喷气发动机热力循环
工程热力学喷气发动机联合循环的工作原理及特点
工程热力学喷气发动机联合循环的工作原理及特点喷气发动机是一种常见的动力装置，广泛应用于航空、航天和工业领域。
为了提高发动机的热效率和功率输出，工程热力学中提出了喷气发动机联合循环的概念。
本文将详细介绍喷气发动机联合循环的工作原理以及其特点。
一、工作原理1. 简介喷气发动机联合循环是一种将燃烧室废气与蒸汽动力循环相结合的系统。
在传统的喷气发动机中，大量废气含有高温高能量，而这些废气通常会被直接排放。
而联合循环则利用这些废气，通过燃烧室后的烟气余热来产生蒸汽，再将蒸汽作为额外的工作物质来驱动涡轮，从而提高热效率。
2. 工作流程联合循环的工作流程包括废气余热回收、蒸汽发生、蒸汽冷凝和蒸汽动力循环四个主要步骤。
废气余热回收：燃烧室内产生的高温废气通过换热器进行余热回收，将烟气温度降低至合适的蒸汽发生温度。
蒸汽发生：降温后的废气进入蒸汽发生器，与水进行热交换，使水变为高温高压蒸汽。
蒸汽冷凝：蒸汽通过涡轮推动发电机或其他设备工作，然后进入冷凝器，在冷凝器中与冷却介质进行热交换，变为液体。
蒸汽动力循环：冷凝后的液体被泵送至蒸汽发生器，再次参与蒸汽循环。
二、特点1. 提高热效率联合循环通过废气余热回收和额外的蒸汽动力循环，使废气中的热能得到充分利用，提高了整个系统的热效率。
相较于传统的喷气发动机，联合循环的热效率可提高5-10个百分点。
2. 减少排放联合循环可以减少废气排放，降低对环境的负荷。
废气中的热能被充分回收利用，减少了烟气的温度和排放量，降低了对大气的污染。
3. 提升动力输出利用额外的蒸汽动力循环，喷气发动机的动力输出可以得到进一步提升。
蒸汽的加入增加了额外的工作物质，提高了整个系统的功率。
4. 延长发动机寿命联合循环利用蒸汽冷凝产生的液体作为润滑剂，可在一定程度上减少机件的磨损和热蚀，延长发动机的使用寿命。
5. 多能源适应性联合循环不仅可以利用传统的燃油发生热再利用，还能与其他能源相结合，如天然气、生物质和核能等，具有较强的多能源适应性。
热力学循环与热机效率
热力学循环与热机效率热力学循环和热机效率是热力学领域中的重要概念，对于理解热力学系统的能量转化和利用具有重要的意义。
本文将介绍热力学循环的定义、种类以及与热机效率的关系。
一、热力学循环的定义和种类热力学循环是指通过一系列热力学过程，使系统从一个状态经过一段时间后回到原来的状态的过程。
在热力学循环中，系统将从外界吸收热量并对外界做功。
根据吸热和放热的方式，热力学循环可以分为两类：开放式循环和闭合式循环。
1.开放式循环开放式循环，也称为热力学循环，是指系统与环境之间存在质量流动的循环过程。
典型的开放式循环包括汽轮机和喷气式发动机。
在汽轮机中，燃料燃烧产生高温高压的气体，驱动涡轮转动，从而产生功。
而在喷气式发动机中，燃料燃烧产生高温高压的气体推动喷气，同样也是通过对外界做功的方式来产生功。
2.闭合式循环闭合式循环，也称为热力学理想循环，是指系统与环境之间不存在质量流动的循环过程。
典型的闭合式循环包括卡诺循环和斯特林循环。
卡诺循环是一种理想的热力学循环，它由两个等温过程和两个绝热过程组成。
卡诺循环的特点是效率最高，是热机效率的上限。
斯特林循环是一种工作在低温下的循环，通过在不同温度下的热源和冷源之间传递热量来完成功的转化。
二、热机效率的定义和计算热机效率是指热机工作输出的功与吸收的热量之比，通常用η表示。
热机效率能够衡量热力学循环系统能量转化的高低。
对于开放式循环和闭合式循环，热机效率的计算方式略有不同。
1.开放式循环的热机效率计算对于开放式循环中的热机效率计算，可以使用以下公式：η = (W_out - W_in) / Q_in其中，η表示热机效率，W_out表示热机输出的功，W_in表示燃料输入的功，Q_in表示吸收的热量。
开放式循环中的热机效率与系统内部的能量转化有关。
2.闭合式循环的热机效率计算对于闭合式循环中的热机效率计算，可以使用以下公式：η = (W_out - W_in) / Q_in其中，η表示热机效率，W_out表示热机输出的功，W_in表示热机输入的功，Q_in表示吸收的热量。
热力学循环与热效率
热力学循环与热效率热力学循环是一种将热能转化为功的过程，其应用广泛于各种热能转换系统中。
而热效率则是衡量热力学循环能够将输入的热能转化为有用功的比例。
本文将介绍几种常见的热力学循环，并探讨不同循环中热效率的特点。
1. 卡诺循环（Carnot Cycle）卡诺循环是理想的可逆循环，其工作原理是利用两个等温过程和两个绝热过程。
在等温过程中，系统从高温热源吸收热量Qh并将一部分能量以有用功Wc的形式输出；在绝热过程中，系统无热量交换，只进行功交换；在等温过程中，系统将剩余的能量以热量Qc的形式释放到低温热源。
卡诺循环的热效率由以下公式给出：η = 1 - (Tc / Th)其中，η表示热效率，Tc和Th分别表示低温和高温热源的温度。
卡诺循环的热效率是理论的极限，而实际循环往往无法达到这个效率。
2. 斯特林循环（Stirling Cycle）斯特林循环是由两个等温过程和两个等容过程组成的。
在等温过程中，系统从高温热源吸收热量Qh并输出功Wc；在等容过程中，系统进行热交换但不进行功交换；在等温过程中，系统将剩余热量以热量Qc的形式释放到低温热源。
斯特林循环的热效率由以下公式给出：η = 1 - (Tc / Th)与卡诺循环类似，斯特林循环的热效率也受到温度比的限制。
3. 布雷顿循环（Brayton Cycle）布雷顿循环是一种常用于燃气轮机和喷气发动机中的循环。
它由压缩、燃烧、膨胀和排气四个过程组成。
在压缩过程中，空气被压缩成高温高压状态；在燃烧过程中，燃料被喷入并燃烧，使空气加热；在膨胀过程中，高温高压气体推动涡轮产生功；最后，在排气过程中，气体被排出系统。
布雷顿循环的热效率由以下公式给出：η = 1 - (1 / r^γ-1)其中，η表示热效率，r表示压缩比，γ表示比热容比。
4. 朗肯循环（Rankine Cycle）朗肯循环是蒸汽动力机中最常用的循环，包括四个过程：压缩、加热、膨胀和冷凝。
在压缩过程中，蒸汽被压缩为高压状态；在加热过程中，蒸汽被加热至高温高压状态；在膨胀过程中，高温高压蒸汽推动涡轮工作，产生功；最后，在冷凝过程中，蒸汽被冷凝为水，回到低压状态。
热力学循环在航空航天领域的应用案例分析
热力学循环在航空航天领域的应用案例分析在航空航天领域，热力学循环扮演着至关重要的角色。
它为飞行器的动力系统提供了理论基础和技术支持，使得人类能够征服蓝天，迈向浩瀚宇宙。
热力学循环是一种通过热能与机械能相互转换来实现工作的过程。
在航空航天中，常见的热力学循环包括布雷顿循环、斯特林循环等。
这些循环原理在不同类型的航空航天动力装置中得到了广泛应用。
以喷气式发动机为例，其工作原理基于布雷顿循环。
空气被吸入发动机的压气机，经过压缩后压力和温度升高。
随后，在燃烧室中与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
这些燃气膨胀推动涡轮旋转，涡轮又带动压气机工作，最后高速排出产生推力。
在这个过程中，热能被转化为机械能，实现了飞机的飞行。
航空航天领域对动力系统的要求极高，不仅要具备强大的功率输出，还要满足轻量化、高效率和高可靠性等要求。
热力学循环的应用正是为了满足这些需求。
例如，在火箭发动机中，采用的是更为复杂的热力循环。
液体燃料和氧化剂在燃烧室中燃烧，产生高温高压的燃气。
燃气通过喷管高速喷出，产生巨大的推力。
为了提高发动机的性能，研究人员不断优化热力循环的参数，如提高燃烧温度、增加压力比等。
在太空探索中，斯特林循环发动机也有着潜在的应用前景。
斯特林循环具有高效、安静等优点，适用于一些特殊的航天器任务，如深空探测器的电源供应等。
热力学循环在航空航天领域的应用并非一帆风顺，面临着诸多挑战。
首先，高温、高压等极端工作条件对材料的性能提出了极高的要求。
发动机部件需要承受巨大的热应力和机械应力，因此需要研发新型的耐高温、高强度材料。
其次，热力循环的效率提升也是一个关键问题。
尽管不断有新的技术和设计出现，但要进一步提高效率仍然面临诸多困难。
例如，在燃烧过程中，如何实现更完全的燃烧，减少能量损失，是一个需要深入研究的课题。
此外，环境因素也对热力学循环的应用产生影响。
在高空稀薄的大气环境中，发动机的进气和燃烧条件与地面有很大不同，这就需要对循环进行针对性的优化和调整。
喷气发动机原理及若干工作方式
火箭发动机的工作原理
火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。
从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
喷气发动机原理及若干工作方式 喷气推进原理 气推进是伊萨克·牛顿(Isaac Newton)爵士的第三运动定律的实际应用。该定律表述为：“作用在一物体上的每一个力都有一方向相反大小相等的反作用力。”就飞机推进而言，“物体”是通过发动机时受到加速的空气。产生这一加速度所需的力有一大小相等方向相反的反作用力作用在产生这一加速度的装置上。喷气发动机用类似于发动机/螺旋桨组合的方式产生推力。二者均靠将大量气体向后推来推进飞机，一种是以比较低速的大量空气滑流的形式，而另一种是以极高速的燃气喷气流形式。 这一同样的反作用原理出现于所有运动形式之中，通常有许多应用方式。喷气反作用最早的著名例子是公元前120年作为一种玩具生产的赫罗的发动机。这种玩具表明从喷嘴中喷出的水蒸气的能量能够把大小相等方向相反的反作用力传给喷嘴本身，从而引起发动机旋转。类似的旋转式花园喷灌器是这一原理更为实用的一个例子。这种喷灌器借助于作用于喷水嘴的反作用力旋转。现代灭火设备的高压喷头是“喷流反作用”的一个例子。由于水喷流的反作用力，一个消防员经常握不住或控制不了水管。也许，这一原理的最简单的表演是狂欢节的气球，当它放出空气或气体时，它便沿着与喷气相反的方向急速飞走。 喷气反作用绝对是一种内部现象。它不象人们经常想象的那样说成是由于喷气流作用在大气上的压力所造成的。实际上，喷气推进发动机，无论火箭、冲压喷气、或者涡轮喷气，都是设计成加速空气流或者燃气流并将其高速排出的一种装置。当然，这样做有不同的方式。但是，在所有例子中，作用在发动机上的最终的反作用力即推力是与发动机排出的气流的质量以及气流的速度成比例的。换言之，给大量空气附加一个小速度或者给少量空气一个大速度能提供同样的推力。实用中，人们喜欢前者，因为降低喷气速度能得到更高的推进效率。 喷气推进的几种方式 不同类型的喷气发动机，无论冲压喷气、脉冲喷气、燃气轮机、涡轮/冲压喷气或者涡轮-火箭，其差别仅在于“推力提供者”即发动机供应能量并将能量转换成飞行动力的方式。 冲压喷气发动机实际上是一种气动热力涵道。它没有任何主要旋转零件，只包含一个扩张形进气涵道和一个收敛形或者收敛-扩张形出口。当由外部能源强迫其向前运动时，空气被迫进入进气道。当它流过这一扩散形涵道时，其速度或动能降低，而压力能增加。尔后，靠燃油的燃烧来增加其总能量，膨胀的燃气通过出口涵道高速排入大气。冲压喷气发动机常作为导弹和靶机的动力装置，但单纯的冲压喷气发动机不适于作为普通飞机动力装置，因为在它产生推力前，要求向它施加向前的运动。 脉冲喷气发动机采用间歇燃烧原理。与冲压喷气发动机不同，它能在静止状态工作。这种发动机是由类似冲压喷气发动机的一种空气动力涵道构成。它的压力较高，结构比较坚实。进气涵道有许多进气“活门”，在弹簧拉力作用下处于打开位置，通过打开的活门空气进入燃烧室，并靠燃烧喷入燃烧室中去的燃油得到加热，由此引起的膨胀使压力升高，迫使活门关闭，然后膨胀的燃气向后喷出；排气造成降压，使活门重新开启。这种过程周而复始。脉冲喷气发动机曾经被设计成直升机旋翼的推进装置，有的还通过精心设计涵道来控制共振循环的压力变化而省去了进气活门。但脉冲喷气发动机不适于作为飞机动力装置，因为它的油耗高，又无法达到现代燃气涡轮发动机的性能。 火箭发动机虽然也属于喷气发动机，但它们有重大区别。即火箭发动机不用大气作为推进流体，而用它携带的液态燃料或化学分解而形成的燃料与氧气剂的燃烧来产生它自己的推进流体，从而能在地球大气层外工作，但因此它也只适用工作时间很短的情况. 涡轮喷气式发动机应用于喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点，因为采用了涡轮驱动的压气机，因此在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒(610米/秒)或者大约1400英里/小时(2253公里/小时)的速度从推进喷管中排出。在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。 飞机速度低于大约450英里/小时(724公里/小时)时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，因为它的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度；因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。然而，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时(563公里/小时)以上时螺旋桨效率迅速降低。这些特性使得一些中等速度飞行的飞机不用纯涡轮喷气装置而采用螺旋桨和燃气涡轮发动机的组合 -- 涡轮螺旋桨式发动机。 螺旋桨/涡轮组合的优越性在一定程度上被内外涵发动机、涵道风扇发动机和桨扇发动机的引入所取代。这些发动机比纯喷气发动机流量大而喷气速度低，因而，其推进效率与涡轮螺旋桨发动机相当，超过了纯喷气发动机的推进效率。 涡轮/冲压喷气发动机将涡轮喷气发动机(它常用于马赫数低于3的各种速度)与冲压喷气发动机结合起来，在高马赫数时具有良好的性能。这种发动机的周围是一涵道，前部具有可调进气道，后部是带可调喷口的加力喷管。起飞和加速、以及马赫数3以下的飞行状态下，发动机用常规的涡轮喷气式发动机的工作方式；当飞机加速到马赫数3以上时，其涡轮喷气机构被关闭，气道空气借助于导向叶片绕过压气机，直接流入加力喷管，此时该加力喷管成为冲压喷气发动机的燃烧室。这种发动机适合要求高速飞行并且维持高马赫数巡航状态的飞机，在这些状态下，该发动机是以冲压喷气发动机方式工作的。 涡轮/火箭发动机与涡轮/冲压喷气发动机的结构相似，一个重要的差异在于它自备燃烧用的氧。这种发动机有一多级涡轮驱动的低压压气机，而驱动涡轮的功率是在火箭型燃烧室中燃烧燃料和液氧产生的。因为燃气温度可高达3500度，在燃气进入涡轮前，需要用额外的燃油喷入燃烧室以供冷却。然后这种富油混合气(燃气)用压气机流来的空气稀释，残余的燃油在常规加力系统中燃烧。虽然这种发动机比涡轮/冲压喷气发动机小且轻，但是，其油耗更高。这种趋势使它比较适合截击机或者航天器的发射载机。这些飞机要求具有高空高速性能，通常需要有很高的加速性能而无须长的续航时间。
喷气发动机的工作原理
喷气发动机的工作原理喷气发动机是一种高效而广泛应用的动力装置，被用于飞机、火箭、船舶等许多交通工具中。
本文将对喷气发动机的工作原理进行详细解析，帮助读者了解其基本原理和机制。
一、引言喷气发动机是一种热力循环发动机，其基本原理是根据牛顿第三定律和能量守恒定律实现推力产生。
喷气发动机主要由进气、压缩、燃烧、喷射等组成，不同部分各司其职，共同完成燃烧产生推力的过程。
二、进气过程进气过程是喷气发动机工作的第一步，其目的是将周围空气引入发动机内部。
在飞机的机头通常有专门的空气取入口，将外部空气通过这个进气口进入发动机。
在进气过程中，空气经过滤网和进气道，同时流经压气机前经过一个均压器调节，在进气道中的空气压强始终保持均匀。
三、压缩过程进入发动机内部的空气进一步经过压缩器，这是喷气发动机工作的第二步。
压缩的目的是提供足够的压力，以便在燃烧过程中有效地将燃料燃烧，并达到产生高温高压气体的要求。
压缩器通常采取多级压缩，通过多个转子和定子的组合，将空气压缩到更高的压力。
四、燃烧过程压缩后的空气进入燃烧室，与燃料混合并点燃，形成高温高压的气体。
燃烧室是喷气发动机的核心部件之一，其结构设计使得燃烧过程能够高效地完成。
燃烧室内的燃料在高温高压的条件下燃烧，生成大量的热能，并通过传导、对流、辐射等方式将热能传递给进气空气。
五、喷射过程喷气发动机的喷射过程是将高温高压气体以高速喷出，并产生推力的过程。
燃烧后的气体通过喷管的特殊设计，使气体加速并产生反作用力。
喷气发动机的推力主要来自于喷口喷出的高速气体，根据牛顿第三定律，喷出的气体会产生反向的推力，推动飞机或其他交通工具向前运动。
六、结论喷气发动机是一种高效的动力装置，其工作原理基于牛顿第三定律和能量守恒定律。
在进气、压缩、燃烧和喷射的过程中，喷气发动机通过将燃料燃烧产生的高温高压气体喷出，从而获得推力。
喷气发动机的工作原理不仅广泛应用于飞机，还被用于其他交通工具以及一些工业领域中。
发动机原理：第一章1节 涡轮喷气发动机热力循环
1
e
W
cpT0 (
e)(1
1) e
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三、理想循环-循环功
W
cpT0 (
e)(1
1) e
• 理想循环功与循环加热比成正比。
• 存在有使理想循环功达最大的循环增压比 称为最佳增压比opt
2( 1) opt
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三、理想循环
• 如何提高循环热效率？ 提高增压比。
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四、实际循环
• 加热量q1 q1 Cp (T3* T2* )
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四、实际循环
• 放热量q2
q2
C
' p
(T9
T0 )
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四、实际循环
• 循环功
W q1 q2
• 热效率
th
W q1
q1 q2 q1
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四、实际循环
th f ( , ,c ,e, )
T0
=
－1
th
1
1
－1
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三、理想循环-热效率
th 1
1
－1
• 理想循环热效率只与循环增压比有关，且 与循环增压比成正比。
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三、理想循环-循环功
W q1th cp (T3* T2* )th
c
pT0
(T3* T0
T2* T0
)(1
1
1
)
T3*
• 涡轮：气体膨胀做功，推动涡轮旋转，通 过连接轴驱动压气机
• 尾喷管：气体膨胀加速，高速喷出，产生 推力
航空燃气涡轮发动机工作原理
2020年4月25日
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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
工程热力学喷气发动机循环中燃烧室的性能计算
工程热力学喷气发动机循环中燃烧室的性能计算喷气发动机作为现代航空发动机的核心装置，通过内燃机原理将燃料燃烧产生的热能转化为动力，驱动飞机进行飞行。
而燃烧室作为喷气发动机的重要组成部分，承担着将燃料与氧气混合并燃烧产生高温高压气体的作用。
在工程热力学中，对喷气发动机循环中燃烧室的性能进行准确的计算和分析，对于发动机性能的优化和安全运行具有重要意义。
燃烧室性能计算主要包括燃烧室的热效率、气体温度和压力等参数的计算。
燃烧室能够高效地将燃料燃烧产生的热能转化为动力，是发动机输出功率的重要保证。
首先，计算燃烧室的热效率是评估燃烧室性能的重要指标。
燃烧室热效率可以通过计算燃料燃烧前后的焓变来得到。
焓是物质内部能量和压力能的组合，燃料燃烧后产生的高温高压气体的焓高于燃料与空气混合前的焓，其中的差值即为燃料的燃烧释放的焓，也是可利用的能量。
将燃料的释放焓与燃料的低位热值相除，即可计算得到燃烧室的热效率。
其次，气体温度和压力是评估燃烧室性能的另外两个重要参数。
在喷气发动机运行过程中，气体温度和压力对发动机的推力和效率等方面具有重要影响。
通过分析燃烧室内气体流动的热力学过程，可以计算得到气体温度和压力的变化规律。
在进行燃烧室性能计算时，需要确定燃料成分和混合比例、空气进口温度等参数，以及考虑燃烧室内的能量传递和损失等因素。
同时，还需要根据喷气发动机循环参数和设计要求，综合考虑燃烧室的结构形式和喷射方式等因素，实现计算结果的准确性和可靠性。
总结起来，工程热力学喷气发动机循环中燃烧室的性能计算对于发动机性能优化和安全运行至关重要。
通过对燃烧室热效率、气体温度和压力等参数的准确计算和分析，可以为发动机设计和工程实践提供重要的参考依据。
在未来的研究工作中，还需要进一步完善和发展燃烧室性能计算的理论模型和方法，以适应不断变化的航空发展需求。
飞机发动机的原理
飞机发动机的原理飞机发动机是飞机的动力装置，它的性能直接关系到飞机的飞行性能。
飞机发动机的原理是基于热力学和动力学原理的，下面我们来详细介绍一下飞机发动机的原理。
首先，飞机发动机的工作原理是利用内燃机的热力循环原理来实现的。
内燃机是利用燃料在氧气的作用下发生燃烧，产生高温高压气体，然后通过气缸内的活塞做功，将燃烧产生的热能转化为机械能。
飞机发动机通常采用的是喷气式发动机，它是利用燃料在燃烧室内燃烧产生高温高压气体，然后将燃气通过喷嘴喷出，产生推力来推动飞机前进。
其次，飞机发动机的原理还涉及到空气动力学原理。
飞机在飞行过程中需要克服空气阻力，而飞机发动机产生的推力就是用来克服空气阻力的。
飞机发动机通过喷气产生的推力可以让飞机在空中飞行，并且还可以提供飞机的爬升和加速性能。
另外，飞机发动机的原理还包括燃料供给和燃烧原理。
飞机发动机需要燃料来进行燃烧产生高温高压气体，而燃料的供给和燃烧过程需要精密的控制和调节。
飞机发动机通常采用的是航空煤油作为燃料，燃烧后产生的燃气通过喷气口喷出，产生推力。
最后，飞机发动机的原理还涉及到动力传递和推进原理。
飞机发动机产生的推力需要通过飞机的推进装置传递到飞机的机身上，然后才能推动飞机前进。
飞机的推进装置通常是由涡轮、传动装置和螺旋桨等组成，它们能够有效地将发动机产生的推力传递到飞机上，从而实现飞机的飞行。
综上所述，飞机发动机的原理是基于热力学、动力学和空气动力学原理的。
它通过燃烧燃料产生高温高压气体，然后将燃气喷出产生推力，从而推动飞机前进。
飞机发动机的原理涉及到燃烧原理、空气动力学原理、燃料供给和推进原理等多个方面，是飞机飞行的重要保障。
热力学中的循环过程
热力学中的循环过程热力学是研究能量转化和能量传递的科学分支之一。
在热力学中，循环过程是指系统经历一系列状态变化后最终返回初始状态的过程。
循环过程广泛应用于工程和自然科学领域，其中热力循环和热力机是研究热力学中循环过程的重要内容之一。
一、热力循环热力循环是指在一定条件下，流体在一系列状态变化后回到初始状态的过程。
热力循环在工程中被广泛应用于能量转换和能量传递的相关设备中，如喷气发动机、汽车发动机和蒸汽轮机等。
热力循环一般包括四个基本过程，即压缩过程、加热过程、膨胀过程和冷却过程。
这四个过程在热力循环中相互作用，共同完成能量的转换。
1. 压缩过程在压缩过程中，流体从初始状态经历压力增加、体积减小的变化。
在内燃机和喷气发动机中，压缩过程由活塞或压缩机完成。
该过程中，流体内能增加，同时温度也会增加。
2. 加热过程在加热过程中，流体从压缩状态经历温度增加的变化。
加热过程中，热量会被输入到系统中，使得流体的内能增加，同时体积也会增加。
3. 膨胀过程在膨胀过程中，流体从高温高压状态经历温度和压力的降低，同时体积增大的变化。
膨胀过程在发动机的活塞或涡轮机中有重要应用。
4. 冷却过程在冷却过程中，流体从高温状态经历温度降低的变化。
冷却过程可以通过散热器或冷却系统实现，使得流体的温度降低，同时体积也会减小。
通过这四个过程的循环，热力循环可以实现能量的转换和传递。
不同的热力循环根据其应用和工作原理的不同而有所区别，如卡诺循环、布雷顿循环、循环流化床等。
二、热力机的工作原理热力机是利用热力循环实现能量转换的设备。
常见的热力机包括汽车发动机、蒸汽轮机和燃气轮机等。
这些热力机根据其工作原理可以分为往复式热力机和旋转式热力机两类。
1. 往复式热力机往复式热力机是指内燃机和蒸汽机等，这类热力机的工作基于往复运动的活塞。
往复式热力机通过循环过程中的压缩、加热、膨胀和冷却四个步骤实现能量的转换。
在内燃机中，燃料燃烧后产生高温高压气体，推动活塞执行压缩和膨胀的工作。
影响发动机热循环的因素
参数：
加热比Δ, (涡轮前温度或涡轮前燃气总温): 随着加 热比Δ, 或涡轮前温度的提高, 热效率也增大。 增压比π: 增压比π的提高, 实际循环的热效率增大, 当增压比π等于最经济增压比时, 实际循环热效率达 到最大,以后再提高增压比, 实际循环的热效率ηt反而 下降。 压气机效率和涡轮效率: 压气机效率和涡轮效率增大, 热效率也提高。
喷气发动机热力循环
布莱顿循环的热效率 1、循环中输出的循环功与燃油燃烧释放的热量之比 2、燃气涡轮喷气发动机理想循环的热效率取决于发 动机的增压比π ， γ为绝热系数，由物质的材料决定。
喷气发动机热力循环
布莱顿循环的理想循环功
（1）Δ =T1/T0 , 称为加热比 （2）使循环功达到最大值时的增压比称为最佳增压比 （3）当实际加热比为5－6时, π opt≈16－30。 （4）理想循环功取决于加热比Δ、增压比π和工质的热 力 性质 Cp、γ
工作原理: 发动机中压力最高的位置是在燃烧室进口 ������ 发动机中总压最高的位置是在压气机的出口 ������ 温度最高的位置是在涡轮的进口 ������ 发动机出口的压力可以等于或大于外界的大气压。
喷气发动机热力循环
������ 燃气涡轮喷气发动机的理想化条件 1、 假设工质完成的是一个封闭的热力循环 2、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, 用定熵过程代替之 3、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 4、喷入的燃油的质量忽略不计, 而且假定工质是定质 量的定比热容的完全气体 5、 喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程
布莱顿循环
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。
工程热力学喷气发动机循环各过程的流体参数变化
工程热力学喷气发动机循环各过程的流体参数变化工程热力学是应用热力学原理和方法来分析和解决工程中的热力问题的学科。
喷气发动机是一种常见的动力装置，它通过喷射高速排出的燃烧气体来产生推力。
在喷气发动机的工作过程中，流体参数的变化对其性能具有重要的影响。
喷气发动机的工作过程一般可以分为压缩、燃烧和膨胀三个主要过程。
在压缩过程中，流体从外界吸入并通过压气机进行压缩。
这个过程中，流体参数如温度、压力和密度等发生变化。
在喷气发动机的压缩过程中，流体的温度和压力都会随着压缩比的增加而提高。
这是因为压气机将流体逐步压缩，使得分子间的碰撞频率增加，从而使得温度和压力升高。
同时，由于体积减小，流体的密度也会增加。
接下来是燃烧过程，喷气发动机中的燃烧过程是将燃料与空气混合并在燃烧室中燃烧产生高温高压气体。
在燃烧过程中，流体参数如温度和压力等也会发生变化。
燃烧过程中，燃料与空气混合后被点燃，产生高温高压气体。
这个过程是一个爆炸过程，温度和压力会迅速升高。
当然，具体变化的参数也会受到燃料的种类、燃烧室的设计等因素的影响。
最后是膨胀过程，膨胀过程是喷气发动机从高温高压气体中提取功的过程。
在这个过程中，流体参数再次发生变化。
膨胀过程中，高温高压气体通过涡轮转子进行膨胀，从而产生推力。
由于能量的转化，温度和压力都会降低，而流体的体积则增加。
同样，具体的变化也会受到轮子的设计和操作条件的影响。
综上所述，工程热力学喷气发动机循环中的各个过程都会对流体参数产生影响。
压缩过程中，温度、压力和密度上升；燃烧过程中，温度和压力会迅速升高；膨胀过程中，温度和压力下降。
这些参数的变化直接影响着喷气发动机的性能和效率。
最后，通过对工程热力学喷气发动机循环各过程的流体参数变化的深入研究，可以进一步优化发动机设计和运行条件，提高其性能和效率，为航空工业的发展做出重要贡献。
热力学循环在飞机发动机设计中的应用
热力学循环在飞机发动机设计中的应用随着航空业的快速发展，飞机发动机的设计和性能要求也越来越高。
在飞机发动机的设计中，热力学循环是一个重要的概念和工具。
通过热力学循环的应用，可以提高发动机的效率和性能，从而实现更高的飞行速度和更低的燃油消耗。
热力学循环是指在一个封闭系统中，通过一系列的热力学过程将热能转化为机械能的过程。
在飞机发动机中，常用的热力学循环包括布雷顿循环和奥托循环。
布雷顿循环是一种理想化的热力学循环，用于描述喷气式发动机的工作原理。
它包括四个基本过程：压缩、燃烧、膨胀和排气。
在压缩过程中，空气被压缩到高压状态，增加了燃烧的效率。
在燃烧过程中，燃料被喷入燃烧室并点燃，释放出热能。
在膨胀过程中，高温高压的气体通过涡轮机膨胀，驱动涡轮机工作。
最后，在排气过程中，燃烧产生的废气被排出发动机。
奥托循环是一种用于描述内燃机工作原理的热力学循环。
它包括四个基本过程：吸气、压缩、燃烧和排气。
在吸气过程中，气缸内的活塞下行，将空气吸入气缸。
在压缩过程中，活塞上行，将空气压缩到高压状态。
在燃烧过程中，燃料被喷入气缸并点燃，释放出热能。
最后，在排气过程中，活塞再次下行，将燃烧产生的废气排出气缸。
在飞机发动机的设计中，热力学循环的应用可以帮助工程师优化发动机的性能。
通过调整循环中的各个过程，可以提高发动机的效率和功率输出。
例如，在布雷顿循环中，增加压缩比可以提高燃烧的效率，从而提高发动机的热效率。
而在奥托循环中，调整压缩比和燃料的混合比可以改善燃烧的效果，提高发动机的燃烧效率。
除了优化热力学循环，还可以通过改进发动机的组成部分来提高性能。
例如，采用先进的涡轮机和压气机技术可以提高压缩过程的效率，减少能量损失。
同时，采用高温材料和冷却技术可以提高燃烧过程的效率，减少热能损失。
此外，通过优化排气系统和增加涡轮增压器的使用，可以提高排气过程的效率，减少废气的能量损失。
热力学循环在飞机发动机设计中的应用不仅可以提高发动机的性能，还可以减少对环境的影响。
热力学循环在飞机推进系统中的关键应用
热力学循环在飞机推进系统中的关键应用飞机作为一种重要的交通工具，其推进系统的性能直接关系到飞机的飞行效率和安全。
而在飞机推进系统中，热力学循环的应用起到了至关重要的作用。
本文将探讨热力学循环在飞机推进系统中的关键应用，并分析其对飞机性能的影响。
首先，我们来了解一下热力学循环的基本概念。
热力学循环是指在一定条件下，通过一系列的热力学过程，将热能转化为机械能的过程。
在飞机推进系统中，常用的热力学循环有内燃机循环和蒸汽循环两种。
内燃机循环是指通过燃烧燃料产生高温高压气体，然后将气体膨胀推动活塞或涡轮，最终将热能转化为机械能。
这种循环在飞机的喷气发动机中得到了广泛应用。
喷气发动机通过燃烧燃料产生高温高压气体，然后通过喷嘴将气体喷出，产生反作用力推动飞机前进。
内燃机循环的关键在于燃烧室的设计和燃烧过程的控制，只有合理的燃烧过程才能保证发动机的高效运行。
蒸汽循环是指通过燃烧燃料产生蒸汽，然后将蒸汽膨胀推动涡轮，最终将热能转化为机械能。
这种循环在飞机的蒸汽动力系统中得到了广泛应用。
蒸汽动力系统通过燃烧燃料产生蒸汽，然后将蒸汽推动涡轮，驱动飞机前进。
蒸汽循环的关键在于蒸汽发生器和涡轮的设计，只有高效的蒸汽发生器和涡轮才能保证系统的正常运行。
热力学循环在飞机推进系统中的关键应用体现在以下几个方面：首先，热力学循环决定了飞机推进系统的效率。
热力学循环的效率是指将热能转化为机械能的比例，也就是输出功率与输入热能之比。
在飞机推进系统中，提高循环效率可以减少能源的消耗，提高飞机的续航能力。
因此，热力学循环的优化设计是提高飞机推进系统效率的关键。
其次，热力学循环决定了飞机推进系统的动力性能。
热力学循环的动力性能是指系统在给定工况下的输出功率和扭矩。
在飞机推进系统中，动力性能的优化设计可以提高飞机的爬升性能、加速性能和巡航性能。
因此，热力学循环的动力性能是飞机推进系统设计的重要指标。
最后，热力学循环决定了飞机推进系统的可靠性和安全性。
热力学循环对航空发动机性能的影响研究
热力学循环对航空发动机性能的影响研究航空发动机作为现代飞机的核心动力装置，其性能直接关系到飞机的飞行效率和经济性。
热力学循环是航空发动机工作原理的重要基础，对其性能有着深远的影响。
本文将探讨热力学循环对航空发动机性能的影响，并分析其中的关键因素。
首先，热力学循环能够决定航空发动机的热效率。
热效率是指发动机从燃料中释放的能量与输入的热能之间的比值。
热力学循环的选择直接影响到发动机的热效率。
常见的热力学循环有布雷顿循环、奥特兰克循环等。
这些循环在燃烧室、涡轮机和喷管等部件之间的能量转换过程中，通过调整压力、温度和流速等参数，使得燃料的热能能够最大限度地转化为机械能，从而提高热效率。
其次，热力学循环还能够影响航空发动机的推力性能。
推力是指发动机产生的向前推动飞机的力量。
热力学循环通过调整喷气推力和螺旋桨推力的比例，以及喷气速度和喷气质量流量等参数，来实现最佳的推力性能。
例如，对于高速喷气式发动机，布雷顿循环能够提供较高的喷气速度，从而产生较大的喷气推力；而对于低速涡轮螺旋桨发动机，奥特兰克循环则能够提供较高的螺旋桨推力。
因此，选择合适的热力学循环对于航空发动机的推力性能至关重要。
此外，热力学循环还对航空发动机的燃料消耗率和环境影响有着重要影响。
燃料消耗率是指发动机每单位时间消耗的燃料质量。
热力学循环通过调整燃烧室的燃烧效率和喷气推力的比例，以及优化涡轮机的效率等因素，来降低燃料消耗率。
例如，采用高压燃烧室和高效涡轮机，能够使燃料在燃烧过程中得到更充分的利用，从而降低燃料消耗率。
同时，热力学循环还能够减少发动机排放的有害气体和颗粒物，对环境产生较小的影响。
最后，热力学循环还能够影响航空发动机的可靠性和寿命。
热力学循环对发动机内部的温度和压力分布有着直接影响，而温度和压力是导致发动机内部零部件疲劳和损坏的主要原因。
因此，通过优化热力学循环，可以降低发动机内部零部件的温度和压力，延长其使用寿命。
同时，热力学循环还能够提高发动机的可靠性，减少故障和停机时间，提高航空运输的安全性和经济性。
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γ 1 γ 1 p γ p γ 3 2 p p 5 0
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引入反映循环特性的参数--增压比
p2 π p0
π
进气道的冲压比 ： 压气机的增压比 ： 所以 in c 即：循环的增压比等于进气道的冲压比与 压气机的增压比的乘积
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航空发动机原理
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有效功
a 1 c p w0 c p T0 1 1 c
1
1 c p ' 1 ' 1 ' a 1 c p 1 1
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在 一 定的情况下， 取决于空气在压缩过 程中压力提高的程度 发动机的增压比 愈大， 则热效率 t 愈高。
图2－10 热效率随发动机增压比的变化
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航空发动机原理
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3 理想循环功
W的推导计算：
w0 q1 q2 c p T3 T2 c p T5 T0
其中：
T3 成 为 加 热 比 ， e T0
1
故：理想循环功取决于加热比Δ和增压比π
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航空发动机原理
图形分析 增压比一定， 加热 比愈大， 循环功愈 大。 最佳增压比 opt 的 定义
图2－11 理想循环功与增压比的关系
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航空发动机原理
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对于定比热容的完全气体有:
T T η 1 5 0 t T T 3 2
T 2 T 0 γ 1 p γ 2 p 0
对于定熵过程0－2有:
对于定熵过程3－5有:
T 3 T 5
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航空发动机原理
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2 布莱顿循环的热效率
布莱顿循环的热效率
热效率的定义
w q o η 1 2 t q q 1 1
问题：问什么W0=Q1-Q2
其中：
W ：循环过程产生的机械功 0
η ：循环热效率 t
循环过程中放出的热量 q1 : 循 环 过 程 中 吸 收 的q 热 量 2: q2 c T T q c T T p 5 0 1 p 3 2
1 T3 1 c pT0 1 1 1 T0
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1 c pT0 1 e 1 e
有效功
Le (V52 V 2 ) 2 Lnet Li Lrp Lrc
涡喷发动机：对外输出的有效功完全用来增加流过发动机气体的动能； 涡扇发动机：一部分有效功用来驱动外涵风扇； 涡轮螺桨发动机：有效功大部分用来驱动螺旋桨，小部分增加气体动能； 涡轮轴发动机：实际循环的全部有效功绝大部分用来驱动直升机的旋翼。
p1 in p0 p2 c p1
热效率推导：
T T T T 5 0 5 0 η 1 1 1 1 t T T T T 3 2 3 2
γ 1 p γ 1 2 1 1 p 0
所以：燃气涡轮喷气发动机理想循环的 热效率取决于发动机的增压比和工质的 热容比
０-２ 定熵压缩过程 ２-３ 定压加热过程 ３-５ 定熵膨胀过程 ５-０ 定压放热过程
布莱顿循环p-v图
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航空发动机原理
3
⒈布莱顿循环的p-v图和T-s图
布莱顿循环的p-v图 过程含义
0－1线 1－2线 2－3线 3－4线 4－5线
布莱顿循环p-v图
喷气发动机热力循环
1 循环的理想化条件
理想化假设条件
假设工质完成的是一个封闭的热力循环 假设压缩和膨胀过程是定熵过程 假设燃烧室为定压加热过程 忽略qmf ，假设气体为定质量（前后质量不 便）的定比热容的完全气体
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航空发动机原理
2
2 布莱顿或定压加热循环
布莱顿或定压加热循 环定义 循环组成
航空发动机原理
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最大循环功 w0,max 及最佳增压比 opt的计算
opt
dw0 Δ c pT0 2 1 0 de e T3 2 1 w0,max 2 1 T c pT0 0
1
2
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航空发动机原理
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当实际加热比为5－6时，πopt≈16－30 最大理想循环功为仅取决于加热比 当增压比很大时，在极限情况下，则加 热量为零， 理想循环功也为零。
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航空发动机原理
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4 实际循环
发动机实际工作过程 气体的成分发生变化； 热容比也随着气体成分和温度而发生变化； 存在流动损失
T3* T0
影响实际循环功的因素：加热比Δ、增压比、压缩效率、 膨胀效率等
航空发动机原理 18
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热效率
1 a c p cp 1 1 c 1 1 cp 1 c
1
η t＝
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航空发动机原理
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压缩过程(0-2)： 认为是 绝热的多变过程 膨胀过程(3-5)： 认为是 绝热的多变过程 燃烧室中由于流动损失和 加热热阻存在，加热伴随 气流总压损失
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航空发动机原理
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指示功
Li (V52 V 2 ) 2 Lnet Lrp Lrc