发动机原理

1.涡轮喷气发动机与活塞式发动机的比较相同之处（（11））均以空气和燃气作为工作介质。（（22））它们都是先把空气吸进发动机，经过压缩增加空气的压力，经过燃烧增加气体的温度，然后使燃气膨胀作功。燃气在膨胀过程中所作的功要比空气在压缩过程中所消耗的功大得多。这是因为燃气是在高温下膨胀的，于是就有一部分富余的膨胀功可以被利用。不同之处（1）进入活塞式发动机的空气不是连续的；而进入燃气轮机的空气是连续的。（2）活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧，而燃气轮机则在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧。（3）涡喷发动机的推力在相当大的飞行速度范围内是随飞行速度增加而增加的。活塞式发动机的功率决定于气缸的尺寸和数目，可以认为与飞行速度无关。2涡轮发动机主要性能指标(1)推力F单位推力每公斤空气流量所能产生的推力。Fs＝F/Wa(2)单位燃油消耗率（sfc）燃油流量：单位时间内消耗的燃料质量（Wf）；耗油率：1小时每产生1牛顿推力所消耗的燃油量。（sfc＝3600Wf/F)－(kg/N.s、kg/daN(3)推质比F/M每公斤质量所能产生的推力。(4)单位迎面推力（Fa＝F/A）单位横截面积所能产生的推力，与阻力相关。(5)使用性能：a.起动可靠性b.加速性（5～18s)c.工作安全可靠性d.寿命e.维护性、噪声、污染排放、成本等3.涡轴发动机主要性能指标(1)功率（N＝Wa××L＝流量××动力涡轮轴功）－（kw)(2)单位功率（Ns＝N/Wa）－（kw.s/kg)(3)耗油率sfc（sfc＝3600Wf/N)－(kg/kw.s、kg/kw.h.h)1小时每产生1kw功率所消耗的燃油量。(4)功重比N/G－(kw/kg)第二章1进气道基本性能参数进气道总压恢复系数••冲压比•?流量系数•阻力系数•?出口流场畸变指数•?稳定裕度23进气道喘振：当工作于深度亚临界工作状态时，外压式超声速进气道的结尾正激波被推出唇口外，这时正激波与斜激波相交，产生的紊流气体流入进气道，会使进气道的有效流通面积减小，进一步堵塞气流，将正激波进一步前推，使正激波处于不稳定状态。由于气体的惯性，正激波位置的过分前移和后退以一定的频率反复进行，产生喘振(低频高振幅)。进气道喘振往往会引起压气机喘振，导致发动机熄火停车。进气道发生喘振的原因：a.滑流层准则b.中心体上气流分离进气道发生喘振的防止：a.可调进气道b.附面层抽吸孔（戽斗）c.扰流器】4进气道痒振当进气道工作于深度超临界工作状态时，发动机所需流量过大，使正激波过分后移而出现过强的结尾正激波和附面层分离，造成高频气流压力脉动，这种现象称为痒振(嗡鸣)。痒振的特点是:频率高，振幅小，压气机稳定工作裕度降低，对发动机危害较大，会使发动机推力下降。为避免嗡鸣现象发生，设计进气道时，可以在进气道出口处设有辅助进气门。当飞机在低速飞行时，超声速进气道处于亚声速状态下工作，而发动机处于最大状态下工作，为保证发动机能吸入足够的空气，必要时也可以打开辅助进气门。第三章1.拉伐尔喷管：其中一个为收缩管，另一个为扩张管。拉瓦尔喷管是推力室的重要组成部分。喷管的前半部是由大变小向中间收缩至喷管喉部。喉部之后又由小变大向外扩张。燃烧室中的气体受高压流入喷嘴的前半部，穿过喉部后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从亚音速到音速，直至加速至超音速。2.壅塞状态收敛管道中的一维定常等熵流动流速只能连续变化到M=1，即达到临界状态，这是它的极限。在此之后，流速既不可能增大，也不可能减小，收敛管道中的这种现象称为流动壅塞。同样，超声速流也不可能通过收敛管道连续减速到亚声速流。如果在临界截面之后使管道扩张，则当管道出口截面处的下游物理边界条件满足一定要求时，流动能够从声速流变为超声速流。这种先收敛后扩张的管道即为拉伐尔喷管。这种先收敛后扩张的管道形状是从初始亚声速流获得超声速流的必要条件，称为拉伐尔喷管的几何条件。3.拉伐尔喷管的力学条件假设出口截面外的环境压强保持不变，而喷管进口截面的滞止压强可变。当总压变化时，喷管出口截面上的气体压强随之变化。根据和的相对大小，气体在喷管中的流动状态分为以下三种情况。(1)最佳膨胀状态气体在喷管中得到了完全膨胀，这就是喷管的最佳膨胀状态，又称为设计状态，如图3所示。这种流动的主要特点是：①喷管喉部达到了临界状态，出口流动为超声速，即Me1；②流体流出喷管后，既不膨胀，也不压缩，而是一平行射流；③由于管内流动为超声速，当外界环境发生微小扰动时，扰动的传播速度（即声速）小于流动速度，扰动不能传进喷管内部，即喷管中的流动觉察不到外界反压的变化。图3喷管最佳膨胀时的流动图4欠膨胀状态时的喷管流动(2)欠膨胀状态如果在最佳膨胀状态下提高喷管进口总压，则出口同时增大，有。气体没有得到完全膨胀，其能量未充分发挥，即气体热能没有最大限度地转变成定向流动动能。这种流动称为欠膨胀状态或膨胀不足状态，如图4所示。欠膨胀状态流动主要特点是：①喷管喉部达到了临界状态，出口仍为超声速M1；②气体在喷管外继续膨胀，直到压强等于时为止，因此喷管出口处有一系列膨胀波；③喷管外的压强扰动也不能逆向传入喷管。(3)过膨胀状态如果在最佳膨胀状态下减小喷管进口总压，则喷管出口的气体压强也将减小，即。气体在喷管中作了过分的膨胀。这种流动称过膨胀状态。根据小于的程度大小，气体在喷管中的流动状态又可分为下述四种情况。ap0p0pepapepeappeapp0pepeappapeapp0peappepappepepepaMae1ptpa进口截面出口截面出口截面进口截面ptPe=pa①稍小于喷管出口的气体流动为超声速。在喷管外气体由于受到反压的突然压缩而产生不连续的压强增加，形成激波。因为稍小于，激波是附着在扩张段出口截面上的激波，如图5所示。气体经过斜激波后，压强升高到。②比小于一定值随着压强差的增大，喷管外的斜激波逐渐向喷管口收拢，并最终在小于一定值时演变成覆盖在喷管出口截面上的正激波，如图6所示。气体压强经过正激波压缩后升高到，这时的外界反压称为第二临界反压。③进一步减小当比小很多时，正激波从喷管出口截面向喷管内部移动，喷管扩张段内的流动以正激波为分界线。激波后的流动就是扩张管道中的亚声速流动，流动的马赫数将逐渐减小，压强逐渐升高，并在喷管出口截面升高到。④如果，则正激波最终移动到喉部。此时正激波消失，流动不再壅塞，全部喷管内的流动均为亚声速流，气体的压强、流速和质量流率都为外界反压所控制。这种流动状态称为亚临界流动状态，喷管喉部达不到临界状态。图5过膨胀状态的喷管流动图6正激波位于喷管出口截面时的流动综上所述，若要在拉伐尔喷管出口截面获得超声速气流，喷管出口截面的气体压强必须达到或超过反压值，这一条件称为力学条件。由此可知，拉伐尔喷管中的流动受几何条件和力学条件两方面的影响，在拉伐尔喷管的设计过程中必须同时考虑。epapepapapepapaeppepapepapapepepapapeappeapp进口截面出口截面正激波pepaMe1ptpe2=paMe21pe2=papepaaPepaM1斜激波pt进口截面出口截面第四章10-2-3等熵压缩；3-4等压加热；4-9等熵膨胀；9-0等压放热0为大气压力和体积比；0-2气流在进气道口前和内的压缩；2-3压气机中压缩，压力和温度升，体积比减小，减速增压，压气机对气流做功。3-4：燃烧室中燃油燃烧放热加热气流，等压加热；4-9：等熵膨胀，4-5涡轮内膨胀，5-9尾喷管中膨胀，涡轮带动压气机和其他对外动力输出部件做功或产生推力，气流减压降温；9-0：在大气中等压放热。Lid=q1-q2说明，理想循环功由加热量转换而来，但是加热量并没有全部转换成理想循环功总是伴随有热量损失。影响理想循环的因素（1）加热比Δ对理想循环功的影响结论1：增加涡轮前进口总温是增加循环功的主要途径之一，但涡轮进口温度受涡轮叶片材料和冷却材料的限制。涡轮前进口总温增加，则单位推力增加，在要求推力相同的条件下，则发动机尺寸和重量小，而推重比增大。（2）发动机总增压比π对理想循环功的影响结论2：在加热比和其他因素不变的条件下，随着增压比增加，理想循环功先增大后减小；存在最佳增压比，其对应的理想循环功最大。结论1：增加涡轮前进口总温是增加循环功的主要途径之一，但涡轮进口温度受涡轮叶片材料和冷却材料的限制。结论2：在加热比和其他因素不变的条件下，随着增压比增加，理想循环功先增大后减小；存在最佳增压比，其对应的理想循环功最大。结论3：最佳增压比随加热比的升高而升高，因此欲获得大的理想循环功，应该在提高加热比的同时，提高增压比。结论4：理想燃气轮机的热效率ηt只与增压比π有关，ηt随π增大而单调增加，与燃烧过程加热量q1或加热比Δ无关。4（1）在实际燃气轮机循环中，工质的成分是变化的；气体的比热随着气体的成分和温度不断地发生变化；（2）各个工作过程都存在着流动损失；所谓流动损失，是指气流在流动过程中由于存在附面层、紊流流动或激波，使流动气流在静压不变的条件下降低了流速或者说降低了气流总压。在绝能流动中，气流总温不变。存在流动损失的绝热流动过程是熵增过程。第五章1发动机设计点：给定飞行和大气条件（飞行高度、马赫数、大气温度、压力、湿度），并在此条件下选定满足单位性能参数要求（如单位推力和耗油率等）的发动机工作过程参数，并依据推力（或功率）要求确定通过发动机的空气流量和特征尺寸（如涡轮导向器和尾喷管喉部尺寸）。2发动机的工作状态：稳定工作状态、过渡工作状态稳定工作状态（平衡工作状态）：稳定工作状态：发动机的转速、各特征截面上的气流参数、发动机推力、甚至各可调截面积等均不随时间而变化。稳定工作状态包括：最大状态、额定状态、巡航状态、慢车状态、加力状态等。过渡工作状态（动态过程）：过渡工作状态：在实际使用中，经常需要从一个稳定工作状态过渡到另一个稳定工作状态。在此过渡过程中，发动机的转速、各特征截面上的气流参数、发动机性能参数、甚至各可调截面积(如尾喷管出口截面积)均随时间而变化。这种随时间而变化的工作状态称为发动机的过渡工作状态，或称为发动机的动态过程。过渡工作状态包括：起动过程、加速过程、减速过程、接通加力过程、断开加力过程、停车过程等。345发动机性能计算：①热力计算（设计状态性能计算）②特性计算（非设计状态性能计算）热力计算（设计点性能计算）：给定飞行条件和发动机各过程参数(主要是压气机增压比和涡轮前燃气温度)以及相应的部件效率和损失系数，计算出发动机各截面的气体参数、发动机的单位推力和耗油率。然后根据所要求达到的发动机推力确定通过发动机的空气流量，或者根据给定的空气流量计算发动机的推力。发动机热力计算的结果将作为各部件设计的原始数据。特性计算（非设计点性能计算）：给定飞行条件和发动机各部件的特性，根据发动机各部件的相互制约关系，计算发动机在某一油门状态下的工作状况，算出发动机转速、各截面的气体参数、发动机的单位推力和耗油率。6燃气涡轮发动机设计参数选择1、油气比与加热比和增压比的关系：1）加热比不变的条件下，增压比增大，燃烧前总温升高，油气比减小；2）增压比不变的条件下，加热比增大，油气比升高。2、耗油率的变化：（3）存在使耗油率达到最小的最经济增压比，选择较高的增压比对经济性是有利的；（4）存在使耗油率达到最小的最经济加热比。3、单位推力的变化（1）在给定涡轮前总温条件下，存在使单位推力最大的最佳增压比；该最佳增压比随涡轮前总温升高而增大，随飞行马赫数增大而减小。（2）在给定涡轮前总温条件下，存在使耗油率最小的最经济增压比；该最经济增压比随涡轮前总温升高而增大，随飞行马赫数增大而减小。（3）在给定的增压比时，单位推力随涡轮前总温增加而增加。（4）在给定的增压比时，存在使耗油率达到最小值的最经济涡轮前总温，在一定的飞行状态下，最经济涡轮前总温随压气机增压比的增加而增加。7.涡扇发动机设计参数选择总增压比对单