燃气轮机原理第二章 循环理论2-7
燃气轮机原理2
k k 1
可见 ，
opt,i
k 1 k
1)
2.等压加热过程（2-3）
在燃烧室中完成
1 2 1 2 q23 V2 h2 w23 V3 h3 2 2
其中：w23=0；V2=V3 工质吸收热量为
q1 q23 h3 h2 C p (T3 T2 ) C pT1 (
k 1 k
k 1 k
)
4.等压放热过程（4-1）
1 2 1 2 q41 V4 h4 w41 V1 h1 2 2
其中：w41=0；V3=V4 工质放出热量为
q2 q41 h4 h1 C p (T4 T1 ) C pT1 (
k 1 k
1)
整个循环中，单位质量工质
整个绝热压缩过程，对单位质量工质 所作的机械功为
wc,i wc1,i wc 2,i h2 h1
对单位质量工质所作的机械功为
wc ,i wc1,i wc 2,i h2 h1 C p (T2 T1 ) C pT1 (
Cp—定压比热 k----比热比 ---压比 =p2/p1
其中：q11’=0；w11’=0 进气道中，工质动能减小，静焓增加，对工 质作的压缩功为
wc1,i
1 2 1 2 V1 V1' h1' h1 2 2
航空燃气轮机：整个压缩过程分两个阶段完成
2). 在压气机中完成（1’-2） 对单位质量工质所作的机械功为
wc 2,i w1' 2 h2 h1'
从高温热源（燃烧室）中吸收能量
q1 q23 h3 h2 C p (T3 T2 ) C pT1 (
燃气轮机装置的工作原理
燃气轮机装置的工作原理燃气轮机装置是一种比较新型的动力装置。
最简单的燃气轮机装置包括三个主要部件：压气机、燃气轮机和燃烧室，下图是其流程示意图。
空气和燃料分别经压气机与泵增压后送入燃烧室，在其中燃料与空气混合并燃烧，释放出热能。
燃烧所产生的燃气吸热后温度升高，然后流入燃气轮机边膨胀边作功，作功后的气体排向大气并向大气放热。
重复上述升压、吸热、膨胀与放热过程，连续不断地将燃料的化学能转换成热能，进而转换成机械能。
第一章概述1. 1 燃气轮机简介燃气轮机(Gas Turbine)是以连续流动的气体为工质、把热能转换为机械功的旋转式动力机械，包括压气机、加热工质的设备(如燃烧室)、透平、控制系统和辅助设备等。
走马灯(见图1—1)是燃气轮机的雏形，我国在11世纪就有走马灯的记载，它靠蜡烛在空气中燃烧后产生的亡升热气推动顶部风车及其转轴上的纸人马一起旋转。
15世纪末，意大利人列奥纳多·达芬奇设计的烟气转动装置，其原理与走马灯相同。
现代燃气轮机发动机主要山压气机、燃烧室和透平三大部件组成。
当它正常丁作时，工质顺序经过吸气压缩、燃烧加热、膨胀做功以及排气放热等四个工作过程而完成一个由热变功转化的热力循环。
图1—2所示为开式简单循环燃气轮机工作原理图。
压气机从外界大气环境吸人空气，并逐级压缩(空气的温度与压力也将逐级升高)；压缩空气被送到燃烧室与喷人的燃料混合燃烧产生高温高压的燃气；然后再进入透平膨胀做功；最后图l—1 走马灯是工质放热过程，透平排气可直接排到大气，自然放热给外界环境，也可通过各种换热没备放热以回收利用部分余热。
在连续重复完成上述的循环过程的同时，发动机也就把燃料的化学能连续地部分转化为有用功。
一般，透平的膨胀功约2／3用于带动压气第1页机，1／3左右才是驱动外界负荷的有用功。
燃气轮机有重型与轻型两类结构型式，重型的零部件较厚重，设计寿命与大修寿命都长；轻型的结构紧凑而轻，所用的材料较好，但寿命较短。
燃气轮机原理第二章 循环理论2-7
* * 2 ( m T f ) * m * T f 2
A i p
2
(1 A )
B
2 * ( m * T f)
功分配系数的选择
地面静止条件下， Co 0, A 0 假设 p p p * * 当功分配系数为最佳时， C j C jmT f 如果不存在机械损失和流动损失， C j C j 功分配系数的选择往往比最佳值小些，即
混合排气涡扇发动机是其外涵的空气与内涵燃气 （涡轮后）相掺合，有利于增加推力（如果混合 器内掺混过程完善的话）、降低油耗（排气效率 提高），一般用于小涵道比涡扇发动机中； 涵道比较大的涡扇发动机，采用混合排气方案不 能明显地增加发动机推力（混合器内总压损失 大），却增加了发动机的重量，一般采用分开排 气方案。 实践证明，当外涵空气总压与内涵燃气涡轮后总 压相等时，掺混过程造成的总压损失最小。
涡扇发动机的诞生
二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机， 飞行速度要求达到高亚音速，耗油量要小，因此 发动机效率要很高。如果要让涡喷发动机提高推 力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比， 这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产 生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动 机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求， 使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现 了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
涡扇发动机的诞生
上世纪50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空 航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要 的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公 司 (GE) 继续深入发展。 GE 在 1957 年成功推出了 CJ805-23型涡扇发动机。但最早的实用化的涡扇 发动机则是普拉特· 惠特尼(Pratt & Whitney)公司 的 JT3D 涡扇发动机。实际上普 · 惠公司启动涡扇 研制项目要比 GE 晚，他们是在探听到 GE 在研制 CJ805 的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了实 用的JT3D。
燃气轮机原理..
t 1
1
( k 1) / k
1
1 1 1 T3 / T4
TMI
几种典型的热力循环比较
2 3 2’ 3’ 2’’ 3’’’ 3’’
T
v
2’’’
p
4’’’
1
1’’’ 4
S
卡诺循环；1-2等熵加热；2-3 等温膨胀；3-4等熵放热；4-3等温压缩 Ericsson Cycle 斯特林循环 布雷顿（Brayton cycle) 四个循环表明了布雷顿循环的改 进方向——向Ericsson Cycle靠 近
TMI
燃气轮机设计流程
市场调研 技术规格书 循环方式选择研究 设计点的确定 压气机、涡轮、进、 排气等气动设计 部件试验 轮盘、叶片、壳体 等结构强度设计 设计修改 工艺设计及制造 试验及研究 变工况性能 强度修改 控制系统设计 用户需求
气动模 型修改
功率提高 与改型
产品
售后服务
TMI
工质下所做的功。
w
dW dm
为什么不用功率作为描述循环性能的指标？ 2. 热效率ηt和耗油率sfc (specific fuel consumption)
t
w fH u
3600 f w
耗油率：
sfc
3000q f wqa
sfc
3600 t Hu
TMI
2-2
理想燃气轮机循环分析
假设条件：
k 1.44(空气）； =166 . (燃气）
W c p (T3 T4 ) c p (T2 T1 )
Specific work output W,
W 1 (1 ( k 1) / k ) ( ( k 1) / k 1) c pT
《燃气轮机与联合循环》第二章 燃气轮机的热力循环解析
第二章 燃气轮机的热力循环
2-3 实际简单循环的特性
特点： 热力过程中有各种能量损耗，是不可逆的；
工质的热力性质和数量因燃烧而变。
假定条件（为便于与理想循环比较）： ①具有相同的压比C*和初始温度T1* ； ②涡轮前燃气初温相同， T3* = T3s* ； ③环境参数均为p0、T0， 即p1* = p0 、T1* = T0 。
一、热力参数
1、压比
—说明工质在压气机内受压缩的程度。
—压气机出口的气流压力与其进口的气流压力的比值。
用滞止压力（总压）表示：
p p
燃气轮机与联合循环
* 2 * 1
决定循环性能的重要参数
能源与动力学院
第二章 燃气轮机的热力循环
2、温比
—说明工质被加热的程度。
—透平前进口燃气温度与压气机进 口气流温度的比值
燃气轮机与联合循环
能源与动力学院
第二章 燃气轮机的热力循环
二、性能参数与压比和温比的关系
1、比功与温比压比的关系
wc cp (T2* T1* ) wt cp (T3* T4* )
wn c p (T3* T4* ) c p (T2* T1* ) * T 1 * * 2 c pT3 1 * c pT1 * 1 T3 T1 * T 4
燃气轮机与联合循环
能源与动力学院
第二章 燃气轮机的热力循环
k 1 1 wn c pT1* (1 k 1 ) ( k 1) k
（ 1）压比
一定时，温比 增大，循环比功w 增大（公式上看）。
n
4*
一定时，有一最佳压比 (3) 时， 。
第2章 燃气轮机循环理论基础
第2章 燃气轮机循环理论基础§2.1 燃气轮机循环概述与汽轮机装置的循环相比，燃气轮机装置的循环颇具多样性和复杂性。
下面逐次展开作一个简要的介绍。
2.1.1 燃气轮机的理想循环与实际循环单轴燃气轮机简单循环的示意图与温熵图见图2.1理想循环是指构成燃气轮机循环的四个过程都是可逆的，即：压气机的压缩过程是等熵（绝热无损，熵流与熵产都等于零的）压缩过程，燃烧室的燃烧过程是等压（无流动损失，无散热和燃烧损失的）燃烧过程，透平的膨胀过程是等熵（绝热无损，熵流与熵产都等于零的）膨胀过程，排气的放热过程是等压（无流动损失的）放热过程。
实际循环是指构成燃气轮机循环的四个过程都是不可逆的实际过程，即：压气机的压缩过程是不等熵（绝热有损，熵流等于零而熵产不等于零的）压缩过程，燃烧室的燃烧过程是不等压（燃烧室有流动损失，流体流经燃烧室时滞止压力有所降低的）燃烧过程，透平的膨胀过程是不等熵（不绝热(对透平的高温部件进行冷却所致)有损，熵流与熵产都不等于零的）膨胀过程，排气的放热过程是不等压（排气管道有流动损失,流体流经排气管道时滞止压力有所降低的）放热过程。
对于理想过程各计算点的参数计算，有热力学与流体力学中的公式可以使用。
对于实际过程，常常是使用损失模型对理想过程的计算结果加以修正，来获得实际过程各计算点的参数，进而获得实际循环的计算结果。
损失模型是通过实验和生产实际中总结出的经验数据与公式得到的，这一点在下面的讲课过程中会处处遇到。
而且，在对燃气轮机循环进行定性分析时，使用理想循环的模型会使得分析得以简化。
单轴燃气轮机简单理想循环的s T -图和v p -图参见图2.2。
在图2.2(a)中，不计压气机进气管道的流动损失，大气压和压气机第一级入口的滞止压力 相等，即*a p =*1p ，空气在压气机中等熵压缩，压气机出口空气总压为*2p ，滞止温度为*2s T ， 之后，空气进入燃烧室与加入燃烧室的燃料进行无燃烧损失和散热损失的定压燃烧，不计燃烧室中的流动损失，则在燃烧室出口，燃气的滞止压力与压气机出口的滞止压力相等， 即*3p =*2p ，而滞止温度为*3T ，然后，燃气进入透平等熵膨胀作功，膨胀到大气压，不计透平排气管道的流动损失，则在透平出口，滞止压力*4p =*a p (=*1p )，滞止温度为*4s T ，排入大气的燃气在大气压力下，定压放热，温度最终降到*1T (=*a T )。
燃气轮机原理(精华版)
QD20燃机轮机机组第 1章概述1.1 燃气轮机简介燃气轮机（Gas Turbine）是以连续流动的气体为工质、把热能转换为机械功的旋转式动力机械，包括压气机、加热工质的设备（如燃烧室）、透平、控制系统和辅助设备等。
走马灯是燃气轮机的雏形我国在11 世纪就有走马灯的记载，它靠蜡烛在空气燃烧后产生的上升热气推动顶部风车及其转轴上的纸人马一起旋转。
15世纪末，意大利人列奥纳多〃达芬奇设计的烟气转动装臵，其原理与走马灯相同。
现代燃气轮机发动机主要由压气机、燃烧室和透平三大部件组成。
当它正常工作时，工质顺序经过吸气压缩、燃烧加热、膨胀做功以及排气放热等四个工作过程而完成一个由热变功的转化的热力循环。
图1-2为开式简单循环燃气轮机工作原理图。
压气机从外界大气环境吸入空气、并逐级压缩（空气的温度与压力也将逐级升高）；压缩空气被送到燃烧室与喷入的燃料混合燃烧产生高温高压的燃气；然后再进入透平膨胀做功；最后是工质放热过程，透平排气可直接排到大气、自然放热给外界环境，也可通过各种换热设备放热以回收利用部分余热。
在连续重复完成上述的循环过程的同时，发动机也就把燃料的化学能连续地部分转化为有用功。
燃气轮机动力装臵是指包括燃气轮机发动机及为产生有用的动力（例如：电能、机械能或热能）所必需的基本设备。
为了保证整个装臵的正常运行，除了主机三大部件外，还应根据不同情况配臵控制调节系统、启动系统、润滑油系统、燃料系统等。
燃气轮机区别于活塞式内燃机有两大特征：一是发动机部件运动方式，它为高速旋转、且工质气流朝一个方向流动（不必来回吞吐），使它摆脱了往复式动力机械功率受活塞体积与运动速度限制的制约，在同样大小的机器内每单位时间内通过的工质量要大得多，产生的功率也大得多，且结构简单、运动平稳、润滑油耗少；二是主要部件的功能，其工质经历的各热力过程是在不同的部件中进行的，故可方便地把它们加以不同组合处理，来满足各种用途的要求。
燃气轮机区别于汽轮机有三大特征：一是工质，它采用空气而不是水，可不用或少用水；另是多为内燃方式，使它免除庞大的传热与冷凝设备，因而设备简单，启动和加载时间短，电站金属消耗量、厂房占地面积与安装周期都成倍地减少；再是高温加热高温放热，使它有更大的提高系统效率的潜力，但也使它在简单循环时热效率较低，且高温部件需更多的镍、铬、钴等高级合金材料，影响了使用经济性与可靠性。
《燃气轮机与联合循环》第二章燃气轮机的热力循环剖析
特点： 热力过程中有各种能量损耗，是不可逆的； 工质的热力性质和数量因燃烧而变。
假定条件（为便于与理想循环比较）： ①具有相同的压比C*和初始温度T1* ； ②涡轮前燃气初温相同， T3* = T3s* ； ③环境参数均为p0、T0， 即p1* = p0 、T1* = T0 。
燃气轮机与联合循环
能源与动力学院
e = i m
燃气轮机与联合循环
能源与动力学院
第二章 燃气轮机的热力循环
2-2 理想简单循环的特性
在工质流动的主要流程中，只有压气机、燃烧室和涡轮三大件组
成——简单循环
q2
排气
q1
燃烧室
4
3
燃
2
气 轮泵
压气机
机
循
环
燃料 1 进气
涡轮
燃气轮机与联合循环
能源与动力学院
第二章 燃气轮机的热力循环
一、理想简单循环
第二章 燃气轮机的热力循环
一、实际循环与理想循环的差别
（1）压缩过程和膨胀过程是有损耗，不可逆的
T2* T2*s
压气机等熵效率： 0.8-0.92
c
=
T2*s T2*
T1* T1*
T4* T4*s
透平等熵效率： 0.87-0.94
t
=
T4*s T4*
T3* T3*
燃气轮机与联合循环
能源与动力学院
t
p3* p4*
p1* p0*
p2* p1*
p3* p2*
p0* p4*
透平压比与各部分压
比及压气机压比关系：
(1
c
)(1
b
)(1
t
)
燃气轮机与联合循环
燃气轮机原理 第二章 循环理论2-6&2-7
ηt
ηc=
w ηc增加1% +0.94% ηe增加1% +1.95% τ增加1% +1.95%
ηt +0.94% +1.95% +0.69%
π
实际简单燃气轮机循环的耗油率与热力 参数（π,τ,ηc,ηe）的变化关系
对地面用燃气轮机
3600 sfc = ηt H u
Hu一定时，sfc随热力参数变化关系与ηt 是一致的。例如，τ增加，ηt增加，sfc下 降。航空燃气轮机呢？
涡扇发动机的性能参数
涵道比
通过外涵风扇的空气流量与通过内涵燃气发生器 的空气流量之比。 qma ,∏ B= qma ,Ι 内涵燃气发生器称为核心发动机。核心发动机的 压气机应该包括风扇的内涵部分，这样才能正确 表达核心发动机的循环增压比和循环参数。
高、低涵道比的涡扇发动机
涡扇发动机的性能参数
功分配系数
内涵燃气发生器的可用功一部分传给外涵风扇， 余下的部分用来增加内涵燃气的动能。传给外涵 的可用功与全部可用功之比称为涡扇发动机的功 分配系数。
1. 实际简单燃气轮机循环
用绝热压缩效率ηc 表示压缩过程的流 动损失 用绝热膨胀效率ηe 表示膨胀过程的流 动损失
实际简单循环1-2-3-4 理想简单循环1-2’-3-4’
绝热压缩效率
T 2' − T 1 = ( π c ) − 1 ηc = n −1 − T1 T2 n −1
k −1 k
(π c)
涡扇发动机的诞生
上世纪50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空 航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要 的科研工作。1955到1956年研究成果转由通用电 气公司(GE)继续深入发展。GE在1957年成功推 出了CJ805-23型涡扇发动机。但最早的实用化的 涡扇发动机则是普拉特·惠特尼(Pratt & Whitney) 公司的JT3D涡扇发动机。实际上普·惠公司启动 涡扇研制项目要比GE晚，他们是在探听到GE在 研制CJ805的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出 了实用的JT3D。
燃气轮机原理 第二章 循环理论2-3&2-4&2-5
3).等压放热过程（4-1）放出的热量
q2, 41 = Cp(T4 − T1 ) = Cp( T3
k −1 k
π
− T1 ) = CpT1 (
τ π
k −1 k
− 1)
等温压缩理想燃气轮机循环的比功为
wi ' = q1, 2 ' 3 − q2,12 ' − q2, 41 ⎡ ⎤ 1 k −1 ln π ⎥ = CpT1 ⎢τ (1 − k −1 ) − k ⎢ ⎥ π k ⎣ ⎦
k −1 k
τ一定的条件下，π越小，ηt,R,i越高。原因是： π越小，压气机出口温度也越低，在回热器中排气 余热就利用得越充分。然而，很低的π对循环来讲 是没有意义的。 π增加，ηt,R,i下降。当π增加到使T2=T4时，排气余 热无法利用，理想回热循环退化为理想简单循环。 此时的压比定义为临界增压比πcr。
根据达到临界增压比πcr的条件： T2 = T4， 则有：
T 1 ( π cr )
k −1 k
=
T3
( π cr )
k −1 k
π cr = τ
k 2 ( k −1 )
此时，理想回热循环的热效率为：η t ,R ,i = 1 −
1
( π cr )
k −1 k
理想回热循环蜕化为理想简单燃气轮机循环。
虚线代表简单理想燃气轮机循环的比功
1
π
将π1=π1/2代入比功 表达式，可求出τ 值一定时比功达最 大值的总的最佳增 压比πWmax,opt
对热效率进行类似分析，存在一个使热效 率达到最大值的总的最佳增压比πηmax,opt， 且存在
πηmax,opt > πWmax,opt
燃气轮机教学课件2-理想简单循环
4、有用功系数
——燃气轮机循环比功与透平比功的比值，即
wn 1- wC
wT
wT
——该系数说明，透平发出的功有多少带动外界负荷。 ——大时， （1）同功率的机组中，循环比功较大，装置可造得小些； （2）wC/wT比例小，则压气机对机组性能的影响小。
——愈大，装置性能愈好。
在燃气轮机循环中，一般用比功、热效率和 有用功系数这三个指标来分析比较。
m
m k 1 k
理想简单循环
q (i2* i1*) ws
③3-4 透平中进行可逆绝热膨胀过程
膨胀功wTs 一工质在透平中膨胀做功
(i4*s i3*s ) wTs 0
wTs i3*s i4*s cp (T3*s T4*s ) kJ/kg
q3-4= 0
wTs
cpT1* (1 π -m )
—说明工质被加热的程度。
用滞止温度表示：
T3*
T1*
决定循环性质的最重要参数
温比愈高，性能愈好，
但对耐高温材料或冷却技术的要求越高。
注意：
压比和温比，按定义应写为*和*。 由于本书中仅这一种定义，为书写简便，
可略去右上角*号，写作和。
开式、等压、单轴 燃气轮机简单循环的热力系统示意图
T3*
第2章 燃气轮机热力循环
等压加热、开式循环 燃气轮机简单循环 燃气轮机热力循环计算 燃气轮机复杂循环
2-1 燃气轮机循环的主要指标
性能指标
——衡量一台动力装置好坏的标准。 ——有很多，如经济性、动力性、可靠性、变工况特
性以及排放性能等，需用不同的方法来分析。
从热力循环的角度讨论：
反映动力性的性能指标比功； 反映热经济性的性能指标热效率。
燃气轮机-理论循环ppt课件
12 1'2 ' w v h h c , i 1 v 1 1 1 1 2 2
' w , w h h c 12 2 1 2i
w w , w , h h c , i c i c 2 1 1 2i
∴ 单位质量工质所作的机械功
k 1 w h h C ( T T ) C T ( k 1 ) c , i 2 1 p 2 1 p 1
按热力学第一定律
k 1 q C T ' p 1ln 2 , 12 k 2‘-3等压加热过程中吸收的热量：q C ( T T ) C ( T T ) C T ( 1 ) ' ' 3 p 3 1 p 1 1 , 2 3 p 2
w i 0
dw i 0 d
max, i
opt ,i
k 2(k 1)
t ,i ↑ 与 π ↑，
T3
无关
π↑
max, i↑
opt↑ ,i
π
第二章 燃气轮机循环理论
《燃气轮机原理》
§2-3 压缩过程中间冷却的理想简单燃气轮机循环
到达到相同压比，等温压缩过程所耗功比等熵压缩过程小，但真正等温难达到。 在航空燃气轮机压气机进口处喷水冷却来增加 功率 / 极限理想情况可看作等温过程； 两级压气机之间进行一次中间冷却或多级压气 机之间进行多次中间冷却 / 理想情况可看作 等压放热过程。 趋于无穷多个，其极限理想情况也可看成等温过程。
k
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:
k 1 q q C ( T T C T ( k) 1 23 p 3 2 ) p 1
第二章航空燃气轮机的工作原理
第2章航空燃气轮机的工作原理Principle of Aero Gasturbine Engine第2.1节概述Introduction涡轮喷气发动机是航空燃气轮机中最简单的一种，它是飞机的动力装置。
涡轮喷气发动机在工作时，连续不断地吸入空气，空气在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产生高温高压燃气从尾喷管喷出，流过发动机的气体动量增加，使发动机产生反作用推力（图2.1.1）图2.1.1 单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机（图2.1.2）作为一个热机，它将燃料的热能转变为机械能。
涡轮喷气发动机同时又作为一个推进器（，它利用产生的机械能使发动机获得推力。
图2.1.2 表示热机和推进器的单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机，作为热机，它和工程中常见的活塞式发动机一样，都是以空气和燃气作为工作介质。
它们的相同之处为：均以空气和燃气作为工作介质。
它们都是先把空气吸进发动机，经过压缩增加空气的压力，经过燃烧增加气体的温度，然后使燃气膨胀作功。
燃气在膨胀过程中所作的功要比空气在压缩过程中所消耗的功大得多。
这是因为燃气是在高温下膨胀的，于是就有一部分富余的膨胀功可以被利用。
它们的不同之处为：•进入活塞式发动机的空气不是连续的；而进入燃气轮机的空气是连续的。
•活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧，而燃气轮机则在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧。
下面给出了涡轮喷气发动机的简图，图中标出了发动机各部件名称和各个截面的符号。
对于单轴和双轴涡轮喷气发动机的尾喷管，若为收敛性喷管，其出口截面9在临界或超临界状态下成为临界截面，故也可以标注为8。
0---远前方，1---发动机进气道入口，2---压气机入口，3---燃烧室入口,4---涡轮入口，5---尾喷管入口，8---尾喷管临界截面,9---尾喷管出口图 2.1.3涡轮喷气发动机各部分名称请记住上图涡轮喷气发动机各个截面符号的含义。
02第二章-燃气轮机基本原理和计算
p 1 sv 1 k s p isv iks p 2 sv 2 k s
（2-2）
2021/11/14
19
第一节 燃气轮机循环的过程方程
二）、压气机内的压缩过程
2、压气机理想绝热压缩空气过程计算
当已知过程的起始状态 p1、 v1 和终态压力 p 2 后，
就可以根据 p 1 sv 1 k s p isv iks p 2 sv 2 k s和理想气体
章燃气轮机基本原理和计算
节燃气轮机循环的过程方程
节等压燃气轮机理想简单循环
节轴流式压气机原理和计算
2021/11/14
1
提问：
为什么现代燃气轮机，尤其是三代以后的 燃气轮机，在热力参数上面要提倡压气机 高压比，高涡轮前燃气温度？压气机压比 和涡轮前燃气温度的关系？
2021/11/14
2
解答：
p v RT
v 联解，得出，在理想绝热过程中 p与 T ，T 与 之间的
变化规律为：
TS 常数 k 1
ps k
T1S TiS T2S
k1
k1
k1
p1sk
pisk
p2sk
p和T关系
（2-3）
TSvsk1 常数 T 1 sv 1 k s 1 T isv ik s 1 T 2 sv 2 k s 1T和v关系
四）、透平（涡轮）中的膨胀过程
五）、工质在大气中自然放热过程
六）、总结
2021/11/14
4
附加知识点：
燃气轮机四个截面的气体状态参数符号
1、）1截面（压气机进气截面）
气流在此处的理想状况的 状态参数符号：
温度：T1s (t1s ) 比容：v 1 s 压强：p 1 s
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涡扇发动机的诞生
1960年，罗尔斯· 罗伊斯公司的“康威”(Conway) 涡扇发动机开始被波音 707 大型远程喷气客机采 用，成为第一种被民航客机使用的涡扇发动机。 60年代洛克西德“三星”客机和波音 747“珍宝” 客机采用了罗· 罗公司的RB211-22B大型涡扇发动 机，标志着涡扇发动机的全面成熟。此后涡轮喷 气发动机迅速的被西方民用航空工业抛弃。
(C j C o )
令
Fs
A
C0 Cj
* 2 1 (1 A2) B ( B)(1 A2) m* i p (1 B) A A T f
Fs ' Fs
(1 A)
功分配系数的选择
A、B为定值时，使推力比值最大的最佳功 分配系数 opt为：
混合排气涡扇发动机是其外涵的空气与内涵燃气 （涡轮后）相掺合，有利于增加推力（如果混合 器内掺混过程完善的话）、降低油耗（排气效率 提高），一般用于小涵道比涡扇发动机中； 涵道比较大的涡扇发动机，采用混合排气方案不 能明显地增加发动机推力（混合器内总压损失 大），却增加了发动机的重量，一般采用分开排 气方案。 实践证明，当外涵空气总压与内涵燃气涡轮后总 压相等时，掺混过程造成的总压损失最小。
功分配系数
内涵燃气发生器的可用功一部分传给外涵风扇， 余下的部分用来增加内涵燃气的动能。传给外涵 的可用功与全部可用功之比称为涡扇发动机的功 分配系数。
w w
涡扇发动机的性能参数
传给外涵每公斤空气的功 （考虑损失） wb
wb
m
* * qma , w mT f
qma ,
从70年代起，军用歼击机的发动机上采用了小涵 道比的涡扇发动机。
涡扇发动机的原理
发动机的效率包括热效率和推进效率两个部分。 提高燃气在涡轮前的温度和压气机的增压比，就 可以提高热效率。因为高温、高密度的气体包含 的能量要大。但是，在飞行速度不变的条件下， 提高涡轮前温度，自然会使排气速度加大。而流 速快的气体在排出时动能损失大。因此，片面的 加大热效率，即加大涡轮前温度，会导致推进效 率的下降。要全面提高发动机效率，必需解决热 效率和推进效率这一对矛盾。
* * C j C j m T f
功分配系数的选择
美国的JT3D发动机（用于B707上），在设 * 计状态下， m* ，而 C j C j 0.66 。 T f 0.75 实际上，功分配系数的选择往往是使外涵 风扇出口总压与内涵涡轮后总压相接近。
涵道比的选择
涡扇发动机的性能参数
不加力涡扇发动机单位推力为
Fs
F qma ,
F s , B F s ,
分开排气涡扇发动机 功分配系数和涵道比的选择
燃气发生器的可用功W一定时 如何选取功分配系数χ和涵道比 B，使涡扇发动机推力最大。
功分配系数的选择
燃气发生器的可用功w中，用于增 加内涵气流动能的部分为(1-χ)w。 p , 表示内涵尾喷管的效率，内涵尾 喷管出口燃气喷射速度为：
功分配系数的选择
分开排气涡扇发动机与相同燃气发生器的涡 喷发动机单位推力的比值为：
Fs Fs ' Fs
* * 2 2 2 2 2 ( ) B ( B )( ) C2 C C C C j j j 0 0 m T f C o i p (1 B ) C o
* 2 2 i p, 2( B) w m* C j 2 wb p, C o T f p , C o i p ,
功分配系数的选择
分开排气涡扇发动机的单位推力为：
F s F s , B F s , (C j C o ) B(C j C o ) C j B C j (1 B ) C o
opt
* * 2 ( m T f ) * m * T f 2
A i p
2
(1 A )
B
2 * ( m * T f)
功分配系数的选择
地面静止条件下， Co 0, A 0 假设 p p p * * 当功分配系数为最佳时， C j C jmT f 如果不存在机械损失和流动损失， C j C j 功分配系数的选择往往比最佳值小些，即
* 2 2 2(1 ) w p , C o B 2( B ) w m * i p , (1 B ) C o C o T f p ,
具有相同燃气发生器的涡喷发动机的可用 2 ) (2 p) 功为： w (C2j C0 ' C j Co 单位推力为： F s 假定 p p p
计算题
已知尾喷管出口气流速度为飞行速度 的两倍，而加入发动机的总热量中的 25%用来变成气流动能的增量，求发 动机的总效率。
思考题
试说明改善涡轮喷气发动机推进效率 时，为什么不采用降低涡轮前温度以 减小排气速度的方法？为什么涡扇发 动机有较高的推进效率又同时有较高 的热效率？
涡扇发动机的诞生
二战后快速发展的亚音速民航飞机和大型运输机， 飞行速度要求达到高亚音速，耗油量要小，因此 发动机效率要很高。如果要让涡喷发动机提高推 力，则必须增加燃气在涡轮前的温度和增压比， 这将会使排气速度增加而损失更多动能，于是产 生了提高推力和降低油耗的矛盾。因此涡喷发动 机油耗大，对于商业民航机来说是个致命弱点。 涡轮喷气发动机的效率已经无法满足这种需求， 使得上述机种的航程缩短。因此一段时期内出现 了较多的使用涡轮螺旋桨发动机的大型飞机。
* * w mT f
B
* * w mT f
B
：带动风扇的涡轮和风扇的机械效率；
：带动风扇的涡轮效率 ：风扇的效率
* T
；
*f
。
涡扇发动机的性能参数
单位推力
分开排气涡扇发动机内、外涵气流不在尾喷管内 掺混，在各自的尾喷管内完全膨胀后分别以速度 C j 和 C j 喷出，其内、外涵的单位推力分别为：
涡扇发动机的优缺点
优点
涡扇发动机效率高，油耗低，飞机的航程就远。
缺点
涡扇发动机技术复杂，尤其是如何将风扇吸入的 气流正确地分配给外涵道和内涵道，是极大的技 术难题。因此只有少数国家能研制出涡轮风扇发 动机，中国至今未有批量实用化的国产涡扇发动 机。涡扇发动机价格相对高昂，不适于要求价格 低廉的航空器使用。
涡扇发动机的原理
涡轮风扇发动机的妙处，就在于既提高涡轮前温 度，又不增加排气速度。 涡扇发动机的燃气能量被分派到了风扇和燃烧室 分别产生的两种排气气流上。这时，为提高热效 率而提高涡轮前温度，可以通过适当的涡轮结构 和增大风扇直径，使更多的燃气能量经风扇传递 到外涵道，从而避免大幅增加排气速度。这样， 热效率和推进效率取得了平衡，发动机的效率得 到极大提高。效率高就意味着油耗低，飞机航程 变得更远。
涡扇发动机的诞生
上世纪50年代，美国的NACA(即NASA 美国航空 航天管理局的前身)对涡扇发动机进行了非常重要 的科研工作。55到56年研究成果转由通用电气公 司 (GE) 继续深入发展。 GE 在 1957 年成功推出了 CJ805-23型涡扇发动机。但最早的实用化的涡扇 发动机则是普拉特· 惠特尼(Pratt & Whitney)公司 的 JT3D 涡扇发动机。实际上普 · 惠公司启动涡扇 研制项目要比 GE 晚，他们是在探听到 GE 在研制 CJ805 的机密后，匆忙加紧工作，抢先推出了实 用的JT3D。
涡扇发动机的诞生
实际上早在上世纪 30 年代起，带有外 涵道的喷气发动机已经出现了一些粗 糙的早期设计。 40 和 50 年代，早期涡 扇发动机开始了试验。但由于对风扇 叶片设计制造的要求非常高。因此直 到 60 年代，人们才得以制造出符合涡 扇发动机要求的风扇叶片，从而揭开 了涡扇发动机实用化的阶段。
燃气轮机原理
第二章 燃气轮机循环理论
2-7 涡扇发动机热力循环
涡轮风扇发动机(Turbofan)简称 涡扇发动机，又称双路式涡轮 喷气发动机，是目前广泛使用 的航空发动机之一。
涡喷与涡扇发动机对比示意图
涡喷发动机
涡扇发动机
涡扇发动机结构特点
涡扇发动机有内、外两个涵道，在 内涵燃气发生器后面增加动力涡轮， 将燃气发生器的一部分或大部分可 用功通过动力涡轮传递给外涵道中 的压气机（或称风扇）。外涵风扇 处于进气道内，可以在跨音速或超 音速飞行时工作。
2 2 ( 1 ) w p , C o C j
功分配系数的选择
燃气发生器的可用功w中，通过涡轮和外涵 风扇传递给外涵空气的部分为χw。外涵尾 喷管中每公斤空气所得到的功，除内涵传 给外涵的功 wb 外，还有迎面气流动能示进气道的效率，则外 尾喷管的效率， 涵尾喷管出口空气喷射速度为：
涵道比的选择
战斗歼击机飞行速度较高，速度比A较 大，可选择较低的涵道比；
运输机和旅客机飞行速度较低，速度 比A较小，可选择较大的涵道比。 涵道比的选择还要考虑其他因素，如 增大涵道比会增加发动机重量，增大 发动机短舱的气动阻力等，所以要从 飞机获得最远航程的角度全面考虑。
排气方式与涵道比的关系
F s , C j C o
涡扇发动机的总推力：
F s , C j C o
F F F qma , F s, qma , F s,
涡扇发动机的性能参数
涡扇发动机单位推力的两种表示法： (1)发动机的总推力和内涵空气流量之比 (2)发动机的总推力和内外涵总空气流量之比 对不加力涡扇发动机，(1)比较合理，相当 于把外涵作为发动机的推进器，与涵道比 为零的涡喷发动机相比较，可以看出采用 涡扇发动机方案以后，单位推力和推力的 增大程度。
涡扇发动机的性能参数