1航空燃气涡轮发动机的基本工作原理

2012/10/291燃气涡轮发动机特性能源与动力工程学院航空推进系硕士学位课课程性质和教学目的性质硕士学位课目的与地位在航空燃气涡轮发动机的工作原理及特性等方面打下扎实的理论基础对航空燃气涡轮发动机使用中的问题获得一定的知识为今后从事燃气涡轮发动机方面的工作和研究奠定理论基础教学大纲课程主要教学内容航空发动机各部件的共同工作航空发动机的控制规律及其选择航空发动机的特性航空发动机过渡工作状态的特点分析使用条件对航空发动机性能影响航空推进系统性能航空发动机总体性能技术发展趋势教材现代航空发动机技术与发展（第1－4章）（张津、洪杰著）本课程章节第一章：航空燃气涡轮发动机的基本工作原理第二章：燃气涡轮发动机部件特性第三章：各部件共同工作和控制规律第四章：航空燃气涡轮发动机稳态特性第五章：涡喷和涡扇发动机过渡过程性能第六章：航空燃气轮机的使用特性第七章：推进系统性能提高推进系统性能的新技术和新进展2012/10/2927第一章航空燃气涡轮发动机的基本工作原理1.1主要类型、组成及工作过程主要类型包括•涡轮喷气发动机•涡轮风扇发动机•涡轮螺桨发动机•涡轮轴发动机2012/10/2928组成：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机尾喷管膨胀加速排气到体外1.涡喷发动机组成及工作过程图1-12012/10/29292.涡轮风扇发动机组成及工作过程分开排气涡扇组成：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、内外涵尾喷管进气道进气风扇增压气流分为两股内涵气流压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动风扇和压气机内涵尾喷管膨胀加速排气到体外外涵气流外涵道外涵尾喷管膨胀加速排气到体外图1-22012/10/2930混合排气涡扇组成：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、混合器、尾喷管进气道进气风扇增压气流分为两股内涵气流压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动风扇和压气机混合器外涵气流外涵道混合器两股气流在混合器中掺混尾喷管膨胀加速排气到体外2.涡轮风扇发动机组成及工作过程图1-32012/10/29313.涡轮螺桨发动机组成及工作过程组成：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管、减速器、螺旋桨工作过程：进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机和螺旋桨尾喷管膨胀加速排气到体外图1-42012/10/29324.涡轮轴发动机组成及工作过程组成：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管、功率输出轴、主减速器等进气道进气压气机增压燃烧室加热涡轮膨胀作功带动压气机和旋翼尾喷管膨胀加速排气到体外图1-55.桨扇发动机（开放转子）桨扇发动机组成及工作过程类似于涡桨发动机8~10片后掠叶片组成的桨扇取代螺旋桨，且仍由涡轮驱动具有叶型薄、最大厚度位置后移等特点，克服一般螺旋桨在飞行马赫数高于0.65后效率急剧下降的缺点预期的经济性优势更适用于巡航马赫数为0.7~0.8的短途运输机2012/10/29341.2航空燃气轮机的主要性能指标1.喷气式发动机有效推力(可用推力)喷气式发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作用力的轴向合力，用“FA”表示。单位：牛顿(N)或拾牛顿(daN)提供推动力的作用：(1)克服阻力(2)飞机达到一定速度机翼产生升力矢量推力*推力可分解为使飞机前进、俯仰和偏航三个方向的推力分量2012/10/2935有效推力计算公式99090901900001()()()AmmfFqVqVppAppdAppdAX前三项：发动机内推力，简称推力(F)后三项：称为阻力附加阻力、压差阻力、摩擦阻力摩擦阻力通常被计入飞机极曲线2012/10/2936有效推力计算公式推力附加阻力压差阻力9990901009001()()()mmdpFqVqVppAXppdAXppdA2012/10/2937附加阻力从推力定量计算方面：推力公式推导时控制体前端界面取在远前方未受扰动的0截面将0截面到发动机进口01截面之间气流的动量变化也计入了推力必须将多算的部分以阻力的方式扣除附加阻力Xd大小等于发动机进口前“自由”流管表面压力分布P与外界均匀大气压力P0之差对dA的积分亚音速飞行时，发动机进口前“自由”流管压力分布和形状变化影响Xd的大小超音速飞行时，由于激波的出现，波后气体压力更将发生剧烈变化，附加阻力将发生大的变化•亚音速•超音速0100()dXppdA39附加阻力的产生从推力定量计算方面：推力公式推导时控制体前端界面取在远前方未受扰动的0截面将0截面到发动机进口i截面之间气流的动量变化也计入了推力必须将多算的部分以阻力的方式扣除2012/10/2940压差阻力（Xp）发动机在安装条件下，外表面压力不同于外界大气压力，因此造成压差阻力压差阻力又分成进气道外阻力和喷管/后体阻力分界点选在发动机短舱或机身的最大直径处进气道外阻力主要是由于进气道唇口外气流分离或外罩存在激波而产生喷管/后体阻力主要是由于外表面气流压力变化而造成01M92012/10/2941阻力附加阻力因进口气流受发动机工作而有别于均匀外界大气压力而造成的阻力。与飞机飞行状态、姿态，发动机工作状态，进气道调节等因素有关。压差阻力发动机外部绕流压力作用于发动机外表面而形成的阻力。与飞机飞行状态、姿态，发动机工作状态，尾喷管调节等因素有关两项阻力又称为安装损失,除以上影响因素外还与发动机在飞机上的安装位置有关2012/10/2942发动机在飞机上的安装位置J-10F-35F-22全球鹰B22012/10/2943发动机在飞机上的安装位置2012/10/2944FA与F内推力“F”又称为非安装推力有效推力“FA”又称为安装推力对于亚音速飞机，由于发动机对气流扰动较小,可以近似认为:FAF对于超音速飞机：FAF，阻力不容忽视!9990901009001()()()mmdpAdPFqVqVppAXppdAXppdAFFXX推进系统安装推力前两项又称为总推力第三项又称为冲压阻力后二项是附加阻力和压差阻力01999909000001()()()AmmFqVppAqVppdAppdA9900000101()()()()ININppdAppdAppdAppdA第一项为进气道外阻力第二项是推进系统中段的压差阻力第三项为喷管/后体阻力01IN压差阻力2012/10/2946推进系统安装推力结论：为改进飞机性能应提高推进系统推力，除提高非安装推力外，减少进气道外阻力和喷管/后体阻力必须受到高度重视为此应采用飞机/发动机一体化的设计方法，由飞机设计者和发动机设计者共同努力实现2012/10/2947涡喷发动机推力总推力FG=qm9V9+(p9–p0)A9冲压阻力FD=qmV099909090990990()()mmmmmmmFqVppAqVppFqVqVqqFqVV如果：2012/10/294899990099990099099090()()[()()]IIIImIIIImIIImIIIIIIIImIIIIImImImIIIImIImIFFFFqVAppqVFqVAppqVpppqqFqVVBVVqBq分排涡扇发动机推力外涵空气流量涵道比B=内涵空气流量2012/10/2949混排涡扇发动机推力9990909909909090()(1)()()(1)()mmmmImIImmmImIFqVppAqVqqqqqFqBVVAppppFqBVV外涵空气流量涵道比B=内涵空气流量2012/10/2950推力单位：牛顿(N)或拾牛顿(daN)发动机推力大小仅仅反映飞机的推力需求,不能反映不同推力级发动机之间的性能优劣例如:GE90(BY777)F=392000N,qm=1420kg/sD=3.524mWP-11(无人机)F=8500N,qm=13kg/sD=0.3m2012/10/29512.单位推力（单位功率）涡喷（涡扇）发动机单位推力定义:Fs=F/qm完全膨胀时:Fs=V9–V0单位:daN•S/kg每秒钟通过发动机的每公斤工质产生的推力起飞状态:Fs(80~90)daN•S/kgFsAB(120~130)daN•S/kg2012/10/2952功率Pe(kw)单位功率Ps(kw.s/kg)/emmTesemPqWPPq涡轴发动机单位功率2.单位推力（单位功率）2012/10/29533.单位燃油消耗率涡喷涡扇发动机定义：fa油气比（qmf/qma)单位：kg/N.Hr每工作1小时每产生1牛顿推力消耗的燃油量简称：耗油率起飞状态：涡喷发动机0.8-1.0kg/daN.Hr大涵道比涡扇发动机0.3-0.5kg/daN.Hr36003600mfasqfsfcFF3.单位燃油消耗率耗油率sfc(kg/kw.h)起飞状态：0.25-0.4kg/kw.h3600mfeqsfcP涡轴发动机4.推重比定义:FW=F/GG—发动机重量综合性指标:气动设计、结构设计和材料高推重比始终是军用发动机追求的目标统计：发动机重量增加1公斤导致飞机增加4~10公斤飞机推重比是重要的飞机总体设计参数，它对飞机的尺寸、重量以及主要飞行性能都有很大影响。现代战斗机的起飞推重比可达0.7～1.2运输机和旅客机的起飞推重比约为0.25～0.4先进战斗机使用的加力涡扇发动机的推重比已达到8～10；目前国内外在研制推重比达到15～16的技术验证机，并研究推重比为20的发动机用于垂直起落飞机的升力发动机的推重比已达16以上。2012/10/2956功重比定义发动机轴功率或当量功率与发动机重量之比评定涡轴和涡浆发动机的重要性能指标功率重量比越大发动机越轻巧减少飞机质量和提高飞机性能期望涡轴发动机功重比提高到12以上2012/10/29575.航空燃气轮机效率航空发动机是（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2012/10/2958（1）热效率定义热能q0可用功Le加入燃烧室的燃油流量qmf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B0ethLq机械能加热量0010BηmfumfuumQqHqqHfHqqq2012/10/2959每秒钟流过涡喷发动机的1公斤工质的能量守恒方程涡喷发动机热效率220900922pKBToutpVVcTWqWqcT2012/10/2960对涡喷发动机而言：WK＝WT“热能损失”部分（1）不完全燃烧1-3%（2）壁面散热qout1-2%（3）排热损失Cp(T9-T0)55-75%th=0.25~0.40q0机械能Le=(V92-V02)/2产生推力(V9-V0)热效率反映燃料化学能的利用程度如何设计发动机，获得更高的热效率？220900922pKBToutpVVcTWqWqcT2012/10/2961（2）推进效率推进效率的定义：发动机每公斤工质单位时间对飞机所作推进功涡喷发动机机械能涡喷发动机推进效率推进效率与V9/V0成反比09002290900229009090()1()2()2221PseppNFVVVVLVVVVVVVVVVVV推进功推进效率机械能2012/10/2962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