北航 航空发动机原理 期末考试知识点总结

– 机械能推进功率 – 动能形式损失（余速损失） 发动机－总效率：
合完全燃烧所释放的热能之比。
，单位工质产生的推进功与单位工质与燃料混
3600c0 3600a0 M a 0 H f sfc H f sfc
– 总效率与耗油率的关系：0
– 提高热效率（发动机热力循环） – 提高推进效率（质量附加原理） ：在发动机可用循环功一定的前提下，
– A8 越大，涡轮膨胀比越大
– 复燃加力发动机 A8 必须可调，以保证主机的工作状态不受 复燃加力燃烧室工作的影响 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（Tt2 增加，B
增加；转速降低，B 增加）
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（压气机与涡轮功率平衡） 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
结尾正激波被推出口外
？防止喘振
特性：
尾喷管：
功能、设计要求及分类
燃气膨胀加速，气流高速排出产生反作用力推力； 调节喷管临界截面积，改变发动机工作状态； 推力换向。 流动损失小
尽可能完全膨胀 排气方向尽可能沿所希望的方向 根据需要，调节截面积尺寸 噪音低 纯收敛型 收敛--扩张型 塞式 引射 推力矢量 带反推 收敛形 收敛--扩张形
进气道和尾喷管工作原理 进气道：
功能、设计要求及分类：
引入空气，高压音或超音速飞行时减速 损失小（内流，外阻） ；工作稳定性好；高流通能力；出口流场尽量均匀（温度畸变，压力畸变 小）
亚音进气道：
三种流谱(0<<) 结构形式：皮托管式（扩张形通道） ，设计成钝圆形唇口 超音进气道： 气动设计原理(多波系结构)
出现有分离的过度膨胀， 喷管内出现正激波，推力损失严重 不允许喷管进入这种工作状态。
取决于喷管压比和面积比 为减小损失，面积比（A9/A8）应设计成可调节，且与喷管可用膨胀比成正比
发动机基本工作原理及热力循环
不同类型发动机的组成、工作过程 涡喷：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，尾喷管 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 涡扇：进气道，风扇，压气机，燃烧室，涡轮， （混合器） ，尾喷管 分排工作过程： 进气道进气风扇增压气流分为两股 内涵气流压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动风扇和压气机 内涵尾喷管膨胀加速排气到体外 外涵气流外涵道外涵尾喷管膨胀加速排气到体外 混排工作过程： 进气道进气风扇增压气流分为两股 内涵气流压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动风扇和压气机 进入混合器 外涵气流外涵道进入混合器 两股气流在混合器中掺混尾喷管膨胀加速排气到体外 涡轮螺桨发动机：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，螺旋桨，尾喷管 进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机和螺旋桨尾喷 管膨胀加速排气到体外 涡轮轴发动机：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，旋翼，尾喷管 进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机和直升机旋 翼尾喷管减速扩压？排气到体外 推力的产生及计算公式 基本原理：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 涡喷： 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（附加，压差，摩擦阻力）
不加力涡喷发动机：
Lp ht 4 h 9 Cp(Tt 4 T )9
，
CpT0 (
k 1 k
1)
CpTt 4 (1
1

k 1 k
)
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
– 理想循环功与循环增温比成正比；存在有最佳增压比（使理想循环功最大） – 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
设计值时，斜激波波角发生变化，斜激波交点不再位于唇口 当飞行 M0< M0d 的低超音速飞行时，波角增加，激波交点前移不贴口，产生超声速溢流，外流 阻力加大 当飞行 M0> M0d 的高超音速飞行时，波角减小，激波交点后移进入口内，经激波总压损失加大
进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动）影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超 临界、亚临界
按流路通道分类：
收敛型： 三种工作状态 临界、超临界、亚临界
收敛喷管按可用膨胀比πe 的大小划分三种工作状态 临界： πe ＝πe 临界 ，M9=1，p9=p0 亚临界: πe πe <πe 临界 ，M9<1，p9=p0 >πe 临界 ，M9=1，p9>p0 超临界:
取决于喷管压比与临界压比的关系 临界、亚临界：完全膨胀 超临界：不完全膨胀 出口气流所能达到的最大速度： C9max=当地音速＝f(排气总温） （临界超临界时） 收敛-扩张型： 几何固定的收－扩喷管有三种工作状态： 完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀
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复燃加力发动机： 复燃加力使推力增加的原理： 可在不改变主机状态条件下，提高排气温度提高排气速度提高单位推力提高推力 理想热力循环组成（P-V 图、T-S 图） 理想循环总加热量取决于加力温度和进气温度 复燃加力使理想循环功增加 复燃加力使理想循环热效率下降 在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力循环功和热效率
(a)设计状态的流动情况 πe 设计和 A9/A8 相匹配 实现了完全膨胀，P9= P0， 按 A9/A8 确定 M9 的大小， M9 ＝M9 设计>1; (b) πe>πe 设计时的流动情况 A9/A8 没有改变，所以 M9= M9 设计， 但 P9> P0 ，喷管不完全膨胀，喷管外有膨胀波系 ; (c) πe<πe 设计时的流动情况 同样的 A9/A8 使得 M9= M9 设计， P9 < P0 ，喷管过度膨胀，喷管外有压缩波系 (d) πe<<πe 设计，使 P9 < P0 /2 时流动情况
；单位：kg /（N.Hr） 涡轴： 轴功率（单位轴功率） ： N S mWg Lnet 功重比：发动机轴功率或当量功率与发动机重量之比；kg/kw 耗油率： sfc
3600W f Ns
涡桨： 轴功率（单位轴功率） ：指有效功率？： NTe Wg LTe 螺桨功率： N B NTem 拉力： FB
A)结尾正激波位于喉道 B)反压减小，结尾正激波被吸向后移
C)反压增加，结尾正激波被推出口外

临界状态 超临界状态 正激波波前 M 数增加，强度增大总压损失加大 管壁附面层分离出口流场畸变度增加 流场不均匀 产生高频率振动－痒振
结尾正激波位于喉道 结尾正激波被吸向后移

亚临界状态 亚声速溢流产生，外流阻力加大 严重亚临界时进气道发生喘振
涡扇发动机将从热机中获取的有效能分配给了更多的工作介质， 参与产生推 力工质增多，因此推力增大，耗油率降低； “同参数”使涡扇发动机在相 同热效率条件下降低了排气速度，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。
理想热力循环分析
Lc ht 3 h0 Cp(Tt 3 T0 )
比）
不同用途飞机，发动机设计循环参数参数的发展趋势: – 大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗油率 大多采用三高设计(高总增压比，高涡轮前温度，高涵道比) – 军用超音速战斗机为追求尽可能高的单位推力和推重比 采用一高 （高涡轮前温度） 、 一中 （中等总增压比） 、 一低设计 （低 涵道比） – 提高加力温度 高加力单位推力 同时带来高加力耗油率
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”涡喷和涡扇发动机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
涡扇：
F WaI [(c9 I c0 ) B(c9 II c0 )]
分排：
B
WaII WaI
混排： F WaI (1 B)(c9 c0 ) 涡桨： ä 螺桨拉力 FB
FB N P/C
0
ä 喷气推力 Ff
Ff W a(C 9 C ) 0 F FB Ff
（还有使循环热效率最高的最佳增压比π′opt）
发动机设计点性能
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因： – 提高增压比设计值 存在最佳增压比（有效功最大） 、最经济增压比（耗油率最低） 提高增压比 （不利于提高单位推力和推重比、 有利于降低耗油率） – 提高涡轮前温度设计值 对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗油率也 相应增加 对于亚声速用途： 有利于高涵道比设计 （增加推力、 降低耗油率） – 提高加力温度设计值 高单位推力，但同时付出高耗油率的代价 – 提高涵道比设计值 低单位推力、低耗油率 – 风扇增压比设计值 遵循最佳分配原则 （存在使耗油率最低的最佳风扇压比和最佳涵道
分排：外涵道
内涵道：
混排：
实际热力循环分析： 热力循环组成（P-V 图、T-S 图） 循环功＝f(增温比、增压比、部件效率…)，与循环增温比成正比，与部件效率成正比，存在 有最佳增压比πopt（循环功最大） ； 循环热效率＝f(增温比、增压比、部件效率…)，与循环增温比成正比，与部件效率成正比，
存在有最经济增压比（耗油率最低） 。
N B B C0
能量转换及效率（定义、能量损失形式） 热机－热效率：
燃烧所释放的热能之比。
，单位工质产生的可用循环功与单位工质与燃料混合完全 – 热能循环有效功 – 热焓形式损失（排热损失）
推进器－推进效率：推进功/有效功=推进功率/有效功率， p
2 ，单位工质 c9 1 c0
产生的推进功与单位工质产生的可用循环功之比。
-
压气机与涡轮物理转速相等 压力平衡
发动机各部件共同工作的结果共同工作方程， 将共同工作方程表示在压气机特性图上可获 得共同工作线 共同工作线的讨论： – 共同工作线的物理意义： 发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子 转速变化将引起共同工作点在工作线上移动 – 工作线位置受 A8 调节的影响： 单轴涡喷（调小 A8 则共同工作线移向喘振边界） 双轴涡喷（ A8 变化不影响高压转子共同工作线，调小 A8 对低压共 同工作线的影响与单轴发动机相反） – 当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施 – 几何参数不可调节时， 采用不同控制规律不会对发动机共同工作线位置产生 影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致发动机性能不同 双转子发动机自动防喘机理：
，
NP 为推进功率
ä 总推力 F
性能指标（定义、单位、计算公式） 发动机主要指标：单位推力，耗油率，推重比，可靠性，隐身性，安全性，维护成本等。 涡喷、涡扇： 单位推力：每秒钟通过发动机的每公斤工质产生的推力； 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； 推重比：: Fm = F / M (或 FG = F / G） M — 发动机质量（ G — 发动机重量） 耗油率：发动机每工作 1 小时每产生 1 牛顿推力消耗的燃油量；
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（质量流量平衡） 压气机～涡轮Tt4/Tt2 等值线及物理意义： – 流通能力正比于增压比，反比于增温比 涡轮～尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系： – 对于涡喷和分排涡扇发动机，当几何不可调节且涡轮、尾喷 管均处于临界或超临界状态时，涡轮膨胀比不变
利用激波的性质，设计为多波系结构，即先利用损失小的斜激波，逐步将高超音流滞止为低超音 流，再利用一道弱的正激波将超音流滞止为亚音流 目的：减小因激波引起的总压损失 波系结构：若干斜激波结尾正激波
三种结构形式(内压、外压、混压) 外压式超音速进气道的特性
飞行 M 数（影响斜激波的强度和波角）在设计 M0d 数时，斜激波交点贴于唇口，当飞行 M 数偏离