发动机原理第一章
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第一章
航空燃气涡轮发动机 基本工作原理
1
第一节 涡轮喷气发动机 基本工作原理
2
一、 涡喷发动机工作过程及参数变化
五大部件组成
3
涡喷发动机工作过程
由进气道进气压气机增压燃烧室加热 涡轮中膨胀作功带动压气机尾喷管中膨胀 加速高速排出体外
4
沿发动机流程气流参数变化
5
二、产生推力的基本原理
X p ( p p0 )dA ( p p0 )dA ( p p0 )dA
i i M
9
M
9
19
三项阻力及影响因素
附加阻力：因进口气流受发动机工作而有别于 均匀外界大气压力而造成的阻力。与飞机飞行 状态和姿态，发动机工作状态，进气道调节等 因素有关 压差阻力：发动机外部绕流压力作用于发动机 外表面而形成的阻力。与飞机飞行状态、姿态 ，发动机工作状态，尾喷管调节等因素有关 摩擦阻力：发动机外部绕流与发动机外表面产 生摩擦形成的阻力（计入飞机阻力） 三项阻力还与发动机在飞机上的安装位置有关
Lc ht 3 h0 Cp(Tt 3 T0 ) CpT0 (
k－1 k
正比于进口温度 和增压比
1)
等熵膨胀功LP
正比于进口温度 和膨胀比
L p ht 4 h9 Cp (Tt 4 T9 ) CpTt 4 (1 1
k 1 k
)
43
加热量q1
大小＝ 加热过程34 以下面积a34ba
30
3. 使用性能要求
(1) 起动迅速可靠(地面、空中） t = 30-60 s (2) 加、减速性能好 指发动机转子转速迅速增加或减小，使 发动机推力迅速加大或减小的能力。 t = 5 ~ 15 s
31
3. 使用性能要求
(3) 工作安全可靠 使用中避免发生：熄火、超温、超转、喘振或机械 损坏等 安全可靠(特别是客机发动机）
如何获得尽可能大的循环功？ 如何获得尽可能高的循环热效率？
51
理想循环热效率
q1 q2 q2 ti 1 q1 q1 1 c p (T9 T0 ) c p (Tt 4 Tt 3 ) T9 c pT0 ( Tt 4 c pTt 3 ( T0 1) 1)
q1 Cp(Tt 4 Tt 3 )
44
放热量q2
大小＝ 放热过程90 以下面积a09ba
q2 Cp(T9 T0 )
45
理想循环功和热效率
循环功
Lid q1 q2 Lp Lc q1 q2 Lid ti q1 q1
热效率
46
理想循环功Lid Lp Lc
i
9
Feff Fin Fout
14
有效推力计算公式
Feff Wg c9 Wa c0 ( p9 p0 ) A9 ( p p0 )dA ( p p0 )dA X f
0 i i 9
前三项：发动机内推力，简称推力(F) 后三项：称为阻力 附加阻力、压差阻力、摩擦阻力
9
F out :
Fout pdA X f
i 9
dA — 短舱外表面微元面积在垂直于轴向 方向上的投影； X f — 摩擦阻力 因与飞行方向相反，故均为负。
10
发动机各部件受力分布
11
Fin ：运用动量原理
控制体进、出口气流动量变化 ＝全部轴向力的合力 控制体包括
23
涡喷发动机推力
F Wg C9 Wa C0 ( p9 p0 ) A9
如果气流在喷管出口完全膨胀：p9 p0
F Wg C9 Wa C0 Wg Wa F Wa (C9 C0 )
发动机推力＝空气流量进排气速度差
24
四、主要评价指标
1. 推力
单位：牛顿(N) 或 拾牛顿(daN)
牛顿定律 流经发动机的气流受到力的作用产生加速度，气 流必定产生一个大小相等、方向相反的反作用力 作用于发动机
反作用力推力
6
三、 推力公式
1. 有效推力(可用推力) 发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于 流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作 用力的轴向合力，用“Feff‖表示。 为飞机提供轴向推动力的作用： (1) 克服阻力 (2) 飞机达到一定速度机翼产生升力 为飞机提供矢量推力* (俯仰或偏航力矩）
定义: Fm = F / M
o
(或FG = F / G）
（ G — 发动机重量）
M — 发动机质量
综合性指标:气动设计、结构设计和材料 高推质比始终是军用发动机追求的目标 飞机推重比将直接影响飞机性能（最大平飞速度、升 限、有效载荷和机动性等） 先进战斗机推重比1.1～1.2 发动机推重比能力 10 原来预计在2000年后研制出推重比达到15～16的技术 验证机，并研究推重比为20的发动机，但目前尚未证 实可实现。 发动机推重比可作为牵引技术发展的一个重要综合性 指标。
P 0
40
增温比
Tt 4 ＝ T0
•燃烧室出口(4)温度比 发动机进口外界(0)温度 •表示气流温度增加程度
T0
Tt 4
41
理想循环压缩功和膨胀功
压缩功:“a03ba‖所包围的面积(左图绿色) 膨胀功:“a94ba‖所包围的面积(右图紫色)
42
理想循环压缩功与膨胀功公式
等熵压缩功LC
0
i
p dA 0 p A p dA p dA p A
0 0 0 0 0 0 0 i i 0
i
9
9 9
Fin Wg c9 Wa c0 ( p9 p0 ) A9 ( p p0 )dA p0 dA
i
Fout pdA X f
Xd大小等于发动机进口前“自由”流管表面压力分布 P与外界均 匀大气压力P0之差对dA的积分 亚音速飞行时，发动机进口前“自由”流管压力发布和形状变化 影响Xd的大小 超音速飞行时，由于激波的出现，波后压力将发生剧烈变化，附 17 加阻力将发生大的变化
附加阻力的产生
从推力定量计算方面：
推重比 / 耗油率 CCI 成本
34
五、热力循环分析
发动机工作时，不断从外界吸入 空气，经过一系列热力过程，最后 高速喷出，排出气体在外界逐步散 失能量最终达到与外界大气平衡， 构成一个不断循环的过程。
35
1. 理想循环
布莱顿循环，1872年提出
假设： (1)工质为空气 ，完全气体，定比热 (2)忽略流动损失 (3)一维定常流，气流在尾喷管达到完全膨胀 (4)除进口自由流、尾喷管出口截面采用气流静参 数外，其他截面用总参数
7
2、推力公式推导
以涡喷发动机为例 取发动机单独安装于短舱的安装形式 远前方为“0‖截面 短舱进口为“i”截面 尾喷管出口为 “9‖截面 C0
0
i
9
8
气流流经发动机内、外所产生的反作用轴向力 Fout：气流作用于短舱外表面的轴向合力 Fin： 发动机内各部件所受气流反作用力的轴向合力
Feff F F in out
发动机推力大小仅仅反映飞机的推力需求, 不能反映不同推力级发动机之间的性能优劣 例如: GE90-110B(BY777)
F=489kN
Wa=1640kg/s DFan=3.26m
WP-11(无人机)
F=8.5kN Wa=13kg/s D=0.3m
25
(1) 单位推力
定义:
Fs = F / Wa
气流在喷管出口达完全膨胀时，即P9＝P0:
Fs =C9 – C0
单位: N• s / kg 每秒钟通过发动机的每公斤工质产生的推力 起飞状态: Fs (600 ~ 750)N • s / kg Fs ab (1000 ~ 1250)N • s / kg
26
(2) 推质比（推重比）
29
(2) 单位燃油消耗率
定义：
sfc 3600 Wf F 3600f Fs
f 油气比（Wf / Wa)
单位：kg /N.Hr 每工作1小时每产生1牛顿推力消耗的燃油量 简称：耗油率 起飞状态： 涡喷发动机 0.8-1.0 kg /daN.Hr 涡扇发动机 0.3-0.5 kg /daN.Hr
可维修性、低成本、低排放污染、低噪音等
33
发动机设计基本要求
高推重比（高单位推力） 低耗油率 高稳定性和可靠性 低成本、低污染
美国始于2002年的为期15年的VAATE（Versatile, Affordable, Advanced Turbine Engines Program） 航空发动机发展计划，提出的指标为“经济可承受 性CCI‖，目标到2017年将CCI提高10倍 Capability/Cost Index
推力公式推导时控制体前端界面取在远前方未受扰 动的0截面 将0截面到发动机进口 i 截面之间气流的动量变化也 计入了推力 必须将多算的部分以阻力的方式扣除
18
外部阻力（Xp和Xf）
压差阻力和摩擦阻力称为外部阻力 压差阻力又分成前体阻力和后体阻力
分界点选在发动机短舱或机身的最大直径M处 前体阻力主要是由于进气道唇口外流分离或外罩存在激 波而产生 后体阻力主要是由于外表面外流压力变化而造成
27
(3) 迎面推力
定义： F a= F / Am Am — 发动机迎风面积
单位： N / m2
涡喷发动机 F a 约为50-100kN/ m2
28
2 . 燃油流量及经济性指标
(1) 燃油流量 W f (kg.f / Hr 或 kg.f / s) 单位时间内消耗的燃油量 Wf 越低，航程越长 Wf 越低，省燃料 Wf不能反映不同推力级发动机之间的经 济性好坏，且Wf还受飞行条件影响
短舱包含的气流和进气道前方一段扩张管流
以气流运动方向为正 F´in为流经发动机内部的气流所受到各部件的轴向作 用合力
12
p9 A9 Wg c9 Wa c0 p0 A0 pdA Fin
0
13
i
为一对大小相等、方向相反的力 与 只计算大小时，有
Fin Wg c9 Wa c0 p9 A9 p0 A0 pdA
20
安装位置
21
发动机在飞机上的安装位置
22
Feff 与 F
Feff F X d X p X f
对于亚音速飞机，由于发动机对气流扰动较小, 可以近似认为:
Feff F
对于超音速飞机在超音速飞行时激波的出现 发动机安装位置的影响因素
Fef f F
三项损失不容忽视!
增压比
压缩功 LC
膨胀功 Lp 加热量 q1 放热量 q2
将热力过程和上述各参数描述在： p-v(压-容)图、T-S(温-熵)图
38
•理想循环热力过程描述于P-V图和T-S图
增压比
Pt 3 P0
•等压加热(3-4)压力与 等压放热(9-0)压力之比 •表示气流压力增加程度
Pt 3
－＝Βιβλιοθήκη 理想循环功＝循环热力过程所包围面积
47
理想循环功Lid q1 q2
－
＝
理想循环功＝循环热力过程所包围面积
48
理想循环功＝循环过程所包围的面积
Lid Lp Lc q1 q2
49
理想循环热效率 ＝理想循环功占加热量的比例
Lid ti q1
50
研究理想循环的目的：
36
涡喷发动机理想循环
由四个热力过程组成 0 3：等熵压缩 3 4：等压加热 4 9：等熵膨胀 9 0：等压放热
37
热力过程及描述循环过程的参数
四个热力过程 0 3：等熵压缩 3 4：等压加热 4 9：等熵膨胀 9 0：等压放热
=pt3/p0 增温比 =Tt4/T0
事故率：发动机故障引起飞行事故次数/10万小时 空中停车率：空中停车次数/工作千小时（IFSD） 返修率（Shop Visit Ratio / 1000hr） 平均无故障间隔时间(Meaning Time Between Faults)
32
3. 使用性能要求
(4) 寿命长 两次返修之间发动机工作小时数 军用: 100-400小时 民用:上千-上万小时 (5) 其他
15
有效推力公式各项
推力
F Wg c9 Wa c0 ( p9 p0 ) A9 X d ( p p0 )dA
0 i
附加阻力
压差阻力
摩擦阻力
X p ( p p0 )dA
i
9
Xf
16
附加阻力
i
•亚音速
X d ( p p0 ) dA
0
•超音速
航空燃气涡轮发动机 基本工作原理
1
第一节 涡轮喷气发动机 基本工作原理
2
一、 涡喷发动机工作过程及参数变化
五大部件组成
3
涡喷发动机工作过程
由进气道进气压气机增压燃烧室加热 涡轮中膨胀作功带动压气机尾喷管中膨胀 加速高速排出体外
4
沿发动机流程气流参数变化
5
二、产生推力的基本原理
X p ( p p0 )dA ( p p0 )dA ( p p0 )dA
i i M
9
M
9
19
三项阻力及影响因素
附加阻力：因进口气流受发动机工作而有别于 均匀外界大气压力而造成的阻力。与飞机飞行 状态和姿态，发动机工作状态，进气道调节等 因素有关 压差阻力：发动机外部绕流压力作用于发动机 外表面而形成的阻力。与飞机飞行状态、姿态 ，发动机工作状态，尾喷管调节等因素有关 摩擦阻力：发动机外部绕流与发动机外表面产 生摩擦形成的阻力（计入飞机阻力） 三项阻力还与发动机在飞机上的安装位置有关
Lc ht 3 h0 Cp(Tt 3 T0 ) CpT0 (
k－1 k
正比于进口温度 和增压比
1)
等熵膨胀功LP
正比于进口温度 和膨胀比
L p ht 4 h9 Cp (Tt 4 T9 ) CpTt 4 (1 1
k 1 k
)
43
加热量q1
大小＝ 加热过程34 以下面积a34ba
30
3. 使用性能要求
(1) 起动迅速可靠(地面、空中） t = 30-60 s (2) 加、减速性能好 指发动机转子转速迅速增加或减小，使 发动机推力迅速加大或减小的能力。 t = 5 ~ 15 s
31
3. 使用性能要求
(3) 工作安全可靠 使用中避免发生：熄火、超温、超转、喘振或机械 损坏等 安全可靠(特别是客机发动机）
如何获得尽可能大的循环功？ 如何获得尽可能高的循环热效率？
51
理想循环热效率
q1 q2 q2 ti 1 q1 q1 1 c p (T9 T0 ) c p (Tt 4 Tt 3 ) T9 c pT0 ( Tt 4 c pTt 3 ( T0 1) 1)
q1 Cp(Tt 4 Tt 3 )
44
放热量q2
大小＝ 放热过程90 以下面积a09ba
q2 Cp(T9 T0 )
45
理想循环功和热效率
循环功
Lid q1 q2 Lp Lc q1 q2 Lid ti q1 q1
热效率
46
理想循环功Lid Lp Lc
i
9
Feff Fin Fout
14
有效推力计算公式
Feff Wg c9 Wa c0 ( p9 p0 ) A9 ( p p0 )dA ( p p0 )dA X f
0 i i 9
前三项：发动机内推力，简称推力(F) 后三项：称为阻力 附加阻力、压差阻力、摩擦阻力
9
F out :
Fout pdA X f
i 9
dA — 短舱外表面微元面积在垂直于轴向 方向上的投影； X f — 摩擦阻力 因与飞行方向相反，故均为负。
10
发动机各部件受力分布
11
Fin ：运用动量原理
控制体进、出口气流动量变化 ＝全部轴向力的合力 控制体包括
23
涡喷发动机推力
F Wg C9 Wa C0 ( p9 p0 ) A9
如果气流在喷管出口完全膨胀：p9 p0
F Wg C9 Wa C0 Wg Wa F Wa (C9 C0 )
发动机推力＝空气流量进排气速度差
24
四、主要评价指标
1. 推力
单位：牛顿(N) 或 拾牛顿(daN)
牛顿定律 流经发动机的气流受到力的作用产生加速度，气 流必定产生一个大小相等、方向相反的反作用力 作用于发动机
反作用力推力
6
三、 推力公式
1. 有效推力(可用推力) 发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于 流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作 用力的轴向合力，用“Feff‖表示。 为飞机提供轴向推动力的作用： (1) 克服阻力 (2) 飞机达到一定速度机翼产生升力 为飞机提供矢量推力* (俯仰或偏航力矩）
定义: Fm = F / M
o
(或FG = F / G）
（ G — 发动机重量）
M — 发动机质量
综合性指标:气动设计、结构设计和材料 高推质比始终是军用发动机追求的目标 飞机推重比将直接影响飞机性能（最大平飞速度、升 限、有效载荷和机动性等） 先进战斗机推重比1.1～1.2 发动机推重比能力 10 原来预计在2000年后研制出推重比达到15～16的技术 验证机，并研究推重比为20的发动机，但目前尚未证 实可实现。 发动机推重比可作为牵引技术发展的一个重要综合性 指标。
P 0
40
增温比
Tt 4 ＝ T0
•燃烧室出口(4)温度比 发动机进口外界(0)温度 •表示气流温度增加程度
T0
Tt 4
41
理想循环压缩功和膨胀功
压缩功:“a03ba‖所包围的面积(左图绿色) 膨胀功:“a94ba‖所包围的面积(右图紫色)
42
理想循环压缩功与膨胀功公式
等熵压缩功LC
0
i
p dA 0 p A p dA p dA p A
0 0 0 0 0 0 0 i i 0
i
9
9 9
Fin Wg c9 Wa c0 ( p9 p0 ) A9 ( p p0 )dA p0 dA
i
Fout pdA X f
Xd大小等于发动机进口前“自由”流管表面压力分布 P与外界均 匀大气压力P0之差对dA的积分 亚音速飞行时，发动机进口前“自由”流管压力发布和形状变化 影响Xd的大小 超音速飞行时，由于激波的出现，波后压力将发生剧烈变化，附 17 加阻力将发生大的变化
附加阻力的产生
从推力定量计算方面：
推重比 / 耗油率 CCI 成本
34
五、热力循环分析
发动机工作时，不断从外界吸入 空气，经过一系列热力过程，最后 高速喷出，排出气体在外界逐步散 失能量最终达到与外界大气平衡， 构成一个不断循环的过程。
35
1. 理想循环
布莱顿循环，1872年提出
假设： (1)工质为空气 ，完全气体，定比热 (2)忽略流动损失 (3)一维定常流，气流在尾喷管达到完全膨胀 (4)除进口自由流、尾喷管出口截面采用气流静参 数外，其他截面用总参数
7
2、推力公式推导
以涡喷发动机为例 取发动机单独安装于短舱的安装形式 远前方为“0‖截面 短舱进口为“i”截面 尾喷管出口为 “9‖截面 C0
0
i
9
8
气流流经发动机内、外所产生的反作用轴向力 Fout：气流作用于短舱外表面的轴向合力 Fin： 发动机内各部件所受气流反作用力的轴向合力
Feff F F in out
发动机推力大小仅仅反映飞机的推力需求, 不能反映不同推力级发动机之间的性能优劣 例如: GE90-110B(BY777)
F=489kN
Wa=1640kg/s DFan=3.26m
WP-11(无人机)
F=8.5kN Wa=13kg/s D=0.3m
25
(1) 单位推力
定义:
Fs = F / Wa
气流在喷管出口达完全膨胀时，即P9＝P0:
Fs =C9 – C0
单位: N• s / kg 每秒钟通过发动机的每公斤工质产生的推力 起飞状态: Fs (600 ~ 750)N • s / kg Fs ab (1000 ~ 1250)N • s / kg
26
(2) 推质比（推重比）
29
(2) 单位燃油消耗率
定义：
sfc 3600 Wf F 3600f Fs
f 油气比（Wf / Wa)
单位：kg /N.Hr 每工作1小时每产生1牛顿推力消耗的燃油量 简称：耗油率 起飞状态： 涡喷发动机 0.8-1.0 kg /daN.Hr 涡扇发动机 0.3-0.5 kg /daN.Hr
可维修性、低成本、低排放污染、低噪音等
33
发动机设计基本要求
高推重比（高单位推力） 低耗油率 高稳定性和可靠性 低成本、低污染
美国始于2002年的为期15年的VAATE（Versatile, Affordable, Advanced Turbine Engines Program） 航空发动机发展计划，提出的指标为“经济可承受 性CCI‖，目标到2017年将CCI提高10倍 Capability/Cost Index
推力公式推导时控制体前端界面取在远前方未受扰 动的0截面 将0截面到发动机进口 i 截面之间气流的动量变化也 计入了推力 必须将多算的部分以阻力的方式扣除
18
外部阻力（Xp和Xf）
压差阻力和摩擦阻力称为外部阻力 压差阻力又分成前体阻力和后体阻力
分界点选在发动机短舱或机身的最大直径M处 前体阻力主要是由于进气道唇口外流分离或外罩存在激 波而产生 后体阻力主要是由于外表面外流压力变化而造成
27
(3) 迎面推力
定义： F a= F / Am Am — 发动机迎风面积
单位： N / m2
涡喷发动机 F a 约为50-100kN/ m2
28
2 . 燃油流量及经济性指标
(1) 燃油流量 W f (kg.f / Hr 或 kg.f / s) 单位时间内消耗的燃油量 Wf 越低，航程越长 Wf 越低，省燃料 Wf不能反映不同推力级发动机之间的经 济性好坏，且Wf还受飞行条件影响
短舱包含的气流和进气道前方一段扩张管流
以气流运动方向为正 F´in为流经发动机内部的气流所受到各部件的轴向作 用合力
12
p9 A9 Wg c9 Wa c0 p0 A0 pdA Fin
0
13
i
为一对大小相等、方向相反的力 与 只计算大小时，有
Fin Wg c9 Wa c0 p9 A9 p0 A0 pdA
20
安装位置
21
发动机在飞机上的安装位置
22
Feff 与 F
Feff F X d X p X f
对于亚音速飞机，由于发动机对气流扰动较小, 可以近似认为:
Feff F
对于超音速飞机在超音速飞行时激波的出现 发动机安装位置的影响因素
Fef f F
三项损失不容忽视!
增压比
压缩功 LC
膨胀功 Lp 加热量 q1 放热量 q2
将热力过程和上述各参数描述在： p-v(压-容)图、T-S(温-熵)图
38
•理想循环热力过程描述于P-V图和T-S图
增压比
Pt 3 P0
•等压加热(3-4)压力与 等压放热(9-0)压力之比 •表示气流压力增加程度
Pt 3
－＝Βιβλιοθήκη 理想循环功＝循环热力过程所包围面积
47
理想循环功Lid q1 q2
－
＝
理想循环功＝循环热力过程所包围面积
48
理想循环功＝循环过程所包围的面积
Lid Lp Lc q1 q2
49
理想循环热效率 ＝理想循环功占加热量的比例
Lid ti q1
50
研究理想循环的目的：
36
涡喷发动机理想循环
由四个热力过程组成 0 3：等熵压缩 3 4：等压加热 4 9：等熵膨胀 9 0：等压放热
37
热力过程及描述循环过程的参数
四个热力过程 0 3：等熵压缩 3 4：等压加热 4 9：等熵膨胀 9 0：等压放热
=pt3/p0 增温比 =Tt4/T0
事故率：发动机故障引起飞行事故次数/10万小时 空中停车率：空中停车次数/工作千小时（IFSD） 返修率（Shop Visit Ratio / 1000hr） 平均无故障间隔时间(Meaning Time Between Faults)
32
3. 使用性能要求
(4) 寿命长 两次返修之间发动机工作小时数 军用: 100-400小时 民用:上千-上万小时 (5) 其他
15
有效推力公式各项
推力
F Wg c9 Wa c0 ( p9 p0 ) A9 X d ( p p0 )dA
0 i
附加阻力
压差阻力
摩擦阻力
X p ( p p0 )dA
i
9
Xf
16
附加阻力
i
•亚音速
X d ( p p0 ) dA
0
•超音速