航发原理总结

1、总总 结结进气道和尾喷管工作原理进气道和尾喷管工作原理各种类型发动机基本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发动机设计点性能各部件共同工作及控制规律各部件共同工作及控制规律发动机非设计点性能（特性）发动机非设计点性能（特性）进气道工作原理及特性进气道工作原理及特性功能、设计要求及分类功能、设计要求及分类亚音进气道亚音进气道 三种流谱三种流谱(0 ) 结构形式结构形式超音进气道超音进气道 气动设计原理气动设计原理(多波系结构多波系结构) 三种结构形式三种结构形式(内压、外压、混压内压、外压、混压) 外压式超音速进气道的特性外压式超音速进气道的特性飞行飞行M数（影响斜激波的强度和波角

2、）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）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影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超三种不同工作状态：临界、超临界、亚临界临界、亚临界 防止喘振防止喘振三种流谱三种流谱(0 0），参与产生推力），参与产生推力工质增多，因此推力增大工质增多，因此推力增大 在在“同参数同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低，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，降低了耗油率高了总效率，降低了耗油率实际热力循环分析实际热力循环分析

3、热力循环组成（热力循环组成（P-V图、图、T-S图）图） 循环功循环功f(增温比、增压比、部件效率增温比、增压比、部件效率)与与循环增温比成正比循环增温比成正比存在有存在有最佳增压比最佳增压比与部件效率成正比与部件效率成正比 循环热效率循环热效率f(增温比、增压比、部件效率增温比、增压比、部件效率)与与循环增温比成正比循环增温比成正比存在有存在有最经济增压比最经济增压比与部件效率成正比与部件效率成正比 基本工作原理及热力循环基本工作原理及热力循环发动机设计点性能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 提高增压比设计值提高增压比设计值存在

4、最佳增压比、最经济增压比存在最佳增压比、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）耗油率） 提高涡轮前温度设计值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）耗油率） 提高加力温度设计值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 提高涵道比设计值提高涵道比设计值低

5、单位推力、低耗油率低单位推力、低耗油率 风扇增压比设计值风扇增压比设计值遵循最佳分配原则遵循最佳分配原则不同用途飞机，发动机设计循环参数不同用途飞机，发动机设计循环参数参数的发展趋势参数的发展趋势l大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗油率油率l大多采用三高设计大多采用三高设计l军用超音速战斗机为追求尽可能高的单军用超音速战斗机为追求尽可能高的单位推力和推重比位推力和推重比l采用一高、一中、一低设计采用一高、一中、一低设计l提高加力温度提高加力温度l高加力单位推力高加力单位推力l同时带来高加力耗油率同时带来高加力耗油率发动机设计点性能发动机设计点性能各部件共同工作

6、条件（相互制约）各部件共同工作条件（相互制约） 流量连续流量连续压气机涡轮压气机涡轮Tt4/Tt2等值线及物理意义等值线及物理意义 流通能力正比于增压比，反比于增温比流通能力正比于增压比，反比于增温比涡轮尾喷管涡轮尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系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 复燃加力发动机复燃加力发动机A8必须可调，以保证主机的工作状态不受必须可调，以保证主机的工作状态不受复燃加力燃烧室工作的影响复燃加力燃烧

7、室工作的影响由涵道比定义和流量连续条件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）亚音进气道（三种流普） 超音进气道（三种工作状态）超音进气道（三种工作状态） 功率平衡功率平衡压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系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或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，

8、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稳定状态各部件共同工作发动机各部件共同工作的结果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讨论 共同工作线的物理意义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变化将引起共同工作点在工作线上移动 工作线位置受工作线位置受A8调节的影响调节的影响单轴涡喷（调小单轴涡喷（调小A

9、8则共同工作线移向喘振边界）则共同工作线移向喘振边界）双轴涡喷（双轴涡喷（ A8变化不影响高压转子共同工作线，调小变化不影响高压转子共同工作线，调小A8对低压共同工对低压共同工作线的影响与单轴发动机相反）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

10、将不同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自动防喘机理双转子发动机各部件共同工作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共同工作方程及共同工作线2.5()1CHCHCHqeconst共同工作线共同工作线等相似转速线等相似转速线22(1)()

11、(1)(1)()1(1)(1 1/)CLCLCHCLCLCLCTLTLCHLBeqconsteqconBest 211()CHCLCLCLeqconst发动机控制规律发动机控制规律控制规律制定的目的和制定原则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因此通常被选择为被控参数 调节中介为燃烧室燃

12、油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉道面积道面积单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制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）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）回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点） n1=const, A8=co

13、nst n2=const, A8=const Tt4=const, A8=constn nd 转速转速调节器调节器发动机发动机wfn=nd 转速转速调节器调节器 发发 动动 机机n ndwf Tt4调节器调节器Tt4 Tt4 dA8Tt4 = Tt4 dn=nd单变量控制单变量控制被控参数：被控参数： n调节中介：调节中介： wf双变量控制双变量控制被控参数：被控参数：n、 Tt4 调节中介：调节中介： wf、A8Tt2n1n2Tt4高速高速低速低速Tt2n1n2Tt4低速低速高速高速单变量控制只能保证单变量控制只能保证被控参数按设定的规被控参数按设定的规律变化，其他参数将律变化，其他参数将由

14、共同工作条件确定由共同工作条件确定并随飞行条件变化并随飞行条件变化控制规律的控制规律的制定将决定制定将决定最终所获得最终所获得的发动机性的发动机性能，因此控能，因此控制规律的设制规律的设计至关重要计至关重要发动机稳态特性发动机稳态特性发动机典型工作状态发动机典型工作状态节流特性（油门特性、转速特性）节流特性（油门特性、转速特性） 定义定义 典型曲线及参数变化原因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防喘措施的防喘机理及其对特性的影响速度特性速度特性 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设计参数特性 不同控

15、制规律不同控制规律 不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加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力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围发动机稳态特性发动机稳态特性高度特性高度特性 典型特性曲线及参数变化原因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）气压低，推力小（高原起飞） 温度高，推力低，耗油率高（热天起飞）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发动机工作状态相似准则及台架性能换算换算典型节流特性（油门特性）典型节流特性（油门特性）涡喷、小涵

16、道比涡扇典型速度特性涡喷、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涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于超音速飞机使用超音速飞机使用推力大、总效率高推力大、总效率高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，气流的排气速度比迅速加大，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，单位推力迅速减小，导致推力小、耗油率

17、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不同类型发动机速度特性比较不同类型发动机速度特性比较(km

18、/h)(km/h)复燃加力发动机速度特性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加力使推力达到峰值所对应的飞行马赫数更高赫数更高加力温度越高，上述特点越显著加力温度越高，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，加力和不加力耗油随飞行速度提高，加力和不加力耗油率的差距减小率的差距减小l加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：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

19、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751abttFTFFT761abttFTFFT高度增加高度增加，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，发动机共同随高度增加，气温降低，发动机共同工作点沿工作线上移，增压比增加，工作点沿工作线上移，增压比增加，单位推力增加，单位推力增加， 耗油率耗油率 H 11km 随高度增加，气温不变，发动机共同随高度增加，气温不变，发动机共同工作点不再移动，单位推力不变工作点不再移动，单位推力不变 耗油率耗油率H 11km耗油率最低耗油率最低典型高度特性典型高度特性飞机巡航高度通常为飞机巡航高度通常为11公里上下公里上下大气条件对特性的影响大气条件对特性的影响气温影响