第二部分 航空燃气轮机的工作原理

航空发动机原理课时安排：56学时民用航空系刘磊办公室：A1S-3112023/2/5航空发动机原理2绪论航空发动机发动机发展回顾与展望第11章第一部分热力学和气体动力学基础第1章第二部分航空燃气轮机的工作原理第2章第三部分发动机部件工作特性第3,4章第四部分典型发动机工作特性第5,6,7,8,9章第五部分其他发动机机简介第10章课程结构2023/2/522023/2/5航空发动机原理3§

2.1航空燃气轮机工作原理

2.1.1发动机组成及简图

2.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环

2.1.3双轴式结构的燃气发生器2.1.4核心机§

2.2涡喷发动机推力的计算§

2.3航空燃气轮机的性能指标及效率第二部分

航空燃气轮机的工作原理2023/2/532023/2/5航空发动机原理4

发动机组成§2.1航空燃气轮机工作原理2023/2/542.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理52.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理62.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理72.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理82.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理92.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理102.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理112.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理122.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理132.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理142.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理152.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理162.1.1发动机组成及简图2023/2/5航空发动机原理172.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环

燃气发生器是各类燃气轮机的热机部分，包括压气机、燃烧室和带动压气机的那部分涡轮。原理：利用工质重复地进行某些工作过程同时不断吸热做功。

理想循环工质为空气，为理想气体，其比热为常数，不随气体温度和压力而变化。整个工作过程没有流动损失，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（排热过程除外）和机械损失。§2.1航空燃气轮机工作原理2023/2/5航空发动机原理182.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环1.理想循环CTB2134图2.15燃气轮机循环布置图pV0021342134p-VTST-S1-2绝热压缩2-3等压加热3-4绝热膨胀4-1等压放热2023/2/5航空发动机原理192.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环1.理想循环（1）衡量燃气发生器性能的指标热效率：加入每千克空气的热量中所能产生的可用功与所加热量之比。比功

：单位质量空气所作的功。（2）表示理想燃气轮机循环工作状态的参数增压比：压气机出口静压与周围大气压力之比。加热比：燃烧室出口温度与外界大气温度之比。

（3）理想燃气轮机循环分析

能量方程式2023/2/5航空发动机原理202.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环（3）理想燃气轮机循环分析

绝热压缩过程1~2pV02134p-V整个过程吸热为0；两个阶段：

1~1’

迎面高速气流在进气道中的绝能流动，使工质减速增；压；

1’~1压气机对工质做功。总机械功：2023/2/5航空发动机原理212.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环（3）理想燃气轮机循环分析pV02134p-V

等压加热过程1~2在燃烧室内完成；工质所做的机械功为0：

工质吸热量：为循环的加热比2023/2/5航空发动机原理222.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环（3）理想燃气轮机循环分析pV02134p-V

绝热膨胀过程3~4整个过程吸热为0；两个阶段：

3~3’

在涡轮中完成，涡轮从工质中获得的机械功为：

3’~4在尾喷管或动力涡轮中完成，单位工质所做的功为。总机械功：2023/2/5航空发动机原理232.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环（3）理想燃气轮机循环分析pV02134p-V

等压放热过程4~1整个过程是向大气放热；

机械功为0：总放热量为：2023/2/5航空发动机原理242.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环（3）理想燃气轮机循环分析

比功

热效率或吸热量放热量2023/2/5航空发动机原理252.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环（3）理想燃气轮机循环分析分析：增压比，加热比和

吸热量，比功，热效率之间的关系

理想燃气轮机的热效率只与增压比有关，随增大而单调增加；

在加热比一定得条件下，有一个使比功达最大值的增压比，称为最佳增压比，记为，最佳增压比随加热比增大而增大；

加热量和比功不仅与增压比有关，还和加热比有关2023/2/5航空发动机原理262.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环2.实际循环p21341-2多变压缩n>k

2-3等压加热3-4多变膨胀n’<k

4-1等压放热

在压缩和膨胀两个绝热过程中，由于存在流动损失，过程中熵增加，因此将绝热过程改成多变过程，n代替k。

把燃烧室的压力损失归入总的膨胀过程，而燃烧过程仍可看做等压加热过程。2023/2/5航空发动机原理272.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环2.实际循环p21341-2多变压缩n>k

2-3等压加热3-4多变膨胀n’<k

4-1等压放热表明压缩过程流动损失：绝热压缩效率2023/2/5航空发动机原理282.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环2.实际循环p21341-2多变压缩n>k

2-3等压加热3-4多变膨胀n’<k

4-1等压放热表明膨胀过程流动损失：绝热膨胀效率2023/2/5航空发动机原理292.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环2.实际循环p21341-2多变压缩n>k

2-3等压加热3-4多变膨胀n’<k

4-1等压放热总压缩过程中，外界对单位工质做功：总膨胀过程中，单位工质对外界做功：2023/2/5航空发动机原理302.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环2.实际循环p21341-2多变压缩n>k

2-3等压加热3-4多变膨胀n’<k

4-1等压放热实际循环的比功实际循环的热效率：2023/2/5航空发动机原理312.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环分析：增压比，加热比和

吸热量，比功，热效率之间的关系实际循环的热效率不只与增压比有关，而且与循环增压比有关。实际循环的效率随增压比增加，不再是单调增大，而起有一个极限值，使热效率达极大值的增压比为最经济增压比，记为在加热比一定得条件下，有一个使比功达最大值的增压比，称为最佳增压比，记为，

在实际循环中，随着循环加热比越大，损失所占热量的比例相对减小，因此，加热比越大，越大，，越高。2.实际循环2023/2/5航空发动机原理322.1.2燃气发生器的理想循环和实际循环设计应用：1、由于加热比越大，循环的比功和热效率越高，所以设计燃气轮机时，应在材料耐热许可的情况下，尽量提高加热比。2、在加热比选定的情况下，

增压比=最佳增压比时，比功最大；

增压比=最经济增压比时，热效率最高；

因此，为了降低燃气轮机的耗油率同时又能输出较大的功率，设计增压比一般大于最佳增压比低于最经济增压比。2.实际循环2023/2/5航空发动机原理332.1.3双轴式结构的燃气发生器

双轴式结构特点

使压气机在更广阔的转速范围内稳定工作，是压气机防喘的有效措施之一；在低转速下具有较高的压气机效率，因此可以使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前燃气温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷人更多的燃油，使双轴燃气轮机具有良好加速性能；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，因此在非设计工况下的耗油率比单轴的低；双轴的起动时，起动机只需要带动一个转子，与同样参数的单轴比，可以采用较小功率的发动机。2023/2/5航空发动机原理342.1.4

核心机1.

单轴燃气轮机——压气机和涡轮2.双轴燃气轮机——高压压气机和高压涡轮核心机燃气发生器2023/2/5航空发动机原理35§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.1概述

发动机的推力：发动机内外气体在各个表面上作用力的合力。8%200%20%110%18%228%128%100%2023/2/5航空发动机原理36§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.1概述解决：将发动机看成一个整体，通过计算发动机进口出口气流动量的变化来确定发动机推力！计算各部件的轴向力合力法来计算发动机的推力困难发动机各部件形状复杂，无法确切知道部件表面各处的气体压力和粘力！进气排气A0A0A1A1A9A92023/2/5航空发动机原理37§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.2发动机推力公式的推导计算假设：流量系数；

发动机表面均匀受压，且等于外界大气压力；气体流经发动机外表面时，没有摩擦阻力。001199C0C9A1A9P1P9P0P0A02023/2/5航空发动机原理38§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.2发动机推力公式的推导001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0计算Fin

根据动量定理：

，

计算Fout2023/2/5航空发动机原理39§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.2发动机推力公式的推导2023/2/5航空发动机原理40§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.3用气动函数表示的推力公式的推导发动机在地面工作时，C0=0多数情况，尾喷管处于临界状态，2023/2/5航空发动机原理41§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.4有效推力Fef表征实际工作中，考虑各种摩擦后的发动机实际推力。发动机的各种阻力发动机的内推力（计算推力）附加阻力波阻外表摩擦阻力时，应按照截面1来计算。2023/2/5航空发动机原理42§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.4有效推力Fef附加阻力001199A1A9A0计算假设1：流量系数；实际情况：流量系数；

亚音速飞行时，

C0>C1时，

C0<C1时，

超音速飞行时，取决于进气道前面的激波状态。由于按照截面0计算，误将发动机前方的气流流管壁当成进气道的一部分而计算其受到的向前的轴向力，这部分多算进去的推力即附件阻力。2023/2/5航空发动机原理43§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.4有效推力Fef波阻计算假设2：发动机表面均匀受压，且等于外界大气压力；实际情况：

亚音速飞行时，差别不大；超音速飞行时，由于发动机短舱外存在激波，使得发动机表面压力大于大气压力，这部分压差在发动机轴向投影的总和即为发动机的波阻。

波阻大小与飞机的飞行速度、发动机短舱外形、发动机安装情况、尾喷管喷出的高速燃气流的干扰都有很大关系，需要实验方法确定。2023/2/5航空发动机原理44§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.4有效推力Fef外表摩擦阻力计算假设3：气体流经发动机外表面时，没有摩擦阻力。实际情况：发动机短舱外表面存在摩擦阻力；

大小与发动机短舱的外形及飞行马赫数和雷诺数有关，需要用实验方法确定。2023/2/5航空发动机原理45§

2.2涡喷发动机推力的计算2.2.4有效推力Fef发动机外部阻力与发动机短舱的形状、发动机在飞机的安装位置以及飞行条件密切相关，在不涉及某一架具体飞机而单独讨论发动机的推力时，不考虑这些阻力！2023/2/5航空发动机原理46§2.3推进器部分1.不同推进器的推力

推进器包括：尾喷管、螺旋桨、风扇和喷管等。

通过燃气发生器，每千克空气产生的可用功为（比功）

在可用功相同条件下，流量较大的喷射流可获得较大的推力。

空气流量：螺旋桨>涡扇>涡喷

推力：螺旋桨>涡扇>涡喷推力2023/2/5航空发动机原理47§2.3推进器部分2.发动机的推进效率

推进效率：衡量可用功转变为飞机前进的推进功的程度。每千克空气通过发动机时每秒钟所做的推进功为：排出气体的动能，可用功推进效率2023/2/5航空发动机原理48§2.4

航空燃气轮机的性能指标及效率2.4.1基本单位参