发动机选型

（飞行高度0～11km）
R － 涵道比 MN－飞行马赫数； σ－ 飞行高度相对大气密度比值； c － 由巡航状态确定耗油率确定的一个因子，一般为0.7左右
发动机的发展趋势
耗油率不断降低
民用飞机发动机的价格
推力越大，价格越高；耗油率越小，价格越高。
发动机的维修成本
• 每飞行小时的维修工时。 • 每飞行小时的发动机零件成本。
• 桨扇与发动机的空气流量比高达30～40。
• 当飞行M数增至0.8～0.85时，仍能保持高效率。其耗油率 与一般的涡轮螺旋桨发动机很相近。
螺旋桨风扇（Propfan） /无函道风扇（UDF）
螺旋桨风扇（Propfan） /无函道风扇（UDF）
冲压发动机
优点： 工作原理
结构简单、重量轻；
缺点：
价格低
环保性好（噪声小，排放物少）
航空发动机的种类
• 活塞式螺旋浆
• 涡轮喷气 • 涡轮螺旋浆 • 涡轮风扇 • 冲压 • 火箭
Piston / Propeller
Turbo Jet Turbo / Propeller Turbofan Ramjet Rocket
活塞式螺旋浆
特点：
优点是价格比较便宜， 耗油率低。
21.00 0.35
18000
35000 0.80 11045 0.221 0.623
35000 0.80 11340 0.185 0.578
35000 0.80 12820 0.221 0.564
35000 0.80 12000 0.229 0.576 0.562
35000 0.83
0.545
1. 活塞式发动机外部特性
• 功率特性 - 速度特性：PV = PV=0 - 高度特性：PH = PH=0 ( H < H*)
1.25 ) *
H*为增压高度
PH PH 0 (
• 耗油率特性
( H > H*)
速度特性：Ce,V = Ce,V=0(1+8M2) 高度特性：Ce,H = Ce,H=0
活塞式螺旋浆发动机外部特性
SFC＝ 每小时消耗的燃油量 推力
• 理想耗油率
飞机做功的热当量 SFC理想＝ 所消耗燃油的热卡值 推力
在同温层，
SFC理想 ≈ 0.25Ma
• 实际耗油率
SFC理想 SFC实际＝ 发动机效率
• 现代高涵道比涡扇发动机的SFC在0.55~0.60。 • 目前发动机总效率在35％~40％。
发动机参数的选择
最大巡航推力特性（涵道比6.5）
典型发动机的耗油率特性
耗油率特性（涵道比6.5）
典型涡扇发动机的推力特性的表达式
推力TC0 和海平面静推力T0 的关系式为：
TC 0 T0 C 0
根据发动机不同使用状态情况，其实际推力与发动机海
平面静推力的换算系数如下：
K1 K 2 R ( K3 K 4 R)M N S
动力装置的选型
概念设计流程
设计
全机布局设计
No 满足要求？ 方案最优？
设计要求、适航条例
Yes
机身外形初步设计
确定主要参数

初 步 方 案
方案分析与评估
分 系 统 发动机选择
重量特性
动力特性 操稳特性 噪声特性 可靠性
气动特性
性能评估 经济性分析 排放量 维修性
机翼外形初步设计
尾翼外形初步设计 总体布置 形成初步方案
发动机的外部特性
• 推力特性
– 发动机推力随高度和速度变化而改变的特性。
• 耗油率特性
– 发动机耗油率随高度和速度变化而改变的特性。
典型发动机的推力特性
起飞推力特性（涵道比6.5）
随机场高度增加，起飞推力下降。
随速度增加，推力下降。
典型发动机的推力特性
最大爬升推力特性（涵道比6.5）
典型发动机的推力特性
• 涡轮前温度↑
在选择发动机参数时，要权衡发动机效率与尺寸、重量、 阻力、成本。 发动机尺寸、重 量、阻力、成本
发动机效率
发动机参数的选择
发动机参数对直接使用成本的影响
飞机参数
Mass
与发动机
参数一体 化优化的 必要性！
发动机参数的选择
示例
• 短程飞机（F100）
– 其DOC对发动机价格 较敏感 – 涵道比、增压比较小
• 发动机参数
– 涵道比、增压比、涡轮前温度和比推力
• 选择发动机参数的准则
– 使飞机直接使用成本最小。
• 与飞机直接使用成本有关的因素
– 耗油率（影响燃油量，进而影响全机重量）
– 发动机尺寸（影响飞机阻力） – 发动机重量（影响全机重量） – 发动机价格（影响飞机价格）
发动机参数的选择
• 涵道比↑：SFC↓、重量↑、成本↑ • 增压比↑ 热效率↑、复杂性↑
K1
1.0 0.88 1.0 0.89
K 2
0 -0.016 0 -0.014
K 3
-0.6 -0.3 -0.595 -0.3
K 4
-0.04 0 -0.03 0.005
s 0.7 0.7 0.7 0.7
典型涡扇发动机耗油率特性的表达式
• 飞行状态的耗油率c
c c' (1 0.15R0.65 )[1 0.28(1 0.063R2 )M N ] 0.08
低速时不能启动，故 不能单独使用。
应用： 无人飞机 巡航导弹
发动机参数
• 涵道比
– 流经旁路管道的空气流量与流经燃气 发生器的空气流量之比。
• 增压比
– 压气机出口处的压力与发动机进口处 压力之比。
• 涡轮前温度
– 发动机第一级涡轮入口处燃气温度。
• 比推力
– 单位空气流量的推力。 – 是一个综合参数，取决于涵道比、增 压比和涡轮前温度。
• 螺旋浆拉力 - 速度特性：TV = TV=0（1-M） - 高度特性：TH = TH=0· △ T △是大气密度比 T
2. 涡轮喷气发动机外部特性
• 速度特性： TV = TV=0（1 - 0.32M + 0.40M2 - 0.01M3） = TV=0ξ
Ce,V = Ce,V=0(1 + 0.38M - 0.05M2)
涡轮风扇
优点：
亚音速时不加力的耗油率较低； 加力比较大。 缺点： 迎风面积较大；
结构较复杂。
应用： 各种不同类型飞机
螺旋桨风扇（Propfan） /无函道风扇（UDF）
• 由10叶左右组成的多叶单排或双排对转的小直径螺旋桨风 扇，简称桨扇。 • 桨叶的平面形状为大后掠马刀型，翼型为宽弦、相对厚度 很薄的超临界翼型。 • 桨扇有的是由发动机直接带动，有的则是通过减速器带动， 有推进式的，也有拉进式的。
推力 发动机总空气质量流量
影响燃油效率的主要因素
发动机效率＝热效率×传输效率×推进效率
• 燃气发生器热效率：
– 增压比越高，热效率越高。
– 最大增压比受到涡轮材料和涡轮冷却技术的限制。
• 传输效率：燃气转换到推进喷流的效率。
– 主要取决与风扇和涡轮的效率。
• 推进效率：推进喷流系统的效率
– 比推力越小（风扇直径大），推进效率高。
MN为使用状态马赫数；σ为飞行高度相对大气密度比值； 根据不同的发动机按照下表进行确定 K1 , K 2 , K 3 , K 4 和s
典型涡扇发动机的推力特性的表达式
K1 , K 2 , K 3 , K 4 和s的确定
涵道比
3~6 3~6 8 8
巡航马赫数范围
0~0.4 0.4~0.9 0~0.4 0.4~0.9
• 远程飞机（B747）
– 其DOC对燃油效率较 敏感 – 涵道比、增压比较大
发动机的主要性能指标
• 发动机推力
– 起飞额定推力：
• 最大推力的额定值，相应于最高涡轮前温度。
• 通常每次只准使用5分钟。
– 最大连续推力：
• 允许的发动机连续使用的最大推力额定值。
• 仅在严重紧急情况下使用，以延长发动机寿命。
= Ce,V=0ψ
2. 涡轮喷气发动机外部特性
• 高度特性： TH = TH=0· △0.85 TH = TH=0· 1.2△ Ce,H = Ce,H=0· △0.12 ( H < 11000 m ) ( H > 11000 m )
( H < 11000 m )
Ce,H = Ce,H=0· 0.863
机场适应性 ……
分析
内容提要
• 对发动机的基本要求
• 航空发动机的种类
• 发动机参数及其对发动机性能的影响
• 发动机参数的选择 • 发动机主要性能指标 • 发动机外部特性
对发动机的要求
各飞行阶段（起飞、爬升和巡航）发动机的推力 耗油率低 重量轻 发动机几何尺寸小 安全可靠，故障率低。 工作寿命长 使用维护方便
COMPAN Y GEN ELEC GEN ELEC GEN ELEC GEN ELEC GEN ELEC GEN ELEC GEN ELEC GEN ELEC Engine type CF34 CF6 CF6 CF6 CF6 CF6 GE 90 Engine model 3A,3B 80A2 80C2-A5 80C2-B1F 80C2-B2 80E1A2 85B T O (ISA SLS) Thrust (lb) Flat rating (° C) Bypass ratio Pressure ratio Mass flow (lb/s) SFC (lb/hr/lb) CLIMB Max thrust (lb) Flat rating (° C) CRU ISE Altitude (ft) Mach number Thrust (lb) Thrust lapse rate Flat rating (° C) Sfc lb/hr/lb 9220 60000 33.3 4.66 27.30 1435 0.35 61300 30.0 5.05 31.50 1769 0.34 12860 58000 32.0 5.15 29.90 1764 0.32 13180 52500 32.0 5.31 27.10 1650 0.32 12650 67500 30.0 5.30 32.40 1926 0.33 90000 30.0 8.40 39.30 3037