民用航空燃气涡轮发动机原理发动机推力燃油消耗率计算
第三章 燃气轮机的主要性能指标
FS = FN Wa
气体冲量函数
气体冲量函数定义如下：
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 ⎦
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
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
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
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：
航空燃气涡轮发动机概述
航空燃气涡轮发动机概述航空燃气涡轮发动机是现代航空工业中最重要的动力装置之一、它具有高效率、高功率密度和高可靠性等优点，被广泛应用于各类飞机中。
本文将概述航空燃气涡轮发动机的工作原理、结构组成、分类、性能指标以及未来发展方向等内容。
航空燃气涡轮发动机的工作原理基于燃烧室内的燃气推动涡轮。
它由压气机、燃烧室和涡轮组成。
首先，压气机将空气压缩，提高其温度和压力。
然后，压缩空气进入燃烧室，与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
最后，高压燃气通过涡轮使其旋转，产生推力，并从尾喷管排出。
可见，航空燃气涡轮发动机的工作原理是通过涡轮驱动压气机，提供压缩空气并将其推向尾喷管。
航空燃气涡轮发动机的结构组成包括压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管和附属系统等。
压气机主要通过叶片的旋转将空气压缩，提高其温度和压力。
燃烧室用于将燃料与压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
涡轮通过燃气的膨胀驱动压气机，使其继续工作，并产生推力。
尾喷管用于将高压燃气排出，并产生反作用力。
附属系统包括供油系统、冷却系统和控制系统等，用于保证发动机的正常运行。
航空燃气涡轮发动机可以根据压气机的工作循环分类为单转子和双转子发动机。
单转子发动机只有一个压气机和一个涡轮，如连杆式发动机。
双转子发动机具有两个对称的压气机和涡轮，如军用飞机上常用的分段式发动机。
根据尾喷管的形式，航空燃气涡轮发动机还可分为直喷式和径向喷管式。
航空燃气涡轮发动机的性能指标主要包括推力、燃油消耗率、比功率、绕程推力比和起动性能等。
推力是发动机提供的推动力量，决定飞机的加速能力和最大速度。
燃油消耗率是单位推力下消耗的燃油量，直接影响飞机的航程和经济性。
比功率是单位发动机质量下产生的推力，用于衡量发动机的功率密度。
绕程推力比是发动机在巡航状态下产生的推力与起飞推力的比值，用于衡量发动机的高空巡航性能。
起动性能包括发动机的起动时间和起动能力，在冷启动和热启动时对飞机的起飞和复飞具有重要影响。
航空燃气涡轮发动机概述
w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
布莱顿循环的理想循环效率为：
T
w0 q1
1 q2 q1
1 T4 T1 T3 T2
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比： 外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
4、单位迎面推力FA
定义：发动机推力/发动机最大迎风面积
最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量
推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
改写为：
T
1 T4 T1 T3 T2
1 T1(T4 T1 1) T2 (T3 T2 1)
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1
(
p1
k 1
)k
T2 p2
T4
(
p4
)
k 1 k
T3 p3
民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算
民⽤航空燃⽓涡轮发动机原理,发动机推⼒,燃油消耗率计算民⽤航空燃⽓涡轮发动机原理课程设计学院：航空⼯程学院班级：姓名：学号：指导⽼师：⽬录⼀、序⾔ (1)⼀.热⼒计算的⽬的和作⽤---------------------------------2⼆.单轴涡喷发动机热⼒计算------------------------------3三.分别排⽓双轴涡扇发动机设计点热⼒计算-------7四.结果分析---------------------------------------------------14五.我的亮点-----------------------------------------------------18序⾔航空燃⽓涡轮发动机是现代飞机与直升机的主要动⼒，为飞机提供推⼒，为直升机提供转动旋翼的功率。
飞机或直升机在飞⾏中，⼀旦发动机损坏⽽停车，就会由于失去推⼒⽽丧失速度与⾼度，如果处理不当就会出现极为严重的事故。
因此发动机的正常⼯作与否，直接影响到飞⾏的安全，故称发动机为飞机的⼼脏。
在这次课程设计中，为了使结果更加准确，充分利⽤Matlab 在数值计算上的强⼤功能，运⽤polyfit 函数对a h 2*，a h 3*进⾏数值拟合，拟合的结果R=1，相关性⾮常的好。
其中空⽓的低压⽐热容与温度有关，使⽤与温度有关的经验公式，减⼩了误差。
热⼒计算的⽬的和作⽤发动机的设计点热⼒计算是指在给定的飞⾏和⼤⽓条件（飞⾏⾼度、马赫数和⼤⽓温度、压⼒），选定满⾜单位性能参数要求（单位推⼒和耗油率）的发动机⼯作过程参数，根据推⼒（功率）要求确定发动机的空⽓流量和特征尺⼨（涡轮导向器和尾喷管喉部尺⼨）。
设计点热⼒计算的⽬的：对选定的发动机⼯作过程参数和部件效率或损失系数，计算发动机各界⾯的⽓流参数以获得发动机的单位性能参数。
发动机设计点热⼒计算的已知条件：1)给定飞⾏条件和⼤⽓条件：飞⾏⾼度和飞⾏马赫数，⼤⽓温度和压⼒。
航发原理第三章
航发原理第三章涡轮喷气发动机的工作原理航空发动机知识发动机性能计算发动机设计是一个复杂的过程，需考虑应用对象、重量、成本、体积、寿命及噪音等诸多限制因素，需进行发动机设计点下的一些参数优化选择，继而进行发动机总体性能计算。
发动机设计点的性能将取决于设计状态下各部件的热力过程。
本章将介绍发动机主要工作过程参数对发动机单位性能参数的影响及设计点发动机性能计算方法。
航空发动机知识涡轮喷气发动机的主要单位性能参数发动机最重要的两个单位性能参数：1. 单位推力定义：Fs=F/qm ;2. 单位燃油定义：耗油率sfc=3600qmf/F。
发动机推力F通常由用户给定，提高Fs可降低流量qm,这意味着将减少发动机的重量和最大迎风面积，因此该参数对发动机总体性能影响十分重要。
如假定尾喷管完全膨胀(p9=p0),且忽略燃气与空气流量的差别，即qm=qmg , 则有单位推力：Fs=V9-V0航空发动机知识发动机主要工作过程参数概念在发动机工作过程中，用来描述气流沿程流动状态变化的参数,如P0、P1、pc 、T0、T1、T3* 。
.. 等参数称为发动机的工作过程参数。
其中压气机压比pc和涡轮前温度T3*是发动机的主要工作参数，也是设计时需要选择的重要参数。
航空发动机知识工作参数对单位性能的影响首先研究一下循环功。
若把压气机和进气道作为一个总的压缩过程，则每千克气体输入功为：Wc C p (T2* T0 ) C pT0 (p11) / hc其中：hc 为压缩过程的总效率，p=P2*/P0为总增压比。
若把涡轮和尾喷管作为一个总的膨胀过程(不计燃烧引起的总压损失),则每千克气体输出功：' ' * Wp C p (T3* T9 ) C p T3 (1 1 p' 1 ')h p其中hp 为膨胀过程的总效率。
航空发动机知识循环功与工作过程参数之间的关系发动机循环功代表发动机可以使用的能量(可用能量), 可以表示为：W循环功1 1 ' * W p Wc C pT3 1 ' 1 h p C pT0 p 1 hc ' p ' , T3* T0 , C p (1 1若取：e p1p1 '') C p (1 1p1)e 1 a hch p 则循环功：W循环功C pT0 ( 1) hc e(1)航空发动机知识循环功影响参数分析e 1 a hch p W循环功C pT0 ( 1) hc e 影响发动机循环功W的主要参数是压比p、温比, =1.02-1.04。
民航燃气涡轮发动机相关知识提纲
5．5。2．1 离心式压气机
1．组成 离心式压气机又称：径向外流压气机，由进气系统、叶轮、
扩压器和集气管等局部组成
图2-3 离心式压气机
叶轮分：单面叶轮和双面叶轮两种〔见图2-4〕。 双面叶轮：从两面进气，可以增大进气量，而且对于平衡作用在轴承上 的轴向力也有好处。
涡轮前温度提高，热效率增大；压气机增压比提高，热 效率增大。
当增压比等于最经济增压比时，实际热循环效率到达最大。 继续提高增压比，热效率反而下降； 压气机和涡轮效率增大，热效率也提高。
推进效率〔外效率〕ηp ： 推进功率与单位时间流过发动机的气体
获得的动能 增量的比。 表示发动机产生的可用功有多少转变成推
5。5。1 进气道
涡轮发动机进气道的功能： 一是：尽可能多的恢复自由气流的总压并输送该压
力到压气机，这就是冲压恢复或压力恢复。 另一个功能是：提供均匀的气流到压气机使压气机
有效地工作。
5。5。1。2 亚音速进气道
亚音速进气道：是为在亚音速或低超音速范围内飞行的飞 机所设计的进气道。
它的进口局部为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通 道，使气流在进气道内减速增压。
民航燃气涡轮发动机相关知识提纲
燃气涡轮发动机的主要类型有： 涡轮喷气发动机〔主要用于军机〕； 涡轮风扇发动机〔主要用于干线飞机和军机〕； 涡轮螺旋桨发动机〔主要用于支线飞机〕； 涡轮轴发动机〔主要用于直升机〕〔见图1-5〕。 此外还有螺旋桨及风扇组合的桨扇发动机〔见图1-6〕。
涡轮螺桨发动机 由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成。由于涡轮轴转速远高于螺旋桨的工 作转速，它们之间装有减速器。在涡轮螺桨发动机，涡轮输出功率带 动螺旋桨，使其产生拉力，而从喷管喷出的燃气产生的推力对整个推 进力占很小的份额。 螺旋桨可由压气机轴直接驱动或由自由涡轮轴驱动。
民用航空蜗轮燃气发动机原理100习题集
民用航空蜗轮燃气发动机原理100习题集1. 燃气涡轮发动机的分类（5种），它们结构上有什么区别（了解）2. 燃气涡轮发动机基本组成及各部件工作原理3. EGT 含义，为什么它是一个监控参数，压力比的定义4. 表征发动机推力的参数5. 理想循环热效率的推导以及它与*c π之间的关系6. 理想循环功的计算以及最佳增压比的含义、以及其影响因素7. 实际循环功的与哪些参数有关，最佳增压比的定义8. 实际循环热效率、循环功与哪些参数有关，最经济增压比的定义9. 为什么最经济增压比大于最佳增压比（考虑斜率的变化），为什么q 随着增压比增大而减小10. 实际循环中，指示功是否等于有效功，，有效功在各种发动机中的表现形式，如何理解下列公式rc rp i net e L L L L V V L --=+-=2)(22511. 发动机推力计算公式()()0555p p A V V q F m -+-=，()[]V q p f p A F m --=05*55λ如何应用，参考计算题12. 热效率、推进效率、总效率定义表达式以及它们之间的关系，热能—机械能---推进功过程中，损失如何分布？13. 单位推力的定义、sfc 的定义及表达式、Ma 一定，推导sfc 与0η之间的关系，su p F T T H c sfc )(3600*2*3-=推导14. 课后习题（第7题除外）15. 进气道的分类和组成16. 进气道总压恢复系数定义以及含义17. 进气道冲压比10212211211--???? ??-+=??? ??-+=γγγγγγσγσπRT V Ma i i i 影响因素 18. 压气机的分类19. 离心式压气机的组成及各部件简单工作原理20. 离心式压气机的优缺点21. 在离心式压气机中,静压的提高有两方面的原因22. 轴流式压气机的组成以及优缺点23. 轴流式压气机的基元级以及基元级平面叶栅是如何得到的？（理解）24. 掌握简化基元级速度三角形及其四个决定参数25. 基元级增压原理（见课后题）26. 基元级焓熵图的理解，如何在焓熵图上标出理想功和绝热功27. 掌握公式u w u c w u u c ?=?=（不要求推导）28. 如何理解“不论是叶轮还是整流器，空气增压都是高速旋转的叶片对空气作功的结果”29. 公式222222②①③②w w c c w c -+-=的含义30. 平面叶栅的几何参数、安装参数、气动参数，尤其是攻角定义、以及攻角与落后角、气流转折角关系δθαβ-+=?31. 叶型损失包括哪些损失？32. 攻角特性以及曲线变化原因分析？33. 从两个角度解释压气机叶片为什么作成扭转的？34. 多级轴流式压气机主要采取什么流程形式35. 轴流式压气机机匣的结构型式有哪几种？36. 多级轴流式压气机中各级的特点37. 压气机进气导向器内气流参数如何变化？掌握整流器与导向器的区别38. 压气机增压比与各级增压币之间的关系39. c w 与s c w ,*c η定义及表达式，熟练应用这些公式--=-*111*1,γγπγγc s c T R w 、()****-=-=1212T T c h h w p c 、*=c sc c w w η, 40. 压气机包括哪些损失41. 利用焓熵图证明整台压气机的效率低于各级压气机的效率42. 压气机功率计算公式、它随n 的变化规律43. 根据公式分析增压比、流量随n 的变化规律，12221136001-***+-=γγηπμγγπc cn D RT 44. 压气机特性以及流量特性的定义45. 喘振边界和堵塞边界的理解46. 根据攻角特性分析单极压气机流量特性曲线的变化原因47. 掌握流量、a c 1、攻角、c w 之间关系48. 流量系数以及它与攻角的关系，失速与堵塞概念49. 理解多级压气机偏离工况逐级放大作用，这里的偏离放大是指*,c C π的逐级放大50. 理解：如果两种流动状态相似，那么对应点上的所有无量刚参数都相等，对于压气机来说，也就意味着增压比和效率相等。
涡轮发动机基础知识—发动机推力原理
F m（
a c5 c）
空气流量
进排气速度差值
高压 、高温
二 推力原理
讨论
超高速飞行器上会使用喷气发动机吗
高速飞行器（M>3）会采用涡轮喷气发动机吗
A
会采用
B
不会采用
提交
小 结
航空发动机推力产生原理
发动机特性
一、发动机工作状态
飞行中不同的飞行阶段对发动机的推力（功率）有不同要求，因而发
速一致。
2）流量连续：
对于压气机设有放气装置的发动机来说，流过涡轮的燃气流量等于流
过压气机的空气流量与在燃烧室内加入的燃料流量之和，再扣除由压气机
引往其他部分（如对涡轮进行冷却）的空气量。一般认为加入的燃料流量
与扣除的空气流量近似相等。所以，可以认为流过涡轮的燃气流量与流过
4.巡航状态：飞机作巡航飞行时所使用的发动机状态。连续使用时间不受
限制，发动机转速为最大转速的85%。
巡航状态用于飞机巡航飞行，连续使用时间不受限制。
5.慢车状态：发动机稳定、连续工作的最小转速工作状态。连续使用时间
不受限制。发动机推力约为最大推力的5%，转速为最大转速的20~35%。这
一状态下涡轮前总温较高，连续工作时间限制在30~60min。
由热能转换成气体动能增量过程中的能量损失大小，评定涡轮喷气发动机作为
热机的经济性。目前燃气涡轮发动机的热效率为25%～40%。
燃料的理论放热量，不可能全部转换成气体动能增量，其中损失的能量有：
（1）高温燃气自喷管喷出时所带走的热量；
（2）发动机表面的散热损失和滑油所带走的热量；
（3）燃烧室中不完全燃烧和燃烧产物的离解损失，因未释放出热能的燃料及
➢ 推力相等的发动机，可以用燃油消耗量来比较经济性；
民用航空燃气涡轮发动机简介
《民航概论》课程作业民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理姓名：***学院(系)：民航（飞行）学院专业：*************班级：0710103学号：******************二О一二年十二月二十四日民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理民用航空自开始以来，随着时代的变迁和人们生活水平的提升，正处于高速发展状态。
各经济发展较迅速的国家均争相发展自己的航空航天产业，民用航空则是一个关系民生的重要组成部分。
我国自1920年开通第一条航线以来，民航正处于跨越式发展阶段，无论是投入还是硬件设施，足以与发达国家相聘美。
然而发动机作为飞机的心脏，一直是遏制民航发展的一个瓶颈。
作为南京航空航天大学民航学院的一名学生，在学习了民航概论，飞行原理等课程后，通过参考各种文献和书籍，我在这仅其中的很小一部分，即航空涡轮喷气发动机发表自己的一些浅薄认知。
民用航空发动机作为飞机的核心，关系着整架飞机的运行及安全。
喷气涡轮发动机共由五部分组成：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管。
每一个部分各自发挥着作用，又相互影响，相互制约。
1.进气道在民用航空中发动机一般是一个独立的整体，进气道也几乎与机身有一定间隔，并非作为一体化设计，当然也有将发动机与机身进行一体化设计的，一般在军用飞机中较为常见。
进气道作为发动机的起始部分，有着非常重要的作用，对整台发动机的工作有着重要的影响，甚至可以说，如果进气道出问题，整台发动机都不能工作甚至毁坏。
进气道的作用大致为：在各种状态下，将足量的空气以最小的流动损失，顺利地引入压气机；当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力；在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。
进气道有两种，分别是亚音速进气道和超音速进气道。
在民用航空中，安全始终是放在首要地位，因此绝大部分民用客机是工作在亚音速阶段。
发动机燃烧推力计算公式
发动机燃烧推力计算公式在航空航天领域，发动机燃烧推力是一个非常重要的参数。
燃烧推力的大小直接影响着飞行器的性能和效率。
因此，对于工程师和科研人员来说，准确计算发动机燃烧推力是至关重要的。
发动机燃烧推力的计算涉及到多个因素，包括燃料的燃烧效率、燃料的种类、发动机的设计和工作原理等。
在本文中，我们将讨论发动机燃烧推力的计算公式及其相关的参数。
首先，我们来看一下发动机燃烧推力的定义。
发动机燃烧推力是指发动机在燃烧燃料时产生的推力，它是由燃料燃烧产生的高温高压气体在喷嘴出口产生的动量变化而产生的。
发动机燃烧推力的计算公式可以表示为：F = ṁ Ve + (pe p0) Ae。
其中，F表示发动机的燃烧推力，ṁ表示燃料的质量流率，Ve表示喷气速度，pe表示喷嘴出口的压力，p0表示环境压力，Ae表示喷嘴出口的面积。
在这个公式中，第一项ṁ Ve表示由于燃料的质量流率产生的动量变化所产生的推力，第二项(pe p0) Ae表示由于压力差在喷嘴出口产生的推力。
在实际应用中，发动机燃烧推力的计算需要考虑多个因素。
首先，燃料的燃烧效率对燃烧推力的大小有着重要影响。
燃料的燃烧效率越高，产生的推力就越大。
其次，燃料的种类也会影响燃烧推力的大小。
不同种类的燃料其燃烧产生的气体性质不同，因此产生的推力也会有所不同。
此外，发动机的设计和工作原理也会影响燃烧推力的大小。
不同类型的发动机其工作原理和结构不同，因此产生的燃烧推力也会有所不同。
除了上述因素外，环境条件也会对燃烧推力的计算产生影响。
例如，气温、气压等环境参数的变化都会对燃烧推力的大小产生影响。
因此，在实际应用中，需要对这些因素进行综合考虑，才能准确计算发动机的燃烧推力。
在航空航天领域，发动机燃烧推力的计算是非常重要的。
准确的燃烧推力计算可以帮助工程师和科研人员评估飞行器的性能和效率，指导发动机的设计和优化。
因此，对于发动机燃烧推力的计算公式及其相关参数的理解和掌握是非常必要的。
航空燃气涡轮发动机原理
航空燃气涡轮发动机原理
航空发动机是飞机的心脏，它直接影响着飞机的性能和安全。
它是利用燃气产生的推力来使活塞做往复运动，从而产生升力和推力。
航空发动机按工作原理可分为压气机、燃烧室、涡轮、喷管和尾喷管等部分，下面就来介绍一下航空发动机的基本工作原理。
1.压气机
压气机是用来产生空气动力的机械，通常在飞机中扮演着压缩空气的角色。
与飞机其他机械相比，发动机具有体积小、重量轻、推力大、推重比高等特点。
1.燃烧室
燃烧室是用来引燃燃料和空气以产生高温高压燃气的部分。
燃烧室是发动机的核心部件，其容积大小直接决定着发动机的最大推力。
1.涡轮
涡轮是航空发动机中转动部件之一，它将发动机排出的高温高压气体做功，使之变成具有一定速度的高压气体。
在航空发动机中，涡轮又是推动活塞运动的动力装置。
涡轮是由电动机或燃气轮机驱动的，其传动方式有齿轮传动和齿轮-轴传动两种。
涡轮旋转时带动轴旋转，产生一个与轴方向相反的推力，这就是推力矢量控制技
— 1 —
术（IFCV）。
— 2 —。
航空燃气涡轮发动机工作原理
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二、推力公式推导
• 推力 • 附加阻力 • 压差阻力 • 摩擦阻力
F qmgV9 qmaV0 (p9 p0 )A9
01
Xa (p p0 )dA
0
9
X p (p p0 )dA 01
Xf
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二、推力公式推导
• Feff与F
F FX X X
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一、性能指标
1、推力 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(BY777) F=392000N, qma=1420kg/s
D=3.524m wp-11(无人机) F=8500N, qma=13kg/s
D=0.3m
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Fp
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一、性能指标
1、推力（动量变化） • 空气：Fa qma (V9 V0 ) • 燃油： Ff qmf (V9 0)
Fm Fa Ff qmgV9 qmaV0
qma qmf 排出燃气流量 排出进口空气流量 • 大涵道比（民用）涡扇 燃油/空气 几/ ‰ • 小涵道比（军用）涡扇 燃油/空气 几/%
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二、推力公式推导
• Feff
Feff Fin Fout
01
9
qmgV9 qmaV0 p0 A0 pdA p9 A9 pdA X f
0
01
9
p0dA p0 A9 p0 A0
0
9
p0 A0 = p0dA p0 A9
0
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二、推力公式推导
涡轮发动机工作原理
涡轮发动机工作原理
涡轮发动机是一种高效的内燃机，它利用了废气能量来提高发
动机的效率，广泛应用于汽车、飞机和船舶等领域。
要了解涡轮发
动机的工作原理，首先需要了解涡轮增压和涡轮废气涡轮增压是通
过废气驱动涡轮，然后涡轮通过连接的轴带动进气压缩机，增加进
气气流的密度，提高了发动机的效率。
废气则通过废气涡轮来驱动，从而减少了排气系统对发动机的负荷，提高了动力输出。
涡轮发动机的工作原理可以简单概括为，废气驱动涡轮，涡轮
带动进气压缩机，增压后的空气进入发动机，提高了燃烧效率，从
而提高了动力输出。
具体来说，当发动机运转时，废气通过排气管
道流出，其中一部分流入废气涡轮，驱动涡轮旋转。
涡轮与进气压
缩机通过轴相连，所以涡轮转动也会带动进气压缩机旋转。
进气压
缩机的旋转增加了空气的密度，使得更多的空气进入到每个气缸中，从而使燃烧更加充分。
这样，通过增加了进气气流的密度，涡轮发
动机实现了更高效的燃烧，提高了功率输出。
涡轮发动机的工作原理可以通过这样一个比喻来理解，想象一下，当你跑步时，你会喘气，废气排出，但是如果你背后有人用风
扇给你送风，你就能感觉到更多的气流进入到你的肺部，这样你的
燃烧效率就会提高，跑步的时候会更有力量。
涡轮发动机就是利用了这样的原理，通过增加进气气流的密度，提高了燃烧效率，从而提高了动力输出。
总的来说，涡轮发动机利用废气能量来提高发动机效率，通过增压进气，提高了空气密度，使得燃烧更加充分，从而提高了动力输出。
这种工作原理使得涡轮发动机成为了现代内燃机中最高效的一种，被广泛应用于汽车、飞机和船舶等领域。
航空发动机原理与构造知识点总结
航空发动机原理1 概论航空动力装置的功能是为航空器提供动力，推进航空器前进，所以航空动力装置也称为航空推进系统。
它主要包括航空发动机，以及为保证其正常工作所必需的系统和附件，如燃油系统、滑油系统、起动系统和防火系统等，通常简称为航空发动机。
1.1航空燃气涡轮发动机的基本类型目前航空燃气涡轮发动机有五种基本类型：涡轮喷气发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮风扇发动机、涡轮轴发动机和供垂直/短距离飞机用的发动机。
涡轮喷气发动机简称涡喷发动机（WP）。
从结构上讲，它由压气机、燃烧室、燃气涡轮和尾喷管四个主要部件组成（见图1-1），其特点是：涡轮只带动压气机压缩空气，发动机的全部推力来自高速喷出的燃起流所产生的反作用力。
涡轮喷气发动机经济性差高温、高速燃气由尾喷管排出，能量损失大，因此经济性差。
图1-1 涡轮喷气发动机涡轮螺桨发动机简称涡桨发动机（WJ）。
在这类发动机中，涡轮除带动压气机供给发动机所需的空气外，还带动螺桨，产生飞机前进的拉力。
由尾喷管喷出的燃起流所产生的推力只占飞机前进力的很少一部分（10％）。
从结构上讲，这类发动机还多一个部件——减速器。
涡轮风扇发动机简称涡扇发动机（WS），又称内外涵发动机。
它是介于涡喷和涡桨之间的一种发动机。
它由两个同心圆筒的内涵道和外涵道组成，在内涵道中装有涡喷发动机的部件——压气机、燃烧室和涡轮，在外涵道中装有由内涵转子带动的风扇（见图1-2）。
发动机的推力是内、外涵道气流反作用力的总和。
- 2 -外、内涵道空气流量之比称为流量比，又称涵道比。
涡扇发动机的优点是,推力大了,排出的能量小了,耗油率低。
图 1-2 涡轮风扇发动机若在涡桨发动机中，发动机输出轴不带动螺桨，而用来输出功率，例如带动直升机的旋翼、舰艇的推进器、或地面的发电机和油泵等，则这种燃气涡轮发动机称为涡轮轴发动机，简称涡轴发动机（WZ）。
1.2 航空燃气涡轮发动机性能指标涡轮发动机和涡扇发动机都是将燃气发生器的可用功用于增加流过发动机气流的动能并产生反作用推力。
燃气轮机-理论循环
k
k 1 k
2
压比越高，T4 越低，废气带走的热量与越多，对效率有利。 k 1 循环热效率： 1 k k 1 2 但，压比提高过多时，比功下降太多，致使效率也下降。 q 2,ab q 2, 41 k ' ' t ,i 1 1 wi k 1 q1, 2'3 k 1
t ,i
2、压缩过程一次中间冷却的理想燃气轮机循环：
1 pa / p1
2 / 1
T2' Tb 2
k 1 ' k
T1 ' 2
k 1 k
设循环总增压比仍为π
2‘-3等压加热过程中吸收的热量：
q1, 2'3 C p (T3 T2' ) C p (T3 T1
k 1 k
1)
整个循环过程中单位质量工质从高温热源(燃烧室)中吸收热量,即燃烧过程加热量:
q1 q 23 C p (T3 T2) C p T1 (
向低温热源放热量:
k 1 k )
q 2 q 41 C p (T4 T1 ) C p T1 (
与前面的公式完全相同
理想简单燃气轮机循环的热效率：
比功达最大的π称为最佳增 压比（最有利增压比）：
t ,i
wi q 1 2 1 q1 q1
t ,i
1
k 1 k
比功与 温比压比 关系图
opt ,i
增压比增加使膨胀功等于压缩 功时，π称为最大增压比：
wi 0
dwi 0 d
w wT wc
的小。∴ 力争提高比功。
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。
1航空燃气涡轮发动机概述
1航空燃气涡轮发动机概述航空燃气涡轮发动机是一种常用于商用飞机、军用飞机和直升机的发动机类型。
它的核心部件是一个由高速旋转的轴上的叶片构成的压气机和一个由燃烧室和涡轮组成的烟尘，以及用于传递动力给飞机的推力装置。
下面将对航空燃气涡轮发动机的工作原理、组成部分和应用进行详细的概述。
航空燃气涡轮发动机的工作原理基于牛顿第三定律，即每个动作都有一个相等且相反的反作用力。
在航空燃气涡轮发动机中，空气经过压气机被压缩，然后与燃料混合并点燃，产生高温高压的气流。
这个气流推动涡轮旋转，在经过燃气涡轮之后，一部分动能被传递给了高速旋转的轴，使得轴和涡轮一起旋转。
最后，涡轮的旋转运动转化为向后的推力，推动飞机前进。
航空燃气涡轮发动机通常由几个主要组成部分组成。
首先是压气机，它由多个叶片组成，旋转时将空气压缩，增加了气体的压力和密度。
接着是燃烧室，它是一个容纳燃料和空气混合物并进行燃烧的区域。
在燃烧室中，燃料通过喷嘴喷入，并在点燃器的作用下点燃。
燃烧的产物是高温高压的气流。
这个气流通过与旋转的涡轮接触，使得涡轮旋转并将动能传递给后方的轴。
最后，涡轮的旋转运动产生的推力由推力装置传递给飞机。
航空燃气涡轮发动机具有许多优点，使其成为航空领域中最常用的发动机类型之一、首先，它具有较高的功率密度，可以为飞机提供足够的推力，以实现高速飞行。
其次，它的反应速度非常快，能够迅速响应飞行任务的要求。
此外，航空燃气涡轮发动机还具有良好的可靠性和耐久性，能够在艰苦的环境条件下进行长时间的工作。
航空燃气涡轮发动机主要应用于商业航空和军事航空中。
在商业航空领域，它被广泛用于大型客机和货机，为它们提供强大的动力和较高的巡航速度。
在军事航空领域，航空燃气涡轮发动机被用于战斗机、轰炸机和直升机等各种类型的飞机上，以提供超音速飞行和快速加速的能力。
总而言之，航空燃气涡轮发动机是一种在航空领域中广泛应用的发动机类型。
它的工作原理基于牛顿第三定律，通过利用空气的压缩和燃烧产生的气流来产生推力，驱动飞机飞行。
飞机发动机推力的原理
飞机发动机推力的原理
好的,我来详细解释飞机发动机推力的生成原理:
1. 飞机发动机一般采用涡轮喷气发动机,主要原理是利用高速喷出气体的反作用力产生推力。
2. 发动机前端的压气机将空气压缩,压縮过的空气进入燃烧室与燃料混合燃烧。
3. 燃烧后高温高压气体膨胀向后喷出,驱动涡轮进行工作,带动压气机运转。
4. 喷口设计成可调节面积,通过改变出口截面积,可以加速或减速喷流。
5. 高速喷流撞击空气,将动量传递给外部空气,根据反作用原理,产生向前的推力。
6. 喷管设计为扩张段,利用喷流在扩张段的辅助燃烧,可以增大喷速,提高推力。
7. 喷管出口加装反推器,利用反推器反向偏转喷流,增大dynamics压力,以增加推力。
8. 螺旋桨发动机利用桨叶给空气加速,空气反作用产生向前推力。
9. 螺旋桨桨距设计合理,避免桨叶旋涡对流影响后方桨叶工作。
10. 固定螺旋桨桨距角度合理,不同飞行速度需使用不同螺旋桨或定距螺旋桨。
11. 发动机推力受空速、空气密度和发动机进气道设计影响,需要根据飞行条件调整。
综上所述,这些是飞机发动机产生推力的基本原理。
飞机发动机维护—发动机燃油消耗量和消耗率
•发动机燃油消耗量和消耗率
1
发动机燃油消耗量Biblioteka 2发动机燃油消耗率
航空发动机经济性能指标
燃油消耗量
➢ 发动机单位时间内消耗的燃油量称为燃油消耗量。每秒钟燃油消耗量的单位 为kg/s；每小时的燃油消耗量单位为kg/h。
➢ 推力相等的发动机，可以用燃油消耗量来比较它们的经济性，燃油消耗量小 表示经济性好；
➢ 单位燃油消耗率在一定的飞行速度下，表示了发动机的经济性。只有在同一 飞行速度下来比较两个发动机的经济性时，使用单位燃油消耗率才是合理 的。
➢ 但是，推力不相等的发动机，它不能表明发动机的经济性。因此，必须引入 单位燃油消耗率，才便于比较发动机经济性能的好坏。
航空发动机经济性能指标
单位燃油消耗率（耗油率）
➢ 发动机产生一牛顿（或十牛顿）推力每小时所消耗的燃油量，称为单位燃油 消耗率。它是在一定飞行速度下的经济性指标。
➢ 在一定的飞行马赫数下，单位燃油消耗率和总效率成反比。
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民用航空燃气涡轮发动机原理发动机推力燃油消耗率计
算
民用航空燃气涡轮发动机是现代飞机上最常用的发动机之一、它的工
作原理是利用燃油燃烧产生的高温高压气体来驱动涡轮，并通过涡轮的转
动来带动飞机的前进运动。
下面我将详细介绍燃气涡轮发动机的工作原理、推力和燃油消耗率的计算方法。
首先，我们来了解燃气涡轮发动机的工作原理。
燃气涡轮发动机由三
个主要部分组成：进气系统、燃烧室和涡轮。
当飞机在地面开始起飞时，
空气从飞机前部进入进气系统，经过增压器增压后进入燃烧室。
在燃烧室中，燃油和压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的气体。
这些气体经过涡轮，驱动涡轮的转动。
同时，涡轮的转动通过轴传递给飞机的前进推进器，使飞机向前推进。
接下来，我们来了解燃气涡轮发动机的推力计算。
燃气涡轮发动机的
推力与燃烧室内的燃气流速和喷射速度相关。
喷射速度实际上是燃气速度，它可以通过马赫数和声速计算得到。
具体计算公式如下：
推力=燃料流量×(喷射速度-进气速度)
其中，燃料流量表示燃油的消耗速率，单位为千克/秒；喷射速度和
进气速度分别表示喷射出口和进气口的速度，单位为米/秒。
最后，我们来了解燃气涡轮发动机的燃油消耗率计算。
燃油消耗率与
燃气涡轮发动机的推力和效率相关。
燃气涡轮发动机的效率可以通过喷气
比来计算，喷气比表示喷射出口的质量流量与进气流量之比。
根据热力学
理论，喷气比可以通过下面的公式计算得到：
喷气比=1/(1+空气-燃料比)
其中，空气-燃料比表示进入燃烧室的空气质量流量与燃料质量流量
之比。
燃油消耗率可以通过以下公式计算：
燃油消耗率=燃料流量/推力
通过这些公式，我们可以计算燃气涡轮发动机的推力和燃油消耗率。
这些参数可以在设计和优化飞机性能、计划航程和决策燃油储备等方面提
供指导意义。
综上所述，民用航空燃气涡轮发动机的工作原理涉及进气系统、燃烧
室和涡轮三个主要部分。
推力和燃油消耗率的计算可以通过公式计算得到。
掌握这些知识有助于我们更好地理解飞机发动机的工作原理和性能计算方法。