第5次课-航空燃气轮机基础知识

2024/8/19航空发动机原理1§

4.1涡喷发动机产生推力的原理

4.1.1推力的定义

4.1.2推力产生的原理

§

4.2

航空燃气轮机工作原理

4.2.1发动机组成及简图

4.2.2燃气发生器的理想循环和实际循环§

4.3涡喷发动机推力的计算§4.4航空燃气轮机的性能指标及效率第四部分、燃气涡轮发动机基础知识

2024/8/191一、涡喷发动机产生推力的原理1、推力的定义：流过发动机内部和外部的气体与发动机壳体，内、外壁面及部件之间的作用力的合力，在发动机轴线方向的分力称为推力（F）。地面靠推地2、推力产生的原理水里靠推水2、推力产生的原理水中推进用的螺旋桨水里靠推水2、推力产生的原理空中推空气（1）螺旋桨推进（2）喷气推进（又称吸气推进）（两种方式）2、推力产生的原理太空什么都没有，靠喷推进剂，2、推力产生的原理还要利用万有引力2、推力产生的原理

图中所示连续不断进行进气和排气过程的位置被称为飞机的短舱，短舱里有一个装置可以使排气速度大于进气速度。

每秒钟吸进和排出的气体达数百斤以上，比一个成年人体重还要多！遄达900每秒钟吸入1.25吨以上的空气。※

燃气涡轮发动机推力的产生

飞机通过连续不断的吸气和排气，并使排气的速度大于吸气的速度这一过程来获得向前飞行的动力。但是飞机是依靠什么实现并维持这一过程的呢？※

燃气涡轮发动机推力的产生这就是------航空发动机※

燃气涡轮发动机推力的产生最简单的涡喷发动机结构示意图※

燃气涡轮发动机推力的产生2、推力的产生原理气体以速度C0进入发动机，以C9的速度离开发动机，且C9的速度大于C0，说明气体在发动机内是一个加速过程。牛顿第二定律指出，有加速度就一定有作用力存在，而作用力的大小与加速度成正比，方向相同，这个力可以用动量方程进行计算。牛顿三定律指出，有作用力，就一定有反作用力，反作用力与作用力大小相等，方向相反，分别作用在两个物体上。这个反作用力是气体作用在发动机上的，就是发动机的推力。001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0推力是如何产生的？以航空涡轮喷气发动机为例：

当发动机工作时，大量空气被吸入进气道，经过发动机各机件工作，使吸入的空气增压，再经燃油燃烧使气体更加膨胀，进一步增大气体的压力，这样强大的压力都是在发动机内腔产生的，即是发动机的内压力。当高压气体从尾喷管喷出时，即产生一个与高压气体压力相等方向相反的反作用力，这一反作用力就是发动机带着飞机向前飞行的推力。也就是说喷气式发动机是在整个工作过程中产生的推力。因此，那种认为由于发动机喷出的气流作用在外界空气上产生反作用力推动飞机向前飞行的观念是一种误解。由于发动机是连续地吸气、增压和喷气的，所以，在发动机工作时，保持有连续推力的产生。2024/8/19航空发动机原理16

发动机组成§4.2航空燃气轮机工作原理2024/8/19164.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理174.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理184.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理194.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理204.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理214.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理224.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理234.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理244.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理254.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理264.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理274.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理284.2.1发动机组成及简图2024/8/19航空发动机原理294.2.2燃气发生器的理想循环和实际循环

涡轮喷气发动机之所以能连续地把热能转换为机械能进而产生推力，是由于热力循环不断进行的结果。所以，热力循环是涡轮喷气发动机的基础。热力循环：是为了把燃料的热能转变为机械功所需要的、以空气为介质进行能量转换的一系列工作过程。§4.2航空燃气轮机工作原理2024/8/19航空发动机原理304.2.2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。§4.2航空燃气轮机工作原理2024/8/19航空发动机原理314.2.2燃气发生器的理想循环和实际循环

涡轮喷气发动机的工作，可划分为4个热力过程：绝热压缩过程，定压加热过程，绝热膨胀过程，定压放热过程。这4个过程组成了涡轮喷气发动机的理想循环，称为布莱顿循环，如下图。由于这个循环的加热和放热过程都是在定压条件下进行的，因此，也叫“定压加热循环”。§4.2航空燃气轮机工作原理pV（比容）02134p-V2024/8/19航空发动机原理324.2.2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2024/8/19航空发动机原理334.2.2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2024/8/19航空发动机原理344.2.2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，使工质减速增加；

1’~1压气机对工质做功。总机械功：该过程在进气道和压气机内进行。2024/8/19航空发动机原理354.2.2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2~3

该过程在燃烧室内完成；在定压条件下有外界对他加热，空气温度升高，比容增大。工质所做的机械功为0：

工质吸热量：为循环的加热比2024/8/19航空发动机原理364.2.2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：

该过程燃烧在涡轮和喷管内进行绝热膨胀，比容增大，压力和温度均下降。2024/8/19航空发动机原理374.2.2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整个过程中，气体在压力不变的情况下向大气放热；温度降低，比容变小。

机械功为0：总放热量为：2024/8/19航空发动机原理384.2.2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2024/8/19航空发动机原理394.2.2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；

在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增大。2024/8/19航空发动机原理404.2.2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。2024/8/19航空发动机原理414.2.2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2024/8/19航空发动机原理424.2.2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2024/8/19航空发动机原理434.2.2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：2024/8/19航空发动机原理444.2.2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：2024/8/19航空发动机原理454.2.2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，而且有一个极限值，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2024/8/19航空发动机原理464.2.2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2024/8/19航空发动机原理47§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1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%2024/8/19航空发动机原理48§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1概述

进气道：当飞机飞行时，由于速度冲压，空气进入进气道，压力升高，作用在内壁上的气体压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，造成一个向前的轴向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空发动机原理49§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1概述

压气机：由于工作叶片和整流叶片都组成扩张型通道，气体减速增压，因此，在压气机上作用着很大的向前的轴向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空发动机原理50§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1概述

燃烧室：由于燃烧室头部常为扩张型，气流减速，压力提高，因此，在头部造成一个向前的轴向力。在燃烧室后段，略微收敛，流速增大，压力减小，造成一个向后的轴向力。但由于燃烧室进口面积小于出口面积，所以向前的轴向力大于向后的轴向力，两者之差，就是作用在燃烧室上的轴向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空发动机原理51§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1概述

涡轮：由于导向叶片通道和涡轮叶片通道都是收敛型，燃气流经涡轮时，膨胀加速，压力降低，所以导向叶片和涡轮叶片都承受一个向后的轴向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空发动机原理52§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1概述

喷管：由于喷管收敛，压力降低，但仍大于大气压力，故作用在喷管内壁上的燃气压力的合力与作用在外壁上的大气压力的合力之差，是一个向后的轴向力。它抵消了一部分向前的轴向力，但有了它才能使发动机的工作过程得以正常进行。否则压差建立不起来，发动机不能正常工作，也就不能产生推力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空发动机原理53§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.1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A0A0A1A1A9A92024/8/19航空发动机原理54§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.2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。001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.2发动机推力公式的推导001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0发动机推力：流过发动机内部和外部的气体与发动机壳体，内、外壁面及部件之间的作用力的合力，在发动机轴线方向的分力称为推力（F）。动量方程：作用于物体的外力的合力，等于该物体的动量随时间的变化率。对流动气体，动量方程为：2024/8/19航空发动机原理56§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.2发动机推力公式的推导001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0气体给与内壁的作用力F内

根据动量定理：

，

气体给与外壁上的作用力F外2024/8/19航空发动机原理57§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.2发动机推力公式的推导影响推力的因素：空气流量、气流的增速。2024/8/19航空发动机原理58§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.4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。2024/8/19航空发动机原理59§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.4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。2024/8/19航空发动机原理60§

4.3涡喷发动机推力的计算4.3.4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