航空发动机原理总复习

1•影响化学反应速度的因素主要有浓度、温度、压力和活化能。

2.航空煤油的燃烧时间由蒸发时间、气相扩散混合时间、化学反应时间组成。

3.航空发动机常见的雾化喷嘴有采用压力雾化的直射式喷嘴和离心式喷嘴：采用介质气动力雾化的气动雾化式喷嘴:采用加热蒸发雾化的蒸发管式喷嘴以及采用轴旋转的离心力雾化的甩油盘式喷嘴。

4.燃烧室的压力损失可以分为流阻损失和热阻损失。

5.燃烧室主燃区的作用是稳左燃烧。

补燃区的作用是补充燃烧，消除热离解，提髙燃烧效率。

掺混区的作用是掺混降温。

6.对于航空煤油，正好完全燃烧的混合气的当量比等于1.0,余气系数等于1.0,油气比等于
0.068 °
7.稳泄燃烧时，为了提髙航空煤油的燃烧速度，最关键的措施是燃油的雾化。

8.在高温低压条件下必须要考虑燃饶产物的热离解。

9.航空燃气轮机燃饶室中煤油在空气中的燃烧是气液两相扩散燃烧。

10.防止火焰简烧蚀的措施是设置孔缝的气膜冷却。

11•保证燃饶室稳従燃烧采取的最重要的流动控制措施是产生回流区。

12.扩散燃烧的特点是燃烧过程取决于流体动力因素即混合时间T m,此时化学反应时间T人＜Tm，燃料燃烧的全部时间J由混合时间丫皿决定。

13.动力燃饶的特点是燃烧过程取决于化学动力因素即化学反应时间T “此时混合时间T m« J，燃料燃烧的全部时间J由化学反应时间T「决定。

14.影响化学反应速度的因素有反应物浓度、压力、温度和活化能。

15.发动机在慢车状态下排气污染物主要为CO和HC,在起飞状态下为NOx和烟粒。

19.燃烧室的基本工作要求有燃烧完全、燃烧稳左、点火可靠、压力损失小、出口温度场符合要求、尺寸小重量轻、排气污染少、寿命长。

20.燃烧室中气流流动过程包括：燃饶区中气流流动过程的组织：混合区中二股掺冷空气与高温燃气掺混过程的组织；火焰筒壁冷却过程的组织。

21.燃烧室中采取的措施有：采用扩压器，使气流减速增压：采用火焰筒使气流“分流”：采用火焰稳定器，使燃烧区中形成特殊形态的气流结构（回流区）。

22.离心喷嘴的特点有火焰稳左范用宽；燃油控制反应快：燃烧室调试时容易修正：机械上刚固：燃汕分布随供油压力而变化，不易控制岀口温度分布；燃饶室在高压下工作时容易冒烟，热辐射量大；供油压力变化范围大；结构复杂，成本高：低油压时雾化质量差。

23.热离解是燃饶产物的分子在髙温下吸收热量而裂变成为更为简单的分子或原子团的现象。

热离解对燃烧的影响是热离解会减少实际放热量，降低燃烧效率，增加排气污染：在高温（大于1600K）低压下的燃烧必须考虑热离解效应，可以通过增设补燃区消除热离解。

1.影响理想循环功的主要因素有增压比和温度比。

2.理想循环热效率只与增压比有关。

3.航空燃气涡轮发动机的特性有速度特性、高度特性和节流特性。

4.航空发动机的速度特性是在给泄的飞行高度、大气条件、油门杆位置和调石规律下，推理和耗汕率等参数随飞行马赫数的变化关系。

5.航空发动机的右流特性是在给左的马赫数飞行高度、飞行高度、大气条件和调卩规律下，推力和耗油率等参数随油门杆位置的变化关系。

6.航空发动机的髙度特性是在给泄的飞行马赫数、大气条件、汕门杆位巻和调节规律下，推力
和耗油率等参数随飞行高度的变化关系。

7.为了不影响主发动机的工作，在开通加力时，必须增大尾喷管最小截面而积。

8.在最大物理转速不变的调肖规律下，缩小尾喷管最小截而而枳时，由于进口温度不变，物理转速不变，因此no不变：在最大转速下，涡轮导向器喉道和尾喷管最小截而而积都处于临界或超临界状态，当尾喷管而积减小时，涡轮落压比减小，为保证物理转速不变，即涡轮功不变，必须提髙涡轮前温度Tg使得Tp/Tt2增大。

所以双轴涡喷发动机低压转子共同工作线下移，高压转子共同工作线不变；单轴涡喷发动机转子共同工作线上移。

9.单轴涡喷发动机保持燃汕流量不变，即涡轮前温度Ts不变，当放大尾喷管最小截而面积时，涡轮落压比增加，因此涡轮功增大，使得发动机转子的转速变大。

10.随着涵道比的增大，分别排气的涡轮风扇发动机的单位推力减小，耗油率减小。

11.外压式超声速进气道不稳泄工作状态有喘振和痒振。

12.改善发动机加速性的主要措施有减小转子转动惯量、增大慢车转速和放大尾喷管临界截面面积。

13.涡轮喷气发动机加速过程受到压气机稳泄工作裕度、涡轮叶片工作强度和燃烧室稳定燃烧的限制。

14.涡轮喷气发动机减速过程受到燃烧室稳定燃烧的限制。

15.航空燃气轮机的理想热力循环由灯嫡压缩、等压加热、等炳膨胀和等压放热四个过程组成。

与理想循环比较，实际循环中工作流过发动机各部件的过程都伴随有流动损失，实际循环的工质比热随着气体的成分和温度而变化。

发动机稳立工作时的共同工作条件有质量流疑平衡、压力平衡、涡轮和压气机功率平衡、涡
轮和压气机物理转速相等。

17.内涵压气机总增压比对混合排气涡扇发动机单位推力和耗油率的影响。

①发动机内涵压气机总增压比"c等于内涵风扇(低压压气机)增压比和高压压气机增压比的乘积。

②随着叭的增加，单位推力先增加后减小，在某个叭值下存在最佳增压比。

③随着He的增加，耗油率先下降后增加，在某个叭值下耗油率达到最小值，这时的叭成为最经济增压比。

④最经济增压比远大于最佳增压比。

18.几何不可调单轴涡喷发动机n=n max=consto调节规律下工作时，当大气温度升髙时，工作点沿工作线向下移动。

这是由于几何不可调，在调节规律确泄下，共同工作线确立，当大气温度升高时，n©降低，所以沿工作线向下移动。

19.几何相似的涡喷发动机工作状态相似准则是
Mao二const -7== const
V T t2
在工作状态相似时的重要性质有：各对应截而上同名物理星的比值保持不变：各截而上的飞行马赫数和部件的效率不变；由以上两个性质推导的一些物理量的组合参数不变。

20.发动机地而起动的三个阶段及其特点是：
①冷运转：起动机带动发动机到转速n尸(0.08-0.12) nm“，燃烧室未供油燃烧，发动机由起动机带动：
②燃烧室点火燃饶，m<n<n2=(0.2~0.3)nmax,发动机由起动机和涡轮带动；
③起动机断开，n2<*nidie=(0.24~0.4)nmax,发动机由涡轮带动。

21.进气道的作用是减速增压。

基本要求有：总压损失尽可能小：在所有的飞行条件和发动机工作状态下，增压过程应避免过大的空间和时间上的气流不均匀性；外部阻力尽可能小; 满足一左的隐身性要求：满足与武器系统的兼容性要求：接通反推力装宜或矢量喷管时，应满足对发动机本
身的排气以及对外来物进入发动机的最大防护要求等。

22.内压式进气道自起动方法有增加飞行马赫数使其大于设汁点的马赫数、调节喉部面积、采用多孔式进气逍以及超临界设汁。

23.内压式进气道在设计状态下的理想流动为：超声速来流完全进入进气道的收缩-扩张管道中减速并变成亚声速。

在收缩段，经过一系列弱压缩波等爛减速增压，至喉部达到声速，而后在扩张段中经过等炳减速增压变成亚声速，气流参数连续变化，没有总压损失。

流量系数为1,阻力为0。

24.流量系数是进入进气道实际空气质量流量与以自由流参数流过捕获而积的空气质量流疑之比。

因此，对于亚声速进气道来说，当自由流速度大于0而小于进气道进口截而上的气流速度时，进气道前方气流流管呈收缩形，气流加速后进入进气道，此时的流量系数大于1. 当飞行速度为0时，气流从四周吸入进气道内，流量系数为当自由流速度等于进气道进口气流速度时，流量系数为1。

25.简述外压式进气道与发动机工作状态的关系。

①当飞行马赫数一立时，进气道结尾正激波的位置由发动机工作状态所决左的进气道出口流量相似参数Wa,cor决定。

②当正激波处于进气道唇口处时的工作状态成为临界工作状态。

③随着Wa“「的增加，正激波被吸入进气道扩张通道中，正激波前马赫数增大，总压恢复系数下降，进气道出口总压下降，流量保持不变，这种工作状态为超临界工作状态。

④随着Wag的减小，正激波被推出进气道外，在进气道前形成弓形激波，一部分气流溢出，这种工作状态为亚临界工作状态，这时总压恢复系数保持不变，进入到发动机的空气质量流屋减少。

2&发动机尾喷管的功用有气流在尾喷管内膨胀加速，喷出产生反作用推力；通过调卩尾喷管喉道而积来调节发动机工作状态；通过改变尾喷管喷气方向产生矢量推力或反推力。

27.收敛尾喷管的工作状态有：亚临界，临界和超临界状态。

特点：亚临界状态时，P尸P。

，M a9<1.0;临界状态时，P9=P0» M a9=1.0；超临界状态时，P9>P0, Ma9=1.0.判断工作状态的方法：当Pt9/Po<(Pt9/Po)cr 时为亚临界状态;当Pt9/Po=(Pt9/Po)cr 时为临界状态：当Pt9/Po>(Pt9/Po)cr 时为超临界状态。

28.在T t4=T Mma x=const,最大调肖规律下，画岀涡轮喷气发动机的推力和耗油率随飞行马赫数的变化规律曲线，并分析原因。

一.推力的变化
①随着飞行马赫数的增加，进气道进口总温和总压都增加。

②进气总温的增加，使压气机进口总温增大，压气机岀口总温升高，在涡轮前温度不变时, 燃
烧室的加热量减小，发动机的做功能力下降，排气速度降低，C9-C。

减小，单位推力减小。

③当加热量小到只够克服流动损失时，单位推力为零。

④随着飞行马赫数的增加，进气总压的升高使空气质量流量增大，但是进气总温的升高使空气质量流量下降。

由于总压升髙增加得更快，最终发动机的进气质量流量是增大的。

⑤发动机的推力等于单位推力和空气质量流量的乘积，由于流量的增加，在很大的飞行速度范囤内，推力随飞行马赫数的增加而增加；由于单位推力在大马赫数时的急剧下降，使发动机的推力下降。

二耗油率的变化sfb=讐0C仝尹
①随着飞行马赫数增大，进气总温增大使燃烧室进口总温升高，燃烧室供油量减小，油气比降低：
②随着飞行马赫数增大，单位推力减小比油气比降低更快，所以，耗汕率是增大的。

29.在Tt4=T t4ma x=const最大调节规律下，画出分析涡轮喷气发动机的推力和耗汕率随飞行髙
①发动机的进气空气质量流量与进气总压成正比，与进气总温的平方根成反比。

在11km以下，随着飞行高度的增加，进气总温和总压都降低，而总压的下降对流量的影响比总温大, 因此发动机的流量是下降的。

在11km以上，随着飞行髙度的增加，进气总温不变而总压降低，使流量的下降更快。

②当飞行高度增加时，在11km以下，进气总温的降低使燃烧室进口总温减小，保持涡轮前温度不变时，燃烧室的加热量增加，发动机做功能力提髙，排气速度提高，发动机单位推力增大：llkm 以上，由于进气总温不变，发动机单位推力不变。

③进气总压的变化使发动机流路各截而的压力都成比例变化，所以对单位推力没有影响。

④发动机的推力是单位推力和空气质量流量的乘积。

由于流虽:的降低比单位推力的变化快, 因此总的推力是下降的，并且在11km以上，推力下降的速率比在11km以下快。

二•耗油率的变化sfc=^oc牢"
①肖飞行髙度增加时，在11km以下，进气总温的降低使燃烧室进口总温减小，保持涡轮前温度不变时，燃烧室的加热量增加，发动机的热效率提高，耗油率减小。

在11km以上，由于进气总温不变，发动机的热效率不变，耗油率不变。

②进气总压的变化对耗汕率也没有影响。

30.分析处于最大状态时几何不可调的涡轮喷气发动起的推力和耗汕率随主燃烧室供汕呈:减小的变化规律。

一•推力的变化
①推力等于单位推力和发动机进口空气质量流虽的乘积。

②主燃烧室的供汕疑减小，因此涡轮前温度下降，由于几何不可调，因此涡轮落压比不变, 所以高压和低压涡轮功降低，髙压和低压转速下降，工作点沿工作线下移，因此发动机流量减小。

③减小主燃烧室的供油量时，由于髙压和低压转速下降，工作点沿工作线下移，髙压和低压压气机压比降低，因此发动机热效率下降，单位推力减少：此外，涡轮前温度下降，使的加热比，单位推力减少。

④从最大状态减小主燃烧室的供汕量时，发动机的空气流量减少并且单位推力降低，因此发动机的推力急剧下降。

二•耗油率的变化
①减小主燃饶室的供油量时，低压和高压压气机压比减小，加热比降低，因此热效率下降。

②减小主燃烧室的供油量时，涡轮前温度T H下降，低压和高压压气机压比减小，使排气速度Cg减小，推进效率Hp增大。

③发动机总效率是推进效率与热效率的乘枳。

在从最大状态开始节流时，推进效率增加占主导地位，因此总效率增大，耗油率降低。

④进一步节流时，热效率np下降起主要作用，因此总效率减小，耗油率增加。

31.画出并分析加力式单轴涡轮喷气发动机在接通加力过程中加力燃饶室供油压力、发动机转速、涡轮前温度、涡轮后总压和尾喷管临界截而积随时间的变化关系，并解释接通加力时先增大尾喷管临界截而面积后供油的原因。

①在A-A瞬时，尾喷管临界截而而积增大，在B-B瞬时加力燃烧室供油压力升髙，开始向加力燃烧室供油，在C-C瞬时点燃加力燃烧室。

B-B瞬时晚于A-A瞬时是因为：如果B-B早于A-A,加力燃饶室的工作造成燃气总温上升，燃气的比体积增大，尾喷管面积在保持临界状态且而积不变时，燃气不能完全排岀，会使涡轮后总压Pt5上升，导致涡轮落压比下降，如果调修系统为保持转速不变，必须向主加烧室供汕，使得涡轮前温度上升和喘振裕度的下降, 使得TtQTtqmax，这将会给发动机带来严重的后果。

②从A-A瞬时到C-C瞬时，由于尾喷管临界截而面积增大，涡轮落压比增大，涡轮后总压下降，为保证转速不变的调节规律，涡轮前温度下降。

③在C-C瞬时，加力燃烧室点燃，在短时间内涡轮后总压急剧升高，涡轮落压比下降，使得涡轮功和转速在C-C瞬时后降低，为将转速恢复到原来的数值，主燃烧室增大供油量，因此会引起短时间的涡轮前温度急增与喘振裕度的下降。

④随着转速的恢复，发动机进入稳左的加力状态。

1.内压式超声速进气道设计马赫数为
2.2,计算在理想状态下的收缩比。

按Ma=2.2查气动函数表及激波图线得：l/q=2.005
q( X )=0.499
理想状态下，内压式超声速进气道内接近于一维左常等爛流动，进气道进口和喉部的流量平衡关系为：
也丄-7=^1)= "th Ah)
V T tl V T^th
Ri = p t,th T ti = T“h q(入h) = i・0
A i
十q(入1) = q(2.2) = 0.499
At
2•已知T O=288K,发动机增压比n=40, T M=1700K,空气定熾指数k=1.4,空气定压比热容
C P=1.005KJ/Kg.K,求理想循环热效率和理想循环功。

1 1
nti = 1■ 1.4-1= 0-6514
兀寸40卞"
k-l L4-1
e 三IT寸=40^L4" = 2.8690
z 、/A \
/5.9028
\ 572.04kJ S = C p T 0（e-D （；-l ） = 1.005 X 288X 1.8690 X （― 一 1） = 3•—台双轴涡轮喷气发动机进行地而台架实验时测得：大气温度35°C,大气压力0.9865bar,1700
288 =5.9028 To
空气质虽:流量67kg/s,推力57620N,耗油率0・98kg/(daN ・h),低压转子10000r/min,试问换 算到标准大气条件(288.15K, 1.01325bar)相应的各参数等于多少？ W a ,cor V288l5 W® 斥
0.9865 X 088.15
Fcor _ Fm
1.01325 ~ 叮
57620 X1.01325 FsL —丽菇—=59182N
(Sfc)gr _ (S%
^288.15 _
_ 0.98 X 088.15 _ 0.9477kg
(SfC)C °r = 7(35 + 273.15) = daN.h
10000 X V288.15 9670r
n cor = ， 「 = :—
/(35 + 273.15)0 min
4•具有收敛型尾喷管的某涡轮喷气发动机在地而试车时，已知Pt9=2.5X105pa, T 萨887K, W 9=50.7kg/s>周帀大气压力P o =l.O1325XlO 5pa a 试计算发动机的推力。

判断尾喷管的工作状态：
i >
因此，尾喷管的工作状态为超临界状态，此时ppp 。

，M a9=1.0o
T9 = Tt9(i + ^^M?9)=887X(l + i^ll) =771K
a 9 = JkgRTg = V1.3 X 287.06 X 771 = 536.34m/s
C 9 = Ma 9 • a 9 = 1.0 X 536.34 = 536.34m/s
W 9Jr^ 50.7 X yj887
9
A9 = ^7 = 0.0394 X 2.5 X 10S = °-1532m ~
F=WgC9・WaCo+(P9・po)A9 地面试车时，Co=0,因此发动机的推力为：
1.01325 Pto
j 壬^竺=.
cor m
x/288.15
-1.3 =2.5 X 10s X (1 + -1'3 ~ 1y ，3~1 = 1.365 X 105Pa
L3
L3-1
=1.832
卩9讥(1 +写・
F=W9C9 +(p9-Po)A9=5O.7 X 536.34+ (1.365-1.01325 ) X105X 0.1532=32581N
5•—台混合加力涡扇发动机加力燃烧室出口总温T t/ab=2200K,进气道总压恢复系数。

i=0.97, 外涵风扇增压比"=2.74,飞行马赫数M aO =0.9,高度H=llkm o 假设混合过程、加力燃烧室 和尾喷管均无损失，尾喷管完全膨胀，试计算单位推力。

（计算时取混合室进口内、外涵气 流总压相等，采用定比热方法计算）。

T O =288.15-6.5H=216.65K
Po=1.0133X （l-H/44.308）52553X105=0.227X105Pa
a 0 = JkRT 。

= \^1.4 X 287.06 X 216.7 = 295.08m/s
C o = Ma 0 • a 0 = 0.9 X 295.08 = 265.57m/s
R2 = SRo = 0・97 X 0.384 X 105 = 0.372 X 105Pa
R22 =兀FR2 = 2.74 X 0.372 X 105 = 1.020 X 105Pa 由于混合室进口内外涵总压相等：P t5 … = P t22 = P t5
由于混合过程、加力燃烧室和尾喷管均无损失:
Pt5=Pt6=Pt7=Pt9
pt9= pt22=1.020X105Pa
尾喷管完全膨胀：p 9= p 0=0.227X105Pa
C 9 = Ma 9 • a 9 = 1.66 X 762.01 = 1264.94m/s
F S =C9-C O =1264.94-265.57=999.37N • s/kg
6.已知某燃烧室进口总温T t3=570K,岀口总温T t4=1140K,空气质量流M W a =43.3kg/s,燃油 流M W f =0.702kg/s,燃油热值H u =43120kJ/kg,大气温度T o =290K,求燃烧室效率。

W
aL 0 = — = 61.681
W （
h t4a =1207.7kJ/kg h t3a =575.7kJ/kg
H t 4=2763.5kJ/kg Ho=446.3kJ/kg
% = “LoQba -hpJ + HtA-Ho = Q %8
氐
7•某发动机在飞机起飞时，尾喷管内气流总压P t =23X105N/m 2.总温T t =928.5K,若使气流 在尾喷管内得到为完全膨胀，应采用面积比A9/A3为多大的收敛-扩张型尾喷管？这时的排气 速度比p to = p o =0.227 X 105 X I 1 + 1.4-1
~~2
=0.384 X 105Pa
1 +
.66
1556K
JkgRTg = V1.3 X 287.06 X 1556 = 762.01m/s
收敛尾喷管大多少？（设大气压强Po=0.981X105N/m2,燃气的比热比K=1.33）o 答：绝热等炳完全膨胀，T t7=T t9=T t P t7=Pt9=Pt P9=Po
詈=（1 +号M召尸M a9 = 1.195
学=（1 + 字M爲）=1.2356 T9=751.46K
C9二訂=M a9・ JkRTg = 640.68m/s
收敛喷管：出口马赫数最大为1.0
半=（1 + 字）=1.165 T9=797.00K
C9 收敛=7kRT9 = 551.62m/s
A C9=89.06m/s
8.某发动机在H=15545m, M a0=2.0巡航飞行时发动机排气速度C9=1009m/s,耗油率sfc=1.19kg/（kgf.h）,计算发动机的推进效率，热效率和总效率（设大气压强P o=0.11 X105N/m2, 大气温度T O=216.7K,燃油热值H u=42900kJ/kg）o
答：a0 = T^RT O = 295m/s
C o = Ma0• a0 = 590m/s
2
n p = — = 0.738
1 +k2
十Co
3600a0M a0
sfc = ------------------
HuHp
Tip = 0.408
V\Q
r\t == —= 0.552
%。