北航-发动机原理(第3章1节)

最大状态调节规律
• 目的： 在任何飞行条件下， 发动机尽可能发出最 大推力。 • 三种可能的调节规律
– n = nd ，
A8=C – T3* = T3*d， A8=C
– n = nd， T3* = T3*d
n = nd，
• 当飞行条件变化
A8=C
qmf n = nd
– n 被调参数 – qmf 调节中介
*
D
T3* T1
*
q(1 )
• 当温度比一定时， 发动机流通能力与 增压比成正比； • 温度比越高，等值 线越陡； • 当进气温度一定时， 提高涡轮前温度将 导致压气机工作点 移向喘振边界。
压气机与涡轮功率平衡
• 单位压气机功 • 单位涡轮功
wk CpT1*[( k ) wT CpT [1
• 涡轮前温度变化引起 共同工作点移动
– A8 减小，工作点移 向喘振边界 – A8 增大，工作点远 离喘振边界
重要结论
• 发动机各部件共同工作的结果共同 工作线。 • 无论飞行条件或发动机工作转速如何 变化，发动机的工作点总在共同工作 线上移动。 • 当A8变化时，引起涡轮膨胀比变化， 共同工作线移动， A8 越小，越靠近 喘振边界。
]
发动机共同工作线 在压气机特性图上的表示
• 一台几何不变的发动 机，当尾喷管处于临 界工作状态时： 无论飞行条件或发动 机工作转速如何变化 发动机的共同工作点 总在同一条工作线上 移动 • 共同工作线与每一条 等相似转速线有唯一 交点
发动机共同工作线
• 当飞行条件一定时： – 转速增加，工作点沿 工作线右上移 – 转速降低，工作点沿 工作线左下移 • 当转速一定时： – 飞行M数增加，工作 点沿工作线左下移 – 飞行高度增加（低于 11公里），工作点沿 工作线右上移
பைடு நூலகம்
* T
• 涡轮膨胀比随尾喷管 p4 dx Adx q(dx ) 喉道截面积成正比变 化 1 * * wTm wk CpT3 [1 ] k 1 T m • 为维持功平衡，涡轮 * k ( T ) 前温度必须变化
*
* p3
[
e A8 q(8 )
]
2 n n 1

1 *
wTm wk CpT [1
* 3
1 ( T )
1 *
] m
* T
• 压气机所需功率与涡轮前温度、涡轮膨 胀比的关系
– 当飞行条件变化引起压气机功变化时，为维 持功平衡，必须改变涡轮前温度或涡轮膨胀 比，否则将导致转子转速变化。
• 功平衡方程
当涡轮膨胀 比为常数时
wT m wk
* CpT1*[( K ) * k
1
1]
CpT [1
* 3
1
* ( T )
* ] T m 1

* T3* B ek 1 * * T1 k * ek ( k )
1 *
• 流量连续
k
*
p2 p1
* *
D
T3 T1
* *
q(1 )
发动机共同工作方程
• 联立消去 温度比
– 膨胀比=常数 – 几何尺寸固定
* k * p2
p1
*
D
T3* T1
*
q(1 )
* T3 * T 1


* e B k 1 * k
获得
共同工作方程
共同工作线
* ek (

* k
)

* Kp1 A1q (1 )
T1*
* K pdx Adx q (dx ) * Tdx * K p2 b dx Adx q (dx )
T3*
* p2
qmg qma qcool qmf qma
* k
p1
*
Dq (1 )
T3* T1*
* k
* p2
p1
qmf n = nd
A8 T3* = T3*d – n 、T3* 被调参数 – qmf 、 A8调节中介
• A8将随飞行条件变化
nnd
转速 调节器
qmf
发
n
动 机
T3*T3*d
T3*
调节器
A8
T3*
• 在实际应用中常采用第一种调节规律
n = nd
– 保持转速，可以获得最大推力 – 某些飞行条件下，可能超温
第三章 涡喷发动机
研究涡喷发动机在各种条件下性能的变化
影响发动机性能变化的原因: 1. 飞行条件 2. 油门位置 3. 调节规律 4. 大气条件
第一节 各部件的共同工作
一、共同工作及共同工作线
• 各部件组合成整台发动机，部件间的相互 作用和影响称为“共同工作”。 • 各部件必须满足的共同工作条件：
• 温度作为被调参数有一定困难。 • 尾喷管喉道截面积连续可调，增加调节 机构的复杂性。
T3 T4
2 n n 1 *
*
T8
*

* K p4 e A8 q(8 )
涡轮和尾喷管临界 状态或超临界时 q(dx)=1；q( 8) =1 且Adx、A8固定不变
qmgT qmgN
T*=常数
T
*
* p3
p4
*
[
dx Adx q(dx )
e A8 q(8 )
• 飞行条件、转速变化归结为
n T1*
演 稿
示 1
文
2
3
后
等
, 全日制本科 岣奣尛
发动机共同工作线
• 当A8变化时，引起 涡轮膨胀比变化，共 同工作线移动， A8 越小，越靠近喘振边 界。 • 当尾喷管进入亚临界 状态时，对应每一个 飞行M数有一条共同 工作线，M数越低， 越靠近喘振边界。
– 流量连续 – 压气机与涡轮功率平衡 – 压气机与涡轮转速相等：nk＝nT – 压力平衡：P2*b=P3*
压气机与涡轮流量连续
压气机 进口空气流量 涡轮导向器 喉道燃气流量 涡轮导向器 当处于临界 或超临界时 q(dx)=1 增压比与温比、 q(1)的关系
qma qmg qmg
* 3
1 *
* 1)] / k
1
* ( T ) * 3
* ] T 1

• 功平衡
• 当涡轮膨胀比 等于常数时：
B为常数
wT m wk CpT [1
* T3* B ek 1 * * T1 k * ek ( k )
1
* ( T )
* ] T m 1
1
q(1 )
k
ek 1
*
*
k
*
C
涡轮与尾喷管共同工作
• 涡轮导向器 喉道截面流量 • 尾喷管 喉道截面流量 • 流量连续条件
引入多变指数n’
qmgT qmgN
* K pdx Adx q(dx )
Tdx
* K p8 A8 q(8 )
*

* K p3 dx Adx q(dx )
二、调节规律
• 由各部件共同工作关系，发动机工作点构成 共同工作线，但即使已知飞行条件，仍不能 确定发动机在工作线的哪一点工作。 • 为控制工作点在工作线上的落点，必须对发 动机进行自动调节。 • 自动调节装置的目的：
– 最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机 满足飞机在不同飞行条件下的要求； – 确保发动机工作安全； – 便于驾驶员操作。
• T3*将随飞行条件 变化。
nnd
转速 调节器
qmf
发动机
n
T3* = T3*d， A8=C
• 当飞行条件变化
qmf
T3* = T3*d – T3* 被调参数 – qmf 调节中介
T3*T3*d
T3*
调节器
qmf
发动机
T3*
• n将随飞行条件变
化
n = nd， T3* = T3*d
• 当飞行条件变化