燃气涡轮发动机

燃气涡轮发动机〔ME-TA,TH〕主讲：刘成英第一章：根底知识和任务原理1.1根底知识1.1.1力学根底1.物质

电子质子中子

问：水分子式H2O表示什么？原子分子物质水分子图物态：气态液态固态相变：物质由一种物态向另一种物态转变几个概念：汽化饱和蒸汽压绝对湿度相对湿度概念：熔点升华结晶相变曲线OpTBDCA液固汽AD:汽化曲线BD：熔解曲线CD：升华曲线2.空气的主要成分氮气〔N₂〕，占容积百分比78.03%氧气〔O₂〕，占容积百分比20.99%氩气〔Ar〕，占容积百分比0.98%什么是燃气？空气与燃料进展熄灭后的气体产物3.运动机械运动：速度V=S/t加速度a=⊿v／⊿t运动定律：牛顿三大定律牛顿第一定律〔惯性定律〕：任何一个物体在不受外力或受平衡力的作用时〔Fnet=0〕，总是坚持静止形状或匀速直线运动形状，直到有作用在它上面的外力迫使它改动这种形状为止。牛顿第二运动定律：物体的加速度跟物体所受的合外力成正比，跟物体的质量成反比，加速度的方向跟合外力的方向一样。公式：F合=ma或M=J×dω/dt牛顿第三运动定律：两个物体之间的作用力和反作用力，在同不断线上，大小相等，方向相反。表达式F=-F'4.4.常见的力重力：W=m×gW：重力m：质量g：重力加速度弹力：F=k×χF：弹力k：弹簧刚性χ：位移摩擦力：静摩擦力

滑动摩擦力：f=μN

N：正压力μ：动摩擦因数1.1.2热力学根底1.热力学概念系统外界平衡态热力循环2.根本形状参数温度T压力p比容v等比容v=V/m〔V：气体的容积m：气体的质量〕气体密度ρ=m/V〔V：气体的容积m：气体的质量〕摄氏温度与华氏温度的关系：°C=〔°F－32〕×5/9

°F=9/5°C+32绝对温度坐标：T〔K〕=t°C+2733.理想气体的形状方程1.在任何温度和任何压强下都能严厉遵照气体实验定律的气体叫理想气体。

2.理想气体的形状方程为：p1v1/T1=p2v2/T2=R3.一定质量的气体在压强不变的情况下，它的体积与热力学温度成正比。4.功和热W=Fs〔功是力和沿着力的方向所挪动的间隔的乘积〕p=w/t〔单位时间内所做的功称为功率〕

5.热力学定律第一定律:能量是永久的，他不会被谁制造出来，也不会被谁消灭。但是热能可以给动能提供动力，而动能还可以再转化成热能。Q=ΔU+A解释：内能的增量ΔU应等于在此过程中外界对系统传送的热量Q和系统对外界作功A之差第二定律：热永远只能由热处传到冷处〔在自然形状下〕。第三定律：他无法在低于-273.15摄氏度的温度下变得更冷——这一温度被称为绝对零度。一个典型的热力学系统1.1.3气体动力学根底气体动力学：研讨气体在流动过程中，气体与气体，气体与固体之间相互作用所遵照的规律以及参数变化的规律。几个概念：气体紧缩性黏性层流紊流雷诺数临界雷诺数Re=ρνD/μRe：雷诺数ρ：流体密度ν：平均速度D：特征尺寸μ：流体的动力黏性系数延续方程：ρ1A1ν1=ρ2A2ν2=常数ƿ：气体密度A：面积v：速度3.动量方程：∑F=qm2v2―qm1v1

qm:流体的质量流量

动量是质量和速度的乘积4.伯努力方程p+ƿv2/2=常数〔p*〕

不可压流中恣意一点流体的静压与动压之和坚持不变

5.音速音速与气体形状参数之间的关系：a=a=

k：比热比；R：气体常数；T：气体静温；p：静压;ῤ:密度；马赫数：流场中任一点处的流速v与该点处气体的音速a的比值，叫该点处气流的马赫数，用Ma表示，即

Ma=v/a亚音速流动：Ma<1.0音速流动：Ma=1.0超音速流动：Ma>1.0临界形状：Ma=1.0

6.激波〔shockwave〕概述：超声速气流中的强紧缩波。气体中微弱扰动是以当地音速向周围传播的。飞行器以亚音速飞行时，扰动传播速度比飞行器飞行速度大，所以扰动集中不起来，这时整个流场上流动参数〔包括流速、压强等〕的分布是延续的。而当飞行器以超音速飞行时，扰动来不及传到飞行器的前面去，结果前面的气体遭到飞行器突跃式的紧缩，构成集中的强扰动，这时出现一个紧缩过程的界面，称为激波。激波是微扰动〔如弱紧缩波〕的叠加而构成的强延续，带有很强的非线性效应。经过激波，气体的压强、密度、温度都会忽然升高，流速那么忽然下降。压强的跃升产生可闻的爆响。如飞机在较低的空域中作超音速飞行时，地面上的人可以听见这种响声，即所谓音爆。激波损失：气体经过激波时，速度和温度都发生突跃变化，粘性和导热作用很大。在气体温度很高，激波很强的情况下，甚至气体的热力学平衡形状也会遭到破坏。这种破坏过程是不可逆过程，按热力学第二定律，气体的熵添加，同时有很大一部分机械能转化为热能，这就是所谓激波损失。在超声速流动中，普通总会产生激波。对于作超声速运动的飞行器，激波的出现会引起很大的阻力；对于超声速风洞〔见风洞〕、进气道和压气机等内流设备，在气流由超声速降为亚声速时出现的激波，会降低风洞和发动机的效率。所以，减弱激波强度以减小激波损失是实践任务中的一项重要课题。根本分类：激波就其外形来分有正激波、斜激波。在超声速来流中，尖头体头部通常构成附体激波，在钝头体前部常构成脱体激波。

人们在实际中发现，在飞行速度到达音速的非常之九，即马赫数M0.9空中时速约950公里时，部分气流的速度能够就到达音速，产生部分激波，从而使气动阻力剧增。要进一步提高速度，就需求发动机有更大的推力。更严重的是，激波能使流经机翼和机身外表的气流，变得非常紊乱，从而使飞机猛烈抖动，支配非常困难。同时，机翼会下沉、机头往下栽；假设这时飞机正在爬升，机身会忽然自动上仰。这些厌恶的病症，都能够导致飞机坠毁。这就是所谓“音障〞问题。由于声波的传送速度是有限的，挪动中的声源便可追上本人发出的声波。当物体速度添加到与音速一样时，声波开场在物体前面堆积。假设这个物体有足够的加速度，便能突破这个不稳定的声波屏障，冲到声音的前面去.突破音障时，由于物体本身对空气的紧缩无法迅速传播，逐渐在物体的迎风面积累而终构成激波面，在激波面上声学能量高度集中。这些能量传到人们耳朵里时，会让人感遭到短暂而极其剧烈的爆炸声，称为音爆(SonicBoom)。超音速飞机突破音障激波的运用：飞行器在飞行中，激波的产生和它的外形，对飞行器空气动力有很大影响，一些国家对高速飞行的飞行器作了大量的实验和研讨，以便采用适宜外形，推迟激波产生或减小波阻。激波可使气体压强和温度忽然升高，因此，在气体物理学中常利用激波来产生高温暖高压，以研讨气体在高温暖高压下的性质。利用固体中的激波，可使固体压强到达几百万大气压〔1大气压等于101325帕〕，用以研讨固体在超高压下的形状。1.1.4传热学根底传热学是研讨不同温度的物体或同一物体的不同部分之间热量传送规律的学科。传热的根本方式有热传导、热对流和热辐射三种。热传导是指在不涉及物质转移的情况下，热量从物体中温度较高的部位传送给相邻的温度较低的部位，或从高温物体传送给相接触的低温物体的过程，简称导热。热对流是指不同温度的流体各部分由相对运动引起的热量交换。热辐射是指物体因本身具有温度而辐射出能量的景象。

练习题1。具有物质原有特性的最小粒子称为。A分子B原子C质子D电子2。绝对温度300K等于。A27"CB12℃C149~CD572"C

3。气流马赫数()时，为亚音速流动。A小于lB小于0C大于lD不等于l4。亚音速气流在光滑扩张形管道内流动时，气流参数的变化规律是(。A速度下降，压力升高B速度下降，压力下降C速度上升，压力下降D速度升，压力升高〞5.用流体流动的(来判别流体流动的形状是层流流动形状还是紊流流动形状。A马赫数B雷诺数C普朗特数D付立叶数回答正确，晋级下一节学习1.2任务原理简单概述喷气发动机吸入大量的空气，熄灭后高速喷出，对发动机产生反作用力，推进飞机向前飞行。涡喷发动机属于热机，做功原那么同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。任务时，发动机首先从进气道吸入空气，压气机提高吸入的空气的的压力。压气机主要为扇叶方式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。随后高压气流进入熄灭室。熄灭室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的紧缩吸入的空气。从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。涡轮喷气式发动机涡轮螺桨发动机涡轮螺桨发动机由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成。由于涡轮轴转速远高于螺旋桨，它们之间装有减速器。在涡轮螺桨发动机，涡轮输出功率带动螺旋桨，使其产生拉力，而从喷管喷出的燃气产生的推力对整个推进力占很小的份额涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机由风扇、低压压气机(髙涵比涡扇特有)、高压压气机、熄灭室、驱动压气机的高压涡轮、驱动风扇的低压涡轮和排气系统组成。其中高压压气机、熄灭室和高压涡轮三部分统称为中心机，由中心机排出的燃气中的可用能量，一部分传给低压涡轮用以驱动风扇，余下的部分在喷管中用于加速排出的燃气。风扇转子实践上是1级或几级叶片较长的压气机，空气流过风扇后，分成两路:一路是内涵气流，空气继续经压气机紧缩，在熄灭室和燃油混合熄灭，燃气经涡轮和喷管膨胀，燃气以高速从尾喷口排出，产生推力，流经路程为经低压压气机、高压压气机、熄灭室、高压涡轮、低压涡轮，燃气从喷管排出；另一路是外涵气流，风扇后空气经外涵道直接排入大气或同内涵燃气一同在喷管排出。涡轮风扇发动机组合了涡轮喷气和涡轮螺桨发动机的优点。涡扇发动机转换大部分的燃气能量成驱动风扇和压气机的扭矩，其他的转换成推力。涡扇发动机的总推力是中心发动机和风扇产生的推力之和。这种有内外二个涵道的涡轮风扇发动机又称为内外涵发动机。也就是说，涡扇发动机可以是分开排气的或混合排气的，可以是短外涵的或长外涵(全涵道)的。风扇可作为低压压气机的第1级由低压涡轮驱动，也可以由单独的涡轮驱动。涡扇发动机的推力由两部分组成：内涵产生的推力和外涵产生的推力。对于高涵道比涡扇发动机，风扇产生的推力占78%以上。涡轮轴发动机在构造上，涡轮轴发动机也有进气道、压气机、熄灭室和尾喷管等燃气发生器根本构造，但它普通都装有自在涡轮，如下图，前面的是两级普通涡轮，它带动压气机，维持发动机任务，后面的二级是自在涡轮，燃气在其中作功，经过传动轴专门用来带动直升机的旋翼旋转，使它升空飞行。此外，从涡轮番出来的燃气，经过尾喷管喷出，可产生一定的推力，由于喷速不大，这种推力很小，如折合为功率，大约仅占总功率的非常之一左右。有时喷速过小，甚至不产生什么推力。为了合理地安排直升机的构造，涡轮轴发动机的喷口，可以向上，向下或向两侧，不象涡轮喷气发动机那样非向后不可。这有利于直升机设计时的总体安排。桨扇发动机桨扇发动机propfanengine，unductedfanengine又称无涵道风扇发动机。燃气经过动力涡轮输出轴功率传动桨扇的燃气涡轮发动机。它既可看作带先进高速螺旋桨的涡轮螺旋桨发动机，又可看作除去外涵道的超高涵道比涡轮风扇发动机，结合了涡轮螺旋桨发动机耗油率低和涡轮风扇发动机飞行速度高的优点，其有效涵道比为25～60。先进高速螺旋桨是这种发动机的特有关键部件，它带有多个宽弦、薄叶型的后掠桨叶，能在较高的飞行速度下坚持较高的效率。螺旋桨可以是单排的或双排的。双排螺旋桨往往采用对转设计，后排螺旋桨可以校直前排螺旋桨出口的旋流，从而提高效率。传动方式分为经过减速器传动和直接传动。桨扇发动机尚未被广泛采用，独一投入消费的桨扇发动机是用于安-70运输机的D-27发动机。1.2.2任务原理单转子涡轮喷气发动机的构造由进气道、压气机、熄灭室、涡轮和尾喷管组成。各部件功用：进气道：经过可调管道，未来流调整为适宜的速度保送到压气机压气机：专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机任务叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。熄灭室：空气和燃油混合，熄灭，将燃油化学能转变为热能，生成高温燃气。涡轮：燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机和附件旋转。尾喷管：从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。压气机，熄灭室，涡轮称为燃气发生器，也称为中心机。2.发动机的站立〔参考教材Page13〕3.发动机的一些重要参数发动机压力比：压力比是发动机上两个不同地点之间的压力关系，普通指低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比，用EPR表示。发动机涵道比：旁通比〔Bypassratio，也称涵道比〕是不经过熄灭室的空气质量与经过熄灭室的空气质量的比例。排气温度：用EGT表示。风扇转速：用n1表示。4.热力循环〔参考教材page14~15〕1.2.3推力的产生1.静推力和总推力静推力Fn=qma(vj－va)+Aj(pj－pam)qma;经过发动机的空气质量流量vj:排气速度va：进气速度Aj：喷口面积pj：喷口排气静压pam：环境空气静压总推力Fg=qma(vj〕+Aj(pj－pam)涡轮发动机推力分布图见教材page16图1—152.影响推力的要素：冲压空气温度空气速度空气压力飞行高度见教材page17图1—16