燃气涡轮发动机原理

2014/10/151燃气涡轮发动机原理能源与动力工程学院航空推进系中法工程学院2014/10/152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2014/10/153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2014/10/1542.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2014/10/155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2014/10/1563.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2014/10/1574.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2014/10/1581.2航空燃气轮机的主要性能指标1.喷气式发动机推力有效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的轴向合力，用“Feff‖表示。单位：牛顿(N)或拾牛顿(daN)为飞机提供推动力的作用：(1)克服阻力(2)飞机达到一定速度机翼产生升力推力公式以涡喷发动机为例取发动机单独安装于短舱的安装形式远前方为“0‖截面短舱进口为“01”截面尾喷管出口为“9‖截面0019气流流经发动机内、外所产生的作用力Fout：气流作用于短舱外表面的轴向合力Fin：流经发动机内各部件表面的轴向合力effinoutFFF2014/10/1511FoutP—短舱外表面压力分布dA—短舱外表面微元面积垂直于轴向方向上的投影Xf—摩擦阻力两项均与飞行方向相反，故均为负901outfFpdAX2014/10/1512发动机各部件受力分布13Fin：运用动量原理uF´in为流经发动机内部的气流所受到各部件的轴向作用合力uFin与F´in为一对大小相等、方向相反的力u控制体进、出口气流动量变化＝全部轴向力的合力u控制体包括u短舱包含的气流和进气道前方一段扩张管流u以气流运动方向为正2014/10/15140199000990mminqVqVpApdAFpAFin推导0199000990inmmFqVqVpApdApA01999090900001901()()inmmoutfFqVqVppAppdApdAFpdAX如果控制体表面均作用有均匀外界大气压力，则有：2014/10/1516有效推力计算公式99090901900001()()()effmmfFqVqVppAppdAppdAX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其中摩擦阻力通常被计入飞机极曲线2014/10/1517有效推力计算公式推力附加阻力压差阻力9990901009001()()()mmdpFqVqVppAXppdAXppdA2014/10/1518附加阻力从有效推力定量计算方面推力公式推导时控制体前端截面，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有效推力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，但Xd相对较小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，不容忽视！亚音速超音速0100()dXppdA2014/10/1520压差阻力（Xp）发动机在安装条件下，短舱外表面压力与外界大气压力存在压力差而形成的阻力压差阻力又分成进气道外阻力和喷管/后体阻力第一项为进气道外阻力，主要是因进气道唇口溢流、放气或外罩产生激波而形成的阻力从I到N为圆柱形,第二项因微元面积dA在轴线方向投影为零，可略第三项为喷管/后体阻力，主要是由于喷管调节使机体外表面气流压力分布发生变化而形成的阻力9900000101()()()()INpINXppdAppdAppdAppdA2014/10/1521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2014/10/1522发动机在飞机上的安装位置J-10F-35F-22全球鹰B22014/10/1523发动机在飞机上的安装位置飞机机身对发动机进气流的干扰2014/10/1524Feff与F内推力“F‖又称为非安装推力有效推力“Feff‖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:FeffF对于超音速飞机：FeffF，阻力不容忽视!9990901009001()()()mmdpeffdPFqVqVppAXppdAXppdAFFXX2014/10/1525涡喷发动机推力总推力FG=qm9V9+(p9–p0)A9冲压阻力FD=qmV099909090990990()()mmmmmmmFqVppAqVppFqVqVqqFqVV如果：2014/10/152699990099990099099090()()[()()]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2014/10/1527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2014/10/1528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=0.3m2014/10/15292.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/kg2014/10/1530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）2014/10/15313.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以上飞机性能与发动机推重比和性能密切相关Breguet航程公式03600lnieVWKRsfcgW左图表示某一飞行高度上发动机有效推力与飞机飞行阻力随飞行马赫数（速度）的变化交点决定最大飞行马赫数差值决定飞机的加速度、爬升率、机动性等性能。0021/()effyeffyeffyFDVVWFDWVnKFLnKLDWWaR=飞机飞机飞机飞机爬升率水平加速度定常盘旋半径法向过载；飞机升力与阻力之比2014/10/1535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5.航空发动机的效率航空发动机是（热机+推进器）的组合体热机热能机械能热效率(th)推进器机械能推进功推进效率(p)组合体热能机械能推进功总效率(0)2014/10/1537（1）热效率定义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2014/10/1538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2014/10/1539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？2290090()()2BTKpoutVVqWWcTTq2014/10/1540（2）推进效率推进效率的定义：单位时间发动机每公斤工质对飞机所作推进功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2014/10/1541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V00p1（0.5~0.75）机械能推进功的转换必有“损失”损失能量E=机械能推进功率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”09090221pVVVVV29