航空发动机原理讲义
航空发动机结构系统资料课件
附件系统的组成
燃油附件
包括燃油泵、燃油控制阀等， 用于控制燃油的供应和流量。
滑油附件
包括滑油泵、滑油滤清器等， 用于提供滑油润滑和冷却发动 机部件。
启动与点火附件
包括启动电机、点火装置等， 用于启动发动机和点火。
空气附件
包括空气泵、冷气瓶等，用于 提供压缩空气和控制发动机进
气。
附件系统的安装位置与连接方式
航空发动机的分类
总结词
根据不同的分类标准，航空发动机可以分为多种类型。
详细描述
根据用途不同，航空发动机可以分为活塞式发动机和喷气式发动机两大类。其中，喷气式发动机又可以分为涡轮 喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机和桨扇发动机等类型。此外，根据推进剂的不同，航空发动机 又可以分为火箭发动机和吸气式发动机等类型。
滑油压力调节器
调节滑油压力，确保滑油在正确的压 力下供给发动机。
空气系统附件
进气过滤器
过滤进入发动机的空气中的杂质，保证空气 清洁度。
涡轮增压器
利用发动机排气的能量对进气进行压缩，提 高发动机的进气压力和进气量。
压气机
将空气压缩后供给发动机，提高空气密度。
冷却空气系统
利用冷却空气降低发动机部件的温度，保证 发动机正常运转。
航空发动机的定义
总结词
航空发动机是用于驱动飞行器的动力装置，它能够将热能、化学能转化为机械能，为飞行器提供推力 。
详细描述
航空发动机是一种高度复杂、精密的热力机械，其工作原理是将空气吸入发动机后，经过压缩、燃烧 、膨胀等过程，产生高温、高压的燃气，再通过喷嘴将燃气以高速排出，产生推力，使飞行器前进。
PART 06
未来航空发动机结构附件 系统的发展趋势
航空发动机基本原理PPT课件
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带有外涵道的桨扇发动机
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新型的HK-93涵道浆扇发动机(俄罗斯)
优点：涵道比大,省油; 增加10%推力; 减少噪音。 缺点：造价提高。
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9.真空能发动机
现代物理学认为：真空不是一无所有,“真空 是物质的凝聚态”(李政道语),真空是能量海,蕴藏 着极大的能量。有人说1立方厘米真空里面含有 1095克的能量,通过质能互换定理(E=mc2),可以 把真空中的能量看成无穷大。
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6.涡轮轴发动机(功率大,直升机用)
动力输出
高压压气机
回流燃烧系统
低压压气机
普通涡轮
自由动力涡轮
进气道 双轴涡轮轴发动机(带自由动力涡轮的)
燃烧室
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7.涡轮螺旋桨发动机(噪音小,寿命长,中低速飞机用)
小平同志亲自批示,太行发动机正式立项。 2009年,吴大观在北京去世。
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5.涡轮风扇发动机(油耗低,难度高,大型民用客机用)
靠涡轮驱动
冷却引擎,降 低引擎噪音
靠涡轮驱动
中心轴
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非加力式涡扇发动机
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加力式涡扇发动机
飞机发动机基础知识—发动机原理
1.1.2 发动机原理
气体连续方程
将质量守恒方程应用于运动流体所得到的数学关系为连续方程，一维定常流积分 形式的连续方程为：
— 密度 c — 速度
A— 面积 一、基础知
识
不可压缩流体在管道流动时，管道任一横截面处的流速与该截面积成反比。截面 积增加、 流速减少。
1.1.2 发动机原理
能量形式
式中：
ma = 通过发动机的空气质量流量； An = 喷口面积；p5 = 喷口排气静压； p0= 环境空气静压 。
PS：但是，绝大多数工作状态
下，气体在发动机中都是完全
膨胀的，P5=P0，且这一项数值 太小，所以忽略不计。
1.1.2 发动机原理
2. 总推力 总推力是指当飞机静止时发动机产生的推力，如起飞前。
② 在燃烧室中空气和燃油混合燃烧，温度和体积增加，现代燃烧室出口温度大约1300℃（3）。 ③ 燃气离开燃烧室通过涡轮，压力、温度下降，体积增加，在涡轮导向器（4）中速度增加，在涡轮转子
中速度减小。 ④ 燃气离开涡轮通过喷管，压力和温度继续减少，速度增加，排入大气（5）。
1.1.2 发动机原理
① 绝热压缩过程，在进气道、压气机中进行（0-1-2）； ② 等压加热过程，在燃烧室中进行（2-3）； ③ 绝热膨胀过程，在涡轮、喷管中进行（3-4-5）； ④ 定压放热过程，在大气中进行（5-0）。
循环发动机。
✓ 发动机内外都不留下其他任何变化——循环发动机； ✓ 但是循环发动机除了从外界吸热，还必须向外界排热，才能回到起始状态，即外
界必须发生变化。
• 不可能不付代价地把热量从低温物体传输到高温物体。
✓ 高温物体向低温物体传热是自发的、无条件的； ✓ 低温物体向高温物体传热是有条件、必须以消耗外界输入的功为代价的。
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机的诞生:二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。
但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。
螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。
螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。
同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。
这促生了全新的喷气发动机推进体系。
喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。
早在1913年，法国工程师雷恩"洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。
但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个空想。
1930年，英国人弗兰克"惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。
11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。
涡轮喷气发动机的原理:涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。
工作时，发动机首先从进气道吸入空气。
这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。
压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。
压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。
随后高压气流进入燃烧室。
燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。
高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。
由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。
从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。
航空发动机原理图文解析
航空发动机原理－－螺桨风扇发动机螺桨风扇发动机是一种介于涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间的一种发动机形式，其目标是将前者的高速性能和后者的经济性结合起来，目前正处于研究和实验阶段。
螺桨风扇发动机的结构见图，它由燃气发生器和一副螺桨-风扇（因为实在无法给这个又象螺旋桨又象风扇的东东起个名字，只好叫它螺桨-风扇）组成。
螺桨-风扇由涡轮驱动，无涵道外壳，装有减速器，从这些来看它有一点象螺旋桨；但是它的直径比普通螺旋桨小，叶片数目也多（一般有6～8叶），叶片又薄又宽，而且前缘后掠，这些又有些类似于风扇叶片。
根据涡轮风扇发动机的原理，在飞行速度不变的情况下，涵道比越高，推进效率就越高，因此现代新型不加力涡轮风扇发动机的涵道比越来越大，已经接近了结构所能承受的极限；而去掉了涵道的涡轮螺旋桨发动机尽管效率较高，但由于螺旋桨的速度限制无法应用于M0.8~M0.95的现代高亚音速大型宽体客机，螺桨风扇发动机的概念则应运而生。
由于无涵道外壳，螺桨风扇发动机的涵道比可以很大，以正在研究中的一种发动机为例，在飞行速度为M0.8时，带动的空气量约为内涵空气流量的100倍，相当于涵道比为100，这是涡轮风扇发动机所望尘莫及的，将其应用于飞机上，可将高空巡航耗油率较目前高涵道比轮风扇发动机降低15%左右。
同涡轮螺旋桨发动机相比，螺桨风扇发动机的可用速度又高很多，这是由它们叶片形状不同所决定的。
普通螺旋桨叶片的叶型厚度大以保证强度，弯度大以保证升力系数，从剖面来看，这种叶型实际上就是典型的低速飞机的机翼剖面形状，它在低速情况下效率很高，但一旦接近音速，效率就急剧下降，因此装有涡轮螺旋桨发动机的飞机速度限制在M0.6~M0.65左右；而螺桨-风扇的既宽且薄、前缘尖锐并带有后掠的叶型则类似于超音速机翼的剖面形状，这种叶型的跨音速性能就要好的多，在飞行速度为M0.8时仍有良好的推进效率，是目前新型发动机中最有希望的一种。
当然，螺桨风扇发动机也有其缺点，由于转速较高，产生的振动和噪音也较大，这对舒适性有严格要求的客机来讲是一个难题。
航空发动机工作原理(教学课件)
工业之花
皇冠上的明珠
课程总结
航空发动机提供飞机推力，更推动工业发展 工作原理：风扇+风车+燃烧=航空发动机 核心机：压气机+燃烧室+涡轮 性能指标：推力/推重比
双歼 发 ： 国是 产中 “国 太第 行一 ”代 舰 涡载 扇战 斗 机 -10H
—15
谢 谢
3.2 性能指标：发动机推重比
N
N F G F
V
发动机推力 NF G 发动机重量 G
m
P 0
A5
C5
P5
F m(C5 V ) A5 (P 5 P 0)
最简单的涡喷发动机结构示意图
目前世界上能自行设计研制飞机的国家有 近40多个，能够独立研制高性能航空发动机的 国家却只有少数几个国家。 ——只有联合国五个常任理事国
航空发动机的工作原理航空工 Nhomakorabea系：王雨峰
航空飞行的新纪元
1903年12月17日，莱特兄弟驾驶“飞行者”1号， 实现了有动力、载人、持续、稳定和可操作的 重于空气的飞行器首次升空。
谁提供了飞机的推力？
航空发动机（aero-engine），是为航空器提 供推动力或支持力的装置，是航空器的心脏。
想不想知道我是如何提供推动？ 先看看生活中的智慧吧！
2.2 喷油燃烧，空气变热，能量增加
航空发动机工作原理
风车、风扇、轴一体！
2.3 热气流过风车，推动风车转动 风车转动推动风扇的转动
航空发动机工作原理
风车、风扇、轴一体！
2.4 热气流过风车后以高速喷出发动机。
3.1 发动机推力
V
m
航空发动机的原理与性能分析
航空发动机的原理与性能分析一、航空发动机简介航空发动机是现代民用和军用飞机的核心动力装置，它的性能直接关系到飞机的飞行效率和安全性。
基本的航空发动机结构由压气机、燃烧室、涡轮和喷气管等组成。
航空发动机性能分析的核心是确定其推力、燃油效率和维护成本等指标。
下面将分别从发动机工作原理和性能特点两个方面对航空发动机进行分析。
二、航空发动机工作原理航空发动机的工作原理是将喷口高速喷出的空气与燃料混合后，点火燃烧，产生高温的燃气，通过涡轮马达驱动压气机进一步压缩空气，形成高速、高温喷出的喷气流，推动飞机前进。
具体来说，航空发动机的工作流程可以分为以下几个阶段：1.压气机阶段：将空气由压气机压缩多次，增加其密度，提高进入燃烧室的空气温度和压力。
2.燃烧室阶段：在燃烧室内喷入燃油，燃烧后的高温高压燃气膨胀推动喷气流发生器转动，并在转轮上输出动力。
3.涡轮阶段：利用涡轮将燃气高速喷出，进一步驱动压气机，形成闭合的运转过程。
4.喷气流阶段：燃烧后的高速、高温燃气通过喷气管，在喷管一端形成高速、高温的喷气流，从而推动飞机进行飞行。
以上流程是航空发动机原理的基本过程，通过不断的循环完成对飞机的驱动推进。
三、航空发动机性能特点在了解了航空发动机工作原理的基础上，下面进一步来分析其性能特点。
1.推力:指发动机输出的推力大小，即使得飞机向前推进的力量。
影响因素包括发动机旋转速度、进气口面积、涡轮尺寸等。
在飞机设计和选型期间，需要根据飞行任务和飞机结构分析，选择推力最适合的发动机。
2.燃油效率:指发动机单位时间内消耗的燃油量所提供的推力比例。
高效的航空发动机可以使飞机的续航时间更长，减少航空燃料消耗，降低空气污染。
3.维护成本:因为航空发动机是复杂的机械装置，一旦发生故障的修理维护成本将十分高昂。
航空发动机的可靠性、寿命和维护成本是工程设计的重要内容之一。
4.噪音和振动:航空发动机的噪音和振动对于飞机驾驶员和乘客的健康和安全也有很较大的影响。
航发原理总结
航发原理总结航空发动机是飞机的核心动力装置，它能够将化学能或机械能转化为推力以提供足够的动力，使飞机能够在大气中飞行。
航空发动机的原理涉及内燃机和涡轮机两大类，这里将对这两类发动机的基本原理进行总结。
一、内燃机原理内燃机作为一种常见的航空发动机类型，其工作原理基于热力循环理论，通过燃料的燃烧产生高温高压气体，并将气体通过喷气或推力装置排出，从而产生推力。
1. 供油系统：内燃机通常采用喷油器将燃料喷入燃烧室。
燃油首先经过燃油系统的滤波、加压和调节，然后进入喷油器进行喷雾。
2. 压缩系统：内燃机中的压缩系统用于将进气的空气压缩，提高燃烧效率。
高压空气进入燃烧室后，燃油会被喷射到高压空气中，形成可燃气体。
3. 点火系统：点火系统通过电火花点燃燃油和空气混合物，将其燃烧，产生高温高压气体。
燃烧后的气体经过膨胀，释放能量将活塞推动。
4. 废气系统：废气系统将产生的燃烧废气排出发动机，同时通过涡轮增压器将废气中的能量转化为动力，提高发动机的效率。
二、涡轮机原理涡轮机是另一种常用于航空发动机的类型，它根据涡轮的能量转化原理来产生推力。
1. 压气机：涡轮机的压气机通过一系列旋转的叶片将进气的空气压缩，提高了燃烧室内空气的压力和温度。
2. 燃烧室：在涡轮机的燃烧室中，燃料被引入并点燃，产生高温高压气体。
3. 涡轮：燃烧室中产生的高温高压气体驱动涡轮旋转。
涡轮一般具有一系列定子和转子叶片，热能的转化使转子旋转，从而驱动压气机和涡轮增压器等设备。
4. 喷气推力：涡轮机通过喷管将产生的高速高压气流排出，而产生的反作用力则推动了飞机向前飞行。
总结：航空发动机的原理可以归纳为内燃机和涡轮机两大类。
内燃机通过燃烧燃料产生高温高压气体，通过喷气或推力装置排出，从而产生推力。
涡轮机则通过压气机将空气压缩，燃烧产生高温高压气体驱动涡轮旋转，最终产生喷气推力。
航空发动机的工作原理复杂而精密，需要各种系统和部件的协调配合。
对于航空发动机的进一步研究和创新，不仅有助于提高飞机的性能和可靠性，也对航空工业的发展具有重要意义。
飞机发动机推力原理
飞机发动机推力原理
飞机发动机的推力原理是通过燃烧燃料产生高温高压气体，并将其喷出以产生反作用力，从而推动飞机向前运动。
飞机的发动机通常采用喷气发动机，这种发动机的工作原理基于牛顿第三定律——作用力和反作用力的平衡。
喷气发动机由压气机、燃烧室和涡轮组成。
在工作过程中，压气机将空气压缩，使其温度和压力升高。
然后，压缩空气通过燃烧室，在其中燃料与空气混合并燃烧，产生高温高压气体。
燃烧产生的气体通过喷嘴喷出，由于喷嘴的形状和方向被设计成向后喷出，产生一个向前的推力。
发动机喷出的气流产生的反作用力作用在飞机上，推动飞机向前移动。
这个推力被称为发动机的推力，它取决于喷气速度、喷气质量和喷气流速。
为了提高推力效率，喷气发动机还使用了涡轮。
涡轮由压气机和喷嘴之间的燃烧室排出的气体驱动，它会通过泵送剩余扩张气压和温度的未燃烧气体返回压气机，以提高压气机的工作效率。
总结起来，飞机发动机的推力原理是通过将燃料燃烧产生的高温高压气体喷出，并利用反作用力推动飞机向前运动。
涡轮的使用可以提高发动机的效率。
常用航空发动机的结构与原理
常用航空发动机的结构与原理一、活塞式航空发动机为航空器提供飞行动力的往复式内燃机称为活塞式发动机。
发动机带动空气螺旋桨等推进器旋转产生推进力。
活塞式发动机由汽缸、活塞以及把活塞的往复运动转变为曲轴旋转运动的曲柄连杆机构等主要部分组成。
曲柄连接着螺旋桨，螺旋桨随着曲柄转动而转动，曲轴则支承在轴承上。
汽缸上装有进气门和排气门" 进气门是控制空气和汽油的混合气进入的零件，汽油燃烧完以后有排气门排出。
活塞式航空发动机是一种四冲程、电嘴点火的汽油发动机。
曲轴转动两圈，每个活塞在汽缸内往复运动4次，每次称1个冲程。
4个冲程依次为吸气、压缩、膨胀（作功）和排气，合起来形成1 个定容加热循环。
从1903年第一架飞机升空到第二次世界大战末期，所有飞机都用活塞式航空发动机作为动力装置。
20 世纪40年代中期，在军用飞机和大型民用机上，燃气涡轮发动机逐步取代了活塞式航空发动机，但小功率活塞式航空发动机比燃气涡轮发动机经济，在轻型低速飞机上仍得到应用。
二、燃气涡轮发动机由压气机、燃烧室和燃气涡轮组成的发动机称为燃气涡轮发动机。
它的优点是重量轻、体积小和运行平稳，广泛用作飞机和直升机的动力装置。
核心机：在燃气涡轮发动机中，由压气机、燃烧室和驱动压气机的燃气涡轮组成发动机的核心机。
空气在压气机中被压缩后，在燃烧室中与喷入的燃油混合燃烧，生成高温高压燃气驱动燃气涡轮作高速旋转，将燃气的部分能量转变为涡轮功。
涡轮带动压气机不断吸进空气并进行压缩，使核心机连续工作。
从燃气涡轮排出的燃气仍具有很高的压力和温度，经膨胀后释放出能量（称为可用能量）用于推进。
核心机不断输出具有一定可用能量的燃气，因此又称燃气发生器。
现代燃气涡轮发动机压气机的增压比（压气机出口空气总压与进口总压之比）范围为4-28，消耗功率可高达数十兆瓦（几万马力）。
燃气涡轮前的温度可达1200-1700K。
压气机分为离心式和轴流式两类，前者增压比低、直径大，仅用于小功率发动机；后者流量大、增压比高，应用广泛。
航空发动机原理第二讲 发动机部件工作原理--气动热力学基础
4
第一节 气动热力基础
• • • • • 1、连续方程 2、能量方程 3、音速 4、马赫数 5、滞止参数
• • • • • 6、变截面管流 7、临界参数 8、速度系数 9、密流函数 10、激波
2014年9月22日
5
1、连续方程
qm 1 A1v1 2 A2v2
2014年9月22日星期一
4、马赫数
v T
Ma>0.6
Ma=0.3 Ma=0.6？
c
2014年9月22日
13
4、马赫数
v v 2 M 2 c RT ( 1) 1 RT 1
2 a 2 2
v 2
2
v 宏观气体动能 2 const cvT 分子无规则运动动能
2014年9月22日 14
2
作业
2014年9月22日
9
2、能量方程
• 示例2
– 以发动机的尾喷管为例。 – 尾喷管进口速度174m/s 进口温度507.6K – 尾喷管出口速度417m/s 出口温度442.6K
2014年9月22日
10
3、音速
dp c RT d
• 音速随当地温度变化而变化，并不是定值 • 示例: • T=15⁰C c=340.3m/s
• 同时可以看出，气体在变截面流管中的流 动，气流的速度与温度同时变化。 • 气体加速，T降低 宏观动能 ← 内部储 能 • 气体减速，T升高 宏观动能 → 内部储 能
2014年9月22日 8
2、能量方程
• 示例1
– 以发动机的进气道为例。 – V0=0 T0=288.15K – 进口速度124.3m/s 进口温度280.4K
• • • • • • 第一节 气动热力基础 第二节 进气道 第三节 尾喷管 第四节 压气机 第五节 涡轮 第六节 燃烧室
航空发动机原理知识点精讲
航发原理1、燃气涡轮发动机工作原理1.1、航空发动机概述活塞、涡喷、涡扇、涡轴、涡桨、桨扇，短距离垂直起降动力装置。
1.2、燃气涡轮发动机的工作原理空气连续不断地被吸入压气机，并在其中压缩增压后，进入燃烧室中喷油燃烧成为高温高压燃气，再进入涡轮中膨胀做功。
燃烧的膨胀功必然大于空气在压气机中被压缩所需要的压缩功，使得有部分富余功可以被利用。
燃气涡轮发动机的膨胀功可以分为两部分：一部分膨胀功通过传动轴传给压气机，用以压缩吸入燃气涡轮发动机的空气；另一部分膨胀功则对外输出，作为飞机、舰船、车辆或发电机等的动力装置。
1.3、喷气发动机热力循环（P123）涡喷发动机的理想循环：（p-v 、压力-比体积）等熵压缩：进气道、压气机（0、2、3，特征截面）等压加热：燃烧室（3、4）等熵膨胀：涡轮、喷管（4、5、9）等压放热：大气环境（9、0）（P125）理想循环功L id =q 1−q 2=C p (T t4−T t3)−C p (T 9−T 0)=C p T 0（e −1）（∆e −1）T t4T 0=∆ 加热比 （P t3P 0）k−1k =e P t3P 0=π 总增压比 加热比增加，理想循环功增加。
总增压比为1，理想循环功为0；总增压比为最大，理想循环功为0；存在使理想循环功最大的最佳增压比πopt 。
从物理意义分析，影响理想循环功L id 的是加热量q 1和热效率两个因素。
当π从1.0开始增加时，热效率急剧增加，使L id 增加，一直达到其最大值；此后π继续增加则q 1的减小起了主导作用，使L id 下降。
e opt =√∆πopt =∆k2（k−1）L id =C p T 0（√∆−1）2ηti =1−1πk−1k 只与总增压比有关对应于有效功最大值的最佳增压比πopt 远小于对应于最大热效率的增压比πopt ′。
1.4、喷气发动机的推力（P13）F eff =F −X d −X p −X fX d :进气道附加阻力X p :短舱压差阻力X f:摩擦阻力F=W9c9+(p9−p0)A9−W a c0 1.5、涡喷发动机的总效率、热效率及推进效率η0=ηtηpηp=21+c9c0=推进功循环有效功遗留在空中的动能损失，称为离速损失，排气速度和飞行速度差别越大，动能损失越多。
航空发动机原理讲解
基本工作原理及热力循环
涡扇发动机热力循环和质量附加原理
– 分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环 组成及其在P-V图和T-S图上的表示 – “同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效 功和热效率 – 涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给 了更多的工作介质（涵道比>0），参与产生推力 工质增多，因此推力增大 – 在“同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低， 减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提 高了总效率，降低了耗油率
由涵道比定义和流量连续条件
– 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
– 亚音进气道（三种流普） – 超音进气道（三种工作状态）
– 功率平衡
压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
– 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度 或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化
理想热力循环分析
– 不加力涡喷发动机
热力循环的组成（P-V图、T-S图） 理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
– 与循环增温比成正比、存在有最佳增压比 – 最佳增压比正比于循环增温比
理想循环热效率正比于循环增压比
1.0 0.9
t
0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 0 20 40 60 80 100
采用一高、一中、一低设计 高加力单位推力 同时带来高加力耗油率
提高加力温度
发动机稳定状态各部件共同工作
各部件共同工作条件（相互制约）
– 流量连续
压气机～涡轮Tt4/Tt2等值线及物理意义 涡轮～尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系
发动机原理(航空)课件：第三章第一节 各部件的共同工作
kT
t
p3* p4*
c A8q(8 ) dx Adxq(dx
)
kT
1
2020年9月27日
28
一、共同工作及共同工作线
5、涡轮导向器和尾喷管的流量连续
2 kT
涡轮膨胀比： t
p3* p*4
c A8q( 8 ) dx Adxq( dx
)
kT
1
一般条件下，涡轮导向器喉道、尾喷管喉道都处于临界状态
q(1
)
（a）
（2）由压气机和涡轮的功平衡：
T3* T1*
1
1
1
1 et
t m
cp cp
ek 1 k
（3）涡导和喷管流量连续： 81,dx1t const或et const
由（2）（3）可得：TT13**
B
ek 1 k
（b）
将（b）代入（a），最后得到：
其中，B
1
1
1 et*
燃油流量 f • qma =qm（a 1 f V引气）
qma 进气道 1 压气机 2 燃烧室 3 涡导
涡转 4 尾喷口 8
2020年9月27日 飞机引气V引气 • qma
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一、共同工作及共同工作线
3、压气机进口与涡轮导向器流量连续
压气机进口流量与涡轮导向器喉道质量流量的关系为：
qmg qm（a 1 v引气 f） qma
2020年9月27日
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一、共同工作及共同工作线
4、压气机与涡轮的功平衡
由压气机和涡轮的功平衡：
机械效率
1
qmacpT1* [( k ) 1)] / k qmacpT3* [1
1 1 ]t m
航空发动机原理 ppt课件
• 而且飞行速度越大,冲压 比增加的越快。
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冲压比随飞行速度的变化
❖ 大气温度T0 ▪ 当飞行速度和损流动失一定时, 大气温度越高, 冲压比越低。
▪ 由于大气温度是随着飞行高度而变化的, 所以, 当飞行速度和流动损失一定时, 随着飞行高度的 变化, 冲压比变化规律:
❖ 防冰系统要求 ▪ 必须能有效地防止冰的生成
▪ 工作可靠，易于维护，不会过分增加重量，在工 作中不会引起发动机严重的性能损失
❖ 涡喷发动机
▪ 防冰部位：进气整流罩，前整流锥和压气机的进 气导向器
▪ 防冰方法：
• 热空气防冰 • 电加温或热空气与电加温混合型
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❖ 举例：热空气防冰系统
• “太阳当空照，花儿对我笑，小鸟说早早早……”
定义
▪ 狭义：从飞机或发动机短舱进口到压气机进口的一段管道 （对于涡喷发动机） • 短舱进口到风扇进口（对于涡扇发动机）
▪ 广义：指进气系统，除了上述管道之外，还包括防喘装置、 附面层吸除装置、自动控制装置、防止外来物进入的防护装 置等
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进气道的功用
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亚声速进气道前方气流流动图
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❖ 亚音速进气道成为超音速飞行阻碍
▪ 超音速飞行时，使用亚音速进气道会存在较强 的正激波，使总压恢复系数降低
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亚声速进气道前方气流流动图
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超音速进气道
❖ 超音速进气道应用 ▪ 要求从亚音速到超音速飞行范围内具有满意的 特性性能以及与发动机匹配工作 ▪ 设计和使用过程中遇到问题比亚音速复杂 ▪ 设计时精心组织激波波系，以减小激波引起的 损失