航空发动机原理.

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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–防止喘振三种流谱(0)三种不同工作状态：临界、超临界、亚临界超音进气道亚音进气道尾喷管工作原理功能、设计要求及分类收敛型–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–出口气流所能达到的最大速度C9max=当地音速＝f(排气总温）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–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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基本工作原理及热力循环0204060801000.00.10.20.30.40.50.60.70.80.91.0t–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）基本工作原理及热力循环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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与部件效率成正比基本工作原理及热力循环发动机设计点性能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）–提高涡轮前温度设计值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）–提高加力温度设计值高单位推力，但同时付出高耗油率的代价–提高涵道比设计值低单位推力、低耗油率–风扇增压比设计值遵循最佳分配原则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采用一高、一中、一低设计提高加力温度高加力单位推力同时带来高加力耗油率发动机设计点性能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–流通能力正比于增压比，反比于增温比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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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–几何参数不可调节时，采用不同控制规律不会对发动机共同工作线位置产生影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致发动机性能将不同双转子发动机自动防喘机理双转子发动机各部件共同工作–高压转子（或核心机）共同工作方程表达式相同–低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型–涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时，涵道比将发生变化发动机稳定状态各部件共同工作共同工作方程及共同工作线2.5()1CHCHCHqeconst共同工作线等相似转速线22(1)()(1)(1)()1(1)(11/)CLCLCHCLCLCLCTLTLCHLBeqconsteqconBest211()CHCLCLCLeqconst发动机控制规律控制规律制定的目的和制定原则–为控制共同工作点在工作线上的落点–最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机–确保发动机工作安全–因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度，且代表最大负荷，因此通常被选择为被控参数–调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉道面积单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）–n=const,A8=const–Tt4=const,A8=const–n=const,Tt4=const双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）–n1=const,A8=const–n2=const,A8=const–Tt4=const,A8=constnnd转速调节器发动机wfn=nd转速调节器发动机nndwfTt4调节器Tt4Tt4dA8Tt4=Tt4dn=nd单变量控制被控参数：n调节中介：wf双变量控制被控参数：n、Tt4调节中介：wf、A8Tt2n1n2Tt4高速低速Tt2n1n2Tt4低速高速单变量控制只能保证被控参数按设定的规律变化，其他参数将由共同工作条件确定并随飞行条件变化控制规律的制定将决定最终所获得的发动机性能，因此控制规律的设计至关重要发动机稳态特性发动机典型工作状态节流特性（油门特性、转速特性）–定义–典型曲线及参数变化原因–防喘措施的防喘机理及其对特性的影响速度特性–典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因–不同设计参数特性–不同控制规律–不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围发动机稳态特性高度特性–典型特性曲线及参数变化原因大气压力和温度对性能参数的影响–气压低，推力小（高原起飞）–温度高，推力低，耗油率高（热天起飞）发动机工作状态相似准则及台架性能换算典型节流特性（油门特性）涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于超音速飞机使用推力大、总效率高低速条件下，大涵道比设计的涡扇发动机推力大，耗油率低设计涵道比越大，高速条件下发动机的相对推力（F/F起飞）越小随飞行速度增加涡扇发动机涵道比迅速加大，气流的排气速度C9涡扇远低于C9涡喷，单位推力迅速减小，导致推力小、耗油率高。高速条件下涡扇发动机的速度特性不如涡喷发动机大涵道比的涡扇发动机随着Ma0增加，推力一直下降Bd越大，推力下降越快大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机不同类型发动机速度特性比较(km/h)(km/h)复燃加力发动机速度特性在任何飞行速度下，加力推力与不加力推力比（简称加力比）大于1加力使推力达到峰值所对应的飞行马赫数更高加力温度越高，上述特点越显著加力使耗油率增加，经济性变差，但随飞行速度提高，加力和不加力耗油率的差距减小加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：加力比更大，有利于提高飞机机动性亚音速飞行条件下不加力耗油率较低，有利于增加作战半径751abttFTFFT761abttFTFFT高度增加，空气流量显著减小推力决定了飞机的升限H11km随高度增加，气温降低，发动机共同工作点沿工作线上移，增压比增加，单位推力增加，耗油率H11km随高度增加，气温不变，发动机共同工作点不再移动，单位推力不变耗油率H＝11km耗油率最低典型高度特性飞机巡航高度通常为11公里上下大气条件对特性的影响气温影响气压影响发动机过渡过程加、减速过程–定义、转子动力学方程–加速性及其提高加速性的重要意义–提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比）–加、减速过程受到的限制材料耐热限制风扇/压气机喘振限制燃烧室熄火限制–加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示max2()30idlenZnTmCntJdnNN双轴发动机低压和高压转子加、减速线1－稳态共同工作线2－加速线3－减速线低压转子高压转子加速过程的限制：•材料耐热限制•高压压气机喘振限制•燃烧室富油熄火限制减速过程的限制：•低压压气机喘振限制•燃烧室贫油熄火限制起动过程地面起动–0转速到慢车状态–必须借助于外动力源分三个阶段I起动机带转，NT＝0II起动机和涡轮共同带转III涡轮单独带转，Nst＝0n1–点火转速n’–最小平衡转速n2–起动机脱开转速2()/30stTCmdnJnNNNdt谢谢！