第二章航空燃气轮机的工作原理

1、第2章航空燃气轮机的工作原理Principle of Aero Gasturbine Engine第2.1节概述 Introduction涡轮喷气发动机是航空燃气轮机中最简单的一种，它是飞机的动力装置。涡轮喷气发动机在工作时， 连续不断地吸入空气，空气在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产生高温高压燃气从尾喷管喷出，流过发动机的气体动量增加，使发动机产生反作用推力（图2.1.1）图2.1.1 单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机（图2.1.2）作为一个热机，它将燃料的热能转变为机械能。涡轮喷气发动机同时又作为一个推进器（， 它利用产生的机械能使发动机获得推力。 图2.1.2 表示热机和推进器的单轴涡

2、轮喷气发动机涡轮喷气发动机， 作为热机，它和工程中常见的活塞式发动机一样，都是以空气和燃气作为工作介质。它们的相同之处为：    均以空气和燃气作为工作介质。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。   它们的不同之处为：· 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。· 活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定

3、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。    下面给出了涡轮喷气发动机的简图，图中标出了发动机各部件名称和各个截面的符号。对于单轴和双轴涡轮喷气发动机的尾喷管，若为收敛性喷管，其出口截面9在临界或超临界状态下成为临界截面，故也可以标注为8。0-远前方，1-发动机进气道入口，2-压气机入口，3-燃烧室入口,4-涡轮入口，5-尾喷管入口，8-尾喷管临界截面,9-尾喷管出口图 2.1.3涡轮喷气发动机各部分名称请记住上图涡轮喷气发动机各个截面符号的含义。 思考题: 作为热机，燃气轮机与活塞式

4、发动机有何相同和不同之处？第2.2节 航空燃气轮机的分类Kinds of Aerogasturbine Engine一、概述用于飞机的航空燃气轮机有：1. 涡轮喷气发动机，简称涡喷发动机。2. 涡轮风扇发动机，简称涡扇发动机。3. 涡轮螺桨发动机，简称涡桨发动机。 用于直升飞机的航空燃气轮机有：涡轮轴发动机简称涡轴发动机。 作为燃气轮机，它们都有一个共同的部分：“燃气发生器”。顾名思义，燃气发生器为各类燃气轮机产生可转化为机械功的高温高压燃气。由于对高温高压燃气使用方法的不同，形成了不同类型的航空燃气轮机。 燃气发生器有单轴（图2.2.1 ）和双轴（图2.2.2 )之分。 二、各类航空燃气轮机

5、简图1、涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机是最简单的一种航空燃气轮机，它只是在燃气发生器出口处安装了尾喷管，将高温高压燃气的能量通过尾喷管(推进器) 转变为燃气的动能，使发动机产生反作用推力。图2.2.1 单轴涡轮喷气发动机图2.2.2 双轴涡轮喷气发动机对于军用歼击机所用的涡轮喷气发动机，为了能在飞机起飞和投入战斗时，在短时间内进一步增加发动机的推力，在涡轮后面再喷入燃油进行燃烧，为此在涡轮与尾喷管之间设置加力燃烧室，成为加力涡轮喷气发动机（图2.2.3）。图2.2.3 加力涡轮喷气发动机2、涡轮螺桨发动机图2.2.4 涡轮螺桨发动机    在燃气发生器出口增加动力涡

6、轮，涡轮螺桨发动机将燃气发生器产生的可用功大部分或全部从动力涡轮轴上输出，通过减速器驱动飞机的螺桨(图2.2.4）产生拉力；可用功的少部份作为燃气的动能从尾喷管喷出，产生较小的反作用推力，当喷射速度与飞行速度相等时，反作用推力为零，显然，飞机的螺桨是发动机的主要推进器。    飞行高度低飞行速度慢是使用涡轮螺桨发动机的主要缺点。装有涡轮螺桨发动机的飞机其飞行高度不超过5000米，其飞行速度一般不超过700公里/小时。飞行速度慢是由螺桨特性决定的。3、涡轮风扇发动机     为了克服涡轮螺桨发动机的缺点，提高飞机的飞行速度和高

7、度，20世纪50年代中开始发展涡轮风扇发动机（图2.2.5）。    涡轮风扇发动机有内外两个涵道，在内涵燃气发生器出口增加动力涡轮，将燃气发生器产生的一部分或大部分可用功，通过动力涡轮传递给外涵通道中的压气机，大多数情况下，外涵压气机叶片是将内涵压气机叶片向外延伸，习惯上将内外涵共用的压气机称为风扇。在外涵道中的风扇叶片、尾喷管和内涵尾喷管是涡轮风扇发动机的推进器。     外涵空气流量与内涵空气流量之比，称为涵道比，用B表示。目前民用旅客机都采用大涵道比的涡轮风扇发动机，而军用歼击机所用的涡轮风扇发动机则为带有加力燃烧室的小涵通比

8、涡轮风扇发动机。图2.2.5 涡轮风扇发动机图2.2.6 民用大涵道比涡轮风扇发动机图2.2.7 军用小涵道比涡轮风扇发动机   4、涡轮轴发动机涡轮轴发动机如图2.2.8所示，它用于直升机，与涡桨发动机相类似，将燃气发生器产生的可用功几乎全部从动力涡轮轴上输出，带动直升机的旋翼和尾桨。图2.2.8 涡轮轴发动机三、各类发动机截面划分对于单轴和双轴涡轮喷气发动机的尾喷管，若为收敛性喷管，其出口截面9在临界或超临界状态下成为临界截面，故也可以标注为8。2-压气机入口，2.5-低压压气机出口，3-燃烧室入口，4-涡轮入口，4.5-高压涡轮出口，5-尾喷管入口，8-尾喷

9、管临界截面，9-尾喷管出口图 2.2.9 双轴发动机截面划分对于涡扇发动机，其内涵截面标注方法与涡喷发动机相同。其外涵截面标注方法在相应截面后加2。如风扇压气机出口3截面写为32截面，尾喷管出口9截面写为92截面。2-压气机入口，2.5（内涵）-低压压气机出口，32（外涵）-外涵风扇出口，3-燃烧室入口，4-涡轮入口，4.5-高压涡轮出口，5-尾喷管入口，8-尾喷管临界截面，92-外涵尾喷管出口图 2.2.10 涡扇发动机截面划分对于带有加力燃烧室的涡喷或混排涡扇发动机，加力燃烧室进口截面为6截面，加力燃烧室出口截面为7截面。2-压气机入口，2.5-低压压气机出口，3-燃烧室入口，4-涡轮入口

10、，4.5-高压涡轮出口，5-尾喷管入口，6-加力燃烧室入口，7-加力燃烧室出口，8-尾喷管临界截面，9-尾喷管出口图 2.2.11 带加力燃烧室的涡轮喷气发动机思考题:     何谓涵道比? 如外涵空气流量为80kg/s，而内涵空气流量为40kg/s，问涵道比=？  不能用作飞机发动机的航空燃气轮机是哪个？    涡扇发动机  涡桨发动机 涡轮轴发动机   涡喷发动机   能用于飞机发动机的几种航空燃气轮机其区别何在？第2.3节 航空燃气轮机的热机部分燃气发生器Thermom

11、achine Part of Aerogasturbine EngineGasgenerator一.概述    燃气发生器是各类燃气轮机的热机部分。它包括了压气机、燃烧室和带动压气机的那一部分涡轮。如果涡轮的功率大于压气机所需的功率，因而还带动其它设备，那么假想将这涡轮分为二个功率较小的涡轮，将其中前面一个恰好为带动压气机所需要的涡轮，归入燃气发生器部分。 燃气发生器和其它热机一样，都是利用工作物质（简称工质），重复地进行着某些工作过程而不断地吸热作功。为了便于分析研究，需要将燃气发生器的实际工作过程加以简化，并假设为某一团气体的反复循环运作，以便作循环

12、过程的理论分析。循环过程的理论分析对于提高燃气发生器设计状态的性能和研究变工况性能都是必不可少的。 燃气轮机问世以来，通过对其循环理论的分析研究，认识了怎样才能使得燃气发生器具有良好的性能，提出了一系列提高性能的途径。二.燃气轮机的理想循环分析     循环过程作如下两点假设以后称为理想循环：    1. 工质是空气，可视为理想气体。整个工作过程中，空气的比热为常数，不随气体的温度和压力而变化。    2. 整个工作过程中没有流动损失，压缩过程与膨胀过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损失(排热过程除

13、外)和机械损失。 理想燃气轮机循环由布雷顿(Brayton)于1872年提出，它由下述过程组成： 绝热压缩 等压加热 绝热膨胀 等压放热 图2.3.1给出了燃气轮机循环布置，图中C为压气机，B为燃烧室，T为涡轮。图2.3.1 燃气轮机循环布置图 图2.3.2给出了 理想燃气轮机循环的p-V图和T-S图(图中1、2、3、4不代表发动机的工作截面)。图2.3.2 理想燃气轮机循环    衡量燃气发生器性能的优劣有二个指标：    1、热效率t,i（Thermo Efficiency)，即加入每公斤空气的热量中所产生的可

14、用功的百分比。    2、比功w(Specific Work)，单位质量空气所作的功。表示理想燃气轮机循环工作状态的有二个重要参数：1、增压比，压气机出口静压与周围大气压力之比。其中包括飞机进气道的冲压增压和压气机的加功增压。    2、加热比，燃烧室出口温度与外界大气温度之比。理想燃气轮机循环分析单位质量工质在各个过程中吸热和作功都可以从能量方程进行计算，定常流的能量方程为            

15、;                           (2.3-1)式中 q工质在过程中吸热；v0、v过程进口和出口处的流速；h0、h工质在进口和出口处的静焓；w工质对叶轮机(压气机或涡轮)所作的机械功。    1)绝热压缩过程(12)    过程中工质吸热为零，即  

16、0;                          (2.3-2)    过程中对单位质量工质作的机械功，可由能量方程求得。    对于航空燃气轮机，绝热压缩过程分二个阶段完成，第一阶段是迎面高速气流在进气道中的绝能流动，使工质减速增压，可由下式表示：式中h'1、v'1进气道出口即压气机进口处的静焓和流速。&

17、#160;   h1、v1进气道进口处的静焓和流速。    在进气道中动能减小静焓增加，对工质作的压缩功为    第二阶段在压气机中完成，压气机对工质作功为式中w1,2工质对压气机作功。    在整个绝热压缩过程中，对单位质量工质所作的总机械功应为    由绝热过程，上式可改写为                 

18、60;    (2.3-3)式中全压缩过程增压比。    2)等压加热过程(23)    等压加热过程是在燃烧室内完成的，工质通过燃烧室与外界没有机械功的传递，工质的流速变化也可忽略不计，因此工质所作的机械功为零。即    工质吸热q23为                        (

19、2.3-4)式中，称为循环的加热比。    3)绝热膨胀过程(34)    过程中工质吸热为零，即    过程中单位质量工质所作机械功的情况与绝热压缩过程相类似，可由能量方程求得。    对于航空燃气轮机，绝热膨胀分二个阶段，第一阶段在涡轮中完成，涡轮从单位质量工质所获得的机械功用w3表示，应为w3应等于压气机所需的对单位质量工质所作的功。式中h'3涡轮出口处的静焓。    绝热膨胀的第二阶段在尾喷管(或动力涡轮)中完成，在尾喷管中为绝能

20、流动，而在动力涡轮中则为绝热流动。在尾喷管中单位质量工质所作的机械功转变为气体本身的动能增量。这阶段中单位质量工质所作的机械功w4为式中h4尾喷管出口处的静焓。    v4尾喷管出口处的流速。    整个绝热膨胀过程中单位质量工质所作的机械功应为    由绝热过程方程，以及，上式可写成            (2.3-5)    4)等压放热过程(41)  

21、  等压放热过程是向大气放热过程。与等压加热过程相类似，工质与外界没有机械功传递，工质的流速变化也可忽略不计，因此工质所作机械功为零。即    过程中，工质向外界放热为                      (2.3-6)    5)理想燃气轮机循环的比功wi和热效率t,i    由上述分析可知，燃烧过程

22、加热量q1为                      (2.3-7)向低温热源(周围大气)排放热量q2为    因此，理想燃气轮机循环的比功为                (2.3-8)或者说理想燃气轮机的比功是绝热膨胀过程的膨胀功wt,i与绝热

23、压缩过程的压缩功wc,i之差              (2.3-8a)可以看出，以上二式完全相同。理想燃气轮机循环的热效率为    （2.3-9)    上式可见，理想燃气轮机的热效率t,i只与增压比有关，t,i随增大而增加，与燃烧过程加热量q1无关。    然而理想燃气轮机的加热量q1和比功wi不仅与增压比有关还与加热比有关。当大气温度和增压比一定时，加热量q1和比功wi随加热比的提

24、高而增大。图2.3.4和图2.3.5分别给出了不同加热比下，加热量和比功随增压比的变化关系。图2.3.3 理想燃气轮机的t,i随p的变化关系图2.3.4  对q1p关系的影响图2.3.5  对wip关系的影响由于材料耐热程度的限制，T4和加热比不允许超过规定的数值，在加热比一定的条件下，由图2.3.5可以看出，随着从1开始提高，比功从零开始增大，达极大值wi,max以后又下降。使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)，记为opt,i。当增压比增加到使膨胀功wt,i等于压缩功wc,i时，比功下降到零，这时相对应的增压比称为最大增压比，记为max,i。令式(2.

25、3-8)等于零，即可得到最大增压比表达式                         (2.3-10)由式(2.3-7)可以看出，循环达最大增压比时T3=T4，加热量也为零。    最佳增压比可以通过对式(2.3-8)求极值的方法得到，由化简后便得到     (2.3-11)由式(2.3-8)可以得到与最佳增压比相对应的比功

26、极大值。    (2.3-12)    显然，加热比是影响最佳增压比和最大增压比的唯一因素。在理想燃气轮机循环中，。图2.3.6给出了最佳增压比(黑线)和比功极大值(蓝线)随加热比的变化关系。图2.3.6  opt,i和wmax,i随的变化关系    通过理想燃气轮机循环分析，可以得到 以下三个重要的结论：     1、理想燃气轮机的热效率t,i只与增压比有关，t,i随增大而单调增加，与燃烧过程加热量q1或加热比无关(见图2.3.3)。2、在加热

27、比一定的条件下,有一个使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)记为opt,i。最佳增压比随加热比增加而增大。 3、在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增加(见图2.3.4)。    值得注意的是：在循环分析中，状态参数应该用静参数而不能用总参数(即滞止参数)表示。这是因为，如果绝热压缩和绝热膨胀过程中用总参数表示，那么在压缩功和膨胀功中就无法计入与工质动能变化相对应的机械功。也就是无法计入进气道和尾喷管中由于动能变化而引起的压缩或膨胀过程。 或者说，用总参数无法表示流动气体动能变化而产生的气体微团压缩或膨胀。三. 燃气轮机的实际循环分

28、析      在理想燃气轮机循环分析中，认为压缩与膨胀过程都是等熵的，没有考虑流动损失，并且认为整个循环过程中比热不变。在实际燃气轮机中气体的比热随着气体的成分和温度不断地发生变化，而且各个工作过程都存在着流动损失。因此为了便于工程参考和应用，必须进行考虑损失存在的实际循环分析。    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。 在本节实际循环分析中，用多变

29、过程代替等熵过程来考虑流动损失的影响，即在不同的过程中采用各过程的平均比热进行分析计算。这样的处理只能作为定性的分析，推导所得的公式可以作为对燃气轮机进行定性分析时的参考，实际工作中需要进行方案论证和设计参数选择时，应当采用以后提供的更为准确的热力计算方法。   为便于计算，实际循环分析在理想循环分析的基础上作如下处理： 在压缩和膨胀二个绝热过程中，由于存在流动损失，过程中熵增加。因此，将等熵绝热过程改为多变过程，用多变指数n代替等熵绝热指数k。压缩过程多变指数n大于等熵绝热指数k，而膨胀过程多变指数n'小于等熵绝热指数k。在总的压缩过程中，由于存在流动损

30、失，过程中熵增加。因此，将压缩过程由等熵绝热过程改为多变过程，用多变指数n代替等熵绝热指数k。压缩过程多变指数大于等熵绝热指数。    另一种常用的表示压缩过程流动损失的参数是绝热压缩效率c。压缩过程多变指数n与绝热压缩效率c之间的关系如下：                         (2.3-14)用多变指数可

31、以较好的反映压缩过程的流动损失情况。在相同的多变指数条件下，随着增压比的提高，绝热压缩效率降低。图2.3.7给出了不同多变指数下，绝热压缩效率随增压比的变化情况。 图2.3.7  n对hcpc变化关系的影响    在总的绝热膨胀过程中，由于存在流动损失，也是熵增过程。因此将总膨胀过程由绝热等熵过程改为多变过程，用多变指数n'代替等熵绝热指数k'。膨胀过程多变指数n'小于等熵绝热指数k'。    另一种常用的表示膨胀过程流动损失的参数是绝热膨胀效率e。绝热膨胀过程多变指数n&

32、#39;与绝热膨胀效率e之间的关系如下：                         (2.3-15)在相同的多变指数条件下，随着膨胀比的提高，绝热膨胀效率增加。图2.3.8给出了不同多变指数下，绝热膨胀效率随膨胀比的变化情况。图2.3.8  n对hen'变化关系的影响    把燃烧室中的压力损失

33、归入总的膨胀过程。而燃烧过程仍看作等压加热过程。    经上述处理后，实际简单燃气轮机循环成为由二个多变过程(12，34)和二个等压过程(23，41)组成。    通过实际燃气轮机循环的分析，可以得到4个重要的结论如下：1. 实际循环的热效率不仅与增压比有关，而且与循环加热比有关。2. 实际循环的热效率随增压比的增加，并不是单调的增大，而是有一个极大值，使热效率达极大值的增压比称为最经济增压比。3. 在加热比一定的条件下，有一个使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)，记为opt 。实际循环的最佳增

34、压比opt小于理想循环的最佳增压比opt,i 。各增压比下，实际循环的比功都小于理想循环的比功。4. 在实际循环中随着循环加热比的加大，损失所占加热量的比例相对减少，因此，加热比愈大，实际循环的热效率愈高，实际循环的最佳增压比和最经济增压比也愈高。实际燃气轮机循环的比功和热效率可推导如下：    在总压缩过程(12)中，由多变过程方程得到，加给单位质量工质的功为：                 (2.3-16)&#

35、160;   在总膨胀过程(34)中，由多变过程方程得到，单位质量工质所作的功为：                (2.3-17)式中cp'膨胀过程中燃气的平均定压比热。    等压加热过程(23)中，单位质量工质在燃烧室中吸收的热量为：               &#

36、160; (2.3-18)     由上列各式可得，实际燃气轮机循环的比功为：             (2.3-19)     热效率为：           (2.3-20)   图2.3.9给出了加热比=5时，实际燃气轮机加热量、比功和热效率随增压比的变化关系，图中虚线表示在相同条件下理想燃气轮机循环的计算结果。

37、    由图可见，在和相同的条件下，流动损失使实际循环的加热量q1、比功w和热效率t均小于理想燃气轮机循环。加热量减小是因为压缩过程中流动损失产生的摩擦热使T3升高所致。而在增压比较低的范围内实际循环加热量较大是由于实际比热cp'较大之故。图2.3.9 q1、w和t随增压比的变化关系    由图2.3.9还可以看出，在不变的条件下，加热量q1和比功w随的变化规律与理想燃气轮机循环相类似，但是最佳增压比和最大增压比都小于理想燃气轮机循环。    实际燃气轮机循环的最佳增压比可由式(2.3.

38、19)求得，由整理便得实际燃气轮机循环的最佳增压比                 (2.3.21)    由上式可见，最佳增压比不仅与加热比有关，还与反映流动损失的多变指数n和n'有关。将上式与式(2.3-11)相比较，可以看到，由于n>k、n'<k，因此。是流动损失使最佳增压比和最大增压比值降低。    图2.3.9中t随的变化规律明显的与理想燃气轮机不同

39、。理想燃气轮机循环的热效率t,i随升高而单调上升，实际燃气轮机循环的热效率随变化中有一极大值t,max。这也是流动损失影响所致。由式(2.3-20)可见，热效率t不仅与有关，还与n和n'有关。=1时，t=0；随着的提高，由于>1而n>n'，这二个因素共同影响，使t先上升，达极大值后又下降；直到    图2.3.10和图2.3.11分别给出了不同加热比下，比功和热效率随增压比的变化关系。图2.3.10  对wpc的变化关系的影响图2.3.11  对cc的变化关系影响    图2.

40、3.12给出了eco和opt随加热比的变化，可以看出，当加热比相同时，而且随着加热比的提高eco迅速提高，其增长率大于opt的增长率如图2.3.12所示。图2.3.12 对opteco变化关系影响    由式(2.3-8)和式(2.3-19)可见，理想和实际燃气轮机循环中比功都与加热比有关，在给定增压比的条件下提高加热比，二者的绝热压缩功都保持不变，而膨胀功都随加热比提高而单调增加。因此二种循环的比功均随加热比提高而增加。然而由于实际燃气轮机循环中有流动损失，它使膨胀过程多变指数n'小于理想绝热指数k，因此实际循环比功随加热比的增长速率小于理想循

41、环的。反之，当加热比减小到一定程度后，加热量转化的机械功只够用于带动压气机和克服流动损失，循环的输出比功下降为零。这时实际循环的加热比即为给定增压比下的最小加热比min，其值由式(2.3-19)得到增压比越高，所对应的最小加热比也越高，图2.3.13给出了最小加热比min随增压比的变化关系。图2.3.13  min随的变化关系    由图2.3.11可以看出，在给定增压比的条件下，加热比越大，热效率越高，但是由于材料耐热性的限制，加热比不能无限提高。另外当加热比减小到最小加热比min时，热效率降为零，因此加热比又不能低于最小加热比min。

42、60;   实际燃气轮机循环的比功w和热效率t不仅与增压比和加热比有关，而且还与压缩过程和膨胀过程的效率或多变指数有密切的关系。表2.3.1给出了某实际燃气轮机在=5、=10、c=0.85、e=0.90的条件下工作时，当上述给定参数分别增加1%时，比功w和热效率t的变化率。表2.3.1  给定参数分别增加1时，性能参数变化百分比给定参数 性能参数 w    e         c增加1(相当于n减小0.331) +0.94 +0.94 e增加1(相当于n'减

43、小0.359) +1.95 +1.95 增加1 +1.95 +0.69 c增加1(同时使n减小0.0072) -0.16 -0.16     由表2.3.1可以看出，提高绝热过程效率特别是膨胀过程的效率，对增加比功和热效率是十分明显的。    综上所述，实际燃气轮机循环中，由于加热比越大，循环的比功和热效率都越高，所以设计燃气轮机时，应在材料耐热性许可的情况下，尽量提高加热比。  在加热比选定的条件下，增压比等于最佳增压比时比功最大，而增压比等于最经济增压比时热效率最高。为了降低燃气轮机的耗油率又能输出较

44、大的功率，在设计燃气轮机时，设计增压比一般超过最佳增压比而低于最经济增压比。在20世纪60年代，各国投产的燃气轮机设计增压比一般在618范围内，加热比在4左右。目前由于材料耐热程度的提高和冷却方法的改善，涡轮前燃气温度设计值不断提高，加热比设计值已达5.5以上，增压比的设计值已达30以上。四.压气机最佳增压比和最经济增压比    前面分析理想燃气轮机和实际燃气轮机循环所指的压缩过程包括了气流在进气道中的减速增压和气流在压气机中的加功增压二个部分，即  式中总增压比；    气流通过进气道的增压比 

45、0;  气流通过压气机的增压比    前面所得到的最佳和最经济增压比是指气流通过进气道和压气机时的总增压比。气流通过进气道的增压比是随着飞行Ma0数的增加而加大，因此，飞行Ma0数愈大，则最佳和最经济 压气机增压比愈低(见图2.3.14)。图2.3.14压气机最佳增压比opt,i随飞行Ma0数和加热比的变化关系五.双轴式结构的燃气发生器 图2.3.15双轴式燃气发生器    采用双轴式结构主要是为了使压气机在非设计工况下能正常工作和提高工作效率，避免发生压气机喘振。这部分内容将在第六章中作详细介绍。归纳起

46、来，双轴燃气发生器与单轴燃气发生器相比较具有如下优点：    (一) 双轴燃气发生器可以使压气机在更广阔的转速范围内稳定地工作，是防止压气机喘振的有效措施之一;    (二) 双轴燃气发生器在低转速下具有较高的压气机效率，因而可使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷入更多的燃油，使双轴燃气轮机具有良好的加速性能;    (三) 由于双轴燃气发生器在非设计工况下具有较高的压气机效率，因此非设计工况下的耗油率比单轴燃气发生器

47、低;    (四) 双轴燃气发生器在起动时，起动机只需带动一个转子，与同样参数的单轴燃气发生器相比，可以采用较小功率的起动机。有的双轴燃气发生器同时采用可调导流叶片或压气机中间级放气的结构。也有的燃气发生器采用三轴式结构，其工作原理与双轴燃气发生器相同。六. 核心机   图2.3.16 核心机    人们习惯将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可以作为燃气发生器。但是在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机的燃气发生器部分还应该包括低压转子中的低压压气机和带动低压压气机

48、的那一部分低压涡轮。因此，核心机与燃气发生器是二个不同的概念。 七. 发展高性能的核心机和燃气发生器的重要意义     原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机，则可发展一系列的发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面及舰船用的动力。另外，按相似理论放大、缩小，可以将核心机尺寸加大或缩小，以改变发动机的推力或功率大小。因此，一些著名的航空发动机公司在20世纪60年代中期均开展了高性能核心机和燃气发生器的研制工作，并取得可观的效果。我国也正在努力发展高性能核心机和燃气发生器。  &

49、#160;  八.习题    1、发动机的热效率表示作为一个热机将热能转变为机械能的程度，其主要损失有那些?    2、为什么进行循环分析时必须使用静参数?     3、关于理想涡轮喷气发动机循环的最佳增压比，正确的说法是：      由于压比越高热效率越高，因此不存在最佳增压比 。  在最佳增压比处，热效率最高 。  在一定的加热比条件下，加热量q1达到极大值 。   最佳增压比是加热比的函数。

50、     4、为什么其他条件不变时，实际发动机的最经济增压比大于最佳增压比？    5、选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能提高单位推力，应该采取哪些措施？    6、 选择涡轮喷气发动机设计参数时，如何尽可能降低耗油率？思考题:   燃气轮机的哪些部分称为燃气发生器？    为什么要对燃气轮机进行循环分析？   燃气轮机进行理想循环分析时，需作那些假设？ 理想燃气轮机循环由那几个过程组成？请画出其p-V图和T-S图。 作为热机，评定它性能的

51、指标有哪些？ 在进气道和压气机中，气流是如何增压的？二者增压过程有何不同？ 何为循环的加热比？加热比的大小对循环性能有何影响？ 何为循环的增压比？循环增压比在航空燃气轮机的那些部件中完成?其大小对循环性能有何影响？ 何为理想燃气轮机循环的最佳增压比和最大增压比？二者相互间在数值上有何联系？二者的数值与加热比有何联系？ 在循环分析中，为什么状态参数必须使用静参数？ 在理想循环基础上，作那些处理后才能进行实际循环分析？ 在实际循环的绝热压缩和绝热膨胀过程中，如何反映过程中的流动损失？ 在实际循环的绝热过程中，为什么用多变指数反映流动损失而不用绝热过程效率？多变指数与绝热效率有什么关系？  

52、; 在加热比相同的条件下，实际循环的最佳增压比与理想循环的最佳增压比有何差别？何者数值较大？ 为什么只有在实际循环中才有最经济增压比？与最佳增压比相比(在相同的加热比条件下)何者数值较大？讲述最小加热比的物理意义，理想循环的情况如何？ 从循环分析来看，要设计一台高性能的燃气轮机，应如何选择设计参数？ 燃气轮机的核心机与燃气轮机的燃气发生器在概念上有何区别？第2.4节 涡轮喷气发动机的推力计算Performance Parameters of Aerogasturbine Engine一.概述    涡轮喷气发动机的推力是发动机内外气体在各个部件表面上作用

53、力的合力。气体在各个部件上作用力的轴向分力并不都是与推力方向相同的。例如涡轮与尾喷管受到的是向后的轴向力，而压气机部件受到的是向前的轴向力（它比推力大得多）。图2.4.1  某涡轮喷气发动机各部件所受轴向力的情况     事实上，用计算各部件轴向力合力的方法来计算发动机的推力是十分困难的。这是因为发动机各个部件的形状十分复杂，无法确切地知道部件表面上各处的气体压力和粘力 。因此，计算发动机推力时，把发动机看成一个整体，通过计算发动机进口和出口气流动量的变化来确定发动机的推力。图2.4.2  处于机翼下短舱内的发动机示意图 二、发动机推

54、力公式的推导    运用动量方程推导发动机推力公式时，作如下三点假设：1. 流量系数0等于0，即，其中A0为发动机远前方气流截面积，A1进气道进口截面积。2. 发动机外表面受均匀压力，且等与外界大气压力p0 。3. 气体流经发动机外表面时，没有摩擦阻力。      根据以上三个假设条件，可画出计算发动机推力用的简图，如图2.4.3所示。  图2.4.3 计算发动机推力用的简图       用Fin表示发动机内表面对气流的作用力，根据动量

55、定理，周界上作用于气体的力应等于流出和流进发动机的气体每秒动量差。                 (2.4-1)     根据假设1)，0=A0/A1=1，可得于是(2.4-1)式可改写为或                 (2.4-2)  

56、60; 作用在发动机外表面的力用Fout表示，可得：                       (2.4-3)    根据发动机推力的定义，发动机推力是作用在发动机内外表面所有力的合力，因此得                &#

57、160;  (2.4-4)由于于是(2.4-4)式又可写成：               (2.4-5)    f的数值大约在0.0150.020之间，在近似计算中可以忽略不计，这样，推力公式可简化为(2.4-11)                  

58、; (2.4-6)    当燃气在尾喷管内完全膨胀时p9=p0，推力公式可进一步简化为下列简单形式：                          (2.4-7)   式中（c9 -c0）为通过发动机每公斤空气所产生的推力，称为单位推力，用Fs表示: 以上几个公式是计算涡轮喷气发动机推

59、力的基本公式。三、用气动函数表示的推力公式的推导    为了使计算简便起见，推力公式(2.4-5)式可以用气动函数来表示。    在气体动力学中，介绍过冲量函数，即或 将上式代入推力公式(2.4-5)，可得                   (2.4-8)当发动机在地面工作时c0=0，推力公式可简化为：   

60、;                    (2.4-9)    在地面静止的条件下用上式计算发动机的推力是十分方便的。它不必去测量通过发动机的空气流量和尾喷管出口处的静压。在大多数情况下，尾喷管出口处于临界状态=1。因此，常用上式进行计算。     四、有效推力Fef在推导上述推力公式时，曾经作了三点假设，但是发动机在实际工作时，这些假设

61、有时与实际情况不相符合，因而使得按上述公式计算的推力结果与实际推力有别。为了纠正这些误差，针对三个假设条件，考虑相应的三种阻力，从上述推力公式的计算结果Fcal 中扣去这三种阻力便得到发动机的实际推力，称为发动机的有效推力，以Fef表示。这三种阻力是：附加阻力Da、波阻Ds、外表摩擦阻力Df。     下面分别说明这三种阻力。    1.附加阻力Da    推导推力公式时，曾经假设流量系数等于1。0=A0/A1=1。实际上，在飞行过程中流量系数0往往不等于1。0可能大于1，也可能小于1。在亚声速飞行时，0

62、的大小决定于飞行速度c0和进气道进口处(1截面处)气流速度c1 的大小，而进气道进口处气流速度c1是由发动机的工作状态决定的。当飞行速度c0低于进气道进口处气流速度c1时，0大于1；当飞行速度c0大于进气道进口处气流速度c1时，0小于1；只有当飞行速度c0恰恰等于进气道进口处气流速度c1时，才能使0等于1。在超声速飞行时， 0的大小则取决于进气道前激波的情况。当流量系数1时，应该从1截面开始来计算发动机的推力。若仍按0截面开始来计算发动机的推力，会误将发动机前方的气流流管壁当成进气道的一部分而受到向前的力(无论是<1或是>1)，这部分多算进去的推力应作为附加阻力从推力计算值中扣去。

63、附加阻力的数值如下：                (2.4-10)图2.4.4  当流量系数<1时，发动机进气道前方气流流动情况图2.4.5  当流量系数>1时，发动机进气道前方气流流动情况当流量系数<1时，如图2.4.4所示，应该从1截面开始来计算发动机的推力。若按0截面计算，推力公式应为：    若按1载面计算，推力公式应为：    因此附加阻力应为&#

64、160;                 (2.4-10)    为什么按0载面计算发动机的推力会造成错误呢？这是因为在0截面与1截面之间气流的流管是扩张形的，亚声速气流沿着扩张形流管流动，压力增加。在实际流场里，流管壁内外压力相等，对发动机也不起作用。但是作了“发动机外表面受均匀压力，且等于外界大气压力”的假设，并从0截面开始计算推力，这就似乎在0截面与1截面之间用一个薄铁皮进气道来代替流管管壁，其外壁为均匀大气压

65、，而内壁压力则逐渐增加， 似乎有一个轴向力作用在这铁皮进气道上，这就是按0载面计算发动机推力时多算进去的那一部分，也就是附加阻力。用这个观点对发动机进口前的气流进行分析也可以得到附加阻力公式。                    (2.4-11)    对扩张形流管内的气流应用动量方程或    将上式代入(2.4-11)式，并整理之，得附加阻力公式： 上式

66、即(2.4-10)。    当流量系数>1时，如图2.4.5所示，发动机前方具有收敛形流管，这时可以用同样的方法推导得到与(2.4-10)式完全相同的附加阻力公式。    以上分析说明，附加阻力是由于作了“发动机外表面受均匀压力，且等于外界大气压力”的假设，并从0截面开始计算推力，而产生的计算错误，实际上并不存在这样一种阻力    2.波阻Ds    推导推力公式时，曾经假设发动机外壁受均匀大气压力p0 。这在亚声速飞行时与实际情

67、况差别不大。然而在超声速飞行时，由于发动机短舱外存在激波，使发动机外表面压力大于周围大气压力p0 。发动机外表面上压力p和周围大气压力p0之差(p-p0)。在发动机轴向投影的总和叫做发动机的波阻，以Ds表示。                      (2.4-11)波阻的大小与飞机的飞行速度、与发动机短舱的外形、与发动机在飞机上的安装情况以及与尾喷管喷出的高速燃气流的干扰有很大的影响。一般须要用

68、实验的方法来确定。    3.外表摩擦阻力    发动机短舱外表摩擦阻力的大小与短舱的外形以及与飞行Ma数和雷诺数Re的大小有关，也须要用实验的方法来确定。   在后面的章节里，并不使用发动机的有效推力，仍然采用在三个假设条件下计算的推力公式，这是因为附加阻力、波阻和外表摩擦阻力这三者的大小与发动机短舱的形状、发动机在飞机上的安装位置以及飞机的飞行条件等有密切的关系。 因此，不连系到某架具体的飞机，单独讨论发动机推力时，不考虑这三项阻力。五.习题    某涡轮喷气发动机在地面

69、试车台工作，已知A9=1520cm2，p0=101322Pa, p9=135822Pa，c9=538m/s，qmg=50.7kg/s，求发动机的推力。    某装有收敛形尾喷管的涡轮喷气发动机，其尾喷管出口面积A9=1520cm2，在地面试车台工作时，测出周围大气压力p0=101322Pa，尾喷管出口总压p9*=250418Pa，求发动机的推力。某单轴涡轮喷气发动机，测得其尾喷管出口直径为0.558m。发动机在地面标准大气条件下工作时，测得其尾喷管出口总压为200397Pa、总温为899K 。求发动机的推力。与习题三相同，但是用气动函数法计算发动机的推力。思考题:

70、     涡轮喷气发动机中，哪些部件受向前的轴向力，哪些部件受向后的轴向力？气流在尾喷管中加速流动，为什么尾喷管所受的气动力却是向后的？     使用下列推力公式时，作了哪些假设？    用气动函数f()计算发动机的推力，有何方便之处？     有效推力是否发动机在工作时的实际推力？为什么在计算和评定发动机性能时不使用有效推力？     什么叫附加阻力？从推力公式F=qma(c9-c0)+A9(p

71、9-p0)可以看出：      上式正确的反映了作用在发动机内外表面作用力的合力。   上式中忽略了燃油流量。    上式中已经考虑了发动机的附加阻力。    上式中假定了燃气在尾喷管中完全膨胀。 附加阻力是      由于假设发动机外壁受均匀大气压p而产生的计算误差。  由于发动机短舱外表粗糙而产生的一种阻力。  由于假设流量系数0=1而产生的计算误差。 实际上存在的一种阻力，可以用正确的计算方法加以修正。第2.5

72、节 航空燃汽轮机的推进器部分尾-喷管、螺桨、风扇和喷管Propulsor Part of Aerogasturbine EngineNozzle,Propellor,Fan and Nozzle一.  概述       航空燃气轮机的推进器部份是尾喷管、螺桨、风扇和喷管，作为推进器，要求把燃气发生器所产生的可用功W转换成尽可能大的推进功，或者说获得尽可能大的推力。  在燃气发生器相同，可用功相等的条件下，将可用功分配给更大量的气体，可以得到更大的推力。证明：通过燃气发生器每公斤空气产生的可用功(比功w)的

73、表达方法是以该气体在尾喷管中等熵膨胀至外界大气压后的动能增量来表示。根据物理学原理，如果每公斤空气的可用功，不仅使本身的动能增加，而且将能量传递给更多的空气一起增加动能，虽然气流喷射的速度较低，但具有较大的喷射质量。可以证明、在可用功相同的条件下，质量较大的喷射流可以获得较大的推力。证明如下：(2.5-1)式中  qma较小的气体流量          qma,g较大的气体流量          c9较小流量的气体喷

74、射速度          c9,g较大流量的气体喷射速度          c0飞行速度由上式可以看出，由于因此，现在比较两者产生的推力，流量小的其推力为：                        （2.5-2)流量大的其推力为：                         (2.5-3)将式(2.5-2)和式(2.5-3)代入式(2.5-1)，可以得到：由于         所以