典型航空燃气涡轮发动机PPT课件
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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
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
（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：
【精品课件】航空燃气轮机结构设计概论
航空燃气涡轮发动机 结构设计
无人机母机系统研制
高空无人驾驶侦察机
涡喷-11B发动机
航空燃气涡轮发动机结构
❖目的: ❖了解和掌握发动机结构设计的
❖基本原则 ❖分析方法 ❖存在的主要矛盾 ❖各种解决措施
航空燃气涡轮发动机结构
❖特点: ❖涉及面广 系统性不强 工程性强 不断发展
航空燃气涡轮发动机结构
❖组成： ❖静子 转子
❖特点： ❖高温、高转速
❖ 涡轮前燃气温度—影响发动机性能好坏的一个重 要参数
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖燃气在涡轮叶片中流动
4.涡轮喷气发动机—尾喷管
❖作用： ❖燃气膨胀以高速 (550-600 米/秒) 喷出
4. 涡轮喷气发动机-(WP)
❖气流在发动机进、出口的变化
❖进气速度为零，排气速度大增 ❖根据牛顿第三定律，这股流过发动机的气流
❖ 作用、 结构、 工作特点 ❖ 防止外物打伤；防冰
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
4.涡轮喷气发动机—燃烧室
❖作用、特点、构造
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖作用： ❖燃气膨胀作功驱动压气机
加力式涡轮风扇发动机扇发动机
F-4“鬼怪”式战斗机 用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后
飞机性能的改进
最大M数
由 2.2→2.4
最大航程
↑54%
加速到M=2的时间
↓1/3
爬升到12000m的时间 ↓20%
加力式涡轮风扇发动机
❖ 60年代后期采用高循环参数 ❖总压比≈25、T3≈1600K ❖发展高性能核心机 ❖研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一 级8的发动机
无人机母机系统研制
高空无人驾驶侦察机
涡喷-11B发动机
航空燃气涡轮发动机结构
❖目的: ❖了解和掌握发动机结构设计的
❖基本原则 ❖分析方法 ❖存在的主要矛盾 ❖各种解决措施
航空燃气涡轮发动机结构
❖特点: ❖涉及面广 系统性不强 工程性强 不断发展
航空燃气涡轮发动机结构
❖组成： ❖静子 转子
❖特点： ❖高温、高转速
❖ 涡轮前燃气温度—影响发动机性能好坏的一个重 要参数
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖燃气在涡轮叶片中流动
4.涡轮喷气发动机—尾喷管
❖作用： ❖燃气膨胀以高速 (550-600 米/秒) 喷出
4. 涡轮喷气发动机-(WP)
❖气流在发动机进、出口的变化
❖进气速度为零，排气速度大增 ❖根据牛顿第三定律，这股流过发动机的气流
❖ 作用、 结构、 工作特点 ❖ 防止外物打伤；防冰
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
4.涡轮喷气发动机—燃烧室
❖作用、特点、构造
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖作用： ❖燃气膨胀作功驱动压气机
加力式涡轮风扇发动机扇发动机
F-4“鬼怪”式战斗机 用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后
飞机性能的改进
最大M数
由 2.2→2.4
最大航程
↑54%
加速到M=2的时间
↓1/3
爬升到12000m的时间 ↓20%
加力式涡轮风扇发动机
❖ 60年代后期采用高循环参数 ❖总压比≈25、T3≈1600K ❖发展高性能核心机 ❖研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一 级8的发动机
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
航空发动机结构-涡轮结构设计幻灯片
材料
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 锁片，挡板
2.1 工作叶片
? 高寿命，高可靠性锁紧结构
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 涡轮叶片无 螺栓槽向锁 紧
2.1 工作叶片
?涡轮叶片的无螺栓锁紧
2.1 工作叶片
? 6.冷却叶片 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 带导流板 ? 复合冷却
2.1 工作叶片
2.1 工作叶片
?1.叶身特点:
? 叶片厚且横截面弯曲大； ? 截面沿高度变化大； ? 叶栅通道为收敛形； ? 叶片作功量大； ? 通道形式多为等内径或等中径。
2.1 工作叶片
?2. 叶片结构设计：
? 带冠－－增加叶片间刚度和阻尼 ? 带箍－－增加刚度和阻尼减振 ? 切角调频－－防止叶片振动 ? 叶尖喷涂耐磨涂层－可减小间隙 ? 机匣涂易磨涂层 －减小叶片磨损
? 6.冷却叶片
? 对流换热 ? 冲击冷却 ? 气膜冷却
高压涡轮叶片
高压涡轮叶片
2.1 工作叶片
? 7.叶片材料
? 涡轮部件对材料的要求：
?高温下高的持久强度， ?蠕变强度，疲劳强度， ?热稳定性，好的物理性质和工艺性。
? 材料工艺的选择演变
?A) 锻造 (60年代) B) 精铸 (70年代) ?C) 定向结晶(80年代)D) 单向结晶(80年代)
JT9D
第五节 冷却系统
? 5.1 冷却目的 ? 提高涡轮前温度
? 温度场均匀减小热应 力
? 减低零件的温度 ? 使燃气与零件分开
? 设计的基本原则： ? 冷却效果好 ? 冷却后温度场均匀 ? 减小漏气量 ? 气源
?损失小、可行
第五节 冷却系统
? 5.2 冷却方法
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 锁片，挡板
2.1 工作叶片
? 高寿命，高可靠性锁紧结构
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 涡轮叶片无 螺栓槽向锁 紧
2.1 工作叶片
?涡轮叶片的无螺栓锁紧
2.1 工作叶片
? 6.冷却叶片 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 带导流板 ? 复合冷却
2.1 工作叶片
2.1 工作叶片
?1.叶身特点:
? 叶片厚且横截面弯曲大； ? 截面沿高度变化大； ? 叶栅通道为收敛形； ? 叶片作功量大； ? 通道形式多为等内径或等中径。
2.1 工作叶片
?2. 叶片结构设计：
? 带冠－－增加叶片间刚度和阻尼 ? 带箍－－增加刚度和阻尼减振 ? 切角调频－－防止叶片振动 ? 叶尖喷涂耐磨涂层－可减小间隙 ? 机匣涂易磨涂层 －减小叶片磨损
? 6.冷却叶片
? 对流换热 ? 冲击冷却 ? 气膜冷却
高压涡轮叶片
高压涡轮叶片
2.1 工作叶片
? 7.叶片材料
? 涡轮部件对材料的要求：
?高温下高的持久强度， ?蠕变强度，疲劳强度， ?热稳定性，好的物理性质和工艺性。
? 材料工艺的选择演变
?A) 锻造 (60年代) B) 精铸 (70年代) ?C) 定向结晶(80年代)D) 单向结晶(80年代)
JT9D
第五节 冷却系统
? 5.1 冷却目的 ? 提高涡轮前温度
? 温度场均匀减小热应 力
? 减低零件的温度 ? 使燃气与零件分开
? 设计的基本原则： ? 冷却效果好 ? 冷却后温度场均匀 ? 减小漏气量 ? 气源
?损失小、可行
第五节 冷却系统
? 5.2 冷却方法
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
典型航空燃气涡轮发动机PPT课件
典型航空燃气涡轮发动机
Typical aero gas turbine engines
精品ppt
1
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
精品ppt
2
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。
6
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
1. 起飞推力和推重比 2. 巡航耗油率 3. 结构和安装 4. 可靠性、寿命和维护性 5. 污染物排放 6. 低噪声
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：开拓者的精故品事ppt》。1996年8月9日去世，享年3 89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1. 涡轮喷气发动机 Turbo-jet engine
Typical aero gas turbine engines
精品ppt
1
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
精品ppt
2
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。
6
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
1. 起飞推力和推重比 2. 巡航耗油率 3. 结构和安装 4. 可靠性、寿命和维护性 5. 污染物排放 6. 低噪声
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：开拓者的精故品事ppt》。1996年8月9日去世，享年3 89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1. 涡轮喷气发动机 Turbo-jet engine
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
第二部分-航空燃气轮机的工作原理PPT课件
推进效率
wp 2
w 1 c9 c0
2021/2/9
-
34
§ 2.2 涡喷发动机推力的计算
2.2.1 概述 发动机的推力：发动机内外气体在各个表面上作用力的合力。
200% 8%
20% 110%
18%
228%
128% 100%
2021/2/9
-
35
§ 2.2 涡喷发动机推力的计算
2.2.1 概述
2021/2/9
-
33
2.1.3 推进器部分
2. 发动机的推进效率
衡量可用功转变为飞机前进的推进功的程度。
✓ 每千克空气通过发动机时每秒钟所做的推进功为：
wp Fs c0
✓ 排出气体的动能，
Ek
(c9
c0)2 2
✓ 可用功w w p E k c 9 2 2 c 0 2 ( c 9 c 0 ) c 0 ( c 9 2 c 0 ) 2
① 绝热压缩过程 1~2
p23
3
整个过程吸热为0； q12 0
两个阶段：
✓ 1~1’ 迎面高速气流在进气道
0
中的绝能流动，使工质减速增加；
1
1
p-V
wc1,i h1h11 2v121 2v1 2
✓ 1’~1 压气机对工质做功。 w c2,i w 1,2h2h1
总机械功： w c,i w c1,iw c2,i h2h1cp(T2T1)
-
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2.1.1 发动机组成及简图
2021/2/9
-
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2.1.1 发动机组成及简图
2021/2/9
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2.1.1 发动机组成及简图
2021/2/9
燃气涡轮发动机03A.ppt
13
3.1 亚音速进气道
➢ 流量系数
进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面积的比
值为流量系数。
i
AO Ai
qMai qMa
• 根据是流量连续:即
qm qm,i
K
p0* T0*
A0qMa K
pi*
Ti*
Ai q
Mai
p0* pi*
T0* Ti*
14
3.1 亚音速进气道
当涡轮发动机在地面工作时,空气在进入进气道前增速 降压,使气流压力低于外界大气压,即在进气道内存在 负压,但是,在飞行中,当飞机向前运动时,空气迅速进 入进气道, 冲压效应使气流压力上升以抵消进气的压 降,从而使进气道出口处的压力恢复到外界大气压力, 这就发生了冲压恢复。大多数飞机,在160英里/小时 (马赫数约为0.2)以上发生冲压恢复.在此以后,就可以 冲压压缩空气,提高空气压力,减少燃油消耗率.
_
_
P1*
P1* 分别为进气道出口气流总压的最大值、最小值和平均值。
10
3.1 亚音速进气道
➢ 冲压比:
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
* i
p1* p0
* i
i
1
1 2
Ma 2
1
i 1
1 2
V2
RT0
1
➢ 大气温度是随着飞行高度而变化的。
当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞行高 度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 这时进气 道的冲压比也就不随高度而变化, 保持常数。
3.1 亚音速进气道
➢ 流量系数
进气道远前方截面的面积与进气道唇口处的面积的比
值为流量系数。
i
AO Ai
qMai qMa
• 根据是流量连续:即
qm qm,i
K
p0* T0*
A0qMa K
pi*
Ti*
Ai q
Mai
p0* pi*
T0* Ti*
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3.1 亚音速进气道
当涡轮发动机在地面工作时,空气在进入进气道前增速 降压,使气流压力低于外界大气压,即在进气道内存在 负压,但是,在飞行中,当飞机向前运动时,空气迅速进 入进气道, 冲压效应使气流压力上升以抵消进气的压 降,从而使进气道出口处的压力恢复到外界大气压力, 这就发生了冲压恢复。大多数飞机,在160英里/小时 (马赫数约为0.2)以上发生冲压恢复.在此以后,就可以 冲压压缩空气,提高空气压力,减少燃油消耗率.
_
_
P1*
P1* 分别为进气道出口气流总压的最大值、最小值和平均值。
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3.1 亚音速进气道
➢ 冲压比:
进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
* i
p1* p0
* i
i
1
1 2
Ma 2
1
i 1
1 2
V2
RT0
1
➢ 大气温度是随着飞行高度而变化的。
当飞行速度和流动损失一定时，在对流层内, 随着飞行高 度的增高, 大气温度下降, 所以冲压比上升；
在同温层内, 由于大气温度不再随高度而变化, 这时进气 道的冲压比也就不随高度而变化, 保持常数。
发动机原理课件完整版：第一章2、3、4、5节
• X f — 摩擦阻力 • 因与飞行方向相反，故均为负。
2020年4月14日
6
二、推力公式推导
• Fin
01
qm gV 9qm aV 0p0A 0 pdAF inp9A 9
0
• 动量定理：
控制体进、出口气流动量变化＝全部轴向力的合力
• 控制体包括：短舱包含的气流和进气道前 方一段扩张管流。
2020年4月14日
7
二、推力公式推导
• Feff
F eff F inF out
01
9
qm gV 9qm aV 0p0A 0pdAp9A 9pdAXf
0
01
9
p0dA p0A9 p0A0
0
9
p0A0= p0dAp0A9 0
2020年4月14日
8
二、推力公式推导
• Feff
F eff F inF out
01
9
qm gV 9qm aV 0p0A 0pdAp9A 9pdAXf
0
01
qmgV9qmaV0(p9p0)A9 推力
01
9
(pp0)dA (pp0)dAXf 阻力
0
01
附加阻力 压差阻力 摩擦阻力
2020年4月14日
9
二、推力公式推导
• 推力 • 附加阻力 • 压差阻力 • 摩擦阻力
F q m g V 9 q m a V 0 (p 9 p 0 )A 9
2020年4月14日
19
一、性能指标
• 示例： • 进行发动机地面台架试车，其中发动机进
口流量100kg/s，进口速度120m/s，排气速 度800m/s，尾喷管完全膨胀，则发动机产 生的推力是多少？ • A 68000N • B 80000N
模块15 反推系统《燃气涡轮发动机》教学课件
八、反推控制活门组件
反推控制活门组件控制液压油到反推作动器，典型的反推控制活门组 件的主要部件是：液压供油管和回油管，收藏和展开管，收藏和展开电磁 活门，方向控制活门和手动切断活门等。
八、反推控制活门组件
当拉反推杆时，展开电磁线圈 和准备电磁线圈通电，液压油通到 方向控制活门的下面。油压推方向 控制活门柱塞向上，推隔离活门柱 塞向上，液压油作用到反推作动器 的展开边和收藏边，由于两边油压 作用的面积不同，液压作动器现在 推移动套筒向后展开反推装置。
八、反推控制活门组件
作动筒同步：
每半反推有3个作动器。由于制造公差和内部摩擦不同，很难做到同步动作。
每个反推整流罩上的液压作动器由传动轴机械相互连接。这些软传动轴同步作动 器的运动，使得3个作动器有同样的速度。软同步轴通过涡轮蜗杆连接作动器活塞。
释放油门互锁和反推指示需要反推装置的位置反馈。在格栅型反推装置，每半反 推整流罩上靠上的作动器有反馈机构。在电控的发动机，像A320飞机的情况，液压作 动器没有机械的反馈机构。发动机电子控制组件接受在阻流门上展开电门的信号，然 后增加发动机转速到全反推力，它也作动驾驶舱反推指示。
四、作动系统
作动系统通过液压作动大的阻流门，象在枢轴型反推装置，阻流门有单独 的液压作动器；在有移动套筒和格栅叶片的反推装置，液压作动器更复杂，因 为它们必须同步工作。
液压的反推作动系统通常有控制活门组件，接受控制系统来的信号供应液 压油到作动器，展开或收藏反推装置。气压反推作动系统仅仅用在有移动套筒 的格栅型反推装置。它们通常是供应发动机引气到空气马达，空气马达经驱动 轴和齿轮箱用球螺旋作动器操作移动套筒。
反推装置必须能够承受极高的温度和有腐蚀作用的燃气，反推力的大 小完全可控，反推装置不影响发动机的基本工作，反推不使用时保持发动 机的流线形，使用时避免排出气体被压气机再吸入。
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用途：Boeing 737，Airbus A340 等
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燃气涡轮喷气发动机的发明
A ram jet engine
A Whittle-type turbo-jet engine
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
作用：为航空器飞行提供动力。 推重比：发动机推重比、飞机推重比
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
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。
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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》。1996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
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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。
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