第三章 燃气轮机的主要性能指标

小结
混排涡扇发动机推进效率的表达 与涡喷发动机相同。 忽略尾喷管产生的少量推力，涡 轮螺旋桨发动机的推进效率等于 螺旋桨效率。 低速飞行条件下（M<0.5），涡轮 螺旋桨发动机具有较高的推进效 率。 有效循环功相同的条件下，参与 推进的气流质量流量越大，推进 效率越高。 亚声速飞行条件下，随涵道比的 增加，涡扇发动机的推进效率提 高。
f (λ ) = p + ρv 2 / pt
(
)
在发动机净推力表达式中引入气体 冲量函数，可以得到净推力的表达：
⎡p ⎤ FN = A9 p 0 ⎢ t 9 f (λ9 ) − 1⎥ − W0 v0 ⎣ p0 ⎦
单位推力的单位是N/(kg/s)，量纲与速 度相同。 完全膨胀条件下，单位推力等于排气速 度与飞行速度之差。 相同推力级的发动机，单位推力高，则 空气流量小，发动机的尺寸和重量小。 单位推力与有效循环功的关系为：
迎面推力 ( frontal area thrust ) 迎风面积 ( frontal area )
发动机推力与发动机迎风面积之比 称为迎面推力，即：
Fa = FN Am
发动机迎风面积指发动机最大直径 处的截面面积。 发动机迎风面积直接影响到飞行器 的阻力特性和隐身性能。
GE 公司生产的发动机的推重比发展趋势
安装阻力主要包括进气道附加阻力x部阻力xext第二节涡喷发动机的推进效率循环热效率循环加热量有效循环功推进效率有效循环功推进功推进效率定义为推进功与有效循环功之比其物理意义在于评价发动机有效功转化为推进器推进功的程度
第三章 燃气轮机的主要性能指标
第一节 涡喷发动机的推力 总推力 ( gross thrust )
冲压阻力 W0v0 压力推力 (P9-P0)A9 动量推力 W9v9
涡喷发动机的总推力定义为动量推力与压力推力之和，即： FG = W9 v9 + (P9 − P0 )A9
净推力 (net thrust )
涡喷发动机的净推力定义为总推力与冲压阻力之差，即： FN = FG − W0 v0 通常我们所指的发动机推力就是净推力。在特定条件下，净推力可作如下简化：
2 FS = 2 Le + v0 − v0
喷管出口速度为声速时，有：
⎡ ⎤ p FN = A9 p0 ⎢1.2591 t 9 − 1⎥ − W0 v0 p0 ⎦ ⎣
提高涡轮前温度，增加发动机有效循环 功，也有利于增大发动机单位推力。
喷管对推力的影响
收扩喷管的排气速度可能超声速，高的 排气速度对提高发动机推力有利。 不完全膨胀状态，假设存在 L2 段喷管， 气流将继续膨胀到环境压力，同时产生 推力，因此不完全膨胀存在推力损失。 过度膨胀状态只存在于收扩喷管。在过 度膨胀段，负压力产生负推力（阻力）， 因此过度膨胀同样存在推力损失。
民用涡扇发动机耗油率的变化趋势
在耗油率的表达式中引入发动机总效率，可以看出：只有在相同的飞行条件下， 才能用耗油率比较不同发动机的经济性。
推重比 ( thrust to weight )
发动机推力与发动机重量之比称为 发动机推重比。 推重比是无量纲参数。 推重比直接影响到战斗机的机动性 能，是军用小涵道比涡扇发动机和 涡喷发动机的重要设计指标之一。
完全膨胀
不完全膨胀
过度膨胀
轴向力的分布
推力等于气流作用于发动机各部件轴向力的总和。 部件的轴向力等于气流作用于部件的冲量（Wv + pA）变化。 通常情况下，压气机和燃烧室的轴向力向前，涡轮和尾喷管的轴向力向后。
有效推力（安装推力）
发动机安装在飞机上，必然产生 安装阻力，安装阻力随发动机的 安装形式不同而变化。 发动机的有效推力等于净推力与 安装阻力的矢量和。安装阻力主 要包括进气道附加阻力 Xd 和外 部阻力 Xext 。 进气道的附加阻力 Xd 等于远前方未扰动气流流至进气道唇口时的冲量变化。 外部阻力 Xext 包括气流作用于发动机短舱的压差阻力 Xp 和摩擦阻力 Xf 。习惯 上以短舱最大直径处分界，将压差阻力分为前体阻力和后体阻力。 一般来说，亚声速飞机在亚声速飞行条件下，进气道的前缘吸力与附加阻力基本 抵消，因此有效推力近似地等于发动机推力。 超声速飞机在超声速飞行条件下，外部阻力较大，有效推力远小于发动机推力。
推进效率定义为推进功与有效循环功的比值，前面有过详细介绍。 总效率定义为推进功与燃料本身热能的比值，推进效率等于有效效率与推进 效率的乘积。即：
η0 =
FS v0 = η eη p fH f
耗油率 ( specific fuel consumption )
每小时产生每单位推力消耗 的燃油质量，称为发动机的耗油 率，即：
Le − L p = 1 (v9 − v0 )2 2
(
)
根据推进效率的定义，有：
ηp =
Lp Le = 2 1 + v9 / v0
分排涡扇发动机的推进效率
分排涡扇发动机的推进功表达：
L p =3; B(v9 II − v0 ) v
1+ B
0
分排涡扇发动机的有效循环功表达：
Le = 1 2 B 2 2 2 v9 I − v 0 + v9 II − v 0 2 2
(
)
(
)
当内外涵排气速度相等时，分排涡扇发动机获得最大单位推力、推进效率和最 小的耗油率。因此分排涡扇发动机设计中，内涵的排气速度多为声速，而外涵 排气速度则接近声速。 在总增压比一定的前提条件下，可以通过调整风扇和压气机增压比的分配，保 证内外涵排气速度基本相同。 当内外涵排气速度相等时，分排涡扇发动机的推进效率与涡喷发动机推进效率 的表达式相同。 在循环参数相同、燃气发生器空气流量相同的条件下，分排涡扇发动机的排气 速度低于涡喷发动机，因此分排涡扇发动机的具有较高的推进效率。
有效循环功是用于增加气流动能 所做的功，即：
Le = 1 2 2 v9 − v 0 2
涡喷发动机的推进效率取决于速度比 v9/v0 。静止状态，推进效率为零；排 气速度与飞行速度相同时，推进效率 最大，发动机却不产生推力。 由于排气速度总是大于飞行速度，因 此总有 ηP＜1。 有效循环功与推进功之差表示气流排 出发动机时所带走的动能，即：
第四节
涡轴发动机和涡桨发动机的主要性能指标 涡桨发动机
当量功率和单位当量功率： N e = N B + F j v0 / η B
Le = N e / Wa
涡轴发动机
功率和单位功率：
N s = L sW a Ls = LT − LC
耗油率：
sfc = 3600W f Ns
耗油率：
sfc = 3600W f Ne
第二节
涡喷发动机的推进效率
推进效率定义为推进功与有效循环功之比，其物理意义在于评价发动机有效 功转化为推进器推进功的程度。
循环加热量 循环热效率 有效循环功 推进效率 推进功
涡喷发动机的推进效率
假定尾喷管完全膨胀，并忽略燃 油流量，得到推进功的表达：
L p = FS v0 = (v9 − v0 ) v0
sfc = 3600W f FN = 3600 f 3600 v 0 = FS H f η0
耗 油 率 的 单 位 是 kg/(N.h)， 或kgN-1h-1，而不是kg/N.h。 耗油率是决定飞行器航程和 航时的重要参数。 耗油率是评定发动机经济性 的重要指标，也是中高涵道 比涡扇发动机设计的重要指 标之一。
功率质量比：涡轴发动机功率与 质量之比。
功率质量比：涡桨发动机功率与质 量之比。 总效率：
η0 = ηB Ne
H fWf = 3600 η B H f sfc
在地面静止状态，螺旋桨效率不存 在，这时以单位功率产生的拉力进 行评价，其大小为：1.4~1.8 kgf/kW。
W9 v9 − W0 v0 + (P9 − P0 )A9
完全膨胀
W9 v9 − W0 v0
不计燃油
W0 (v9 − v0 )
静止状态
W0 v 9
单位推力 ( specific thrust )
单位质量空气流量产生的推力定义为 发动机的单位推力，即：
FS = FN Wa
气体冲量函数
气体冲量函数定义如下：
第三节
涡喷发动机的其它主要性能指标
发动机的效率
效率是从能量转换角度评价发动机性能的指标。飞行中能量转换程度分别 用有效效率、推进效率和总效率评估。
燃料的热能 有效效率 有效功 推进效率 推进功
有效效率定义为有效循环功与燃料本身热能的比值，有效效率等于循环热效 率与燃烧效率的乘积。即：
ηe =
Le = ηbηt fH f