发动机原理(第三章2节)

*
1 (π t )
* k ′−1 k′
]η t*
• 影响加速性的因素 – 转动惯量 转动惯量J – 慢车转速nidle – 剩余功率∆Pt 剩余功率∆
• 增加涡轮功
– 提高涡轮前温度
• 耐热限制 • 喘振限制 • 富油熄火限制
– 提高膨胀比
• 调节 调节A8
加速过程发动机工作线
转速、 转速、推力 ~ 加速时间
三、高度特性
• 定义： 定义：
发动机工作状态一定 调节规律一定 飞行速度一定 发动机推力， 发动机推力，耗油率随 飞行高度的变化关系
• 高度变化引起气压、 高度变化引起气压、 气温变化。 气温变化。 • 11公里以上气温基本 公里以上气温基本 不变
高度特性
• 典型高度特性
• 高度增加，气流密度 高度增加， 下降使空气流量显著减小， 下降使空气流量显著减小， 推力↓ 推力↓ 决定了飞机的升限 • H < 11km 随高度增加， 随高度增加，气温减小 使循环加热比增加， 使循环加热比增加， 单位推力增加， 单位推力增加， 耗油率↓ 耗油率↓ • H ≥ 11km 随高度增加， 随高度增加，气温不 单位推力不变， 变，单位推力不变， 耗油率→ 耗油率→ 飞机巡航高度一般为11公里 飞机巡航高度一般为 公里
2. 减速过程
• dn/dt < 0 , ∆Pt < 0 • 减少燃烧室供油，降 减少燃烧室供油， 低涡轮前温度，减少 低涡轮前温度， 涡轮输出功率 • 受燃烧室贫油熄火限 制 • 涡扇发动机要受风扇 喘振限制
3. 起动过程
• 地面起动
– 0转速到慢车状态 转速到慢车状态 – 最小平衡转速 最小平衡转速n’ – 必须靠外动力源
η0 = ηthη p
Ma=2.5~3 → η0max
超音速进气道与发动机的流量匹配
• 飞行 变化时，发动机 飞行Ma变化时， 变化时 对超音速进气道工作点 和特性的影响。 和特性的影响。 飞行Ma增加 增加， 飞行 增加，发动机共 同工作点沿工作线左下 移动， 移动，发动机流通能力 下降， 下降，将使进气道进入 亚临界状态： 亚临界状态： 引起喘振、溢流损失 引起喘振、 对进气道进行调节以减少损失
速度-高度特性 速度 高度特性
由发动机飞行特性决定
飞行包线
四、过渡过程特性
• 发动机性能及主要参数短时间内发生显 著变化的过程为过渡过程（动态过程） 著变化的过程为过渡过程（动态过程） • 发动机性能及主要参数为时间的函数 • 典型过渡过程
– 起动 停车 起动/停车 – 加速 减速 加速/减速 – 接通/切断加力 接通 切断加力
1.加速过程 加速过程
• 加速过程
– 慢车状态 → 最大状态 – 巡航状态 → 最大状态
转速迅速增加的过程 2π n • 加速性 ω = 60 推力迅速增加的能力 用完成加速过程所需时间 J d (ω ) = ( P η − P ) / ω t m k dt 表示加速性
dω J = Mt − Mk − M dt dω J = M tη m − M k dt P = Mω
一、油门特性
• 定义：一定飞行条件下，发动机推力、耗油率 定义：一定飞行条件下，发动机推力、 随发动机油门位置的变化关系。 随发动机油门位置的变化关系。 典型工作状态
• 最大状态(Max) 最大状态 – 推力最大 FMax n=nMax T3*=T3*Max – 连续工作时间 t ≤ 5~10min – 主要用于快速起飞 爬升、机动飞行 主要用于快速起飞\爬升 爬升、 – 第四代战斗机超音巡航时发动机工作状态 • 额定 最大连续状态 额定/最大连续状态 最大连续状态(Nom) – – – 推力=85-90% Fmax n ≤ nMax T3*< T3*Max 推力 < 连续工作时间 t ≤ 30~60min 主要用于起飞\爬升、高速飞行 主要用于起飞 爬升、 爬升
第二节 发动机特性
• 发动机特性
发动机性能参数(F， 随飞行条件(Ma，H)以及发动机 发动机性能参数 ，SFC)随飞行条件 随飞行条件 ， 以及发动机 油门位置的变化关系。 油门位置的变化关系。
• 重要意义
飞机的飞行性能与发动机特性密切相关。 飞机的飞行性能与发动机特性密切相关。
• 特性包括
– 油门特性：给定飞行条件和调节规律，性能随油门位置 油门特性：给定飞行条件和调节规律， 的变化； 的变化； – 速度特性：给定油门、调节规律和飞行高度，性能随飞 速度特性：给定油门、调节规律和飞行高度， 行马赫数的变化； 行马赫数的变化； – 高度特性：给定油门、调节规律和飞行速度，性能随飞 高度特性：给定油门、调节规律和飞行速度， 行高度的变化； 行高度的变化； – 过渡状态特性：启动、加速、减速等过程性能变化。 过渡状态特性：启动、加速、减速( Cru ) 巡航状态
– 推力 推力=65-75% Fmax
n =80-90% nMax T3*和耗油率低 和耗油率低
– 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 • 慢车状态 Idle ) 慢车状态( – – – 推力=3-5% Fmax n 30% nMax T3*→ T3*Max 推力 → 连续工作时间 t ≤ 5min 主要用于下滑\着陆 , 起飞待命等 主要用于下滑 着陆
分三个阶段
I 起动机带转 II 起动机和涡轮共同带转 III 涡轮单独带转 n1 – 点火转速 n’ – 最小平衡转速 n2 – 起动机脱开转速
• 空中起动
– 发动机处于自转状态 n > n’ , 在允许范围内点火起动 在允许范围内点火起动.
推力 ↓ 耗油率↑
2. 可变几何面积 的转速特性
• 可调压气机静子叶片 角度
调节角度使 – ∆SM↑ ↑ – 空气流量 ↓ – 增压比 ↓
推力 ↓ 耗油率↑
3. 大气条件对转速 特性的影响
• 气温增加
– 导致气流密度下降， 导致气流密度下降， 空气流量减少 – 增压比减小 推力下降 耗油率上升
• 气压降低
F = q ma × Fs 3600 f s fc = Fs
耗油率
• 耗油率随 单调增 耗油率随Ma单调增 加，并不意味经济性 变差，因在飞行Ma 变差，因在飞行 变化时只能用总效率 评价经济性。 评价经济性。 • 总效率随飞行 先 总效率随飞行 飞行Ma先 增后降。 增后降。
3600a0 M a 3600 f SFC = = Fs Huη0
推力 = qma×Fs
• 流量变化
的增加， 随Ma的增加，速度冲压作用 的增加 使发动机总增压比呈迅速上 升趋势， 升趋势，
k −1 M ) π ∑ = π iπ k = (1 + 2 * p3 = p0π ∑σ iσ b
* * qma ≈ qmg ∝ p3
k 2 k −1 a
* πk
qma 随飞行 增加 随飞行Ma增加 而加大。 而加大。 • 压气机增压比变化
Fs =
2W + V0 − V0
2
Fs = V9 − V0
Fs随Ma的增加 随 的增加 单调减小
• 两者综合作用引起 推力呈先升后降 • 推力最大对应于： 推力最大对应于：
Ma ≈ 1. 5 ~ 2.2 • 因单位推力随飞行 Ma单调下降，导致 单调下降， 单调下降 耗油率单调增加。 耗油率单调增加。
– 导致气流密度下降， 导致气流密度下降， 空气流量减少 推力下降 耗油率不变 炎热的夏季和高原起飞问题
二、速度特性
• 定义 发动机工作状态一定 调节规律一定 飞行高度一定 发动机推力，耗油率 发动机推力， 随飞行Ma的变化关系 随飞行 的变化关系 • 推力先升后降 马鞍形 推力先升后降(马鞍形 马鞍形) • 耗油率单调增加 假定采用调节规律： 假定采用调节规律： n = nd， T3* = T3*d
推力随转速降低而减小
涡轮前温度 当转速从最大转速开始降低时, 压气机增压比减小， 当转速从最大转速开始降低时 压气机增压比减小，压 气机功减小，功平衡关系，涡轮前温度下降； 气机功减小，功平衡关系，涡轮前温度下降； 当转速降低到一定时,由于各部件偏离设计状态较远 由于各部件偏离设计状态较远,效 当转速降低到一定时 由于各部件偏离设计状态较远 效 率降低, 率降低 只有保持较高的涡轮前温度才能维持功率平衡 关系，涡轮前温度回升。 关系，涡轮前温度回升。 慢车状态时涡轮前温度接近最高允许值 耗油率变化 • 当转速从最大转速开始降低时 由于压气机增压比还比 当转速从最大转速开始降低时, 较高且效率较高, 涡轮前温度降低, 耗油率有所下降； 较高且效率较高 涡轮前温度降低 耗油率有所下降； • 当转速降低到一定时 由于各部件偏离设计状态较远 各 当转速降低到一定时,由于各部件偏离设计状态较远 由于各部件偏离设计状态较远,各 部件效率降低, 压气机增压比大大降低, 部件效率降低 压气机增压比大大降低 循环热效率降 耗油率随之上升。 低, 耗油率随之上升。 耗油率随转速降低呈先减小后上升的变化 喘振裕度的变化 转速降低引起压气机喘振裕度下降，必须防喘。 转速降低引起压气机喘振裕度下降，必须防喘。
2. 可变几何面积 的转速特性
• 尾喷管临界截面 积A8可调 调大A 调大 8共同工作 线下移 ∆SM↑ ↑ 增压比 ↓ 涡轮前温度 ↓ 排气速度 ↓ 推力 ↓
2. 可变几何面积 的转速特性
• 压气机之间级放气
放气使 • ∆SM↑ ↑ 被放掉的气体: 被放掉的气体 • 消耗了压缩功 消耗了压缩功; • 不参与涡轮作功 单位涡 不参与涡轮作功,单位涡 轮功↑ 涡轮前温度↑ 轮功↑, 涡轮前温度↑ • 增压比 ↓ • 排气燃气流量↓ 排气燃气流量↓
由共同工作线知，随飞行 由共同工作线知，随飞行Ma 增加，工作点沿工作线下移， 增加，工作点沿工作线下移，
压气机增压比减小 • 高超音速飞机发动 机 → 冲压发动机