第七章涡轮风扇发动机

第7章涡轮风扇发动机
Turbo-fan engine
第7.1节概述
Introduction
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机，又称为双路式涡轮喷气发动机或内外函式涡轮喷气发动机。

是目前广泛使用的航空燃气轮机之一。

20世纪50年代初期用涡轮螺桨发动机代替活塞式航空发动机，用于旅客机和运输机。

但是当时的涡轮螺桨发动机，由于螺桨设计的原因，不适宜于在高亚声速条件下飞行。

为了提高飞机的飞行速度，50年代中期开始发展涡轮风扇发动机。

涡轮风扇发动机有内外二个函道，在内函燃气发生器后面增加动力涡轮，将燃气发生器产生的一部分或大部分可用功，通过动力涡轮传递给外函通道中的压气机(或称风扇)。

涡轮风扇发动机的优点：涡轮风扇发动机的外函风扇处于飞机进气道内，可以在跨声速或超声速飞行时工作，避免了螺桨在高亚声速飞行时效率低的缺点，它与涡轮喷气发动机相比较，由于将可用功分配给较多的空气，降低了尾喷管气流的喷射速度，提高了发动机的推进效率，增大了发动机的推力(参见第二章第2.5节)。

采用涡轮风扇发动机以后，为提高热效率而提高涡轮前燃气温度不会给推进效率带来不利的影响。

因此，现在高亚声速旅客机和运输机用的涡轮风扇
发动机出现了“三高”的趋势：高涡轮前燃气温度T
4*、高压气机设计增压比π
c
*
和高函道比B(外函气流量与内函气流量之比)。

20世纪60年代以来涡轮风扇发动机得到了迅速的发展，目前它已取代涡轮喷气发动机和涡轮螺桨发动机成为高亚声速旅客机和运输机的主要动力装置。

2 0世纪60年代以来涡轮风扇发动机得到了迅速的发展，目前它已取代涡轮喷气发动机和涡轮螺桨发动机成为高亚声速旅客机和运输机的主要动力装置。

图7.1.1为美国GE公司的GE90大函道比分排涡轮风扇发动机的外形图，其
涡轮前燃气温度T
4*为1700K、压气机设计增压比π
c
*为39.3、函道比B为8.4。

空气流量为1420kg/s、起飞推力高达34250～38920daN。

图7.1.1 GE90大函道比分排涡轮风扇发动机的外形图
将涡扇发动机的外函空气与内函涡轮后燃气相渗合，并进行加力燃烧，就成为加力涡轮风扇发动机。

目前，加力涡轮风扇发动机已经用作超声速战斗机和超声速运输机的动力。

涡轮风扇发动机还用于垂直起落和短距离起落的飞机。

思考题:
⑴为什么要采用涡轮风扇发动机？它与涡轮喷气发动机有什么区别？
第7.2节各类涡轮风扇发动机
Kinds of Turbo-fan engine
后风扇涡轮风扇发动机
早期由涡轮喷气发动机改型的涡轮风扇发动机曾经采用过“后风扇”的结构，例如美国J-79涡轮喷气发动机的民用型CJ-805，在其后面加以带有风扇叶片的自由涡轮后，就成为CJ-805-23型后风扇涡轮风扇发动机。

这种涡轮风扇发动机的外函压气机(风扇)叶片连接在自由涡轮的涡轮叶片上，如图7.2.1所示。

图7.2.1 后风扇涡轮风扇发动机
这种发动机的外函风扇叶片与内函涡轮叶片设计成一个零件，风扇叶片必需使用与涡轮叶片相同的耐热合金材料，叶片形状复杂，加工困难。

由于叶片作得很长，在叶片振动和强度方面的问题就比较多，为了避免叶片过长，外函空气流量就不可能太大。

后风扇涡轮风扇发动机虽然曾经试制成功，但是并没有推广使用。

实际应用的涡轮风扇发动机都采用前风扇的结构。

前风扇涡轮风扇发动机
分开排气的涡轮风扇发动机
目前使用的涡轮风扇发动机大都采用前风扇结构方案，前风扇结构的涡扇发动机往往从双轴涡轮喷气发动机发展而来，将低压压气机前一级或前面数级叶片加长，加长部分的压气机叶片就成为外函通道中的风扇压气机。

例如美国早期使用的JT-3D涡轮风扇发动机就是从双轴发动机J-57发展而来的。

这种发动机的简图如图7.2.2所示。

图7.2.2 前风扇分开排气涡轮风扇发动机
初期发展的分开排气涡轮风扇发动机，其函道比仅低于1。

随着燃气发生器设计参数的不断提高，函道比也相应增大。

这种内外函分开排气的涡轮风扇发动机，已经广泛应用于高亚声速旅客机和运输机上。

在发展过程中，这种发动机设计参数的发展特点是：提高压气机增压比和涡轮前燃气温度以提高热效率，提高函道比以提高推进效率。

大函道比的涡扇发动机，风扇直径大，为了保证风扇叶尖切线速度在合理的范围内，低压转子的设计转速必然降低。

这对于低压转子上风扇后面的各级压气机(处于内函道，称为中压压气机)的工作不利，由于叶尖切线速度低，不能采用较高的级增压比。

因此，对于大函道比的涡轮风扇发动机，采用三轴的结构方案较为合理。

如英国的RB211发动机，其原理简图如图7.2.3所示。

图7.2.3 三轴式前风扇分开排气涡轮风扇发动机
混合排气涡轮风扇发动机
在民用航空领域里，随着函道比的不断提高，不再采用混合排气的方案。

在军用航空领域里，由于需要加力燃烧，所以函道比都选取较低的数值。

图7.2.4为混合排气涡轮风扇发动机简图，这种发动机的外函空气与内函涡轮后燃气相渗合，有利于增加推力和降低噪音。

如英国“斯贝”发动机就属于这一类型，“斯贝”发动机的函道比仅为0.6左右。

军用歼击机为了便于安装加力燃烧室，都使用小函道比混排涡轮风扇发动机，目前使用中的军用混排加力涡扇发动机的涵道比一般均低于1.0，约为0.2～0.4。

图7.2.4 混合排气涡轮风扇发动机
带加力燃烧室的混合排气涡轮风扇发动机
用于军用歼击机和超声速民用飞机。

图7.2.5 带加力燃烧室的混合排气涡轮风扇发动机
第7.3节涡轮风扇发动机的性能指标
Performance parameters of turbo-fan engine
涡轮风扇发动机的性能指标主要包括函道比B、功分配系数x、内外函的单位推力、总推力和耗油率，对他们的定义如下。

函道比B
通过外函风扇的空气流量q ma2与通过内函燃气发生器的空气流量q ma1之比称为涡轮风扇发动机的函道比，用B表示。

(7.3-1)
根据飞机和燃气发生器的参数，合理的选择函道比的大小，是保证涡扇发动机具有良好性能的重要条件。

功分配系数x
涡轮风扇发动机内函燃气发生器的可用功一部分传给外函风扇，余下的部分用来增加内函尾喷管中燃气的动能。

传给外函的可用功w
与全部可用功w之比
2
称为涡轮风扇发动机的功分配系数，用x来表示。

(7.3-2)
传给外函每公斤空气的功以w
表示，为
b
(7.3-3)
——涡轮带动风扇的机械效率；
式中η
m
*——带动风扇的涡轮效率；
η
t
*——风扇效率。

η
f
内函的单位推力Fs
1
分开排气涡轮风扇发动机内函气流在其尾喷管内膨胀，以速度c
喷出，其
91
内函的单位推力由下式确定：
(7.3-4)
外函的单位推力Fs2
喷出，其分开排气涡轮风扇发动机外函气流在其尾喷管内膨胀，以速度c
92
外函的单位推力由下式确定：
(7.3-5)
总推力F
这种涡轮风扇发动机的总推力应为：
(7.3-6)
涡轮风扇发动机的单位推力有二种表示方法，而且对于加力和不加力发动机的单位推力的计算公式是不同的。

一种是发动机总推力和内函空气流量之比；另一种是发动机总推力和内外函总空气流量之比。

对于不加力涡轮风扇发动机，用发动机总推力和内函空气流量之比来表示发动机的单位推力比较合理。

这样，相当于把外函作为发动机的推进器，与函道比为零的涡轮喷气发动机相比较，可以看出，采用涡轮风扇发动机方案以后，单位推力和推力的增大程度。

不加力涡轮风扇发动机的单位推力为
(7.3-7)
对于加力涡轮风扇发动机，用发动机总推力和内外函总空气流量之比来表示发动机的单位推力比较合理。

这样，便于和加力涡轮喷气发动机以及冲压式发动机的单位推力进行比较。

加力涡轮风扇发动机的单位推力为
(7.3-8)
耗油率sfc
af
涡轮风扇发动机的耗油率为每小时燃油流量与发动机总推力之比。

分加力和不加力两种情况。

对于不加力涡轮风扇发动机，耗油率为
(7.3-9)
对于加力涡轮风扇发动机，耗油率为
(7.3-10)
(7.3-11) 式中 f
af
——外函空气与内函燃气渗混以后在加力燃烧室中加入每千克空气的
燃油量。

第7.4节涡轮风扇发动机的设计参数选择
Design parameters selection of turbo-fan engine
一、内函燃气发生器设计参数选择
合理地选择内函燃气发生器过程参数的设计值，是为了尽可能地提高内函燃气发生器的可用功w以减轻发动机的重量，尽可能地提高内函燃气发生器的热
效率η
t
以降低耗油率。

选择的步骤为：
根据前面分析可知，提高涡轮前燃气温度T4*，对于提高发动机的可用功w 和发动机的热效率ηt都是有利的。

因此，设计涡轮螺桨发动机时，在使用寿命
允许的条件下，应该尽可能的提高涡轮前的燃气温度T4*。

为了降低耗油率，往往选择较高的压气机增压比，使它接近最经济增压比数值。

选用较高的压气机增压比以后，必须采取相应的压气机防喘措施，如双轴结构、可调压气机整流叶片、压气机中间级放气等。

二、分排涡扇发动机功分配系数x和函道比B的选择
在设计分排涡轮风扇发动机时，选择多大的函道比，函道比值选定以后，又应选取多大的风扇压比才能使发动机的推力为最大，这是设计者最关心的问题。

在估算过程中，可以看到在一定的函道比条件下，随着风扇压比的增大，内函燃气发生器的可用功w更多地传递给外函风扇，内函尾喷管中的压力随着降低。

因此外函风扇的压比、内函尾喷管中的压力与传递给外函的可用功有密切的关系。

为了便于用简单的函数关系式进行推导分析，采用可用功分配系数，而不采用外函风扇压比进行分析。

在这一节里，讨论当燃气发生器的可用功w为一定时，怎样选择功分配系数x和函道比B，才能使涡轮风扇发动机的推力为最大。

为了便于分析讨论，写出分开排气涡轮风扇发动机单位推力对功分配系数x 和函道比B的近似函数关系式。

这些函数关系式，只能用于定性的分析，不能用于定量的设计计算。

内函燃气发生器的可用功w，一部分通过涡轮和外函风扇传递给外函空气，其值为xw其余的可用功用于内函气流的动能增量，其值为(1-x)w。

用η
p1表示内函尾喷管效率，则可得到内函尾喷管出口燃气喷射速度c
91
：
(7.4-1)
用w
b
表示内函传给外函每千克空气的功，则可得到外函尾喷管出口空气喷
射速度c
92
：
(7.4-2)
由式(7.3-4)、(7.3-5)和(7.3-7)，得到分开排气涡轮风扇发动机的单位推力为：
(7.4-3)
式(7.4-3)即为分开排气涡轮风扇发动机的单位推力与功分配系数x和函道比B的函数关系式。

为了研究涡轮风扇发动机在性能上的优越性，便于合理地选择功分配系数x 和函道比B的大小，将涡轮风扇发动机的单位推力与相同燃气发生器的涡轮喷气发动机(B=0,x=0)的单位推力相比较。

在这种情况下，式(7.4-3)中的可用功w
可以用涡轮喷气发动机的尾喷管出口燃气喷射速度c
9
来表示，即
并且为了分析方便起见，假设。

于是，得到涡轮风扇发动机与相同燃气发生器的涡轮喷气发动机推力或单位推力的相对比值如下：
(7.4-4) 令，式(7.4-4)可改写为：
(7.4-5
图7.4.1、图7.4.2、图7.4.3和图7.4.4给出了不同A（）值下
F随函道比B和功分配系数x的变化关系。

并给出了各函道比B值下使推力F为极大值各点的连线。

图7.4.1 A=0时，F随B和x的变化关系
图7.4.2 A=0.3时，F随B和x的变化关系
图7.4.3 A=0.4时，F随B和x的变化关系
图7.4.4 A=0.5时，F 随B 和x 的变化关系
从图可以看出，当A 值和函道比B 给定时，随着功分配系数x 的变化，推力的相对比值F 有一极大值。

当功分配系数x 很小时，F 随x 增加而增加；当x 达到最佳值x opt 时，F 达极大值F max ；进一步增大功分配系数x ，F 开始下降。

将式(7.4-5)对x 取偏导，并使它等于零，就可以得到当A 、B 为定值时，使推力相对比值达极大值的最佳功分配系数x opt ：
(7.4-6) 在一般情况下，可取ηm ηt *ηf *=0.75，则(ηm ηt *ηf *)2=0.5625，式(7.4-6)
可改写为：
在地面静止条件下(c 0=0，A=0)，将式(7.4-6)分别代入式(7.4-1)和式
(7.4-2)，并假设，可以得到：
证明如下： 证明如下：
在地面静止条件下(c 0=0，A=0)，式(7.4-1)和式(7.4-2)可改写为
(7.4-1a)
(7.4-2a)
根据式(7.4-6)，在A=0的条件下可以得到：
将上式代入(7.4-1a)和式(7.4-2a)式，并根据假设，可得：
证明毕。

上式表示，在地面静止条件下，当功分配系数为最佳值时，外函尾喷管出口
气流速度c
92与内函尾喷管出口气流速度c
91
之间的关系。

如果不存在机械损失和
流动损失，即η
m η
t
*η
f
*=1，那么当功分配系数为最佳值时，内外函尾喷管出口
气流速度应该相等。

事实上，总是存在机械损失和流动损失，因此当功分配系数为最佳值时，外
函尾喷管出口气流速度c
92，必然低于内函尾喷管出口气流速度c
91。

机械损失和
流动损失越大，则功分配系数为最佳值时的外函尾喷管出口气流速度c
92
越低，
就是说，应该少分配一些功到外函去。

在一般情况下，当η
m η
t
*η
f
*=0.75～0.80
时，c
92=0.75～0.80c
91。

在具体设计涡轮风扇发动机时，功分配系数的选择，要考虑到多方面的因素，为了减少风扇和涡轮的级数，使发动机的尺寸、重量和制造成本都尽量减小，功分配系数的选择往往比最佳值小些，即
例如美国JT3D分开排气涡轮风扇发动机，在设计状态下η
m η
t
*η
f
*约为0.75左
右，而它的c
92/c
91
约为0.63。

实际上，功分配系数的选择，往往使外函风扇出
口总压与内函涡轮后总压相接近。

为了研究函道比B对涡轮风扇发动机性能的影响，将式(7.4-6)代入式(7.4-5)中，得到最佳功分配时推力相对比值的极大值F
max。

可以看出，最佳功分
配时推力相对比值的极大值F
max
是函道比B和速度比A的函数。

(7.4-7)
图7.4.5给出了在不同速度比A值下，F
max
随函道比B的变化关系。

从图可
以看出，在地面静止条件下，A=0时，最佳功分配时的推力相对比值极大值F
max 随函道比增加而不断增
(7.4-7)
图7.4.5给出了在不同速度比A值下，F
max
随函道比B的变化关系。

从图可
以看出，在地面静止条件下，A=0时，最佳功分配时的推力相对比值极大值F
max 随函道比增加而不断增加。

图7.4.5 在不同速度比A 值下，F max 随函道比B 的变化关系
当速度比A 增加时，F max 迅速降低，例如当速度比A=0时，函道比b=10时，
F max ≈2.9。

当速度比A 增加到0.3时，同样函道比b=10时，F max 降低为1.47左
右。

当速度比A 增加到0.5时，F max 进一步降低为1.13左右。

可见当飞行速度较
大(A 值较大)时，采用涡轮风扇发动机与相同燃气发生器的涡轮喷气发动机相比，增大推力的优越性就较小了。

从上面的分析可以看出，涡轮风扇发动机函道比B 的选择与速度比A 有密切的关系。

为了使相同的速度比A 对应较高的飞行速度，应该选用比功大的燃气发生器，使c 9值提高。

一般来说，军用歼击机的飞行速度较高，速度比A 较大，可选择较低的函道比。

运输机和旅客机飞行速度较低，函道比可选择在4～10范围内。

对于飞行速度更低的短程旅客机，可选用更大的函道比。

选择较大的函道比可以获得大的起飞推力。

函道比的选择还要考虑到其他各方面的因素，如增大函道比会增加发动机的重量、增大发动机短舱的气动阻力等。

因此，要从飞机获得最远航程的角度全面考虑。

三、混排涡扇发动机功分配系数x 和函道比B 的选择
混排涡扇发动机函道比B 的选择方法，原则上与分开排气涡轮风扇发动机函道比B 的选择方法相同。

下面仅讨论功分配系数x 的选择。

对于混合排气涡轮风扇发动机，其内函燃气发生器的可用功，可以通过两条途径传递到外函去：一条途径是和分开排气涡轮风扇发动机一样，通过涡轮和外函风扇，将可用功以机械能形式传递给外函；另一条途径是在涡轮后的混合器内，以气动热力过程形式将能量传递给外函气流。

当函道比确定以后，怎样选择混合排气涡轮风扇发动机通过外函风扇传递的功分配系数？
当燃气发生器的可用功w和函道比B值不变时，功分配系数x的变化不会影响内外函气流渗混以后的总温和总焓。

因此，功分配系数x的选择应该以两股气流在渗混以后得到最大总压为原则。

实验证明，当外函空气总压p
52*与内函燃气总压p
5
*相等时，渗混过程造成的
总压损失最小，渗混以后得到的总压最高。

混合排气使内函燃气喷射速度降低，动能损失减小，与分开排气相比，可以
增加推力1.5%～3.0%左右。

实验还证明，只有当内外函总压比p
5*/p
52
*大约在
0.8～1.2的范围内，混合排气的推力才能大于分开排气的推力。

若内外函总压相差悬殊，那末在渗混过程中必然会造成较大的总压损失，混合排气所得到的推力甚至小于分开排气所得到的推力。

采用混合排气方案，不仅可以增大发动机的推力，而且可以降低发动机的噪声、便于安装加力燃烧室和采用反推力装置。

因此，混合排气方案广泛应用于函道比较小的涡轮风扇发动机上。

对于函道比较大的涡轮风扇发动机，采用混合排气方案不能明显的增加发动机的推力，却增加了发动机的结构重量，因此一般都采用分开排气的方案。

思考题:
⑴怎样选择涡轮风扇发动机中燃气发生器的设计参数？
⑵怎样选择涡轮风扇发动机的功分配系数x和函道比B值？
⑶混合排气涡轮风扇发动机设计过程中，在选定函道比B以后，功分配的原则是
使混合器进口内外函的
气流速度相等
总压大体相等
静压相等
总焓相等
第7.5节涡轮风扇发动机部件的相互制约和部件匹配
Engine components restrained each other on stable state and matching
requirements of components on design state
一、分开排气双轴涡轮风扇发动机
双轴涡扇发动机工作时，部件相互制约和相互匹配的某些特点是与双轴涡轮喷气发动机相同的。

例如，保持高压转子转速n
h
为常数，减小内函尾喷管出口截面积，使得低
压转子转速n
l 下降。

又如，保持低压转子转速n
l
为常数，减小内函尾喷管出口
截面积，使得高压转子转速n
h
上升，使低压压气机特性图上工作点的位置远离喘振边界。

和双轴涡轮喷气发动机一样，可以把高压转子看成一台单轴发动机，低压压气机出口气体参数就是单轴发动机(高压转子)进口的气体参数；第一级低压涡轮导向器最小截面可以看成是单轴发动机(高压转子)尾喷管的出口截面。

双轴涡轮喷气发动机的尾喷管最小截面，一般都处于临界或超临界状态下工作，因此，飞行Ma数的变化不影响高、低压涡轮的膨胀比。

然而双轴涡轮风扇发动机由于低
压涡轮需要带动外函风扇，焓降较大，低压涡轮后的总压和总温较低，使内函尾喷管有可能处于亚临界状态下工作，因此，高低压涡轮的膨胀比受飞行Ma数的影响。

风扇压气机分内函和外函二个部分。

风扇内函部分的工作应与内函高低压转子的工作相匹配。

风扇外函部分，则要求有一定大小的外函尾喷管出口截面积与它相匹配，才能使风扇压气机在设计状态下的风扇增压比达到设计值。

在设计状态下，风扇压气机内函部分和外函部分与其他部件若能匹配工作，风扇压气机进口流场如图7.5.1所示，这时候的函道比为B值。

图7.5.1 在设计状态下风扇压气机的进口流场
双轴涡轮风扇发动机在非设计状态下工作时，函道比会相应的发生变化。

例如，当转速降低时，通过内函和外函的空气流量不是成比例的减小。

在内函通道里，由于中压压气机和高压压气机降低了对空气的增压能力，使得内函空气流量减小得更为迅速。

于是出现了函道比B随着发动机工作状态降低而加大的现象。

当转速降低时，风扇压气机进口流场的动画如图7.5.1所示。

图上流线a一a为内外函气流的边界线。

这种变化对大函道比的发动机更为明显。

与双轴涡轮喷气发动机相比较，风扇压气机进口流场的这种变化，对于防止风扇压气机喘振是有利的，转速降低时风扇内函后面通道流通能力降低，外函起了对内函风扇溢流放气防喘的作用。

关于这一点，可以这样来理解：同一台风扇压气机在B=0(相当于双轴涡轮喷气发动机)的情况下工作时，风扇压气机的共同工作线位置靠近喘振边界；若B=∞(相当于风扇压气机出口为固定截面积的尾喷管)的情况下工作时，风扇压气机的共同工作线位置离喘振边界较远；当函道比B取某一数值时，风扇的共同工作线位置介于上述两种情况之间，如图7.5.2所示，与B=0的情况相比较，共同工作线位置离喘振边界较远，有利于防止风扇压气机喘振。

图7.5.2 不同函道比B值时，风扇压气机共同工作线的位置风扇压气机在非设计状态下工作时，由于风扇压气机出口内函部分的反压不同于外函部分的反压，使通过风扇压气机的空气流场产生了附加的径向流动。

严格地说，风扇压气机在出口反压均匀的情况下，所取得的压气机特性图就不再适用了。

在涡轮风扇发动机的特性计算中，忽略附加的径向流动对风扇内外函压缩功、增压比和效率的影响，仍用正常情况下所取得的风扇压气机特性图，会给涡轮风扇发动机的特性计算造成较大的误差。

为了取得正确的风扇压气机特性，可以在实验风扇压气机特性时，模拟风扇压气机在涡轮风扇发动机上的工作状态，取得每一个转速和总流量下，不同函道比时的特性数据。

这样的试验方法和特性数据处理都十分繁杂。

对于已经制成的涡轮风扇发动机，可以通过飞行试验，录下不同飞行Ma数和不同的发动机转速相似参数下风扇压气机内外函部分的压缩功、增压比和效率，以便在利用正常情况下取得的风扇压气机特性图进行特性计算时给出修正系数。

另一种较为简便的解决办法，是将风扇压气机特性图分为内函部分和外函部分两张。

这两张特性图直接采用正常情况下所取得的风扇压气机特性，只需将作为横座标的流量相似参数按设计状态下的流量比(函道比B)值各自相应减小。

在非设计状态下，无论函道比B值怎样变化，内函部分和外函部分各自根据当时的流量相似参数和转速相似参数决定其增压比和效率。

这种方法从内外函流量变化的角度，比较符合风扇压气机在涡轮风扇发动机上的实际工作状况。

但还是忽略了气流的附加径向流动对增压比和效率的影响，因而仍然是一种近似的方法。

本课件所附的计算实例，就采用了这种方法。

二、混合排气双轴涡轮风扇发动机
混合排气双轴涡轮风扇发动机的外函气流，同内函低压涡轮后的燃气相渗混，因此，外函气流参数必然同内函气流参数相互影响。

内外函气流参数的相互影响，直接影响了外函风扇出口反压以及内函涡轮的功率。

在一定的飞行条件下，尾喷管出口截面积A
9
的变化对发动机的影响，基本上与双轴涡轮喷气发动机相类似。

例如，减小尾喷管出口截面积使低压涡轮出口反压增加，低压涡轮膨胀比减小，低压涡轮功率下降，这时候如果保持高压转子转速不变低压转子转速必然下降，如果保持低压转子转速不变，就必须增加燃油流量使高压转子转速升高。

图7.5.3给出了某混排涡扇发动机在地面静止条件下
保持低压转子n
l 为常数时尾喷管出口截面积A
9
的变化对发动机性能的影响。

从。