燃气涡轮发动机08A

燃气涡轮发动机原理林兆福第8章涡轮喷气发动机8.1稳态下的共同任务发动机五大部件组合在一同,构成发动机的本体,而共同任务。由于民用航空发动机的进气道和喷管均是不可调的,所以五大部件的共同任务就是压气机,熄灭室和涡轮的共同任务。通常将压气机、熄灭室和涡轮称为燃气发生器,它是各类燃气涡轮发动机的中心机。所以,研讨压气机和涡轮的共同任务,是研讨各种类型燃气涡轮发动机各部件共同任务的根底。38.1稳态下的共同任务稳态发动机在某一转速下延续任务的形状,或者说是发动机转速不随时间而变化的任务形状。过渡态发动机从某一转速变到另一转速下任务形状的总和。过渡态分为加速过程和减速过程。48.1稳态下的共同任务稳态下的共同任务条件转速一致：流量延续：压力平衡：功率平衡：58.1稳态下的共同任务如何保证稳态下的共同任务要保证发动机在稳态下任务,必需随着外界条件和发动机部件面积的变化,调理供油量来控制涡轮前燃气总温,使涡轮功率等于压气机功率。例如,飞行高度升高时,由于大气密度减小,进入发动机的空气流量减小,压气机功率和涡轮功率都随之减小,这时假设供油量坚持不变,那么由于空气流量的减小,还要引起涡轮前燃气总温的升高,使涡轮功增大,涡轮功率就会比压气机功率减少的少一些,因此涡轮功率大于压气机功率,发动机转速就会增大,为了坚持发动机转速不变,随着飞行高度的升高,应该适当地减小供油量来控制涡轮前燃气总温,使涡轮功率等于压气机功率。68.1稳态下的共同任务稳态下的供油熄灭室的热力平衡有：影响供油量的要素有：空气流量，熄灭室出口与进口总温之差。当熄灭室出口与进口总温之差坚持不变时，空气流量供油量当空气流量坚持不变时，熄灭室出口与进口总温之差，供油量转速空气流量供油量下面分析熄灭室出口与进口总温之差随转速的变化规律：78.1稳态下的共同任务稳态下涡轮前温度随转速的变化规律中转速时,涡轮前燃气总温较低,在低转速和高转速时,涡轮前燃气总温较高。低转速时，随着转速的添加，涡轮前燃气总温下降；高转速时，随着转速的添加，涡轮前燃气总温上升。压气机出口总温随转速的变化规律随着转速的添加，压气机出口总温上升。随转速的变化规律低转速时，随着转速的添加，下降；高转速时，随着转速的添加，上升。88.1稳态下的共同任务稳态下的供油曲线低转速范围内：转速空气流量供油量转速供油量高转速范围内：转速空气流量供油量转速供油量稳态下供油量随转速的变化规律。在低转速范围内:随着增大,缓慢的上升;在高转速范围内:随着转速的增大,很快的上升。98.1稳态下的共同任务8.1.3稳定任务的共同任务方程⒈压气机特性图上的等线根据流量延续有：假设取;;,那么,所以常数为压气机进口和涡轮导向器喉部面积之比。代入上式108.1稳态下的共同任务有：此式称为温度类似参数方程称为温度类似参数此式中和均为压气机的类似参数，118.1稳态下的共同任务将此式表示在压气机特性图上:由此式可以看出:⑴当温度的类似参数坚持不变时,可以在压气机通用特性图上得到一条经过坐标原点的直线,如下图,通常叫做等温度类似参数线,其率为⑵当温度类似参数取不同数值时,就得到一蔟斜率不同的经过原点的直线。随着温度类似参数的添加,直线的斜率也随之增大。。128.1稳态下的共同任务⑶在发动机转速很小时,涡出轮导向器处于亚临界任务形状,C值不再为常数等温度类似线变得弯曲,并交汇于＝１的点。⑷当飞行条件一定,涡轮前燃气总温坚持不变时,那么＝常数,这时流过发动机的空气流量与压气机的增压比成正比。也就时说,压气机的增压比是决定发动机流通才干的一个主要因素。⑸当飞行条件和发动机转速一定时,添加将使流量qm减小、压气机增压比πc增大。但是,添加,使＝常数线的斜率增大,与给定转速的等转速线的交点,即共同任务点向喘振边境接近。假设瞬时添加过多,将会使共同任务点入喘振区引起发动机喘振。。138.1稳态下的共同任务⑹在给定压气机转速的类似参数和涡轮前燃气总温的类似参数时,就可以在压气机特性图上给定一个任务点。⑺在给定压气机转速的类似参数和流量类似参数时,如为设计值,那么有：该式阐明,假设要使发动机任务在设计形状下,那么要求涡轮导向器最小截面面积与涡轮前燃气总温的类似参数的比值应为常数。。148.1稳态下的共同任务⒉稳定任务的共同任务方程根据功率平衡有令式中参数B主要反映涡轮落压比的影响。当＝常数时,＝常数,所以B＝常数,将该式带入流量延续得到的公式中,那么有:

158.1稳态下的共同任务⒉稳定任务的共同任务方程就为＝常数条件下的涡轮－压气机共同任务方程,它是涡轮喷气发动机在稳定任务情况下,按照确定的调理规律(＝常数),同时满足压气机和涡轮番量延续、压力平衡和功率平衡条件而获得的。该涡轮－压气机共同任务方程可以表示在压气机特性图上。168.1稳态下的共同任务⒉稳定任务的共同任务线根据共同任务方程可以在压气机特性图上画出压气机和涡轮的共同任务线,其方法是:首先将设计点的参数值带入共同工出作方程,得到式中的常数,记做Cd.然后，在压气机特性图中的任一个等换算转速线上任选取一点,读出该点的增压比，效率和流量类似参数的数值,将这些数据代入共同工作方程式,求出常数C,与Cd进展比较，看它们能否相等,假设不等,那么在等换算转速线上另选一点,再进展计算,直至满足方程两边恒等为止,这样就找到了该换算转速下的共同任务点。依次找出各不同换算转速上的共同任务点,将这些共同任务点衔接起来就是涡轮和压气机的共同任务线。.178.1稳态下的共同任务压气机功与涡轮功相等的条件也可以写成从此式可以看出：为了满足压气机与涡轮功相等的条件,压气机功、涡轮前燃气总温暖涡轮落压比这三者之间必需坚持一定的关系。假设涡轮落压比坚持不变,压气机功越大,那么所需求的涡轮前燃气总温越高。假设压气机功坚持不变,涡轮落压比增大,那么涡轮前燃气总温可以相应降低。188.1稳态下的共同任务影响共同任务线位置的要素⒈外界条件⑴喷管处于超临界形状当发动机的转速坚持不变,由于大气温度降低、飞行马赫数减小,或飞行高度升高使压气机进口的总温下降时,共同任务点沿共同任务线向上挪动,压气机的增压比和流量类似参数随之增大。也就是说,当转速类似参数增大时共同任务点沿共同任务线向上挪动;而当转速类似参数减小时,共同任务点沿共同任务线向下挪动。这种情况不会改动共同任务线的位置。⑵喷管处于亚临界形状随着发动机转速类似参数的减小,喷管将处于亚临界任务形状,这时,涡轮的落压比不再坚持常数,它将随飞行马赫数和飞行高度的减小而减小,所以,不同的飞行马赫数Ma将对应着不同的共同任务线。随飞行马赫数Ma的减小,涡轮落压比将减小,为了坚持转速不变,和喷管处于超临界相比,必需求提高涡轮前燃气总温,以增大涡轮功。也就是说,在同一转速下,喷管处于亚临界形状时所需求的涡轮前燃气总温比喷管处于超临界形状时的高,即共同任务点将沿等转速类似参数线向喘振边境方向挪动一定的间隔,共同任务线也随着向喘振边境方向挪动一定的间隔。飞行马赫数Ma越小,喷管出现亚临界形状的时机越早,对应的增压比和转速越大,即共同任务线在较大的增压比和转速下就与喷管为超临界形状所对应的共同任务线分开,如下图。198.1稳态下的共同任务⒉喷管面积涡轮和压气机的共同任务方程中的系数C取决于涡轮落压比的大小。而涡轮落压比的值是由涡轮与喷管的共同任务所决议的。涡轮与喷管的共同任务条件就是流过涡轮与流过喷管的流量相等,由此得到当涡轮导向器和喷管都处于临界或超临界任务形状时,那么有由上式可知,在涡轮导向器不可调的情况下,涡轮落压比的变化与喷管出口面积成正比。当喷管面积增大时,涡轮后的反压立刻下降,因此涡轮落压比变大,在保证气机与涡轮功率平衡的前提下,涡轮前燃气总温将下降。由压气机特性图上的等温度比线可知,低涡轮前燃气总温的任务点落在右下方,所以压气机任务点将沿等转速线下挪动，使任务点远离喘振边境。208.1稳态下的共同任务喷管为亚临界时的任务线喷管面积对任务线的影响改动喷管面积,将影响共同任务点的位置,而且还可以看出:等A5线就是等涡轮落压比线,也就是喷管面积一定的涡轮和压气机的共同任务线。218.1稳态下的共同任务⒊压气机设计增压比压气机设计增压比影响共同任务线的位置。由图中可以看出:低压气机设计增压比的情况下,当换算转速降低时,共同任务线远离喘振边境;高压气机设计增压比的情况下,当换算转速降低时,共同任务线将向喘振边境靠拢;出现低换算转速时共同任务线与喘振边境相交的情况。这种情况是由两方面的缘由呵斥的:压气机的设计增压比不同,共同任务线的斜率不同,设计增压比愈高,共同任务线愈平缓。设计增压比愈高,喘振边境愈陡。228.1稳态下的共同任务⒋压气机中间级放气压气机中间级放气可以增大压气机进口的空气流量,消除前几级的喘振形状,同时又使后几级流量减小,从而脱离“涡轮状态〞,即放气使共同任务点向压气机进口流量增大的方向挪动,也就是远离喘振边界,扩展了稳定任务的范围。又由于压气机中间级放气,使整台压气机的增压比将减小。238.1稳态下的共同任务⒌可调导向叶片和整流叶片当发动机的换算转速减小时,压气机的喘振裕度将减小,这时可调导向叶片顺压气机旋转的方向转动一个度,即减小导向叶片和前几级静子叶片的安装角,使转子叶片上气流攻角减小,喘振边界限左移,同时使共同任务线右移,从而增大了喘振裕度,如下图。图中的实线和虚线分别表示了压气机不可调和带可调导向器时的压气机特性线及在同样喷管面积条件下发动机的共同任务线。很明显,采用可调导向叶片使喘振裕度增大,但是在同样转速下,压气机的增压比将减小,流过发动机的空气流量也将减小。喷管处于亚临界形状时,涡轮落压比也将减小,涡轮前燃气总温将增高。248.2调理规律调理规律:最大形状调理规律和巡航形状调理规律。最大形状调理规律:发动机的最大形状调理规律是指由自动调理器保证的发动机最大任务形状随飞行形状的变化规律。巡航形状调理规律:巡航形状调理规律是指发动机由最大任务形状减小推力时所遵照的规律。258.2调理规律8.2.1.发动机的最大形状调理规律最大形状调理规律的选择,应使发动机在任何飞行形状下都能产生尽能够大的推力。提高发动机推力的限制要素:首先是发动机的实践转速n,由于发动机转子零件强度的限制,不允许超越规定的最大值;其次是涡轮前燃气总温,由于涡轮部件资料耐热性的限制,不允许超越规定的最大值;此外,在任何情况下,不应使压气机产生喘振。268.2调理规律n＝nmax＝常数和A5＝常数的最大任务形状调理规律几何面积不变的发动机,当飞行形状变化时,经过转速调理器改动供油量的方法来坚持转速一定,即:qmf→n＝nmax其中:qmf─调理参数;n─被调参数。相应的共同任务方程就是采用n＝常数,A5＝常数的最大任务形状调理规律,涡轮前燃气总温将随着发动机转速类似参数的变化而变化。涡轮前燃气总温的数值超越规定时,会影响发动机的正常任务和运用寿命。涡轮前燃气总温的数值低于规定值时,发动机就不能到达能够产生的最大推力。=常数278.2调理规律n＝nmax＝常数和T*3＝常数的最大任务形状调理规律在这种调理规律下,压气机功和涡轮功的平衡关系是经过调理系统自动来保证的即由转速调理器改动供油量,以保证转速n＝常数,喷管面积调理器来保证涡轮前燃气总温＝常数,即qmf→n＝常数;A5→T*3＝常数qmf和A5─调理参数;n和T*3─被调参数。根据功率平衡有:当＝常数时,所需的变化,可以用改动的值来得到。又由于有:的值可以由改动喷管出口面积来得到。288.2调理规律当涡轮导向器处于临界或超临界任务形状时,上述共同任务线方程可以由流量延续的条件推导出来,根据流量延续的条件得到:这就是调理规律为n＝常数、T*3＝常数的共同任务线方程。实践采用的大都是第一种方案,其缘由是;①转速是强度和推力的敏感参数,应力随转速的变化是平方的关系,普通不允许超转,而推力随转速的变化普通是立方的关系,转速低了将严重影响推力,同样是不希望的,为了获得最大的推力,必需准确地保证转速一定,是必调的参数;②以温度作为被调参数,必需求有能及时正确地感受温度的变化,且能长期可靠运用的敏感元件,这是相当困难的,又由于温度场的不均匀性,使得采用第二、第三种调理规律的很少;③调理喷管面积,将使发动机的构造和控制都变得非常复杂。

＝常数298.2调理规律A5＝常数和T*3＝常数的最大任务形状调理规律qmf→T*3＝常数以温度作为被调参数,必需求有能及时正确地感受温度的变化,且能长期可靠运用的敏感元件,这是相当困难的,又由于温度场的不均匀性,使得采用第二、第三种调理规律的很少;转速可变，会呵斥超速，影响发动机的强度。308.2调理规律巡航形状调理规律。巡航形状调理规律:巡航形状调理规律是指发动机由最大任务形状减小推力时所遵照的规律。飞机在飞行过程中,发动机并不需求一直在最大推力形状下任务,而大部分时间是在小于最大推力的形状下任务。发动机巡航调理的目的是在保证所需推力的条件下,使发动机有较低的燃油耗费率,且使发动机有较低的机械负荷和热负荷,有利于发动机长时间地可靠地任务。最简单的巡航调理是降低发动机的转速,这样就可以减小发动机的推力,同时,涡轮前燃气总温也随之降低。318.3过渡态下的共同任务加速过程发动机由慢车转速上升到最大转速所需的时间叫加速性。发动机加速的必要条件是要有剩余功率。328.3过渡态下的共同任务最正确加速过程加速限制：(推油门过急过猛会出现什么问题?)任务裕度的限制-喘振；涡轮强度条件的限制-转速和温度；熄灭室稳定任务要求的限制熄火；最正确加速供油量：为了使加速时转速能尽快地增大,每一个转速有一个最大的供油量,这个供油量是根据上述的几个限制确定的,通常称为最正确加速供油量,最正确加速供油线：把各个转速正常加速所允许最大供油量的数值标在坐标图上,并且连成曲线,就的到最正确加速供油线,发动机按照最正确加速供油线进展加速,那么在加速过程中,剩余功率为在正常任务条件下所能得到的最大值,所以,转速添加得最快,加速时间最短,发动机的加速性最好。338.3过渡态下的共同任务最正确加速供油线：348.3过渡态下的共同任务加速过程中：供油量大于同一转速时稳态下的供油量;涡轮前燃气总温高于同一转速时稳态下的涡轮前燃气总温;余气系数小于同一转速时稳态下的余气系数;加速过程中,涡轮功率一直大于压气机功率.358.3过渡态下的共同任务大气形状和飞行形状对加速过程的影响影响加速性的要素:空气流量:大气温度、大气压力和飞行速度。大气温度，密度，流量，剩余功率，加速性差发动机的加速性冬天优于夏天，大气压力，密度，流量，剩余功率，加速性好平原地域优于高原地域，飞行速度，流量，剩余功率，加速性好高速飞行时优于低速飞行时。368.3过渡态下的共同任务减速过程减速过程遭到熄灭室贫油熄火的限制。减速过程中供油量比相应稳态转速时小;空气流量由于涡轮前燃气温度低而比稳定任务时高;余气系数比稳定任务时大。378.4单轴涡喷发动机的特性发动机的常用任务形状起飞任务形状：在起飞时同意运用的最大推力,通常发动机的转速最大，涡轮前燃气总温最高大,即这时;;;因此,发动机的动力负荷和热负荷都接近其极限允许值,发动机在此形状下延续的任务时间遭到严厉限制,普通在5－10分钟。而且仅用于起飞。最大延续任务形状：发动机延续任务时同意运用的最大推力,为了延伸发动机的运用寿命,此任务形状仅在确保飞行平安时,由机长决议运用。例如单发或应急爬高时运用。最大巡航任务形状：巡航时同意运用的最大推力,巡航时,根据飞行方案调定发动机推力坚持所需的飞行速度。慢车任务形状：这是发动机可以坚持稳定任务的最小转速的任务形状,通常;由于在这一形状下涡轮前燃气总温较高,所以,在这一形状下发动机的任务时间也受限制。388.4单轴涡喷发动机的特性转速特性—节流特性高度特性发动机特性飞行特性速度特性398.4单轴涡喷发动机的特性转速特性：在坚持飞行高度和飞行速度不变的条件下,发动机的推力和燃油耗费率随发动机转速的变化规律,叫做发动机的转速特性,又叫节流特性。发动机的推力随转速的增加而增大，低转速时添加的慢，高转速时添加的快。燃油耗费率随转速的添加而减小，低转速时下降的快，高转速时下降的慢，接近最大转速时略有上升。408.4单轴涡喷发动机的特性低转速范围内：转速推力。缘由：转速流量F-------------------------转速增压比p*2p*3p*4V5FsFFsF转速T*3T*4V5Fs高转速范围内：转速推力缘由：转速流量F-------------------------转速增压比p*2p*3p*4V5FsFFsF转速T*3T*4V5Fs418.4单轴涡喷发动机的特性低转速范围内：转速燃油耗费率。缘由：转速增压比p*2p*3p*4V5FsFssƒc转速T*3T*4V5Fs

转速(T*3-T*2)sƒc高转速范围内：转速燃油耗费率缘由：转速增压比p*2p*3p*4V5FsFssƒc转速T*3T*4V5Fs

转速(T*3-T*2)sƒc接近最大转速时转速燃油耗费率428.4单轴涡喷发动机的特性大气条件对转速特性的影响：大气温度上升，在同样的转速下，推力减小，燃油耗费率添加。这是由于温度高,密度低,流量低;温度高,热的空气难以紧缩,使单位推力降低.大气压力上升，呵斥各截面的总压添加，推力添加，而燃油耗费率坚持不变。大气湿度上升，在同样的转速下，推力减小，燃油耗费率添加。这是由于湿度高,密度低,流量低,使推力减小;湿度高,使定压比热容增大,升温需求的热量多,必需多喷油,所以燃油耗费率添加。438.4单轴涡喷发动机的特性高度特性在给定的调理规律下,坚持发动机的的转速和飞行速度不变时,发动机的推力和燃油耗费率随飞行高度的变化规律。在对流层内，随着飞行高度的添加，推力和燃油消耗率都下降。在同温层内，随着飞行高度的添加，推力下降，而燃油耗费率坚持不变。448.4单轴涡喷发动机的特性海平面规范大气规范温度：288.15K；15℃。规范大气压：101325Pa；760mmHg对流层：0~11000米〔0~36089英尺〕。同温层：11000~24000米。458.4单轴涡喷发动机的特性对流层内飞行高度：推力燃油耗费率。缘由：高度密度空气流量推力----------------------------------------------

高度大气温度空气好紧缩,增压比单位推力推力

sƒc同温层：飞行高度推力燃油耗费率缘由：高度密度空气流量推力

高度大气温度不变单位推力不变sƒc不变468.4单轴涡喷发动机的特性速度特性在给定的调理规律下,坚持发动机的的转速和飞行高度不变时,发动机的推力和燃油耗费率随飞行速度(或马赫数)的变化规律随着飞行马赫数的增大，发动机的推力开场略有下降或缓慢地添加，在超音速范围内添加较快，当马赫数继续添加时,推力转为下降，直至推力为零。燃油耗费率随着马赫数的增大而增大,且在高马赫数范围添加的更为急剧。478.4单轴涡喷发动机的特性488.4单轴涡喷发动机的特性飞行马赫数(速度)：推力()燃油耗费率。缘由：马赫数空气流量推力

马赫数冲压比单位推力

马赫数速度单位推力

sƒc498.5涡喷发动机的通用特性发动机的类似参数发动机的特性是经过地面台架实验、高空摸拟实验和飞行实验获得的。地面台架实验时,由于外界大气条件的不同,同一台发动机实测到的推力和燃油耗费率曲线是各不一样的。所以有必要将它们换算成规范大气条件下(P0＝101325Pa,T0＝288.15K)的通用转速特性,以便相互比较。换算是基于“类似〞这一概念进展的,对于具备几何类似条件的发动机,任务形状类似的充分条件是绝对运动和相对运动中的马赫数相等。绝对运动中的马赫数相等就是飞行马赫数Ma相等,相对运动中的马赫数相等就是第一级压气机任务叶轮进口平均半径处的切线速度u1所算得的马赫数相等。

508.5涡喷发动机的通用特性发动机的类似参数当发动机处于类似形状下任务时,发动机各截面上气流参数的无因次量都坚持不变。例如:518.5涡喷发动机的通用特性当发动机处于类似形状下任务时,发动机转速、经过发动机的空气流量、发动机单位推力、发动机推力、燃油耗费率以及燃油耗费量等性能参数的绝对值普通各不一样,但它们的类似参数那么坚持不变。这些发动机性能的类似参数现推导如下:528.5涡喷发动机的通用特性1.发动机转速的类似参数将发动机转速n写成马赫数的函数当发动机处于类似形状下任务时,Ma〔λu1〕等于常数,于是因此,当发动机处于类似形状下任务时,发动机转速的类似参数或坚持不变。538.5涡喷发动机的通用特性2.空气流量的类似参数由气体动力学知道空气流量的计算公式为:当发动机处于类似形状下任务时,A0,Ma坚持不变,所以因此,当发动机处于类似形状下任务时,空气流量的类似参