航发原理第三章

第三章

涡轮喷气发动机的工作原理

发动机设计是一个复杂的过程，需考虑应用对象、重量、成本、体积、寿命及噪音等诸多限制因素，需进行发动机设计点下的一些参数优化选择，继而进行发动机总体性能计算。发动机设计点的性能将取决于设计状态下各部件的热力过程。 本章将介绍发动机主要工作过程参数对发动机单位性能参数的影响及设计点发动机性能计算方法。发动机性能计算涡轮喷气发动机的主要单位性能参数

发动机最重要的两个单位性能参数：单位推力定义：Fs=F/qm

；单位燃油定义：耗油率sfc=3600qmf/F。 发动机推力F通常由用户给定，提高Fs可降低流量qm，这意味着将减少发动机的重量和最大迎风面积，因此该参数对发动机总体性能影响十分重要。 如假定尾喷管完全膨胀（p9=p0），且忽略燃气与空气流量的差别，即qm=qmg

， 则有单位推力：Fs=V9-V0

发动机主要工作过程参数概念

在发动机工作过程中，用来描述气流沿程流动状态变化的参数,如P0、P1、pc、T0、T1、

T3*

…..等参数称为发动机的工作过程参数。 其中压气机压比pc和涡轮前温度T3*是发动机的主要工作参数，也是设计时需要选择的重要参数。工作参数对单位性能的影响 首先研究一下循环功。若把压气机和进气道作为一个总的压缩过程，则每千克气体输入功为： 其中：hc为压缩过程的总效率，p=P2*/P0为总增压比。 若把涡轮和尾喷管作为一个总的膨胀过程（不计燃烧引起的总压损失），则每千克气体输出功：

其中hp为膨胀过程的总效率。循环功与工作过程参数之间的关系

发动机循环功代表发动机可以使用的能量（可用能量），可以表示为： 若取：则循环功：（1）

循环功影响参数分析 影响发动机循环功W的主要参数是压比p、温比D，a=1.02-1.04。 从方程中可以发现，循环功同加热比D成正比变化关系。在环境温度T0一定的条件下，涡轮前温度T3*越高，循环功越大。但在温比D一定时，循环功随压比p并非单调变化，存在最佳压比p

opt使循环功最大。单位推力影响参数分析 单位推力：Fs=V9-V0 循环功： W循环功=(V92-V02)/2，可得： 将循环功W的公式代入上式可得：

（2） 由方程（2）可得，在飞行条件一定（高度H，飞行速度V0）的情况下，影响单位推力Fs的主要工作参数有：压比p和温比D。耗油率影响参数分析 由耗油率的定义可得：sfc=3600*qmf/F=3500*q0/(xbHuFs)。 q0为燃烧室每千克流体获得的热量，xb为燃烧室的完全燃烧系数。 由于压缩功： Wc=Cp(T2*-T0)=CpT0(e-1)/hc，可得： T2*=T0((e-1)/hc+1) 代入q0=Cp(T3*-T2*)的表达式中，可得：q0=CpT0(D-(e-1)/hc-1) 则耗油率： （3）

由方程可得，影响耗油率sfc的主要工作参数是压比p和温比D。

总压比对单位性能的影响

由上面分析可见，影响发动机单位性能参数Fs和sfc的主要工作过程参数是压比p和温比D=T3*/T0

，下面分析一下它们对单位性能参数的影响特点。

1）在加热比D=T3*/T0一定，改变压比p存在一最佳压比popt使单位推力Fsmax和循环功Wmax同时最大。注意到：在温比D一定时，燃烧室加给每千克气体的热量q0随着压比p的增加总是单调减小。增压比对单位性能的影响最佳压比和最经济压比

分析过程：令

可得： 或发动机理想循环中a=1，hc=1，hp=1，而实际循环中（ahchp）总是小于1.0的，因此实际循环的最佳压比总是小于理想循环下的最佳压比。压缩和膨胀过程中的损失愈小，乘积hchp愈大，实际最佳增压比愈接近理想循环的最佳增压比，最佳单位推力也越大。同理，存在最佳经济压比：pec>popt，使耗油率sfc达到最小。涡轮前温度对单位性能的影响 在给定压比p条件下，改变涡轮前温度，即温比D=T3*/T0。由前面推导的方程（1）、（2）及（3）得：加热比的增加总是使得循环功和单位推力上升，耗油率相对复杂些，但存在某个使循环功等于零即单位推力等于零、耗油率趋于无穷大的最小温比Dmin=e/ahchp，对应有最小T3*min=T2*/(ahchp)，加进的热量仅用于平衡涡轮带动压气机中的气动损耗，维持压气机-涡轮自转，发动机无可用能量。最经济涡轮前温度当T3*=T3*min

时，没有循环功，发动机不产生任何推力；当T3*>T3*min时，循环功W对T3*是线性增长的，单位推力Fs按指数增长，而耗油率sfc存在一最经济T3*ec使sfc达到最小。压比和涡轮前燃气温度对发动机单位性能参数的影响总结在温比D=T3*/T0一定的情况下，最佳压比popt为一定值。提高T3*

，单位推力Fs上升，随着T3*的提高，最佳压比popt也随之增高。发动机设计参数选择依据单位推力随涡轮前温度上升而增加，提高涡轮前温度可以使发动机做得更小、更轻，这对机动飞行是有好处的，但耗油率在上升；存在最佳压比使单位推力最大且随涡轮前温度提高而增加；存在最经济压比使sfc最小，但压比很高难以实现。

参数选择应考虑应用对象、材料、工艺及成本，无优化结果。涡轮喷气发动机的气动热力计算1、热力计算的目的和原始数据的准备 目的： 根据推力要求，通过热力计算确定发动机所需流量及主要部件性能参数，作为部件设计的原始数据。 考虑地面台架试车检验方便，发动机设计点的选择一般定在海平面标准状态。 指飞机对发动机的技术要求，包括飞行速度、高度、推力及单位燃油消耗量以及发动机的大小尺寸和重量。此外，热力计算前还需要根据经验试验数据确定下列数据：压气机增压比pk*和涡轮前温度T3*；压气机效率hk*、涡轮效率ht*、燃烧效率hb以及机械传动效率hm；进排气、燃烧室的气动总压损失si

、se及sb

；冷却空气流量gcol=qmcol/qm，气体回到发动机流量 gr=qmr/qm；燃油的低热值Hu。设计点简单循环气动热力计算原始数据准备

已知：飞行高度、速度，选择pk*、T3*及假定各主要部件的气动损失参数。

求：发动机各特征截面气流参数及单位推力Fs和燃油消耗率sfc。（1）、进气道出口参数： 由飞行状态可知T0，P0及M0，计算得：在忽略进气道与外界热交换的情况下，则有T1*=T0*

热力计算方法（2）、压气机出口参数 由给定的压比pk*效率hk*和压气机单位功计算公式：则压气机出口气流总温、总压：可得温升：（4）、油气比定义：f=qmf/qm

油气比计算方法： 其中： h2*，h3*为燃烧室进出口燃气总焓，

xb：为燃烧完全系数，Hu为低热值， H3*：温度为T3*时的等温燃烧焓差。（3）、燃烧室出口气流参数选定T3*：由涡轮叶片材料性能及冷却方式确定。出口总压计算可得：P3*=P2*sb，燃烧室气动损失系数sb由试验确定。（5）、涡轮出口气流参数通过涡轮的燃气流量：由压气机和涡轮的功率平衡：涡轮温降：涡轮出口总压P4*可根据涡轮膨胀比pt*求得。由每公斤燃气对涡轮所做的功得：涡轮后的总压：（6）、尾喷管出口气流参数尾喷管出口总压P9*=P4*se。若不考虑喷管气流与外界的热交换，则T9*=T4*。出口速度和压力需用P9*/P0判断气流在尾喷管的工作状态后采用相应的公式计算。亚临界出口速度：

临界或超临界状态：

出口气流温度：临界或亚临界出口气流压力：

超临界出口气流压力：

3-4、涡轮喷气发动机的气动热力计算（7）、发动机的单位推力计算公式：若燃气在喷管中完全膨胀，则：若完全膨胀且发动机在地面工作时：

考虑到从压气机引气进行冷却，燃烧室中喷油增加流量，以及冷却气流回到发动机流路中来的部分，尾喷管出口燃气流量计算公式如下：则单位推力：

（8）、发动机的耗油率：sfc=3600qmf/F 由前面油气比计算结果f=qmf/(qm(1-gcol))，可得： qmf=f*qm(1-gcol)或：sfc=3600*f*(1-gcol)/Fs（9）、在给定推力F的条件下，计算流过发动机的空气流量：qm=F/Fs（10）、根据油气比f，计算供油量：qmf=f*qm。（11）、根据流量：qm，计算尾喷管临界面积：A8。课堂作业试在给定巡航速度M0.8，高度10000m设计点以及下列部件性能参数条件下，确定某简单涡喷发动机单位推力。 压气机压比pc：