发动机原理第五章

1、第五章第五章 航空燃气涡轮发动机特性航空燃气涡轮发动机特性（非设计点性能）（非设计点性能）战斗机的飞行包线战斗机的飞行包线 要使发动机性能要使发动机性能需要满足飞机的需要满足飞机的使用要求，必须使用要求，必须研究和分析发动研究和分析发动机在设计点以外机在设计点以外的性能，及发动的性能，及发动机特性。机特性。发动机稳态特性发动机稳态特性 发动机性能发动机性能 (F，sfc)等参数随等参数随油门位置、油门位置、飞行条件飞行条件(Ma0，H)以及以及大气条件大气条件的变化的变化关系称为发动机的稳态特性关系称为发动机的稳态特性 重要意义重要意义 飞机的飞行性能与发动机特性飞机的飞行性能与发动机特性密切

2、相关密切相关 右图表示某一飞行高度发动机可用推力右图表示某一飞行高度发动机可用推力与飞机需用推力随飞行马赫数的变化与飞机需用推力随飞行马赫数的变化v 交点决定最大飞行马赫数交点决定最大飞行马赫数v 差值决定飞机的加速度、爬升率等机动性能差值决定飞机的加速度、爬升率等机动性能 巡航飞行航程：巡航飞行航程：03 6 0 0ln ()ieCWKLsfcgW发动机稳态特性发动机稳态特性稳态特性包括稳态特性包括v节流特性（或称为油门特性）节流特性（或称为油门特性）v给定飞行条件和控制规律，给定飞行条件和控制规律，性能随油门位置的变化性能随油门位置的变化v速度特性速度特性v给定油门、控制规律和飞行高度，给

3、定油门、控制规律和飞行高度，性能随飞行马赫性能随飞行马赫数的变化数的变化v高度特性高度特性v给定油门、控制规律和飞行速度，给定油门、控制规律和飞行速度，性能随飞行高度性能随飞行高度的变化的变化获得稳态特性的方法：实验、理论计算获得稳态特性的方法：实验、理论计算典型军用发动机工作状态典型军用发动机工作状态最大状态（全加力状态）最大状态（全加力状态）Max.abv 对应飞行条件下，加力推力最大对应飞行条件下，加力推力最大 FMax.ab ， n=nMax ，Tt7=Tt7Max .ab，Tt4=Tt4Max v 连续工作时间受限制连续工作时间受限制 v 主要用于空中格斗主要用于空中格斗最小加力状态

4、最小加力状态v 对应飞行条件下，加力燃烧室能维持稳定燃烧的最低加力温对应飞行条件下，加力燃烧室能维持稳定燃烧的最低加力温度（或最小加力供油量）状态度（或最小加力供油量）状态部分加力状态部分加力状态v 加力温度介乎于上述两种状态之间的状态加力温度介乎于上述两种状态之间的状态 中间状态中间状态(Max，即不加力最大推力，即不加力最大推力)v 对应飞行条件下，不加力推力最大对应飞行条件下，不加力推力最大 FMax ， n=nMax ， Tt4 = Tt4Max v 连续工作时间连续工作时间受限制受限制v 主要用于快速起飞主要用于快速起飞爬升、机动飞行爬升、机动飞行v 第四代空中优势战斗机超音巡航（第

5、四代空中优势战斗机超音巡航（Ma01.5）时发动）时发动机工作状态机工作状态 额定额定/最大连续状态最大连续状态(Nom)v 推力推力=85-90% Fmax ， n nMax ， Tt4 Tt4 Max v 连续工作时间连续工作时间 t 3060min v 主要用于起飞主要用于起飞爬升、高速飞行爬升、高速飞行典型军用发动机工作状态典型军用发动机工作状态巡航状态巡航状态( Cru )v 推力推力=60% Fmax ， n =80-90% nMax， 且且Tt4和耗油率相对较低和耗油率相对较低 v 连续工作时间不受限制连续工作时间不受限制v 主要用于长时间的亚音飞行主要用于长时间的亚音飞行慢车状

6、态慢车状态( Idle )v 推力推力=35% Fmax ， n=3050% nMax ， Tt4 与是否可调和部件匹配与是否可调和部件匹配有关，除燃气温度外，还需注意有关，除燃气温度外，还需注意 涡轮叶片表面温度（冷却条件）涡轮叶片表面温度（冷却条件） v 主要用于下滑主要用于下滑进场着陆进场着陆 , 地面滑行，地面待机等地面滑行，地面待机等典型军用发动机工作状态典型军用发动机工作状态 起飞状态（含一发不工作起飞、增功率起飞、减功率起飞）起飞状态（含一发不工作起飞、增功率起飞、减功率起飞）v Tt4最高，最高，n= nMax ，推力最大推力最大 最大爬升状态最大爬升状态v n nMax ，

7、Tt4 Tt4 Max，换算转速最高，爬升末端推力要求换算转速最高，爬升末端推力要求 最大巡航状态最大巡航状态v n 最大爬升状态转速最大爬升状态转速 ， Tt4 最大爬升状态温度最大爬升状态温度，爬升结束后，爬升结束后巡航初始段推力要求巡航初始段推力要求 最大连续状态（最大连续状态（OEI）v 一发不工作后长时间大推力工作状态一发不工作后长时间大推力工作状态v 换算转速最高换算转速最高典型民用发动机工作状态典型民用发动机工作状态 巡航状态巡航状态( Cru )v Tt4和耗油率相对较低和耗油率相对较低 ，连续工作时间不受限制连续工作时间不受限制，主要用于长时间，主要用于长时间的亚音飞行的亚音

8、飞行 慢车状态慢车状态( Idle )v 推力推力=35% Fmax ， nL= 30% nLMax ， Tt4 可允许长时间使用可允许长时间使用v 主要用于地面滑行，地面待机等主要用于地面滑行，地面待机等 空中慢车状态空中慢车状态( Idle )v 推力和转速高于地面慢车，用于下滑推力和转速高于地面慢车，用于下滑进场着陆进场着陆 。典型民用发动机工作状态典型民用发动机工作状态第一节第一节 油门特性（节流特性）油门特性（节流特性）定义：给定飞行条件和控制规定义：给定飞行条件和控制规律下，发动机推力、耗油率随律下，发动机推力、耗油率随发动机油门位置的变化关系发动机油门位置的变化关系v由于油门位置

9、的变化改变对燃烧由于油门位置的变化改变对燃烧室的供油量室的供油量 节流特性，而燃烧节流特性，而燃烧室的供油量变化通常引起转子转室的供油量变化通常引起转子转速变化，速变化，因此也称作为因此也称作为转速特性转速特性节流特性（油门特性）节流特性（油门特性）几何面积不可调发动机典型节流特性几何面积不可调发动机典型节流特性问题：发动机的共同工作条件问题：发动机的共同工作条件？节流特性（油门特性）节流特性（油门特性）从共同工作线看发动机在不同转速下工作时：从共同工作线看发动机在不同转速下工作时：压气机参数变化压气机参数变化v 增压比与转速成正比，压气机功随转速下降而增压比与转速成正比，压气机功随转速下降而

10、减小减小v 随转速降低，增压比下降使通过压气机后各部随转速降低，增压比下降使通过压气机后各部件的气流总压均下降件的气流总压均下降v 在中等转速工作效率较高，低转速工作时压气在中等转速工作效率较高，低转速工作时压气机效率将严重下降机效率将严重下降q( 2)变化变化v 空气流量与空气流量与q( 2)成正比成正比v 转速越低，进入发动机的空气流量越小转速越低，进入发动机的空气流量越小涡轮参数变化涡轮参数变化v 高转速工作时，增压比较高，如果喷管进口气高转速工作时，增压比较高，如果喷管进口气流总压足以使喷管处于临界或超临界状态，涡流总压足以使喷管处于临界或超临界状态，涡轮膨胀比和效率基本不变轮膨胀比和

11、效率基本不变v 转速降到一定，喷管进口压力降低使喷管进入转速降到一定，喷管进口压力降低使喷管进入亚临界后，亚临界后，涡轮膨胀比才随转速降低而下降涡轮膨胀比才随转速降低而下降v 转速降到较低时转速降到较低时涡轮效率开始下降涡轮效率开始下降v 会导致什么结果会导致什么结果?2188()()TTkkTnbnbA qconstA q 涡轮前温度涡轮前温度v 当转速从最大转速开始降低时当转速从最大转速开始降低时, 压气机增压比减小，压气机功压气机增压比减小，压气机功减小，功平衡关系减小，功平衡关系涡轮前温度应下降；涡轮前温度应下降；v 当转速降低到一定时当转速降低到一定时,由于各部件偏离设计状态较远由于

12、各部件偏离设计状态较远,各部件效各部件效率严重降低率严重降低, 尾喷管进入亚临界状态，涡轮膨胀比随转速降低尾喷管进入亚临界状态，涡轮膨胀比随转速降低而下降，这时只有保持较高的涡轮前温度才能维持功率平衡而下降，这时只有保持较高的涡轮前温度才能维持功率平衡关系，因此在转速降低到一定时涡轮前温度回升。关系，因此在转速降低到一定时涡轮前温度回升。 推力变化推力变化v 因随转速降低，空气流量减少、排气速度降低，所以推力随因随转速降低，空气流量减少、排气速度降低，所以推力随转速下降而迅速降低转速下降而迅速降低 耗油率变化耗油率变化v 当转速从最大转速开始降低时当转速从最大转速开始降低时, 由于压气机增压比

13、还比较高且由于压气机增压比还比较高且效率较高效率较高, 涡轮前温度降低，耗油率有所下降；涡轮前温度降低，耗油率有所下降；v 当转速降低到一定时，由于各部件偏离设计状态较远，效率当转速降低到一定时，由于各部件偏离设计状态较远，效率降低降低,，压气机增压比大大降低，压气机增压比大大降低， 循环热效率降低循环热效率降低, 耗油率随耗油率随之上升。之上升。 耗油率随转速降低呈先减小后上升的变化耗油率随转速降低呈先减小后上升的变化 喘振裕度的变化喘振裕度的变化 转速降低引起压气机喘振裕度下降，转速降低引起压气机喘振裕度下降，必须防喘必须防喘防喘措施对节流特性的影响防喘措施对节流特性的影响尾喷管临界截面积

14、尾喷管临界截面积A8可调可调 单轴涡喷发动机单轴涡喷发动机 当保持转速不变，调大当保持转速不变，调大A8 共同工作点沿等相似转速线下移共同工作点沿等相似转速线下移（为什么？）（为什么？） SM 增压比增压比 涡轮前温度涡轮前温度 排气速度排气速度 推力推力 燃油流量的变化取决于空气流量燃油流量的变化取决于空气流量 和涡轮前温度的组合变化和涡轮前温度的组合变化 防喘措施防喘措施对节流特性的影响对节流特性的影响压气机中间级放气压气机中间级放气放气使放气使 SM 被放掉的气体被放掉的气体:消耗了压缩功消耗了压缩功不参与涡轮作功不参与涡轮作功v 单位涡轮功需单位涡轮功需 v 需涡轮前温度需涡轮前温度

15、增压比增压比 排气燃气流量排气燃气流量 推力推力 耗油率耗油率 防喘措施防喘措施对节流特性的影响对节流特性的影响可调压气机静子叶片可调压气机静子叶片角度角度 调节角度使调节角度使v SM v空气流量空气流量 v增压比增压比 推力推力 耗油率变化取决于匹配效率和增耗油率变化取决于匹配效率和增压比变化的综合结果压比变化的综合结果 复燃加力发动机节流（油门）特性复燃加力发动机节流（油门）特性推力推力耗油率耗油率转速转速中间状中间状态态最小加力状态最小加力状态中间状态中间状态最大加力状态最大加力状态最小加力状态最小加力状态最大加力状态最大加力状态1-最大加力最大加力2-最小加力最小加力3-中间中间4-

16、最大连续最大连续5-亚音巡航亚音巡航6-慢车慢车油门位置：最大加力油门位置：最大加力最小加力最小加力中间中间 慢车慢车其中：其中：最大加力最大加力最小加力最小加力中间，主机工作状态不变中间，主机工作状态不变 从最小加力状态从最小加力状态2中间状态中间状态3（最大不加力），推力和耗油率（最大不加力），推力和耗油率的变化有不连续的突跃的变化有不连续的突跃v 加力燃烧室供油量不能太少，存在加力燃烧室供油量不能太少，存在有一个维持稳定燃烧的最低加力温有一个维持稳定燃烧的最低加力温度，该温度要比不加力的中间状态度，该温度要比不加力的中间状态涡轮的排气温度高，排气速度大，涡轮的排气温度高，排气速度大，故推

17、力和耗油率不连续故推力和耗油率不连续v 从飞机的飞行角度，期望推力的突从飞机的飞行角度，期望推力的突跃变化越小越好跃变化越小越好1-最大加力最大加力2-最小加力最小加力3-中间中间4-最大连续最大连续5-亚音巡航亚音巡航6-慢车慢车复燃加力发动机节流（油门）特性复燃加力发动机节流（油门）特性双轴涡喷发动机节流特性特点双轴涡喷发动机节流特性特点节流时，节流时，n1、n2同时降低同时降低 n1比比n2下降更迅速下降更迅速v 高、低压压气机增压比均高、低压压气机增压比均下降下降v 当转速降低到尾喷管当转速降低到尾喷管q( 8)1时，时， TL先减小先减小 TH仍保持不变仍保持不变 因分离损失相对单轴

18、小，因分离损失相对单轴小，节流过程中节流过程中压气机效率更高压气机效率更高耗油率更低耗油率更低v 特性变化趋势基本与涡特性变化趋势基本与涡喷发动机相同喷发动机相同 涵道比随转速降低而增涵道比随转速降低而增大大 随转速下降转差率增大，随转速下降转差率增大，有利于低转速条件下的有利于低转速条件下的防喘防喘 问题：问题：v 和双轴涡喷比，转差率增和双轴涡喷比，转差率增大的变化趋势更快还是更大的变化趋势更快还是更慢？慢？涡扇发动机节流特性涡扇发动机节流特性第二节第二节 速度特性速度特性定义定义在给定飞行高度、发动机油门位置在给定飞行高度、发动机油门位置（工作状态）和控制规律的条件下，（工作状态）和控制

19、规律的条件下，发动机推力，耗油率随飞行发动机推力，耗油率随飞行Ma0的变化关系的变化关系一、不加力状态速度特性一、不加力状态速度特性 涡喷发动机的典型速度特性涡喷发动机的典型速度特性v推力先升后降推力先升后降(马鞍形马鞍形)v耗油率单调增加耗油率单调增加 特性线变化原因分析特性线变化原因分析v假定采用控制规律假定采用控制规律 n = nd， Tt4 = Tt4dA8随飞行马赫数如何变化？随飞行马赫数如何变化？推力推力 = wa Fs 流量变化流量变化 Wa Pt4=P0 ii cb 随随Ma的增加特别是超音速时，速度冲的增加特别是超音速时，速度冲压比压比 i增加使发动机总增压比呈迅速上增加使发

20、动机总增压比呈迅速上升趋势升趋势 wa随飞行随飞行Ma增加而加大增加而加大 压气机增压比变化压气机增压比变化v 随飞行随飞行Ma增加，压气机对气流的增加，压气机对气流的增压作用越来越小（为什么？），增压作用越来越小（为什么？），而速度冲压作用迅速增大，当飞行而速度冲压作用迅速增大，当飞行器以超音速器以超音速3倍以上飞行时，靠速倍以上飞行时，靠速度冲压即可使循环增压比达到很高，度冲压即可使循环增压比达到很高，因此发展高超声速飞行器动力因此发展高超声速飞行器动力冲冲压发动机压发动机v 高超音速飞行器（高超音速飞行器（Ma0010）的动力的动力 涡轮涡轮冲压组合发动机冲压组合发动机单位推力变化原因单

21、位推力变化原因 随随Ma0的增加，的增加，Tt2增加，增加，使压气机出口温度使压气机出口温度Tt3增加，增加，在保持在保持Tt4的控制规律下循环的控制规律下循环加热量不断减小加热量不断减小，循环功减小。，循环功减小。当加热量小到仅够克服流动损当加热量小到仅够克服流动损失时，单位推力等于零失时，单位推力等于零Fs随随Ma0的增加单调减小的增加单调减小C0Ma0CC9推力推力 = Wa Fs 两者综合作用引起两者综合作用引起 推力呈先升后降推力呈先升后降 推力最大对应于：推力最大对应于： Ma0 1. 5 2.2 因单位推力随飞行因单位推力随飞行Ma0单调下降，导致单调下降，导致耗油率单调增加耗油

22、率单调增加3600sfsfcF总效率总效率 耗油率随耗油率随Ma0单调增单调增加，并不意味经济性加，并不意味经济性变差，变差，在飞行在飞行Ma0变变化时只能用总效率评化时只能用总效率评价经济性价经济性 总效率随总效率随飞行飞行Ma0先先增后降增后降 (为什么为什么?)对涡喷发动机对涡喷发动机 Ma0=2.53时时 0max循环热效率随循环热效率随Ma0变化变化当当Ma0增加时增加时v 速度冲压比的增大使热力循环的速度冲压比的增大使热力循环的总增压程度加大，有利于热效率总增压程度加大，有利于热效率t增加；增加；v 另一方面使加热量减少，而沿流另一方面使加热量减少，而沿流程的流动损失并未按比例减少

23、，程的流动损失并未按比例减少，使得排热损失在加热量中所占比使得排热损失在加热量中所占比例加大，热效率例加大，热效率t下降。下降。综合两方面因素综合两方面因素v 低低Ma0时，加热量大，有利因素时，加热量大，有利因素起主要作用，热效率起主要作用，热效率t随随Ma0增加增加而增加；而增加；v 高高Ma0时不利因素起主要作用，时不利因素起主要作用，t随随Ma0增加而降低增加而降低 推进效率和总效率随推进效率和总效率随M0变化变化随着随着Ma0增加，增加，C9/C0下降，下降，推进效率推进效率p随之增加随之增加 0决定于决定于t和和p的变化的变化涡轮喷气发动机在高飞行涡轮喷气发动机在高飞行M数下获得高

24、总效率数下获得高总效率在在Ma0=2.53的范围内，涡的范围内，涡喷发动机相对合适喷发动机相对合适 涡扇发动机的总效率又如何变化？涡扇发动机的总效率又如何变化？9021pCC0tp v涡扇发动机不加力条件下的速度特性涡扇发动机不加力条件下的速度特性v 设计涵道比设计涵道比Bd不同不同, 推力变化趋势不同推力变化趋势不同v 小小Bd设计（小于设计（小于1），推力随），推力随Ma0增加呈增加呈“马鞍马鞍”形变化，与形变化，与涡喷发动机速度变化趋势相类似涡喷发动机速度变化趋势相类似v 大大Bd设计，设计，推力随推力随Ma0增加呈下降趋势增加呈下降趋势v 设计涵道比设计涵道比Bd越大，耗油率随越大，耗

25、油率随Ma0增加上升越剧烈增加上升越剧烈 原因原因: 随随Ma0增加增加, 涵道比增大涵道比增大,导致单位推力严重下降导致单位推力严重下降 不同设计涵道比涡扇发动机速度特性不同设计涵道比涡扇发动机速度特性p 低速条件下，大涵道比设计的低速条件下，大涵道比设计的涡扇发动机推力大，耗油率低涡扇发动机推力大，耗油率低p 设计涵道比越大，高速条件下设计涵道比越大，高速条件下发动机的相对推力（发动机的相对推力（F/F起飞起飞）越小越小 p随飞行速度增加涡扇发动机涵道随飞行速度增加涡扇发动机涵道比迅速加大比迅速加大，气流的排气速度，气流的排气速度C9涡扇涡扇远低于远低于C9涡喷涡喷，单位推力迅，单位推力迅

26、速减小，导致推力小、耗油率高。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高速条件下涡扇发动机的速度特性不如涡喷发动机性不如涡喷发动机 p 大涵道比的涡扇发动机随着大涵道比的涡扇发动机随着Ma0增加，推力一直下降增加，推力一直下降p Bd越大，推力下降越快越大，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大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机二、复燃加力发动机速度特性二、复

27、燃加力发动机速度特性在任何飞行速度下，加力在任何飞行速度下，加力推力与不加力推力比（简推力与不加力推力比（简称加力比）大于称加力比）大于1加力使推力达到峰值所对加力使推力达到峰值所对应的飞行马赫数更高应的飞行马赫数更高加力温度越高，上述特点加力温度越高，上述特点越显著越显著加力使耗油率增加，经济加力使耗油率增加，经济性变差，但随飞行速度提性变差，但随飞行速度提高，加力和不加力耗油率高，加力和不加力耗油率的差距减小。的差距减小。原因？原因？751abttFTFFTv 复燃加力涡扇发动机速度特性复燃加力涡扇发动机速度特性（设计涵道比设计涵道比1） 内外涵两股气流在涡轮后的混合器掺内外涵两股气流在涡

28、轮后的混合器掺混而后进入加力燃烧室，点火复燃混而后进入加力燃烧室，点火复燃, 提高排气速度增加推力。因为混合器提高排气速度增加推力。因为混合器出口温度较涡喷发动机低，含氧量较出口温度较涡喷发动机低，含氧量较涡喷发动机高，因此涡喷发动机高，因此加力比更大加力比更大l 高速下两种状态耗油率相当？高速下两种状态耗油率相当？l 与涡喷发动机相比较：与涡喷发动机相比较：l 加力比更大，有利于提高飞机机动性加力比更大，有利于提高飞机机动性l 亚音速飞行条件下不加力耗油率较低，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有利于增加作战半径761abttFTFFT小涵道比设计的复燃加力涡扇发动机适用于

29、超音速战斗机小涵道比设计的复燃加力涡扇发动机适用于超音速战斗机二、复燃加力涡扇发动机速度特性二、复燃加力涡扇发动机速度特性图有问题需修改第三节第三节 高度特性高度特性定义：定义：在给定发动机油门杆、控制规在给定发动机油门杆、控制规律、飞行律、飞行Ma0条件下，发动机推条件下，发动机推力，耗油率随飞行高度的变化力，耗油率随飞行高度的变化关系称为高度特性关系称为高度特性 高度变化引起大气压力、气高度变化引起大气压力、气温以及密度发生变化温以及密度发生变化发发动机进口参数变化动机进口参数变化 11公里以下，随高度增加，公里以下，随高度增加，三者均下降，且气压和密三者均下降，且气压和密度下降更快度下降

30、更快 11公里以上气温基本不变，公里以上气温基本不变，但气压和密度仍随高度增但气压和密度仍随高度增加而迅速下降加而迅速下降 特性线变化原因分析特性线变化原因分析v 假定采用控制规律假定采用控制规律 n = nd， Tt4 = Tt4d随高度增加大气条件的变化随高度增加大气条件的变化高度增加高度增加，大气压力和密度下大气压力和密度下降，成为决定降，成为决定Wa变化的决定变化的决定性因素：性因素：空气流量显著减小空气流量显著减小 推力推力 决定了飞机的升限决定了飞机的升限 H 11km： 随高度增加，气温降低，发动机共随高度增加，气温降低，发动机共同工作点沿工作线上移，增压比增同工作点沿工作线上移

31、，增压比增加，排气速度增加，加，排气速度增加，单位推力增加单位推力增加 耗油率耗油率 H 11km，特别是高亚音速或超音速，特别是高亚音速或超音速飞行时：飞行时： 随高度增加，气温不变，发动机共随高度增加，气温不变，发动机共同工作点不再移动，单位推力不变同工作点不再移动，单位推力不变 耗油率基本不变耗油率基本不变H11km耗油率最低耗油率最低典型高度特性典型高度特性F = Wa Fssfc= 3600 f / Fs飞机巡航高度通常为飞机巡航高度通常为11公里上下公里上下v 涡扇发动机高度特性的变化规律与涡扇发动机高度特性的变化规律与涡喷发动机相同，即：涡喷发动机相同，即：v 推力随高度增加而下降推力随高度增加而下降v H11Kmv 耗油率不变耗油率不变 随高度（随高度（ 0 , NT 0 max22/2/ 60()30()30idleZTCZTmCZTmCnZnTdJMMMdtdJMMdtMNndnJ nNNdtntJdnN附件等加速增加涡轮功增加涡轮功提高剩余功率提高剩余功率v提高涡轮前温度，但受到：提高涡轮前温度，但受到：v材料耐热限制（高材料耐热限制（高n范围）范围）v压气机喘振限制（中低压气机喘振限制（中低n范围）范围）v富油熄火限制（高空低速飞行）富油熄火限制（高空低速飞行）v提高膨胀比提高膨胀比v调节调