北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
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燃气涡轮发动机第4~6章讲义
燃气涡轮发动机：第四章 发动机特性
4．2 涡轮风扇发动机
4．2．1工作原理及特点
涡轮风扇发动机有内涵和外涵两个通道。空气经过风扇之后分成
两路：一路是内涵气流，经低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压
涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出；另一路是外涵气流，风扇后空气
经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一起在喷管排出。也就是说，涡
涡扇发动机的推力和燃油消耗率随发动机转速、飞行
速度和飞行高度的变化规律称为：流过内涵的空气流量、单位推力和涵
道比。影响燃油消耗率的因素有：油气比、单位推力和涵
道比。
燃气涡轮发动机：第四章 发动机特性
这里转速特性所指的发动机转速是高压转子转速，推力随转速的增大 而一直增大；燃油消耗率随转速增大开始降低得较快，后来下降缓慢， 到接近最大转速时有所增加（见图4-5）。
分别组成低压转子和高压转子，它们在各自的转速下工作。两个转子
会随着各自负荷的变化自动地调整其转速。双转子与单转子发动机相
比有以下优点：
-双转子可使压气机在更宽的范围内稳定工作，是防喘的有效措施；
-双转子的压气机具有更高的增压比，可以产生更大的推力；
-双转子在发动机低转速下具有较高的压气机效率和较低的涡轮前总 温，在低转速工作时，燃油消耗率比单转子发动机低得多；
燃气涡轮发动机：第四章 发动机特性
4．1．3发动机的特性
1．民航发动机常用的工作状态 -最大起飞工作状态，不使用喷水时批准使用的最大起飞推力，该推
力级别使用有时间限制，仅用于起飞； -最大连续工作状态，这是批准发动机连续使用的最大推力，为延长
发动机寿命，这个级别推力在驾驶员的判断下保证安全飞行使用； -最大巡航工作状态，巡航时批准使用的最大推力； -慢车工作状态，这是发动机能够保持稳定工作的最小转速，用于在
航空燃气涡轮发动机结构设计-课件
❖ （中国）
❖ 用于
歼六 强五
使用WP-6发动机的飞机
歼敌机FJ-6
强敌机A-5
2. 1 单转子的支承方案
❖ 三支点 （1-2-0） 涡喷-6 (WP-6)
РД-20发动机
❖ 苏联制造 ❖ 用于
雅克-15 米格-9
米格-9（前苏联）
2.1 单转子的支承方案
❖ 四支点（1-3-0）РД-20
二、轴向力和发动机的推力
二、轴向力和发动机的推力
2.4 大涵道比风扇发动机
风扇向前轴向力小于涡轮向后轴向力 主轴承的周向力向后
二、轴向力和发动机的推力
2.5 作用在发动机上的力矩
气动力矩是不传给飞机的； 压气机，涡轮中相应的动叶和静叶上气动力矩
相等 各转子上力矩相等
二、轴向力和发动机的推力
2. 1 单转子的支承方案
❖ 浮动套齿联轴器
2. 1 单转子的支承方案
❖ 两支点方案特点
适用于刚性转子 一般情况下后支点位于涡轮前
❖缩短转子长度 ❖提高轴的刚度 ❖支点环境温度高
后支点位于涡轮后
❖转子支点间跨度加大
2.1 单转子的支承方案
❖ 三支点方案特点
适用于轴向尺寸大的转子 必须解决“三点共线”问题
❖ 中介轴承的使用（GE公司）
中介轴承一般为滚棒轴承 。 减小转子长度。 节省一个承力框架，降低发动机重量。 轴承的供油、封严、安装困难。 转子间的动力影响较大。
2.2 双转子支承方案
❖ HP 0-2-0 LP 1-2-0
2.3 三转子支承方案
❖ HP 1-0-1 I P 1-2-1 LP 0-2-1
❖ WP6低压联轴器
3.2 柔性联轴器
❖ WP7球形接头套齿联轴器
❖ 用于
歼六 强五
使用WP-6发动机的飞机
歼敌机FJ-6
强敌机A-5
2. 1 单转子的支承方案
❖ 三支点 （1-2-0） 涡喷-6 (WP-6)
РД-20发动机
❖ 苏联制造 ❖ 用于
雅克-15 米格-9
米格-9（前苏联）
2.1 单转子的支承方案
❖ 四支点（1-3-0）РД-20
二、轴向力和发动机的推力
二、轴向力和发动机的推力
2.4 大涵道比风扇发动机
风扇向前轴向力小于涡轮向后轴向力 主轴承的周向力向后
二、轴向力和发动机的推力
2.5 作用在发动机上的力矩
气动力矩是不传给飞机的； 压气机，涡轮中相应的动叶和静叶上气动力矩
相等 各转子上力矩相等
二、轴向力和发动机的推力
2. 1 单转子的支承方案
❖ 浮动套齿联轴器
2. 1 单转子的支承方案
❖ 两支点方案特点
适用于刚性转子 一般情况下后支点位于涡轮前
❖缩短转子长度 ❖提高轴的刚度 ❖支点环境温度高
后支点位于涡轮后
❖转子支点间跨度加大
2.1 单转子的支承方案
❖ 三支点方案特点
适用于轴向尺寸大的转子 必须解决“三点共线”问题
❖ 中介轴承的使用（GE公司）
中介轴承一般为滚棒轴承 。 减小转子长度。 节省一个承力框架，降低发动机重量。 轴承的供油、封严、安装困难。 转子间的动力影响较大。
2.2 双转子支承方案
❖ HP 0-2-0 LP 1-2-0
2.3 三转子支承方案
❖ HP 1-0-1 I P 1-2-1 LP 0-2-1
❖ WP6低压联轴器
3.2 柔性联轴器
❖ WP7球形接头套齿联轴器
北航航空燃气涡轮发动机课件(全集)
几何相似 运动相似
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
2012/10/31 8
引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
2012/10/31 9
压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
2012/10/31 8
引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
2012/10/31 9
压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
1航空燃气涡轮发动机概述共97页PPT资料
去带动压气机。
喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
飞机动力装置
第三部分：燃气涡轮发动机 刘熊
第一章 航空燃气涡轮发动机概述
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
燃气涡轮发动机的发展
喷气发动机的分类
发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机 械能的装置
喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机 高速喷出燃气的动能，从而获得反作用力， 推进飞行器飞行的发动机。
喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
0→2：绝热压缩 （进气道、压气机） 2→3：等压加热 （燃烧室） 3→5：绝热膨胀 （涡轮、喷管） 5→0：等压放热 （外界大气）
布莱顿循环
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之
略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽 略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之
喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
飞机动力装置
第三部分：燃气涡轮发动机 刘熊
第一章 航空燃气涡轮发动机概述
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
燃气涡轮发动机的发展
喷气发动机的分类
发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机 械能的装置
喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机 高速喷出燃气的动能，从而获得反作用力， 推进飞行器飞行的发动机。
喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
0→2：绝热压缩 （进气道、压气机） 2→3：等压加热 （燃烧室） 3→5：绝热膨胀 （涡轮、喷管） 5→0：等压放热 （外界大气）
布莱顿循环
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之
略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽 略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之
北京航空航天大学航空航天概论课件第三章 飞行器动力系统
螺旋桨 减速齿轮 进气道 压气机 燃烧室 涡轮 尾喷管
空气喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
C-130大力神
运7
图95战略轰炸机
航空航天概论
第3章 飞行器动 经济性好 噪音水平低 效率高 起飞推力大 涡轮风扇发动机的结构参见教材
涵道比：外股气流与内股气流流量之比
SMART-1探测器及其太阳能离子发动机 将太阳能转化为电能，再通过电能电 离惰性气体原子，喷射出高速氙离子流， 为探测器提供主要动力
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
日本国家空间发展局的MUSES-C航天 器，使用4台Y-2发动机。Y-2微波离子发动 机是针对小行星交会采样飞行任务的需要 而研制的一种微波电离式离子发动机。
火箭发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
2、双组元液体火箭发动机
（1）液体火箭发动机的组成及工作原理
燃烧剂箱及输送系统 燃烧室 喷管
氧化剂箱及输送系统 喷注器
推进剂输送系统 推力室(喷注器、燃烧室、喷管)
航空航天概论
流量调节控制活门 冷却系统……
火箭发动机
第3章 飞行器动力系统
推进剂输送系统
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
燃烧室
涡流器
空气喷气发动机
涡轮喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
涡轮
将燃烧室出口的高温、高压气体的能量转变为 机械能，驱动压气机、风扇、螺旋桨和其他附件
工作叶轮
导向器
空气喷气发动机
涡轮喷气发动机
航空航天概论
第3章 飞行器动力系统
加力燃烧室
功用：使燃烧更充分燃烧，产生更大的推力。
典型航空燃气涡轮发动机-PPT资料52页
典型航空燃气涡轮发动机
Typical aero gas turbine engines
主要内容
• 燃气涡轮发动机的发明 • 航空燃气涡轮发动机的作用和要求 • 航空燃气涡轮发动机的基本类型 • 典型航空燃气涡轮发动机介绍
燃气涡轮喷气发动机的发明
弗兰克·惠特尔 (Frank Whittle) 英国航空工程师、 发明家、喷气 推进技术的先驱、空军准将。1907年6月1日生于英国考文垂的伊 尔斯顿。1923年加入皇家空军，入克伦威尔皇家空军学院学习并 接受飞行训练。1928年在一篇《关于燃气涡轮和喷气反作用飞机》的论 文中，首次提出了喷气热力学的基本公式。同年，惠特尔以优异成绩毕业， 成为皇家空军的战斗机驾驶员。1930年又取得第一个涡轮喷气发动机设计 的专利。1931—1932年任新型飞机试飞员。后到皇家空军工程学校和剑桥 大学进修。
英国在第二次世界大战后期和战后使用的各型喷气战斗机，大都是 根据惠特尔的设计而研制成的。50年代初，惠特尔又先后研制成世界上第 一种涡轮螺旋桨旅客机“子爵号”和第一架涡轮喷气客机“彗星号”。 1953年出版了《喷气机：开拓者的故事》。2019年8月9日去世，享年89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1937年4月12日，惠特尔试验首台喷气发动机WU
Play
用途：Boeing 737，Airbus A340 等
典型航空燃气涡轮发动机介绍 4. CFM56涡扇发动机
波音 737典型航空燃气涡轮发动机介绍4. CFM56涡扇发动机
Airbus A340
典型航空燃气涡轮发动机介绍
5. JT3D涡扇发动机
Pratt & Whitney 普拉特.惠特尼公司
1937年，惠特尔担任英国喷气动力有限公司的总工程师，专门进行 用于飞机喷气推进的燃气涡轮发动机研制工作。同年4月12日，他领导研 制的“W-1型”单转子涡轮喷气发动机首次运转成功。后来，他将该推进 装置安装在一架由格洛斯特公司特制的“E-28/39型”飞机上，于1941年5 月15日进行了首次成功试飞。
Typical aero gas turbine engines
主要内容
• 燃气涡轮发动机的发明 • 航空燃气涡轮发动机的作用和要求 • 航空燃气涡轮发动机的基本类型 • 典型航空燃气涡轮发动机介绍
燃气涡轮喷气发动机的发明
弗兰克·惠特尔 (Frank Whittle) 英国航空工程师、 发明家、喷气 推进技术的先驱、空军准将。1907年6月1日生于英国考文垂的伊 尔斯顿。1923年加入皇家空军，入克伦威尔皇家空军学院学习并 接受飞行训练。1928年在一篇《关于燃气涡轮和喷气反作用飞机》的论 文中，首次提出了喷气热力学的基本公式。同年，惠特尔以优异成绩毕业， 成为皇家空军的战斗机驾驶员。1930年又取得第一个涡轮喷气发动机设计 的专利。1931—1932年任新型飞机试飞员。后到皇家空军工程学校和剑桥 大学进修。
英国在第二次世界大战后期和战后使用的各型喷气战斗机，大都是 根据惠特尔的设计而研制成的。50年代初，惠特尔又先后研制成世界上第 一种涡轮螺旋桨旅客机“子爵号”和第一架涡轮喷气客机“彗星号”。 1953年出版了《喷气机：开拓者的故事》。2019年8月9日去世，享年89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1937年4月12日，惠特尔试验首台喷气发动机WU
Play
用途：Boeing 737，Airbus A340 等
典型航空燃气涡轮发动机介绍 4. CFM56涡扇发动机
波音 737典型航空燃气涡轮发动机介绍4. CFM56涡扇发动机
Airbus A340
典型航空燃气涡轮发动机介绍
5. JT3D涡扇发动机
Pratt & Whitney 普拉特.惠特尼公司
1937年，惠特尔担任英国喷气动力有限公司的总工程师，专门进行 用于飞机喷气推进的燃气涡轮发动机研制工作。同年4月12日，他领导研 制的“W-1型”单转子涡轮喷气发动机首次运转成功。后来，他将该推进 装置安装在一架由格洛斯特公司特制的“E-28/39型”飞机上，于1941年5 月15日进行了首次成功试飞。
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
获得πTH =const 共同工作方程
2012/11/7
T4* KH 1 1 const * 1 T23 KH (1 )TH eTH
qmcor .23 KH
1
1 KHΒιβλιοθήκη KH CH11
高低压涡轮共同工作
流量连续条件
高压涡轮导向器喉道 截面流量与低压涡轮 导向器喉道截面流量 引入多变指数 nT
1 g 1 g
流量连续
KH
T4* const * qmcor .23 T23
核心机共同工作方程
联立消去温度比 当： πTH =const
(证明见下一页)
KH
T4* const * qmcor .23 T23
1
g 1
eTH THg
几何尺寸固定
2012/11/7 9
WTHm WKH
功平衡方程
1 * eKH 1 c T (1 )TH c pT23 ( ) eTH KH
* pg 4
T4* eKH 1 1 const * T23 KH (1 1 ) TH eTH eKH KH ，eTH TH
图3-3
2012/11/7 13
核心机共同工作线
共同工作线
几何不变的核心机，当低压 涡轮处于临界工作状态时： 无论飞行条件或发动机工作 转速如何变化 核心机的共同工作点总在共 同工作线上移动
共同工作线与每一条等相似 转速线（ n Hcor =const）有唯
2012/11/7
KH
* T4* qm 23 T23 T4* const * const * qmcor .23 * T23 P23 T23
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
进气道特性
内流特性
总压恢复系数σin
外流特性
作用在进气道外表面 所受气动阻力沿飞行 方向分力的变化
2012/12/3
分类
亚音进气道 超音进气道
6
进气道在机身的位置
亚音飞机
吊装机翼下的短舱 飞机尾部
超音飞机
头部、机身两侧、翼 根、腹部等 后三种采用较多，起 遮蔽即隐身作用 遮蔽会使进气不同于 外界大气并可能引起 畸变风扇/压气机 喘振
2012/12/3 7
亚音进气道
1.结构形式 皮托管式 2.流动模型
飞行M数 发动机工作状态
流量系数大小决定于
K
* p0 A0 q (0 )
T
* 0
K
* p01 A01q (01 )
T
* 01
0 <<
为适应 的变化，减少分 离，具有钝圆形唇口
2012/12/3
A0 q(01 ) A01 q(0 )
第八章
推进系统性能
2012/12/3
1
第一节 推进系统及安装推力
推进系统组成
进气道、发动机和排气装置
安装推力Fa
整个推进系统所能提供的推力称为发动机 安装推力，或称为可用推力
非安装推力F
发动机未安装到飞机前产生的推力
2012/12/3 2
Fa 和F的区别
① 进气道总压恢复系数σin 计算非安装推力F时，σin按标准曲线或标准公式确定， 或令σin等于某个定值 计算安装推力 Fa时， σin用进气道和发动机匹配后的
实际值
②喷管损失系数
计算非安装推力F时，通常按喷管完全膨胀和给定的 排气速度损失系数计算 计算安装推力 Fa 时，按喷管实际的几何参数和喷管 压比计算喷管膨胀程度，并采用安装后的实际喷管 推力系数CFG来计算喷管损失
航发原理-第十一章发动机特性
4
1. 推力F变化原因：
几何不可调的发动机节流特性
① 从最大状态节流时， n ↓ ，q(λ2) ↓ , Wa ↓; ② 从最大状态节流时， n ↓ ，起初Pt9 ↓, Tt9 ↓, C9 ↓ Fs ↓；当转速下降很多时， Tt9 ↑，但Tt9 ↓起主要作用， C9 ↓ Fs ↓; ③ 推力F=Wa与Fs的乘积; 由于Wa ↓，Fs ↓，因此F ↓。 2. 耗油率 sfc变化原因； ① 从最大状态节流时， πCL ↓, πCH ↓, Δ ↓, 因此 ηt ↓ ； ② 从最大状态节流时，Tt4 ↓, πCL 和πCH ↓使C9 ↓， ηP↑ ； ③ 在从最大状态开始节流时， ηP↑ 占主导地位，因此 η0↑，sfc ↓ ； ④ 进一步节流时， ηt ↓ 起主要作用，因此η 0 ↓ ，sfc ↑ 。
1. 2. 3. 4.
航空燃气涡轮发动机特性 单轴涡轮喷气发动机特性 双轴涡轮喷气发动机特性 涡轮风扇发动机特性
二、 发动机特性获取方法
(1) 理论计算方法无法获得，必须采用试验测量的方法； (2) 试验研究对象：发动机部件试验和发动机整机试验； (3) 试验设备可能提供的环境范围：
① ② ③
地面试验（地面台架试车）； 高空模拟试验（高空台试验）； 飞行试验（试飞）。
3
3.
耗油率 sfc变化原因；
二、高度特性（调节规律Tt4=Tt4max=const.，气流在尾喷管中完全膨胀）
f ≈
3600q H u Fs
sfc =
3600 f Fs
sfc =
C p (Tt 4 − Tt 3 ) Hu
=
q Hu
① 当Ma0 ↑时， Tt0 ↑ ， Tt3 ↑ ，调节规律Tt4 →, q ∝（ Tt4 Tt3 ）↓ , ② 当Ma0 ↑时， Fs ↓ ↓ 比q ↓ 快，因此sfc ↑ ； ③ 随着Ma0 ↑，当Fs =0时，sfc→ ∞；
燃气涡轮发动机01-基础知识幻灯片课件
热量的法定计量单位为“焦耳”(j)，
14
1.3 热力学基础--内能
➢ 1.3.2 热力学基本定律
一、热力学第一定律
热力学第一定律是能量守衡和转换定律在热力学中的应用。 1 、内能: 热力系内部储存的能量。
U=UK + Up+UM+UA 式中：U-内能；
UK –内动能，它的大小取决于温度； Up –内势能；它的大小取决于分子间的距离，即取决于比容； UM –化学能； UA –原子能。 在工程热力学范围内，内能只包含有内动能和内势能。 内能是状态参数。 对于完全气体，内能只包含有内动能，所以，完全气体的内能只是温度的单值 函数。 内能的法定计量单位为j（焦尔）, 1公斤工质的内能称为比内能，比内能的法定计量单位为j/kg。
• 绝对压力的基准点是绝对真空。
表压力：系统的真实压力超出当地大气压力的部分叫表压。
pg=p - p0
真空度：系统的真实压力低于当地大气压力的部分叫真空度。
pv=p0 - p
➢ 注意：表压和真空度都不是状态参数，因为它们的数值
不但与系统的真实压力有关，而且与当地的大气压力有
关。所以绝对压力才是状态参数。
➢ 系统的分类：
闭口系：与外界无质量交换的系统称为闭口系。
• 特点是系统中包含工质的质量保持不变。
开口系：与外界有质量交换的系统称为开口系。
• 特点是系统的容积保持不变。
绝热系：与外界无热量交换的系统称为绝热系。 孤立系：与外界既无质量的交换也无能量的交换称为孤立系。
• 特点是系统中包含工质的质量和能量均保持不变。
6
1.3 热力学基础
➢ 状态：
平衡状态：是系统与外界不发生相互作用的条件下, 其宏观性 质不随时间变化的状态。
14
1.3 热力学基础--内能
➢ 1.3.2 热力学基本定律
一、热力学第一定律
热力学第一定律是能量守衡和转换定律在热力学中的应用。 1 、内能: 热力系内部储存的能量。
U=UK + Up+UM+UA 式中：U-内能；
UK –内动能，它的大小取决于温度； Up –内势能；它的大小取决于分子间的距离，即取决于比容； UM –化学能； UA –原子能。 在工程热力学范围内，内能只包含有内动能和内势能。 内能是状态参数。 对于完全气体，内能只包含有内动能，所以，完全气体的内能只是温度的单值 函数。 内能的法定计量单位为j（焦尔）, 1公斤工质的内能称为比内能，比内能的法定计量单位为j/kg。
• 绝对压力的基准点是绝对真空。
表压力：系统的真实压力超出当地大气压力的部分叫表压。
pg=p - p0
真空度：系统的真实压力低于当地大气压力的部分叫真空度。
pv=p0 - p
➢ 注意：表压和真空度都不是状态参数，因为它们的数值
不但与系统的真实压力有关，而且与当地的大气压力有
关。所以绝对压力才是状态参数。
➢ 系统的分类：
闭口系：与外界无质量交换的系统称为闭口系。
• 特点是系统中包含工质的质量保持不变。
开口系：与外界有质量交换的系统称为开口系。
• 特点是系统的容积保持不变。
绝热系：与外界无热量交换的系统称为绝热系。 孤立系：与外界既无质量的交换也无能量的交换称为孤立系。
• 特点是系统中包含工质的质量和能量均保持不变。
6
1.3 热力学基础
➢ 状态：
平衡状态：是系统与外界不发生相互作用的条件下, 其宏观性 质不随时间变化的状态。
北航航空燃气涡轮发动机课件
6.4 环境特性
发动机吸入外来物
美国客机迫降纽约河道155人获救
2009年1月15日下午，美国全美航空公司一架前往北卡罗来纳州夏洛特市的A-
320班机（1549 航班）从纽约拉瓜蒂亚机场起飞过程中遭飞鸟撞击失去动力
，迫降在纽约哈德逊河河面上。由于驾驶员临危不惧、处置得当，机上155人 全部获救，引起世人观注！
原因
ncor
对于同样的发动机转速， 只增加大气温度 T0 使得换 n 算转速下降，导致共同工 T0* 作点沿工作线下移，增压 比和空气流量减小
qmcor qm T2* P2*
大气压力对特性的影响
气压降低 推力下降
PS0从10.98个大气压 F下降10％
耗油率不变 原因
小小的飞鸟为何能威胁这么大的飞机飞行安全:一只体重900克的鸟， 如果以相对时速185公里与飞机相撞，其冲击力就有1190公斤
鸟撞民用飞机
2002年A320从美国西部一机场起飞时吸入大鸟 2004.09 Foker100 2号发动机吸鸟
改进发动机风扇部件设计 提高抗鸟撞能力
风扇叶片 风扇机匣（包容环）
③雨天工作时，相当于在发动 机进口喷水，水沿流程蒸发， 使压缩过程的吸热过程变成 放热过程，压气机各级进口 温度下降，使各级换算转速 增加，后几级流通能力加大
湿度增加使 R湿空气和Cp湿空气 增加，导致发动机排气 V9 加大，但空气流量减小 ， 综合作用使推力减小
6.3 雷诺数对发动机性能影响
大气条件对起飞性能的影响
民用涡扇发动机
常采用控制发动机压比EPR=const的起飞状态 控制规律，随着 T0 升高，发动机转速和排气 温度T*5（即EGT）增大，以保持推力不变 为保证发动机工作安全，当 T*5达到最高允许 排气温度T*5max ，改为T*5 = const的起飞状态 控制规律 转换这两种控制规律的T0大约为30℃ T0<30℃时发动机控制规律制定应保证起飞推 力（即起飞状态保持推力不变的控制） T0>30℃以后，因随 T0增加发动机热端部件温 度而增高，采用超温保护控制，控制规律自 动保持T*5 = T*5max，推力将随气温增加而下降
第九章 航空燃气轮机主燃烧室工作特性
第九章航空燃气轮机主燃烧室工作特性主燃烧室工作特性的好坏，取决于燃油雾化、与燃油雾化相匹配的空气流动、以及在此基础上的燃烧特性。
本章所涉及的基本内容包括燃油雾化、燃烧室空气动力学、燃油散布、燃烧效率、点火及熄火、燃烧室火焰筒壁冷却等特性分析。
9.1 燃油雾化在航空燃气涡轮发动机中，燃油喷嘴的功能和要求如下：1) 在宽广的流量范围内提供良好的雾化；2) 快速响应燃油流量变化；3) 与流动的不稳定性无关；4) 耗能小；5) 可以缩放设计，提供设计的灵活性；6) 低成本，轻重量，维护容易，拆装容易；7) 对制造和安装过程中的轻微损伤不敏感；8) 燃油受到污染和喷嘴表面积碳时不易堵塞；9) 受热时不易结焦；10) 均匀的径向和周向燃油浓度分布。
航空燃气轮机主燃烧室中，主要的喷嘴有离心喷嘴、空气雾化喷嘴、甩油盘喷嘴和蒸发管喷嘴。
如图9-1-1所示。
（a）离心喷嘴（b）空气雾化喷嘴（c）甩油盘喷嘴（d）蒸发管喷嘴图9-1-1 航空燃气轮机燃烧室中各种喷嘴9.1.1 离心喷嘴(压力雾化喷嘴)离心喷嘴属于压力雾化喷嘴的一种.主要有两种结构,一种是单油路离心喷嘴,一种是双油路离心喷嘴,双油路离心喷嘴相比于单油路离心喷嘴扩大了工作范围.如图9-1-2所示.单油路离心喷嘴双油路离心喷嘴图9-1-2 离心喷嘴的结构进入离心喷嘴的燃油做切向运动，由于离心运动建立了空心涡，在喷嘴出口，旋转的燃油同时有轴向速度和切向速度，形成空心油膜，油膜失稳形成液雾，如图9-1-3所示。
图9-1-3 离心喷嘴的油膜运动由于压力不同，将形成不同的形态，如图9-1-4所示随着燃油压力的增加，喷嘴喷雾的形态变化。
通常，喷嘴压力降大于0.1MPa，即可得到一个充分发展的油雾。
图9-1-4 燃油喷雾的各种形态 燃油流量和喷嘴压力降之间的关系设通过离心喷嘴出口的截面积为n A 的液体流量为l m ，如图9-1-5所示。
则通过喷嘴的燃油流量如下式计算：v A C mn l d l ρ=上式中，d C 是考虑了通过离心喷嘴流动时的各种损失的流量系数，v 是通过喷嘴在一定压力降l P ∆的情况下能够达到的理论喷射速度，该喷射速度由下式计算：llP v ρ∆=2可以建立燃油流量l m与喷嘴压力降l P ∆之间的关系如下： ll n d l P A C m ∆=ρ2图9-1-5 喷嘴几何结构示意可以稍加变形得到流量数的定义：ln d ll A C P m FN ρ2=∆=流量数是一个表达喷嘴特性广泛使用的参数，仅与喷嘴的几何结构和通过的流体有关，与喷嘴的工况无关，因此它给定了某种用途下的喷嘴“尺寸”。
燃气涡轮发动机概述
F100-PW-229
129.4 kN
推重比=8.0
F110-GE-129
129.1 kN
推重比=8.0
AL-31F(АЛ-31Ф) 122.6 kN
推重比=8.0
授课人 贾斯法
4
第4代战斗机的特点
❖高的敏捷性 ❖好的隐身性 ❖短距起飞着陆能力 ❖超声速巡航能力
授课人 贾斯法
5
四代机对发动机的要求
授课人 贾斯法
2
4.涡轮喷气发动机—压气机
❖ 作用: ❖提高进入燃烧室的空气压力
❖ 重要参数: ❖增压比(P出口/P进口)
❖ 影响发动机性能好坏的一个主要参数
授课人 贾斯法
3
4.涡轮喷气发动机—燃烧室
❖ 作用、特点、构造
授课人 贾斯法
4
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖作用： ❖燃气膨胀作功驱动压气机
授课人 贾斯法
8
联合攻击机 JSF
❖一机三型 ❖ 一条生产线完成三型飞机生产
一机三型 ❖ CTOL型 常规起降 23 t 空军用 ❖ STOVL短距起飞垂直降落型 23 t
海军陆战队、英海军用 ❖ CV即舰载型 海军用 较前二者重
授课人 贾斯法
9
联合攻击机 JSF
❖ ~2010年服役 ❖ 将与F-22成为美国主力战斗机 ❖ 投资约160亿美元 ❖ 计划生产3000架 ❖ 供英海军60架、英空军200架
0
高涵道比涡扇发动机
❖ 2001年11月19月 ❖ GE-90推力达到
535 kN
授课人 贾斯法
1
2006年3月 航空发动机发展特点
航空发动机结构设计
❖对产品的设计要求 ❖适用性、可靠性、维修性 ❖经济性、耐久性
北航燃烧与燃烧室课程课件c_c_9_1
P1P2 y
y P1P2 v t tan 2 z z vu
《燃烧与燃烧室》
热能工程系
授课专用
Atomization of the pressure swirl nozzle（雾化原理？）
Effect of liquid properties on the atomization: Increase of SMD with increase of the surface tension Increase of SMD with increase of the viscosity
《燃烧与燃烧室》
热能工程系
授课专用
9.0 Preface
Performances of combustor determined by: Fuel Atomization(燃油雾化) Combustor Aerodynamics（燃烧室空气动力学） Match of fuel droplets and air flow（燃油油雾与 空气流动的匹配） Combustion Performance（燃烧性能） Liner Cooling（壁面冷却）
《燃烧与燃烧室》
热能工程系
授课专用
Main types of atomizers(分类原则？why?)
Rotary atomizer (Mechanical) (旋转喷嘴)
Vaporizer (Heat) (蒸发管喷嘴) Airblast atomizer (aerodynamic) (空气雾化喷嘴)
Pressure swirl atomizer (离心雾化喷嘴)
American F110(1986) American CFM56(1979)
《燃烧与燃烧室》
y P1P2 v t tan 2 z z vu
《燃烧与燃烧室》
热能工程系
授课专用
Atomization of the pressure swirl nozzle（雾化原理？）
Effect of liquid properties on the atomization: Increase of SMD with increase of the surface tension Increase of SMD with increase of the viscosity
《燃烧与燃烧室》
热能工程系
授课专用
9.0 Preface
Performances of combustor determined by: Fuel Atomization(燃油雾化) Combustor Aerodynamics（燃烧室空气动力学） Match of fuel droplets and air flow（燃油油雾与 空气流动的匹配） Combustion Performance（燃烧性能） Liner Cooling（壁面冷却）
《燃烧与燃烧室》
热能工程系
授课专用
Main types of atomizers(分类原则？why?)
Rotary atomizer (Mechanical) (旋转喷嘴)
Vaporizer (Heat) (蒸发管喷嘴) Airblast atomizer (aerodynamic) (空气雾化喷嘴)
Pressure swirl atomizer (离心雾化喷嘴)
American F110(1986) American CFM56(1979)
《燃烧与燃烧室》
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（非加力式发动机的最大推力状态）
2012/11/7 5
最大连续状态
可以连续工作的最高推力状态 推力=85-90% Fmax ， n nmax ，T*4 T*4max 连续工作时间不限 一般用于飞机长时间爬升和高速平态
俄国发动机及其衍生的发动机使用的一种主要工 作状态 在地面试车条件下额定状态 推力=80-85% Fmax ， n = 95% nmax左右 涡桨和涡轴发动机也规定有额定状态 连续工作时间在规定的寿命范围内不受限制 一般常在飞机爬升时使用
其他状态
反推状态 应急状态 风车状态
2012/11/7
2
最大状态
发动机产生最大推力的工作状态
复燃加力发动机的全加力状态 涡轮前燃气温度、转速、空气流量、各部件的气动负 荷和热负荷以及加力温度都达到最大值，等于或接近 于相应的最大允许值 连续工作时间受到限制，通常为10 分钟 （个别发动机 不限制其连续工作时间） 限制这种最大负荷状态的总工作时间，通常不大于发 动机总寿命的30％～35％ 最大状态用于起飞、作战、爬升以及达到最大马赫数 或升限的飞行
13
共同工作关系式
T4* K const * q(2 )........(1) T2
以单轴涡喷发动机为例说明 为什么要制定控制规律 由共同工作条件和压气机特 性，在给定飞行条件，且涡 轮和尾喷管均处于临界和超 临界状态时： 当A8＝ A8d可获得共同 工作线 还需要且只需要补充一 个条件，共同工作点被 唯一确定 补充的条件即被控制参 数，被控参数的变化规 律即控制规律
发动机控制系统的作用非常重要 通过多个控制装置（如主燃油控制器， 加力燃油控制器、可变几何部件的位置 控制器等）实现对发动机的控制 在不同的飞行条件、环境条件、油门角 度下，控制装置用于实现以下控制：
供给主燃烧室和加力燃烧室的燃油流量 可调静子叶片、放气活门、可调的尾喷管面 2012/11/7 积，矢量推力喷口、涡轮叶尖间隙等
发动机的各种工作状态对应着不同的油门杆（或功率杆）位置， 驾驶员通过操纵油门杆或功率杆，或两者来控制发动机工作状态
对于不同用途的发动机，由于使用要求不同，工作状态的划分也 不尽相同
2012/11/7 1
以现代加力涡喷和涡扇发动机为例
按油门杆位置由小到大的顺序
停车 地面慢车 空中慢车 最大连续 中间状态 最小加力状态 最大状态
2012/11/7 7
亚音经济巡航状态
推力=60-75% Fmax ，
n =80-90% nmax
T*4较低 最经济的工作状态 连续工作时间不受限制 主要用于长时间的亚音飞行 运输机的主要发动机工作状态
2012/11/7 8
慢车状态
地面慢车
能稳定和可靠工作的最小推力工作状态 常采用恒量供油控制规律 推力=3-5% Fmax ， nL 30% nLmax , nH 70% nHmax 各部件效率很低， T*4 T*4 max 连续工作时间 t 5min 主要用于下滑\着陆 , 起飞待命等
2012/11/7 10
应急状态
在有限时间内产生超过正常状态功率（或推力） 的状态
对于安装多台发动机的直升机和民用飞机，其发动机 规定有最大应急状态和额定应急状态 当一台发动机发生故障时，采用最大应急状态以保证 继续起飞和降落，而额定应急状态则用以保证继续水 平飞行 最大应急状态的功率大于起飞状态功率的7～10%，其 连续工作时间不超过2.5分钟； 额定应急状态的功率大于额定状态功率，其连续工作 时间不超过30分钟
[( K )
1
T4* 1)] / K const * [1 T2
2012/11/7 4
中间状态
加力式发动机产生的不加力最大推力状态 第四代战斗机在超音巡航时所需发动机工作状态
主机（包括压气机、主燃烧室和涡轮）的工作状态和最 大加力状态相同
各部件的气动负荷和热负荷达到或接近最大允许值 中间状态的连续工作时间和总工作时间一般也受到限制 用于起飞、短时间爬升、加速和超声速巡航等
空中慢车状态
因发动机一般采用恒量供油控制，随飞行高度增加时 空气流量减少，结果使油气比增大，涡轮前温度增高， 发动机慢车转速增加，慢车转速将随高度而增加
2012/11/7 9
反推力状态
产生反推力
反推力装置工作使喷管排气或风扇后外涵气流 的方向改变，向前折转到大于90的角度喷出， 产生反推力 反推力状态广泛用于民用机和舰载机的着陆过 程，以缩短着陆滑跑距离 有些歼击机也采用反推力装置来改善飞机机动 性和缩短着陆滑跑距离
3.2 发动机的主要工作状态
发动机起动后要在各种不同负荷条件下运转或回到停车，称发动 机处于不同工作状态 飞行器的不同飞行航段对发动机推力（或功率）有不同的要求， 因而发动机有不同的使用工作状态
在每种工作状态下工作的负荷不同，为保证发动机工作安全可靠， 对大负荷的工作状态要限制连续使用时间
2012/11/7 11
风车状态
在飞行中发动机自动停车或驾驶员 拉停后，没有燃油供给燃烧室，发 动机转子在迎面空气流的吹动下继 续保持转动 飞行M数越大，自转转速越大
2012/11/7
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3.3 发动机的控制规律
制定控制规律的目的
由各部件共同工作关系和几何参数，将发动 机工作点约束在共同工作线上，为控制发动 机工作点在工作线上的落点，必须制定控制 规律对发动机共同工作点实施控制
2012/11/7 3
最小加力状态
加力发动机产生最小加力推力的工作状态
加力燃烧室能维持稳定燃烧的最低加力温度状态 主机各部件的工作状态（如转速、涡轮前温度等） 与最大状态相同或稍低 飞机飞行控制考虑，希望从不加力的中间状态到 最小加力状态的推力增加量尽可能小 困难在于加力燃烧室的喷油量过小时，将导 致贫油熄火而无法组织稳定的燃烧过程