发动机原理第3章

1H+1L
YF-22A 28100 1.13 1.4~1.5
1H+1L
YF-23A 29100 1.09 变循环
1H+1L
Rafale
1H+1L
NEFA
33
超音速飞机涡扇发动机 总体发展趋势

军用超音速战斗机为追求尽可能 高的单位推力和推重比
• 一高、一中、一低 （高涡轮前温度、中等总增压比、低 涵道比）
功平衡关系：WaI lTII WaII lCII lTII BlCII BCpTt 2 ( F
k 1 k
1) / F
k 1 k Tt 22 Tt 2 1 ( F 1) / F pt 22 pt 2 g F
C9 II e 2CpTt 22 [1 ( 由循环有效功一定：
14
四、 风扇增压比f 对单位性能的影响 （最佳能量分配）

分开排气涡扇发动机

问题的提出：
2 C0 C92I C pT0 lCI q1 lT C pT9 I 2 2 2 C92I C0 q1 C p (T9 I T0 ) (lT lCI ) ( ) 2 2 2 C92I C0 Le q1 q2 lTII ( ) 2 2
7.2 15.4 23.9 39.3
1088 ~ 1539 1703
~ 1.0 5. 8.4
2133KW 4404 13360 34250
* 起飞耗油率
30
民用大涵道比涡扇发动机 总体发展趋势
•大型亚音速 运 输机 为追求尽可能低的 耗油率 •采用三高设计 • 高总增压比 • 较高涡轮前温度 • 高涵道比
AЛ -31Ф
12260 1.96 7720 0.765 0.65 4
高压压气机级数
总压比 涡轮前温度K 推重比 装备的飞机 飞机推重比
7
25 1589 7.58 F-18 ~0.95
9
32 1728 7.32 F-15 1.07
9
22~23 1665 8.17 Su-27 1.1 32
第四代超音速战斗机发动机性能数据
10457
5444
1.84 0.81 67
5880
0.15~0.25 25 1853~1923 10 3F+5H
0.15~0.25 25 1853~1923 10 2F+4H
0.29 25 1843 8.3 3F+6H
0.3~0.4 24~25 1803 10 3F+5H
高压涡轮+低压涡轮级数
装备飞机 飞机起飞总重 飞机起飞推重比 超音巡航M数 备注
涡喷发动机单位推力、耗油率 与热力循环参数关系
Fs C9 C0 循环有效功： C92 C02 Le 2 Fs 2 Le C02 C0 耗油率： 3600 f 3600q1 sfc Fs H f Fs q1 Cp (Tt 4 Tt 3 ) / b
5
当气流在尾喷管出口达到完全膨胀时：
1 pt 22 p0
)
k 1 k
]
2 2 C92II C0 （C92I C0 ) B( ) ＝const 2 2
最佳风扇压比

随外涵风扇增压比增加，存在有使耗油 率达最低的最佳风扇压比：
F =1时，内涵完全不向外涵传递能量，内 涵排气速度高，余速损失大，推进效率低

随F增加，内涵向外涵传递能量增加，内 涵喷管流速降低，外涵喷管流速增加 当F很高时，以致循环功几乎全部用于外 涵气流加速，外涵排气速度高，余速损失 大，推进效率再次降低 不考虑能量传递过程中损失时：
Sfc=3600q1/HfFs


追求高单位推力（高推重比）

尽可能提高Tt4

获得高单位推力和低耗油率

提高Tt4的同时，相应提高压缩部 件总增压比
涡轮前温度随年代变化及对推重比的影响
13
分开排气大涵道比涡扇发动机
提高涡轮前温度Tt4有利于：
设计更高的总增压比，有利于热效
率提高，改善经济性； 允许将更多的能量传给更多的外涵 气流，加大设计涵道比，增加发动 机总推力

根据飞机对发动机推力需求确定通过发动机的空气流 量和特征尺寸
2
设计点热力计算的方法
根据给定条件和所选择的设计参数， 沿发动机流程部件，利用各部件气动 热力学关系式计算出各截面的气流参 数、发动机的单位推力和耗油率
具体步骤及公式（自学） 第5.4节：燃气涡轮发动机设计点热力计算
第 二 节
发动机设计点热力计算 结果分析
飞行速度一定时单 位推力与有效功成 正比 耗油率与加热量成 正比， 与 单位推力 成反比
高单位推力、低耗油率
Fs 2CpT0 (e 1)( 2 1) C0 C0 e e 2 2CpT0 (e 1)( 1) C0 C0 e
3600CpT0 sfc b H f Tt 4 T0 e
超音速飞机选择小涵 道比涡扇发动机 亚音速飞机选择大涵 道比涡扇发动机
分开排气涡扇发动机


对应一定风扇压比 随涵道比增加，存 在有使耗油率达最 低的最佳涵道比。 外涵风扇增压比与 涵道比恰当组合， 可获得最低耗油率 (图5.20)
24
六、 加力对单位性能参数的影响
1. 加力推力与加力温度的关系

小涵道比设计混排涡扇发动机有利于提高单位推力和发动 机的推重比
21
混合排气涡扇发动机
可用能分配原则
混合器进口 总压近似相等
大涵道比 单级风扇设计
Pt5IIPt5
小涵道比 多级风扇设计
22
五、设计涵道比的选择
加大设计涵道比
单位推力下降 耗油率降低
选择取决于

用途 涡轮前温度
LTII WgI lTII WaI lTII；LCII WaII lCII



涡轮为风扇外涵提供的 涡轮功LTII 等于风扇外 涵气流压缩功LCII 在设计涵道比B一定条 件下，涡轮为风扇外涵 提供的涡轮功越大，风 扇增压比越高，外涵排 气速度越高，内涵气流 排气速度越低 存在可用能如何分配， 即选择风扇增压比设计 值大小问题
发动机型号
公司 加力推力daN
AЛ -41
留利卡 18000
PW5000
(YF119） P&W 15570
GE37
（YF120） GE 15600
M88MKⅡ
EJ200
英德西意 8826
SNECMA 8473
不加力推力daN
加力耗油率kg/daN· h 不加力耗油率kg/daN· h 空气流量kg/s 涵道比 总增压比 涡轮前温度K 推重比 风扇+压气机级数 >10


最佳风扇压比所对应的排气速度比



(C9II/C9I)opt =1.0
考虑能量传递过程中损失时:
(C9II/C9I)opt 0.8
最佳风扇压比
风扇增压比对Fs和sfc的影响
18
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响

设计涵道比越大，最佳 风扇增压比越小
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响


大涵道比（B>5)风扇发动机一般为单级风扇设计 为平衡高、低压转子压缩功的负荷，低压转子设 计有若干级增压级


在加力燃烧室再次 喷油燃烧使气流温 度Ttab达 2000 ~ 2100K 涡轮出口温度Tt5 800 ~ 1100K ab = Ttab /Tt5

C9 ab n
1 kk 1 2CpTtab [1 ( ) ] ptab p0
C9 n C0 0
Fra Baidu bibliotek
1 2CpTt 5 [1 ( ) pt 5 p0
k 1 k
6
二、 内涵总增压比c 对单位性能的影响
C FI CL CH
Pt 3 Pt 2
c对单位推力的影响

Fs 2 Le C C0
2 0
单位推力取决于循环有效 功，而循环有效功主要决 定于循环加热量和热效率 c太低，热效率低 c太高，加热量低 存在有使单位推力达最大 的最佳增压比c.opt
31
第三代超音速战斗机用 典型发动机数据
发动机型号
最大状态推力daN 最大状态耗油率kg/daN· h 中间状态推力daN 中间状态耗油率kg/daN· h 涵道比 风扇级数
F404
7134 1.89 4840 ~0.8 0.34 3
F100
12478 2.03 7475 0.703 0.81 3
第 三 章
航空燃气涡轮发动机 设计点热力计算
第一节 设计点热力计算的目的及方法
在给定飞行条件和大气条件下

选择发动机工作过程（循环）参数

总增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇增压比等 风扇/压气机效率、燃烧效率、涡轮效率、各通道总压损失

选择各部件效率、损失系数及冷却系数等


计算目的

沿流程截面的气流参数、发动机单位推力、耗油率
对应的最小飞机起飞总重为最优目标。
飞行任务剖面
飞机性能要求（约束条件）
有效载荷
四枚型号导弹、500发25毫米炮弹 起飞距离 1500英尺 着陆距离 1500英尺 最大飞行马赫数 2.0Ma/40000 英尺 超音速巡航 1.5Ma/30000 英尺 加速性 0.81.6Ma/ 30000 英尺 t50s 稳定过载 0.9Ma/ 30000 英尺 n5g 1.6Ma/ 30000 英尺 n5g
但过高的增压比使单位功率 降低


增压比一定，提高涡轮前温度

可增加循环有效功 有效提高单位输出功率并降 低耗油率
29
典型民用发动机
型号
WJ5 MK555 -15P CFM56 -3B GE90
年代
c
Tt4
B
起飞 F
巡航 sfc 0.349* 0.815 0.666 0.59
五十 六十 八十 九十
为追求更高功重比和更低耗油率
涡桨和涡轴发动机设计向更高增 压比和更高涡轮前温度发展
34
第三节 发动机/飞机一体化设计概念
将发动机作为飞机的一个子系统，以飞 机完成飞行任务的优劣作为设计方案的 设计目标。 例如：美国先进技术战斗机ATF招标书

背景 飞行任务剖面
飞机性能要求
设计参数 以飞机性能要求为约束条件，以完成任务所

q1 Fs c.opt

高单位推力有利于减小 发动机径向尺寸，提高 发动机的推重比
c
c 对耗油率的影响




耗油率取决于循环加热量和单位 推力 当c 从较小值开始增加时，单位 推力增加、加热量下降使油气比 下降，使耗油率迅速下降； 在最佳增压比附近，单位推力变 化平缓，油气比下降使耗油率继 续下降； 在c 继续增加，单位推力严重降 低，使耗油率上升

一定加力温度下，涡轮前温度越高，加力推力 越大，加力耗油率越低。主燃烧室多加热有利 于性能提高； 存在有使加力单位推力达最大和加力耗油率达 最低的最佳增压比

加力加热比对性能的影响
七、设计循环参数 对涡桨和涡轴发动机的影响
设计循环参数：压气机增压比、涡轮前温度

Tt4一定，提高增压比

可有效改善发动机热效率， 降低耗油率
k 1 k
]
加力加热比
加力比 F=F a b /F正 比于加力温度
Fab Ttab F ab F Tt 5
结论：
加力排气速度增加，推力增加； 加力使循环热效率下降, 耗油率加大, 经济性 变差（原因：加热在低压条件下进行） 加力温度越高，推力越大，循环热效率越低， 耗油率越高
三、 涡轮前总温Tt4 对单位性能的影响

对于涡喷发动机 和小涵道比涡扇 发动机，随Tt4
单位推力增加 耗油率先降后升

11
Tt4 对单位性能的影响分析

2 Fs 2 Le C0 C0
提高设计Tt4

加热量增加，热效率增加，循环 功增加，排气速度增加，单位推 力增加 加热量增加和单位推力随Tt4提高 成正比增加，两者组合结果导致 耗油率加大
Sfc=3600q1/HfFs
q1 Fs
存在有使耗油率达最低的 最经济增压比c.ec
c.opt
c


c.opt c.ec
提高的压气机增压比

单位推力下降 可提高热效率，降低耗 油率


亚音速运输机追求低 耗油率，增压比应尽 可能高 超音速战斗机追求高 单位推力，增压比应 在最佳值附近
20
混合排气涡扇发动机


可用能分配原则：为减少气流掺混引起的损失，在混合室 进口两股气流总压应大致相等 Pt5II=Pt5 在给定飞行条件、内涵总增压比和涡轮前温度条件下，由 于上述条件要求，设计涵道比和设计风扇增压比成反比

大涵道比设计对应更低的风扇压比设计，通常由单级风扇构成 小涵道比设计对应更高的风扇压比设计，通常由多级风扇构成