涡喷发动机原理

dx
mg
T*
dx
K p* A q( )
q
2 b dx dx
dx
mg
T*
3
q q q q q
mg
ma
cool
mf
ma
p*
T*
* k
2
p*
Dq( ) 1
3
T*
1
1
p*
T*
* 2 D 3 q( )
k
p*
T*
1
1
1
• 当温度比一定时， 发动机流通能力与 增压比成正比；
n = nd， A8=C
• 当飞行条件变化
qmf n = nd
– n 被调参数 – qmf 调节中介
nnd 转速 qmf
n
调节器
发动机
• T3*将随飞行条件 变化。
T3* = T3*d， A8=C
• 当飞行条件变化
qmf
T3* = T3*d
– T3* 被调参数 – qmf 调节中介
T3*T3*d T3*
1 1 ]T*
(
* T
)

wTm wk CpT3*[1
1 1 ]T*m
(
* T
)

T3* T1*

B

ek* 1
k*
1
ek*

(
* k
)

wTm wk CpT3*[1 1 1 ]T*m
(
* T
)

• 压气机所需功率与涡轮前温度、涡轮膨 胀比的关系
第三章 涡喷发动机
研究涡喷发动机在各种条件下性能的变化
影响发动机性能变化的原因: 1. 飞行条件 2. 油门位置 3. 调节规律 4. 大气条件
第一节 各部件的共同工作
一、共同工作及共同工作线
• 各部件组合成整台发动机，部件间的相互 作用和影响称为“共同工作”。
• 各部件必须满足的共同工作条件：
– 流量连续 – 压气机与涡轮功率平衡
Kp*A q( ) Kp* A q( )
q
88 8
4e8 8
mgN
T*
T*
8
4
涡轮和尾喷管临界 q q
状态或超临界时
mgT
mgN
q(dx)=1；q( 8) =1 且Adx、A8固定不变
T*=常数
p* A q( ) 2n
* T

3
p*
[

e8 8
A q(
]n1 )
k*
1
ek*

(
* k
)

• 流量连续
p*
T*
* 2 D 3 q( )
k
p*
T*
1
1
1
发动机共同工作方程
• 联立消去 温度比
– 膨胀比=常数 – 几何尺寸固定
获得
共同工作方程
共同工作线
p*
T*
* k
2
p*
D
3
T*
q( ) 1
1
1
T3*
T1*

B ek * 1
– 当飞行条件变化引起压气机功变化时，为维 持功平衡，必须改变涡轮前温度或涡轮膨胀 比，否则将导致转子转速变化。
• 功平衡方程
当涡轮膨胀 比为常数时
wTm wk
1
CpT1*[
(
* K
)

k*
1] CpT3*[1
1

1
]T*m
(
* T
)

T3* T1*

B

ek* 1
• 当尾喷管进入亚临界 状态时，对应每一个 飞行M数有一条共同 工作线，M数越低， 越靠近喘振边界。
p*
A q( ) 2n
* T

3
p* 4
[ e 8
] 8
n 1
A q( )
dx dx
dx
•
涡轮膨胀比随尾喷管 喉道截面积成正比变
w w CpT *[1
Tm
k
3
• 当A8变化时，引起涡轮膨胀比变化， 共同工作线移动， A8 越小，越靠近 喘振边界。
二、调节规律
• 由各部件共同工作关系，发动机工作点构成 共同工作线，但即使已知飞行条件，仍不能 确定发动机在工作线的哪一点工作。
• 为控制工作点在工作线上的落点，必须对发 动机进行自动调节。
• 自动调节装置的目的：
• 温度比越高，等值 线越陡；
• 当进气温度一定时， 提高涡轮前温度将 导致压气机工作点 移向喘振边界。
压气机与涡轮功率平衡
• 单位压气机功 • 单位涡轮功 • 功平衡
• 当涡轮膨胀比 等于常数时：
B为常数
1
wk

CpT1*[(
* k
)

1) ] / k*
wT CpT3*[1
– 最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机 满足飞机在不同飞行条件下的要求；
– 确保发动机工作安全； – 便于驾驶员操作。
最大状态调节规律
• 目的： 在任何飞行条件下， 发动机尽可能发出最 大推力。
• 三种可能的调节规律
– n = nd， A8=C
– T3* = T3*d， A8=C
– n = nd， T3* = T3*d
– 转速降低，工作点沿 工作线左下移
• 当转速一定时： – 飞行M数增加，工作 点沿工作线左下移
– 飞行高度增加（低于 11公里），工作点沿 工作线右上移
• 飞行条件、转速变化归结为
n T*
1
发动机共同工作线
• 当A8变化时，引起 涡轮膨胀比变化，共 同工作线移动， A8 越小，越靠近喘振边 界。
发 动 机
T3*
• 在实际应用中常采用第一种调节规律
n = nd
– 保持转速，可以获得最大推力 – 某些飞行条件下，可能超温
• 温度作为被调参数有一定困难。 • 尾喷管喉道截面积连续可调，增加调节
机构的复杂性。
1
k
1
]* Tm
•
化 为维持功平衡，涡轮
( * ) k T
前温度必须变化
• 涡轮前温度变化引起 共同工作点移动
– A8 减小，工作点移 向喘振边界
– A8 增大，工作点远 离喘振边界
重要结论
• 发动机各部件共同工作的结果共同 工作线。
• 无论飞行条件或发动机工作转速如何 变化，发动机的工作点总在共同工作 线上移动。
– 压气机与涡轮转速相等：nk＝nT
– 压力平衡：P2*b=P3*
压气机与涡轮流量连续
压气机 进口空气流量
涡轮导向器 喉道燃气流量
涡轮导向器 当处于临界 或超临界时 q(dx)=1
增压比与温比、 q(1)的关系
Kp* A q( )
q
11
1
ma
T*
1
K p* A q( )
q
dx dx
调节器
qmf
发动机
T3*
• n将随飞行条件变
化
n = nd， T3* = T3*d
• 当飞行条件变化
qmf n = nd
A8 T3* = T3*d – n 、T3* 被调参数
nnd 转速 qmf
调节器
– qmf 、 A8调节中介
• A8将随飞行条件变化 T3*T3*d
T3*
调节器
A8
nቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
4
dx dx dx
发动机共同工作线 在压气机特性图上的表示
• 一台几何不变的发动 机，当尾喷管处于临 界工作状态时：
无论飞行条件或发动 机工作转速如何变化
发动机的共同工作点 总在同一条工作线上 移动
• 共同工作线与每一条 等相似转速线有唯一 交点
发动机共同工作线
• 当飞行条件一定时： – 转速增加，工作点沿 工作线右上移
* k
1
ek * (
* k
)

q( ) 1 * k
e* 1
k
C
*
k
涡轮与尾喷管共同工作
• 涡轮导向器 喉道截面流量
Kp* A q( ) Kp* A q( )
q
dx dx dx
3 dx dx dx
mgT
T*
T*
dx
3
• 尾喷管 喉道截面流量
• 流量连续条件
引入多变指数n’