能量转换与效率

e
1) V02 V0
b H u
2CpT0 (e 1)(
e
e
1) V02 V0
提高加热比（即T3*），可有效提高循环功，因此 提高单位推力，但同时使耗油率增加； 提高压气机增压比，可提高热效率，降低耗油率 ，但导致单位推力下降； 为获得高单位推力和低耗油率，随T3*的提高，相应 提高压气机增压比。
1 2 损失 = 机械能 推进功 = (V V ) 0 2 9

绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 V0)排出发动机所 带走的能量 称为“余速损失”
四、总效率
定义：
0
FsV0 q0
th p
表示发动机作为（热机+推进器）的效率 描述发动机经济性指标，总效率0.2~0.3。 总效率与耗油率的关系
7.2 16 24.3 39.3
1088 1500 1588 1703
~ 1.0 6.1 8.4
2133KW 94308 89172 382500
典型军用发动机
型号 年代 WP7-乙 六十 J79-GE-17 六十 F404-GE- 八十 400 AL-31 八十 EJ200 九十 YF120 九十 K* 8.85 13.4 25 23.8 26 25~28 T3* 1288 1260 1589 1665 1803 ~2000 BPR ~ ~ 0.34 0.6 0.4 ~0.2 推重比 5.5 4.63 7.24 8.17 10 ~10
二、发动机/飞机一体化设计概念
将发动机作为飞机的一个子系统，以飞
机完成飞行任务的优劣作为设计方案的 设计目标。 例如：美国先进技术战斗机ATF招标书
– – – – – 背景 任务剖面 性能要求 设计参数 以性能要求为约束条件，以完成任务所对应 的最小飞机起飞总重为最优目标。

性能要求
– – – – – – – 有效载荷 四枚型号导弹、500发25毫米炮弹 起飞距离 1500英尺 着陆距离 1500英尺 最大飞行马赫数 2M/40000 英尺 超音速巡航 1.5M/30000 英尺 加速性 0.81.6M/ 30000 英尺 t50s 稳定过载 0.9M/ 30000 英尺 n5g 1.6M/ 30000 英尺 n5g

对涡喷发动机 循环功＝机械能 ： W=(V92 - V02)/2 热效率： 增压比
V92 V02
th
1 1
2 q0

1
f ( )
三、推进效率

单位时间发动机对飞机所作 F V0 推进功 Fs V0 发动机每公斤工质单位时间 对飞机所作推进功
0
FsV0 q0
3600f sfc Fs q0 fH u 3600 V0 H u sfc 3600 a0 M a 0 H u sfc
0


当飞行速度一定时，总效率与耗油率成反比； 当飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性； 当飞行速度为零时，只能用耗油率表示经济性。
总效率=0.2~0.3

推进效率的定义：
涡喷发动机 W=(V92 - V02)/2
p p
FsV0 W (V9 V0 )V0 V92 V02 2 2V0 V0 V9 2 1 V9 V0

推进效率与V9/V0成反比
p
p


பைடு நூலகம்
2 V0 V9＋V0

2 1 V9 V0
两种极端情况 – 当V0=0时， p= 0 （因推进功为0） – 当V9 = V0时， p =1 （但Fs=0） V9 V0 0 p 1 （0.5~0.75） 机械能 推进功的转换必有“损失”
第四节 能量转换与效率
一、能量转换
航空发动机是（热机+推进器）的组合体 热机 热能 机械能 热效率 推进器 机械能 推进功 推进效率 组合体 热能 机械能 推进功 总效率
二、热效率
定义
th
W q0

热能q0 机械能 W 加入燃烧室的燃油流量 qmf

涡轮前温度对单位性能的影响
增压比对单位性能的影响
T3*一定，k *的影响
k *一定， T3*的影响
典型亚音飞机发动机
型号 年代、 增压比 涡轮前 涵道比 飞机 温度 K
WJ5 JT3D CFM56 -3 GE90
起飞 F （N）
起飞 SFC 0.349 0.51 0.35 0.278
60’s Y7 70’s B707 80’s B737 90’s B777
Q0 qmf H u q0 qmf qma H u fH u


qmf完全燃烧释放的热量Q0
燃油低热值 Hu
对1公斤工质加热量q0 燃油燃烧实际释放的热量q1 燃烧效率 b
q1 q0b
c pT0

V0
2
2
Wk q0b WT qout
V9
2
2
热效率=0.25-0.35
推进效率=0.5-0.75
燃烧不完全
壁面散热
排热损失
余速损失
1-2%
2%
55-75%
V V 2 th q0
2 9
2 0
2 p V9 1 V0
对于涡喷发动机而言，存在矛盾；
解决途径：1.权衡
2.其他类型发动机
第五节 发展方向及一体化设计概念
高单位推力、低耗油率
c pT9
每秒钟流过发动机的1公斤工质的能量守恒方程
对涡喷发动机而言：Wk=WT “热损失”部分 （1）不完全燃烧 1-2% （2）壁面散热qout 2% （3）排热损失Cp(T9 -T0) 55-75% th = 0.25 ~ 0.35 q0 W=(V92 - V02)/2 产生推力 (V9 - V0) 如何设计发动机，获得更高的 热效率？
一、单位推力、耗油率与热力循环关系
Fs V9 V0 W Fs V92 V02 2 2W V02 V0 3600 q1 H u Fs
3 6 0 0f sfc Fs
q1 Cp (T3* T2* ) / b
高单位推力、低耗油率
Fs sfc 2CpT0 (e 1)( 3600 CpT0