和超声速两种，通常用它作为导弹的动力。
冲压喷气式发动机示意图
脉动式空气喷气式发动机示意图
脉动式喷气发动机，它是空气和燃料间歇地供入燃烧室的无压气机喷气发动机。当－股空气顶开进气活门进入燃烧室后，进气话门在弹簧作用下关闭，此时喷进燃油并点火燃烧，燃烧后的高温燃气由尾喷管高速喷出，产生推力，吸开进气活门，空气又进入发动机燃烧室，重复上述过程，因此燃烧与喷气是断续的。
（2）有压气机的空气喷气发动机
在有压气机的空气喷气发动机中，压气机用燃烧室后的燃气涡轮来驱动，因此这类发动机又称为航空燃气涡轮发动机。
涡轮喷气发动机示意图
涡轮喷气发动机，它是由驱动压气机的燃气涡轮出来的燃气在尾喷管中膨胀以高速喷出直接产生推力的发动机。
小涵道比涡轮风扇发动机示意图
涡轮风扇发动机，驱动压气机的燃气涡轮出来的燃气，先在另一个涡轮(称为低压涡轮)中膨胀，以驱动一个装在压气机前面的的风扇，最后再在尾喷管中膨胀并以一定的速度喷出。在涡轮风扇发动机中，风扇出来的空气，一部分流进压气机，经过燃烧室、涡轮由尾喷管喷出，这股气流称为内涵气流，其流通部分称内涵道；另一部分由围绕内涵道的外部环形通道（称外涵道）流过，称外涵气流。流过外涵道与流过内涵道的空气流量之比称为“涵道比”。
涡轮轴发动机示意图
涡轮螺旋桨发动机，由驱动压气机的涡轮出来的燃气，先流经一个驱动减速器的涡轮，再流入尾喷管中喷出，减速器的输出轴上安装螺旋桨。
涡轮轴发动机，由驱动压气机的涡轮出来的燃气，先流经一个驱动减速器的涡轮，再流入尾喷管中喷出，一般用于直升机动力，减速器的输出轴以较高的转速(约8000转/分)与传动直升机旋翼的主减速器相连。
科普中国——军事科技前沿
[责任编辑: 秦艺丹]
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3秒自动关闭窗口为什么喷气发动机需要压气机和涡轮？
（非航空发动机设计专业人士）我理解的喷气发动机的原理是燃料和氧气在燃烧室混合燃烧，产生高温高压气体，然后从喷嘴喷出，利用牛顿第三定律产生推力。这个工作流程并没有涉及到涡轮。但为什么现在的航空发动机都有压气机和涡轮，形成各种涡轮发动机（尤其是涡喷和涡扇）呢？就算是冲压发动机虽然没有涡轮，但本质上也有加压的步骤。加一步额外的压气环节会提供什么好处呢？或者说，我们为什么要在发动机上加这么多重量和昂贵的设备来狂做增压呢？我的猜想是可能有以下原因，向各位专业人士求证1. 航空发动机工作的高空气压太低，需要额外加压维持足够的燃烧速度和功率？2. 低空条件下气压其实是够的，加压只是为了增大燃烧速度=&功率？3. 其他原因？主要想问的是这到底是工作原理上的必须（没有涡轮，发动机就无法持续工作）还是经济上的选择（没有涡轮，发动机还是能工作，但为了在高空飞行=&阻力小=&省钱，所以加上涡轮）？我查阅了wiki，也在知乎上搜索过，但没有找到明确的答案。所以想向各位请教一下。还有请问有相关的航空发动机发展历史的书目推荐吗？
简要说几点……1.航空燃气涡轮发动机理想循环过程可简化为布雷顿循环：进气道和压气机中等熵压缩，燃烧室中等压加热，涡轮和尾喷管中等熵膨胀，外界大气中等压放热。布雷顿循环的热效率基本由增压比决定，增压比越高，循环热效率越高。2、在叶轮机内部流动中，通常更关心的不是流动阻力，而是流动损失。由管流模型可知，如果流体的能量更多地以压力能而不是动能的形式存储和运输，则流动损失会大大降低。气体在压气机中减速增压恰恰有这方面的考虑。3、通常压气机气流进口速度约为200~300m/s，而燃烧室中燃烧区气体流动速度只有十几或几十米每秒的量级。为了使得火焰燃烧稳定，势必要对气流采取减速的措施。当然啦，压气机中的减速增压只是其中一部分，燃烧室中还有扩压器使气流减速。4.燃气在压气机中减速增压所消耗的功，由燃气在涡轮中膨胀加速所产生的功来提供。如果没有涡轮驱动，压气机是转不起来的。如果从燃烧室出来的低速气体不经涡轮与尾喷管膨胀加速，发动机也不可能会产生巨大的推力。以上……
题主通过有些冲压发动机没有涡轮推论出了是否一定有涡轮的猜测。 非常佩服题主，能想这么深的层次。题主想对了，涡轮和压气机不是必须有，用它们是因为追求效率或者是最大有用功。理由如下:1，很多人都提了，喷气发动机需要布雷顿循环，就是大家都知道需要有压缩和膨胀，但是，压缩和膨胀不是必须通过压气机和涡轮完成。比如只有进气道、燃烧室和喷管，也可以产生推力。2，那为什么用压气机和涡轮呢？因为发动机总体性能设计中，需要根据发动机的用途（军用:高单位推力，民用:低耗油率）和工作包线（亚音速，超音速等）选择发动机的最优总压比。简单点说，最优增压比可以由进气冲压和压气机增压完成。最优增压比不同用途不同包线选择相差很多。比如现在的民航商用发动机，飞行速度比较低，一般亚音速巡航，为了低耗油率，需要较高最优增压比。这个最优的增压比光靠进气道冲压无法达到，所以需要压气机来达到。有压气机，就得有涡轮带。所以民航发动机有压气机和涡轮。再比如老美的组合发动机，高速飞行时会关闭压气机和涡轮，因为光用进气道，增压比就足够了，这时候不需要压气机来增压了。综上:没有压气机和涡轮一样有推力，只不过这个热力循环不是最合适的（最合适不是最大）的，达到最合适的循环，很多情况下需要压气机和涡轮。
楼上很多答案已经把布雷顿循环点出来了，这里做一些个人的补充吧首先，你说的“喷气式发动机”并不是一个学术概念。你理解的"喷气式发动机"实际上是火箭发动机。燃烧室是只有一端开口，压力沿表面积分可以得到向上的推力这是涡轮发动机的燃烧室如果真的剧烈燃烧产生高温高压气体，气体一样会从前面喷出，无法获得多大的推力。事实是理想的布雷顿循环里，燃烧室只升温，不加压。如果真的剧烈燃烧产生高温高压气体，气体一样会从前面喷出，无法获得多大的推力。事实是理想的布雷顿循环里，燃烧室只升温，不加压。常见的航空发动机最根本的分类方式是活塞式发动机和涡轮式发动机，可以去这个问题下看一下。还有冲压发动机之类的，这里就不讨论了所以整个事情的逻辑应该是：不是因为我们要用喷气推进所以采用涡轮，而是因为我们发现涡轮具有很高的效率，所以设计了对应的一整套压气机，燃烧室，造就了各种涡轮发动机。即使不是靠喷气推进的发动机，一样会采用涡轮作为动力输出，如涡桨，涡轴，大涵道比的涡扇实际上绝大多数推力也来自外涵道而非喷气。为什么？因为涡扇，涡轴和涡桨都设置了更多级的涡轮，能够将高温高压气体的能量尽可能提取出来，输出给前端压气机，涡扇，螺旋桨或旋翼，效率更高。再回去看布雷顿循环，出口处压强等于入口处压强，或者说完全不喷气时，发动机反而效率最高。所以某种意义上涡轮和喷气是对立的，只是我们在开发涡轮发动机的初期，出于技术水平的限制，必须采用喷气推进，所以喷气式发动机／飞机这个概念就流传开来了
主要是为了燃烧工作方便。对于吸气式发动机，如果你不做任何压缩，那么高速气流会：温度、压力低，不利于燃料点燃。燃料能量直接耗费在加热低温进气上，浪费能量。速度高，弄不好比燃速还高，就不好玩了。所以我们需要对进气进行压缩，提高温度、压力，以便于工作。其实进气道，特别是超音速进气道，本身就会有减速、增压的效果，但是不够。那么不妨弄一个专门的“压气机”。为了驱动这个压气机，就需要有个能源，所以在燃烧室后面接一套涡轮，用来榨取一些能量。其实也不是必须要旋转工作的压气机。冲压发动机就没有压气机，但是就没办法在进气气流低速的时候用，因为进气的流量不足以让燃烧室稳定工作。所以压气机的另一个作用就是作为“抽气”机，在来流速度慢的时候仍然保持足够的进气。
通俗的说燃气总温是热能的总量，但压力是热能的品质，无压力的热能只是废热无法做功。
我们可以从两个方面理解:1.根据工程热力学中p-v图，在一个循环当中想要有净输出功必须有增压-增温-膨胀过程。所以依靠压气机增压，燃烧室增温，喷管膨胀，而涡轮的出现是为了驱动压气机。换言之，如果没有压气机就不需要涡轮。2.从生活经验方面考虑，发动机就相当于一个管道，气流从管道进口低速流入管道出口高速流出而产生推力。而压气机就是保证气流有序流动的保证，压气机增加气流压力使其顺畅的经过涡轮、喷管(例如一段直管道内的水想要持续流动，管道两端必须要有压差)；另外，不增压的膨胀例如我们放鞭炮一样，是绝对不可能产生推力并做功的。气流有序流过发动机是发动机产生推力的基本前提。例如 喘震，其表现形式就是发动机气流向入口流动，类似于我们的"咳嗽"症状，在"咳"的时候推力肯定会减小或产生负推力。有压气机的发动机依靠压气机提高发动机内气流压力，没有压气机的冲压发动机依靠气流的动压头提升压力。虽然两者结构不同，但是基本原理是一样的。
----------------------------------分隔线---------------------------------------------------------------------看了所有的回答，有些回答的表述是不准确的甚至是完全错误的。这个问题很有意思，之前我也有过类似的疑问，我想根据我的理解再仔细回答一下这个问题。先从力学的角度解释，再从热力学的角度解释。理解力学角度的解释只需要一些高中物理、化学知识和一般感性常识。首先这里要回忆一下牛顿三大定律：1、第一定律：物体在没有外力作用的情况下会保持原有的状态；（惯性定律）2、第二定律：F=ma，物体的加速度与施加在该物体上的外力成正比，与该物体质量成反比； （动量定理）3、第三定律：作用力与反作用力大小相等，方向相反。每一个定律都是非常重要的，是解决所有力学问题的基础，同样对理解这个问题必不可少。以及高中化学：还原剂（燃料）与氧化剂（氧气）能发生放热反应，二者反应时遵循一定质量比，叫做化学恰当比。偏离了化学恰当比，要么反应速率低，要么不能反应。当然物理和化学原理的理论知识都来自于实践，所以得对生活中的一些现象有一定的感性认识。不知道你小时候玩过这个没有，我过年买鞭炮和烟花的时候总会买这个，我们叫“穿天哨”，这是我们老祖宗发明的，或者应该说是发现的。这也是现在的固体火箭的原型。假设现在你想给飞机做一个推进装置，如果你想获得的是一台能产生推力的喷气发动机，自然地根据一般感性常识，首先你会想到做一个管子，这个管子中有流体从前向后假设现在你想给飞机做一个推进装置，如果你想获得的是一台能产生推力的喷气发动机，自然地根据一般感性常识，首先你会想到做一个管子，这个管子中有流体从前向后加速喷出，管子会受到从后向前的推力。为什么必须加速喷出呢，这里同时用到牛顿第二定律以及牛顿第三定律。由第二定律，气流受到外力才会加速喷出，只有流体加速喷出才会有加速度，才会产生推力；由第三定律，受到管子的作用力被加速的气流也会对管子产生反作用力，即推力。这样首先会想到火箭发动机，因为它里面的流体是从零加速的。但是对于航空发动机，虽然它和火箭发动机一样都是喷气式发动机，但区别是火箭发动机除了携带燃料，还自带氧化剂，而航空发动机只携带燃料，氧化剂则来自于空气中的氧气。这也决定了二者飞行范围不同，火箭发动机从地面到大气层外的真空环境都能正常喷气产生推力，但航空发动机只能在大气中飞行。同时也因为航空发动机不用带氧化剂，飞机就不像火箭那么笨重，因为减少了大量的不必要载荷。如果把火箭发动机是看成一个管子，它只有一个开口，气流当然从唯一的开口喷出了，那么，对于航空发动机这个两端开口的管子，怎么让大气中静止的空气进入发动机，并从前往后加速喷出呢。如果你只是在管子中间喷油点火，由于航空发动机不自带氧化剂，由高中化学，这样管子内的空气很快耗尽，你根本不可能在管子中间形成持续的火焰，燃油没有氧化剂就算碳化了也烧不着的。那么尽管假设烧着了，流体也会从管子两端喷出，由力的矢量性，推力抵消为零，而且这种状态由于没有连续的空气进气是不会持续下去的。为了解决这两个问题（即1.为燃油供应连续不断的氧化剂，即空气；2.使空气从管子前口进后口出），就需要压气机了。由牛顿第一定律，大气中的空气具有惯性，在没有外力作用的情况下会保持原有的状态，即静止状态。那么怎么让静止的空气源源不断地进入发动机呢，这就需要外力把大气中静止的空气拽进来，负责这个功能的部件就是压气机了。当然你拽空气，由牛顿第三定律，空气也会拽你，这样压气机上就产生了发动机的一部分推力。首先别因为压气机的名字把航空发动机的压气机仅仅看作了一个空气压缩机，其实这里的压气机要么是离心式压气机要么是多级轴流式压气机，不是打气筒，它和电吹风、鼓风机、电风扇一个道理，可以通过叶片的旋转连续不断地吹气，也可以说是抽气，把空气从管子前口拽进来，为中间喷入的燃油供应氧化剂，这样火焰可以连续存在了，同时气流也单向流动了，即前面进后面出。（轴流式压气机和电风扇一个原理）轴流式压气机不但有转子，还有静子，这是因为仅仅一级转子的总压增压比不会超过2，静子的作用是改变气流方向以实现多级增压，这样整个多级压气机的增压比可以达到25以上。轴流式压气机不但有转子，还有静子，这是因为仅仅一级转子的总压增压比不会超过2，静子的作用是改变气流方向以实现多级增压，这样整个多级压气机的增压比可以达到25以上。轴流式压气机是涡轮喷气发动机的三大核心部件之一，它追求高单级增压比（可以更少的级实现同样的增压比）同时追求高效率（可以降低发动机燃油消耗率）和高稳定性（以实现发动机大范围变化工况下的稳定运行），它本身的逆压力梯度（即气流从低压处流向高压处）流场很难实现高增压比同时高效率，设计难度很大。（离心式压气机与电吹风、鼓风机是一个原理）（离心式压气机与电吹风、鼓风机是一个原理）离心式压气机单级增压比更大，但是由于气流是径流的，难以实现多级增压，即便做成多级的，由于气流转折角度大，效率便没多级轴流压气机高；同时它的流通能力没轴流式的好，单位迎风面积大。这都是造成现在的涡轮喷气式发动机都使用轴流压气机的原因。离心式压气机单级增压比更大，但是由于气流是径流的，难以实现多级增压，即便做成多级的，由于气流转折角度大，效率便没多级轴流压气机高；同时它的流通能力没轴流式的好，单位迎风面积大。这都是造成现在的涡轮喷气式发动机都使用轴流压气机的原因。在小型发动机上离心式压气机仍然常见，因为轴流式压气机做的太小，叶片间隙占叶片高度的比例增大，轴流式压气机效率会大大降低。而且离心式压气机结构更简单，性能更稳定。电风扇、鼓风机、电吹风有电动机驱动，压气机也需要动力驱动，那么就需要涡轮了。不知道你玩过大风车没有，或者看看荷兰风车，和涡轮一个原理。轴流式涡轮是把高温高压燃气的能量转换成轴功的部件，也可以做成多级的，它的难点在于高温环境的冷却和耐温材料的研制。轴流式涡轮是把高温高压燃气的能量转换成轴功的部件，也可以做成多级的，它的难点在于高温环境的冷却和耐温材料的研制。涡轮和压气机用一根轴连起来，自成一个能量平衡系统，压气机耗功等于涡轮做的功。中间喷油的叫燃烧室，前面需要一个进气道，后面需要一个尾喷管，涡轮喷气发动机见下图：至于进气道和尾喷管，后面再说它们的用处。。。。。关于每个部件，相关的东西还很多，这样就解释了“为什么航空涡轮喷气发动机需要压气机和涡轮？”----------------------------------------------继续补充------------------------------------------------------先说航空涡轮喷气发动机为什么需要进气道。由于飞机是从地面到上万米高空的不同高度，以及从静止到马赫数大于1的不同速度下飞行的。而目前的压气机都是亚音速或跨音速（叶片根部亚音，叶尖超音）压气机，其进口气流都是亚音速的。这样没有进气道的话，压气机进口的气流密度，速度，压力都在大范围变化，但压气机是一个对进口气流状态极其敏感的部件。一般压气机有一个设计点，设计点是压气机获得设计指标并能够稳定工作的状态点，设计点的压气机进口气流是亚音速的，但当压气机进口气流状态偏离这个设计点太多，就会出现喘振和堵塞，喘振会造成压气机叶片的破坏，导致发动机停车。喘振常常发生于起飞和低速飞行时，多通过放气来避免。而高速飞行时，如压气机进口马赫数大于1，则会产生激波，压气机不能稳定工作。对于一般民航的亚音速飞机，其进气道就是一个普通光滑管子，但对于超音速飞行的飞机，进气道的型面十分精细的，它会通过激波系把超音速气流减速增压为亚音速气流以满足压气机的进口条件，而且进气道是可以调节的。通用电气GEnx的进气道J10 的隔道式进气道J10b的鼓包式进气道进气道会产生一部分推力，因为虽然气流在进气道中减速，但进气道进口的压力比其出口（即压气机进口）的压力小得多，从而作用在进气道上的力是向前的。且飞行马赫数越高，进气道的增压能力越强，它产生的推力越大。至于尾喷管，它是发动机的后阀门，对流过发动机的气流起到很重要的调节作用（主要是调节涡轮的落压比，如果没有尾喷管涡轮是不能正常工作的），并保证燃气充分膨胀加速。普通民航飞机的尾喷管也是个普通的管子，但先进的民航发动机则有消声尾喷管，而大多数超音速飞机的尾喷管，由于需要把亚音速燃气膨胀加速到超音速，是可以调节的拉瓦尔喷管。民航大飞机的锯齿形消声喷管Su35三维矢量尾喷管f22的二维矢量尾喷管从超音速进气道到拉瓦尔尾喷管，气流速度越高，对型面的要求越高。实际上收敛型尾喷管不但不产生推力，而且产生与推力相反的力，因为虽然气流在尾喷管中加速了，但由于尾喷管进口压力比出口压力（即大气压)大很多，作用在尾喷管上的力是向后的。在尾喷管为收敛型的涡轮喷气发动机中，进气道和压气机及燃烧室是产生推力的部件，而涡轮和尾喷管上作用的力是与推力相反的。作用在发动机所有部件上力的合力便是发动机的推力F=F（进气道）+F（压气机）+F（燃烧室）-F（涡轮）-F（尾喷管）。对发动机的每个部件产生的推力如下图：这里很多人会产生疑问，既然涡轮和尾喷管不但不产生推力，还产生与推力相反的力，那么去掉涡轮和尾喷管行不行？当然不行，之前就说了有压气机就必须有涡轮带动，所以涡轮不能去掉。而尾喷管要调节涡轮的落压比，即调节涡轮的做功，去掉尾喷管涡轮就不能正常工作了。当然什么情况下可以去掉尾喷管，或者说尾喷管不那么重要呢，这就是涡轮轴发动机（直升机的发动机）了，它有两组涡轮，第一组用来带动压气机，第二组用输出轴功带动直升机旋翼，燃气的能量几乎都通过这两组涡轮做功了，从涡轮出来的燃气压力已经接近大气压，其尾喷管就不那么考究了，做个普通管子就行。其实输出轴是输出来自动力涡轮的轴功率，所以涡轴发动机就能给直升机，坦克，舰船，发电机做动力。其实输出轴是输出来自动力涡轮的轴功率，所以涡轴发动机就能给直升机，坦克，舰船，发电机做动力。但对于收敛-扩张型尾喷管的涡轮喷气发动机，尾喷管是产生推力的，如美YF-12A型歼击机的动力装置J58-P-4，当设计飞行马赫数为3时，进气道产生净推力的70%，前锥体产生的阻力约占14%，喷管产生净推力的27%，而核心机（压气机-燃烧室-涡轮）只产生净推力的17%，这个推力分配充分说明了进气道和尾喷管这两个部件在高速飞行飞机的动力装置中的地位。当飞行速度进一步增大，压气机的增压作用相比进气道越来越小，完全可以由进气道实现所需增压作用，这就产生了没有压气机的冲压发动机。对于高超音速发动机（冲压发动机），进气道的增压作用代替了压气机的增压作用。但如之前所述，这种发动机不能单独使用，要与火箭发动机或者涡喷发动机组合使用，先由火箭发动机或涡喷发动机将飞行器加速到高马赫数状态，达到冲压发动机的点火条件时，再启动冲压发动机。如一些导弹，靶机，高超音速飞行器如美国的X－43。一般的冲压发动机，它的燃烧室中气流速度比普通的涡轮喷气发动机高，但仍是是亚音速的；而超燃冲压发动机燃烧室中的气流已经达到了超音速，所以点火非常困难，大概像是在十二级台风下点燃一根火柴。--------------------------------------------重新排版---------------------------------------------------------------------以下以热力学中布雷顿循环的角度解释航空发动机。这里先把涡轮喷气发动机看做热机（将燃料的化学能转化成内能再转化成机械能的机器）。理想布莱顿循环：1.工质是空气，可视为理想气体，且整个过程中，空气的比热为常数，不随气体的温度和压力而变化；2.整个工作过程无流动损失，压缩与膨胀过程为绝热等熵，燃烧及放热前后压比不变，没有热损伤和机械损失。循环功W等于P-V图中曲线所包围的面积，即流过发动机时工质（气流）所获得的机械能，即热机循环功0-1:进气道压缩过程（绝热等熵减速增压过程）：亚声速飞行时，以较小的总压损失输送空气；超声速飞行时，减速增压是进气道的一个主要功用，同时保证总压损失较小；当飞行速度很高时，不再需要压气机、涡轮，变成冲压发动机。1-2:压气机的压缩过程（绝热等熵加功压缩过程）：压气机所需的动力（机械能）由涡轮提供；压气机对气流加功，压力增加，能量增加。2-3:燃烧室加热过程（加热等熵等压燃烧过程）：气流近似于等压燃烧，温度大幅提高；燃烧室出口的总温由涡轮叶片材料及冷却技术决定。3-4:涡轮的膨胀过程（绝热等熵膨胀输出功过程）：高温高压燃气在涡轮中膨胀，气流将焓转变为动能，对涡轮叶片做功，使得涡轮向外输出功，带动压气机和发动机附件系统（并向外输出轴功）。4-9 尾喷管中膨胀过程（绝热等熵膨胀加速过程）：燃气在尾喷管中继续膨胀，将部分热焓转变为动能，增加气流速度，增大发动机推力；调节尾喷管面积改变了喷管出口气流速度，可以改变发动机的工作状态。9-0 发动机发热过程（放热等熵等压过程）：高温燃气从喷管排出后与大气掺混，经过与大气热交换后，燃气温度逐渐趋于大气温度；这部分热量损耗，无法再利用。理想布莱顿循环下：1.增压比越大，热效率越高。2.有一个使循环功最大的增压比。实际布雷顿循环（如实线所示）：1.工质为非理想燃气，比热随温度及压力变化；2.考虑流动过程损失，压缩与膨胀过程为绝热多变（非等熵），燃烧及放热压比发生变化，喷管未完全膨胀实际布雷顿循环下：热效率不再随增压比的增大而单调增大，而是随着增压比的增大先增后降，存在极值（最经济增压比）。对于涡轮喷气发动机，我们当然是考虑它的推进功率，即推力与飞行速度之积。然而这里是的循环功W是工质（气流）获得的能够做功的能量（而不是发动机做出的功），即燃烧室中加给工质（空气）的热量通过布莱顿循环转化成气流的机械能（动能和压力能）的部分，即是热机的循环功。而涡轮喷气发动机既是热机又是推进器，推进器效率小于1，所以循环功W不能全部变成发动机的有效推动功。-----------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------至于先出现的布雷顿循环，还是先出现的涡轮喷气发动机，请看以下内容：“大约在1872年，美国的布莱顿（1830——1892）制造了一种定压燃烧的发动机，该机能使燃气完全膨胀到大气压并发出功率。后来燃气轮机循环就以布莱顿循环命名。1906年，法国人阿尔芒等成功地应用布莱顿循环原理研制出世界历史上第一台能输出功的燃气轮机，这台燃气轮机的压比只有4，热效率只有3%，因而没有推广使用。1920年，德国人霍尔茨.瓦特制成第一台实用的燃气轮机，其热效率为13%，功率为370kW，但因其按定容加热循环工作，从在重大缺陷而被放弃。.........直到1930年，英国机械工程师福兰克.惠特尔（1907——1996）得到了第一个关于喷气式发动机的专利，但因为英国政府的官僚主义作风，直到1941年该设计才付诸实施。而德国人奥海因（1911——1998）利用此技术制造出世界上第一台涡轮喷气发动机Hes-3B，推力为4.54kN，并于1939年安装在飞机上，成功地进行了第一次飞行。自那以后，对航空高速飞行的向往成为燃气轮机技术不断进步的主要动力。”可见是先出现布莱顿循环，后出现的涡轮喷气式发动机。正是布莱顿循环指导着人们将涡轮喷气式发动机向着 更高发动机增压比、更高涡轮前燃气温度 的方向继续发展。。。-------------------------------------补充---------------------------------------------------------------------这里再介绍一下几种典型的气体动力循环：一、内燃机（燃料的燃烧产物直接作为工质）循环：1.混合加热循环（萨巴德循环）：柴油机2.定容加热循环（奥托循环）：汽油机，天然气发动机3.定压加热循环（狄塞尔循环）：柴油机4.定压加热燃气轮机循环（布莱顿循环）：燃气轮机燃气轮机（飞机，舰船，坦克发动机）与汽车发动机（汽油机/柴油机/天然气机）的区别：前者：工质的压缩—加热—膨胀—放热过程是在不同空间同时连续进行的；后者：工质的压缩—加热—膨胀—放热过程是在同一空间不同时刻间断进行的。二、外燃机（燃料的燃烧产物和循环的工质是不同的，前者加热后者）循环：斯特林循环：苏格兰人罗伯特.斯特林（1790——1878）于1816年发明了斯特林发动机。“瑞典于1996年7月正式服役的世界上第一艘AIP（Air Independent Propulsion，不依赖空气的推进装置）潜艇“哥特兰”号就使用了两台功率各为75kW的V4—275R斯特林发动机。它大约能以6kn的航速在水下连续航行15天不换气，燃用液氧和柴油。燃烧过程平稳，发动机噪声与振动较小，减小了噪音，对潜艇隐蔽有利。同时，由于排气压力大于海水压力，发动机上的吸收装置可把废气与水充分搅合后排出艇外，不会在周围环境中形成气泡，从而减少了尾迹，降低了红外辐射，大大增加了潜艇的隐蔽性。据报道，日本海上自卫队的新式改进型“亲潮”级潜艇也有可能装备瑞典的斯特林发动机推进系统。”-------------------------------------------------分隔线----------------------------------------------------------------1.布雷顿理想循环下，热量在越高的压力下加入工质,则做功效率越高（如上面所说，几乎所有的理想热机循环都是这样），如果直接在大气压下燃烧那热效率为0，即不能输出有效功。而布雷顿实际循环下，则有一个使循环功最大的最佳增压比，故并不是增压比越高越好。2.发动机静止或低速飞行时压气机压缩空气，同时起抽气的作用（想想家里的电风扇电吹风，轮船的螺旋桨，飞机的螺旋桨，都是把工质从低压处抽到高压处，它们和压气机一个原理，只不过压气机有好多级更复杂，但它们都叫做叶片机），为发动机提供每秒钟几十公斤的空气流量，燃油流量则相对小得多，单位推力一定时流量越大则推力越大。而高速飞行时，由进气道冲压起主要增压作用。3.压气机出口即燃烧室进口，燃烧室压力大则氧气的分压力大，有利于燃烧 。4.压气机工作需要耗功，需要燃气推动涡轮做功来带动压气机。5.冲压发动机不需要压气机和涡轮，因为高速飞行时进气道的冲压作用能够满足流量和燃烧条件，但冲压发动机只有在高速时才能稳定工作，多用于导弹和高超音速飞行器，其从静止到高速飞行的过程需要其它推进器辅助才能完成。6. 普通涡喷涡扇能从地面静止状态到高速飞行状态这么宽广的范围工作，就是因为有压气机抽气并压缩空气来满足流量和燃烧条件，而它需要涡轮带动才能工作，而推动涡整轮需要高温高压燃气才能完成。可见涡喷发动机（压气机-燃烧室-涡轮）作为核心机（燃气发生器）就是一个有机的整体，压气机、燃烧室、涡轮缺一不可。---------------------------------------------分隔线------------------------------------------------------------------------核心机（燃气发生器）配合上不同的进气道（亚音/超音），风扇（涡扇才有），动力涡轮（涡轴、涡桨才有）和尾喷管（收敛/收敛扩张，即拉瓦尔喷管），就能做成纯涡喷，小涵道比涡扇（军用，有加力燃烧室），大涵道比涡扇（民航大飞机），涡桨（支线飞机），涡轴（直升机/坦克/舰船/燃气涡轮发电机）。J7
纯涡喷（有加力燃烧室）J10 小涵道比涡扇（军用，有加力燃烧室）C919
大涵道比涡扇（民航大飞机）新舟700 涡桨（支线飞机）WZ10
涡轴美军M1坦克
使用1500马力的燃气轮机，以达到高度机动性（世界上就两款坦克用燃气轮机，还有苏联T80）哈尔滨号驱逐舰
动力系统采用了LM2500燃气轮机，最为中美“蜜月时期”的特惠产品燃气轮机发电机组----------------------------------------分隔线------------------------------------------------------------------------以下是火箭发动机，有时间再补充。。。。但是你的问题“为什么喷气发动机需要压气机和涡轮？”，其实火箭发动机也是喷气发动机，我又看了火箭发动机的一点描述，对于液体火箭发动机，仍然需要压气机和涡轮，如上图所示，其中的离心压气机它们叫增压泵，其实还是离心压气机，要理解液体火箭发动机为什么需要增压泵就得用工程热力学的知识了，但火箭发动机不是布莱顿循环，原因后面在再补充。。。。
燃烧得到的高温气体如果压力很低则无法直接转换成动能或者机械能加以利用。高温高压的燃气可以膨胀推动活塞，也可以膨胀加速流动从屁股后面喷掉。高温而低压拿来怎么用？想象一下在热机里面有一团燃气，温度1000摄氏度，压力和外界相同，你如何利用它做功，拿去推动一个笨重的斯特林发动机？靠传热来降低燃气的能量对外做功不是好办法，减压膨胀才是简单粗暴的法门。喷气发动机中压气机和涡轮配合可以从排气中获取部分能量加压进气，进而燃烧得到高压燃气。液体火箭发动机中燃料和氧化剂会被涡轮泵加压进入燃烧室燃烧得到高压燃气。冲压发动机也类似。道理都是一样的。
高票答案很详细，这里是简略民科版 题主的疑惑并不是单纯的功用问题，还有为什么明明可以不用却非得用的问题用四个字概括压气机，控制空气 用四个字概括涡轮，输出轴功一句话概括航发，压气机工作保证燃烧室工作，燃烧室工作保证涡轮工作，涡轮工作保证压气机工作～～～～～～～压气机～～～～～～～～～～基本作用是给燃烧室提供（充足）（稳定）（连续）的（高压）空气而在民用航空领域，我们更多的还要考虑到经济性的问题，不能过于低效，压气机的作用不仅仅是为了保证燃烧稳定，也担负着优化整个发动机工作效率的作用航发的工作条件是非常大动态的，起飞1000公里每小时落地0，起飞太阳落地冰雪，起飞海平面落地高原……速度，高度，温度，气压，这些工况参数时刻在变化，使得来流空气也在时刻变化。好比日常生活中的用电器适合工作的额定电压是220伏特，为了使得发动机也工作在“额定工况参数”下，从而获得更好的发动机工作效率和延长发动机寿命，我们需要压气机来控制空气如何控制？①提供的是高压空气。在整个发动机工作循环中，也就是所谓的布莱顿循环，提高空气的压力，在压力-体积图上表示为增大了等温压缩这一过程的高度，也就是输出功变大②降低来流速度。轴流式压气机利用亚音速气流在扩张通道中流动时降速增压的原理，既将来流空气由200+m/s降到100+m/s，又提高了空气的压力③控制空气流量。压气机，燃烧室，涡轮，三位一体整体工作，涡轮压气机共轴，飞机减速时，供油减少，则涡轮压气机转速降低，空气流量减少，避免进气过多导致熄火，反之亦然③引气源。压气机可以将某一点的高压空气引到发动机或者飞机上的另一处，完成热空气防冰，涡轮冷却等功能，从而提高整机效率………………压气机的功用还有很多很多，这里是讲不完的，总之，拥有压气机的航发，效率和可控性比冲压发动机高到不知哪里去，我和它谈笑风生！～～～～～～～～涡轮～～～～～～～涡轮是整个燃料——热能——机械能转换的最后一部分涡轮做成凹扇叶状，燃烧室燃烧后的高温高压燃气喷射在上面会改变气流方向和气流速度，由动量守恒可知，扇叶会获得一个反向作用力，从而持续不断的旋转涡轮轴涡轮轴是和压气机共轴的，这意味着压气机是由涡轮带动的，事实上大部分的燃烧能量都被用于涡轮带动压气机上，只有少部分用于加速空气，虽然加速空气获得反作用力是发动机工作的原理……～～～～～～～～～～～～～～～～老规矩下面哪个体积最小？哪个最大？a压气机b燃烧室c涡轮d平野绫的欧派
这是工程热力学基本原理，没有压缩，就没有效率。任何热机都是这样，不止是喷气发动机
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