航空发动机原理讲解

发动机稳定状态各部件共同工作

发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程 表示在压气机特性图上可获得共同工作线 共同工作线的讨论
– 共同工作线的物理意义

发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速 变化将引起共同工作点在工作线上移动
– 工作线位置受A8调节的影响
– 三种工作状态

临界、超临界、亚临界 取决于喷管压比与临界压比的关系 临界、亚临界：完全膨胀 超临界：不完全膨胀 C9max=当地音速＝f(排气总温）
– 出口气流所能达到的最大速度


收敛-扩张型
– 几何固定的收－扩喷管有三种工作状态

完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀 取决于喷管压比和面积比
基本工作原理及热力循环
能量转换及效率（定义、能量损失形式）
–热机－热效率 –热能循环有效功 –热焓形式损失（排热损失） –推进器－推进效率 –机械能推进功率 –动能形式损失（余速损失） –发动机－总效率 –总效率与耗油率的关系 –提高热效率（发动机热力循环） –提高推进效率（质量附加原理）
基本工作原理及热力循环

理想热力循环分析
– 不加力涡喷发动机

热力循环的组成（P-V图、T-S图） 理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
– 与循环增温比成正比、存在有最佳增压比 – 最佳增压比正比于循环增温比

理想循环热效率正比于循环增压比
1.0 0.9
t
0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 0 20 40 60 80 100
基本工作原理及热力循环

涡扇发动机热力循环和质量附加原理
– 分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环 组成及其在P-V图和T-S图上的表示 – “同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效 功和热效率 – 涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给 了更多的工作介质（涵道比>0），参与产生推力 工质增多，因此推力增大 – 在“同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低， 减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提 高了总效率，降低了耗油率

基本工作原理及热力循环
– 复燃加力发动机

复燃加力使推力增加的原理
– 可在不改变主机状态条件下，提高排气温度排气速度 单位推力推力

理想热力循环组成（P-V图、T-S图） 理想循环总加热量取决于（加力温度－进气温度） 复燃加力使理想循环功增加 复燃加力使理想循环热效率下降 在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力 循环功和热效率）
发动机设计点性能

设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
– 提高增压比设计值

存在最佳增压比、最经济增压比 提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低 耗油率） 对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗 油率也相应增加 对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低 耗油率） 高单位推力，但同时付出高耗油率的代价
单轴涡喷（调小A8则共同工作线移向喘振边界） 双轴涡喷（ A8变化不影响高压转子共同工作线，调小 A8对低压共同工 作线的影响与单轴发动机相反） – 当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施

飞行M数（影响斜激波的强度和波角） 进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动） 影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超 临界、亚临界
Baidu Nhomakorabea– 防止喘振
三种流谱(0<<)
超 音 进 气 道
亚音进气道 三种不同工作状态： 临界、超临界、亚临界
尾喷管工作原理

功能、设计要求及分类 收敛型
低单位推力、低耗油率
– 提高涡轮前温度设计值

– 提高加力温度设计值

– 提高涵道比设计值

– 风扇增压比设计值

遵循最佳分配原则
发动机设计点性能
不同用途飞机，发动机设计循环参数
参数的发展趋势

大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗 油率

大多采用三高设计

军用超音速战斗机为追求尽可能高的单 位推力和推重比
基本工作原理及热力循环

实际热力循环分析
– 热力循环组成（P-V图、T-S图） – 循环功＝f(增温比、增压比、部件效率…)
与循环增温比成正比 存在有最佳增压比 与部件效率成正比
– 循环热效率＝f(增温比、增压比、部件效率…)
与循环增温比成正比 存在有最经济增压比
与部件效率成正比
总 结
进气道和尾喷管工作原理
各种类型发动机基本工作原理
发动机设计点性能 各部件共同工作及控制规律 发动机非设计点性能（特性）
进气道工作原理及特性

功能、设计要求及分类 亚音进气道
– 三种流谱(0<<) – 结构形式

超音进气道
– 气动设计原理(多波系结构) – 三种结构形式(内压、外压、混压) – 外压式超音速进气道的特性
– 为减小损失，面积比（A9/A8）应设计成可调节， 且与喷管可用膨胀比成正比
基本工作原理及热力循环
不同类型发动机的组成、工作过程 推力的产生及计算公式

– 涡喷 – 涡扇（分排、混排） – 涡桨

性能指标（定义、单位、计算公式）
– 涡喷、涡扇：单位推力、推重比、耗油率 – 涡轴：轴功率（单位轴功率）、功重比、 耗油率 – 涡桨：轴功率（单位轴功率）、螺桨功率、 拉力等

采用一高、一中、一低设计 高加力单位推力 同时带来高加力耗油率

提高加力温度

发动机稳定状态各部件共同工作

各部件共同工作条件（相互制约）
– 流量连续

压气机～涡轮Tt4/Tt2等值线及物理意义 涡轮～尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系
– 对于涡喷和分排涡扇发动机，当几何不可调节和涡轮、尾 喷管均处于临界或超临界状态时，涡轮膨胀比不变 – 复燃加力发动机A8必须可调，以保证主机的工作状态不受 复燃加力燃烧室工作的影响 – 流通能力正比于增压比，反比于增温比

由涵道比定义和流量连续条件
– 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
– 亚音进气道（三种流普） – 超音进气道（三种工作状态）
– 功率平衡

压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
– 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度 或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化