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发动机, 涡轮

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发表于 2011-11-4 23:46:50 |只看该作者

燃气涡轮发动机

 第一章  基础知识
原子的组成
 原子是由原子核和核外电子组成的。
 原子核是由质子和中子组成的。
 质子带有正电荷，中子是不带电荷的。
 原子核中的质子数和核外电子数相等。
 在多数原子中，中子和质子的数目相等。
核外电子
 电子是电学中的基本负电荷而不能再分割的粒子。
 电子绕原子核转动。
 电子是分层的，最接近原子核的电子层最多可容纳两个电子，第二层最多可容纳八个电子，第三层最多可容纳18个电子，…。
 图中表示的是氧原子：原子核中有8个质子和8个中子，核外有8个电子，分为两层，里层有两个电子，外层有6个电子。
1.1 物质
 1.1.2  物态和相变
 物态：构成物质的粒子的聚集状态叫物态。
• 物态有三种，即固态；液态和气态。
 相变：由一种物态向另一种物态的转变叫相变。
• 相变有：
 由气态变为液台叫液化；
 由液态变为气态叫汽化；
 由液态变为固态叫凝结；
 由液态变为固态叫熔解；
 由固态变为气态叫升华；
 由气态变为固态叫结晶。
 三相点：物质的汽化曲线，熔解曲线和升华曲线的交点称为三相点。或是物质的固态，液态和气态共存的温度点。
1.2  物体的运动
 速度
• 定义 :质点的位移与相应的时间的比值
• 速度的法定计量单为是 “米/秒” ,  m/s
 加速度
• 质点在某一时刻或在某一位置的瞬时加速度(简称为加速度)等于速度对时间的变化率。
• 加速度的法定计量单位是米/秒2, m/s2

1.2  物体的运动

 1.2.3 牛顿运动定律
一、牛顿第一定律
牛顿第一定律是：任何物体都保持静止的或沿一直线作匀速运动的状态，直到作用在它上面的力迫使它改变这种状态为止。
牛顿第一定律还说明，仅当物体受到其它物体的作用时才会改变其运动状态，也就是说，其它物体的作用是物体改变运动状态的原因。使物体运动状态改变的相互作用就是力，因此我们说，力是引起运动物体状态改变的原因。

1.2  物体的运动

 1.2.3 牛顿运动定律
二、牛顿第三定律
  牛顿第三定律是说：两个物体之间的作用力和反作用力，在同一直线上，大小相等而方向相反。
  作用力和反作用力总是同时以大小相等、方向相反的方式成对地出现的，它们同时出现，同时消失，没有主次之分。
必须指出，作用力和反作用力是分别作用在两个物体上的，这对掌握与应用第三定律是特别重要的。
1.2  物体的运动

 重力
 地球表面附近的物体都受到地球的吸引作用受到的力叫做重力。
•    W=mg
 式中m为质量,
• 质量为物体中所包含物质的多少。
• 其法定计量单位为公斤。
1.2  物体的运动

 四、牛顿第二定律:
 物体受到外力作用时，它所获得的加速度的大小与外力的大小成正比，并与物体的质量成反比，加速度的方向与外力的方向相同。
                               F=ma
1.2  物体的运动

 1.2.4 振动
• 自由振动:不在外力作用下的振动叫做自由振动
• 受迫振动:物体在周期性外力的作用下产生的振动，叫做受迫振动。
 振幅: 振动物体离开平衡位置的最大距离。它的大小, 说明物体振动的强弱程度。'。
 周期: 物体完成一次全振动所经历的时间。
 频率: 单位时间内物体完成全振动的次数。物体作自由振动时的频率叫做自由振动频率, 或叫固有频率。
• 理论和实验都证明, 物体的自由振动频率的高低, 完全由物体本身的性质(刚度、质量等)决定, 而与外力的大小无关。
• 共振：当物体振动的自由频率与外力频率接近或一致时, 物体振动的振幅会急剧增大, 这种现象叫做共振。在机械结构中, 共振的破坏性很大, 必须加以防止

1.3  热力学基础
 状态参数：描写系统性质的宏观物理量。
 基本状态参数：可以直接测量的状态参数称为基本状态参数。例如温度、压力、比容等。
 温度：温度表示物体的冷热程度。它是描写处于热平衡状态的系统宏观特性的物理量。
 温标：温度的数值表示法称为温标。分为热力学温标、摄氏温标、华氏温标等。
 热力学温标是与测温物质的性质无关的温标，单位为开尔文，代号为K，以标准大气压下水的三相点为唯一的基准点，并规定水的三相点的温度为273.16K，温度单位为1/273.16。
 摄氏温标是选用标准大气压下水的两相点（冰水混合物）为0度，沸点为100度，并将温度视为测温物某一物性的线性函数的温标。
 热力学温度与摄氏温度之间的关系：
                   T（K）＝t℃＋273.15
 华氏温标是选用标准大气压下水的两相点（冰水混合物）为32度，沸点为212度，并将温度视为测温物某一物性的线性函数的温标。
 摄氏温度与华氏温度之间的关系
             tc=（tF-32）5/9； TF=32+9tc/5

1.3  热力学基础
 压力
 单位面积上所承受的垂直方向的作用力称为压强或称为压力。
 压力的法定计量单位是帕斯卡，简称为帕，用Pa表示。
             1Pa=1N/m2 1MPa=106Pa；1bar=105Pa
 绝对压力：系统的真实压力是绝对压力。
• 绝对压力的基准点是绝对真空。
 表压力：系统的真实压力超出当地大气压力的部分叫表压。
                                     pg=p - p0
 真空度：系统的真实压力低于当地大气压力的部分叫真空度。
                                     pv=p0 - p
 注意：表压和真空度都不是状态参数，因为它们的数值不但与系统的真实压力有关，而且与当地的大气压力有关。所以绝对压力才是状态参数。
1.3  热力学基础
 比容
• 单位质量的物质所占有的容积称为比容。
• 比容的法定计量单位是m3/kg。
•                   v=V/m
 状态方程
• 平衡态下基本状态参数压力，温度和比容之间的关系式称为状态方程，即
•                      F（p，v，T）=0
 完全气体状态方程：
 完全气体：将气体分子自身体积和分子间作用力忽略不计的气体称为完全气体。
 实验和理论都表明：当压力不太高，温度不太低时，各种气体都可按完全气体来处理。
 对于1公斤完全气体其状态方程为：
•                                     pv=RT
 式中：为气体常数。气体常数只决定于气体的种类不随气体的状态而变化。空气的气体常数为287.06j/（kg，K）。
1.3  热力学基础
四、功和热
功：功是力和沿着力的方向所移动的距离的乘积，用符号W表示。
系统对外界作功，则功为正（＞０）
外界对系统作功，则功为负（＜０）
功的法定计量单位为“焦耳”(j)；比功的单位为“焦耳／公斤”(j/kg)。
1.3  热力学基础
容积功：
在热力过程中由于系统容积（比容）变化与外界交换的功称为容积功。
容积功分为膨胀功和压缩功。
在热力过程中容积不断变大时与外界交换的功称为膨胀功。
在热力过程中容积不断变小时与外界交换的功称为压缩功。
膨胀功为正，而压缩功为负。
功率：
      单位时间内所完成的功称为功率。用符号N表示。
功率的法定单位为瓦特，简称瓦，１瓦＝焦尔／秒。
1.3  热力学基础
4、热量：Q
系统在过程中通过边界与外界之间依靠温差所传递的能量称为热量。
系统内单位质量的物质与外界所交换的热量称为比热量，用符号q表示。
工程热力学中规定：
   外界对系统加热，则热量为正(＞０)
   系统向外界放热，则热量为负(＜０)
   热量的法定计量单位为“焦耳”(j)，
   比热量的单位为“焦耳／公斤”(j/kg)。
1.3  热力学基础
 1.3.2 热力学基本定律
一、热力学第一定律
闭口系热力学第一定律：闭口系与外界交换的热量等于系统内能的变化与热力系与外界所交换的功之和。
                           Q=U2-U1+W  或  q=u2-u1+w
它们适用于任何过程，也适用于任何工质。是一个普遍适用的关系式。
1.3  热力学基础
 1.3.2 热力学基本定律
二、热力学第二定律
热力学第二定律的两种说法：
  开尔文说法：“不可能制造出从单一热源吸热并使之全部转变为功的循环发动机”。
  克劳修斯说法：“不可能由低温物体向高温物体传送热量而不引起其它变化”。
1.3  热力学基础
 1.3.3 完全气体的热力性质
一、比热容:
  1公斤质量的物质在无耗散的准静态过程中，温度升高（或降低）１K所需加入（或放出）的热量称为该物质在此过程中的比热容。
比热容法定计量单位是（j/kg.K)
1、定容比热容：1公斤的气体在容积不变的无耗散准静态过程中，温度升高（或降低）1所需加入（或放出）的热量称为该种气体的定容比热容。
  定容比热容与气体的种类和温度有关。
  定容比热容的法定计量单位为（j/kg，K）。
2、定压比热容：1公斤的气体在压力不变的无耗散准静态过程中，温度升高（或降低）1所需加入（或放出）的热量称为该种气体的定压比热容。
  定压比热容与气体的种类和温度有关。
  定压比热容的法定计量单位为（j/kg，K）。
1.3  热力学基础
 1.3.3 完全气体的热力性质
3、定压比热容与定容比热容的关系
（1）梅耶关系式：对于完全气体有
                  cp-cv=R
此式表明：尽管完全气体的定压比热容和定容比热容都随温度而变化，而它们的差值却与温度无关，恒等于气体常数。又因为气体常数R＞０，所以  cp ＞ cv 。
（2）热容比（绝热指数，定熵指数）
  定压比热容与定容比热容的比值称为热容比，又叫绝热指数或定熵指数。即       k=cp/cv
热容比不但与气体的种类有关，而且与温度有关。
当将热容比作为常数处理时，对于空气＝1.40，对于燃气＝1.33。
1.3  热力学基础
 1.3.4  热力过程
一、定熵过程
二、多变过程
当n＝０时：多变过程的过程方程变为：p＝常数，为定压过程。
  当n＝１时：多变过程的过程方程变为：T＝常数，为定温过程。
  当n＝γ时：多变过程的过程方程变为：s＝常数；为定熵过程。                                                                                                       当n＝±∞：多变过程的过程方程变为：v＝常数，为定容过程。

1.4  气体动力学基础
 1.4.1 气体的性质
1．附面层
2．层流和紊流
• 临界雷诺数Recr ：
• 当Re ＜ Recr 时，为层流流动；
• 当Re ＞ Recr时，为紊流流动；
• 对于光滑管内流动Recr =2300
1.4  气体动力学基础
 1.4.1 气体的性质
3．牛顿内摩擦定律
   牛顿内摩擦定律指出，当流体处于层流流动状态时，流体内摩擦力的大小与流体的速度梯度和接触面积成正比，而且还与流体的性质有关。
牛顿内摩擦定律只适用于流动状态为层流的情况，而不适用于紊流的流动状态，也不适用于非牛顿流体。
• 牛顿内摩擦定律中的μ称为动力粘性系数。它是一个物性参数，其大小取决于气体的物理性质和温度。对气体来说，温度越高，动力粘性系数越大。
1.4  气体动力学基础
    1.4.2  一维定常流的基本方程
 自然界中的一切过程都遵守质量守恒定律、能量守恒与转换定律、牛顿运动定律及热力学第一定律。当然，气体在流动过程中也遵守这些定律。把这些定律应用于气体流动过程所得到的数学关系式称为基本方程，包括：连续方程、动量方程、能量方程。
1.4  气体动力学基础
    1.4.2  一维定常流的基本方程
 连续方程
• 将质量守恒定律应用于运动流体所得到的数学关系式称为连续方程。
• 一维定常流中，控制体内气体的质量保持不变，因此，质量守恒定律可表述为单位时间内流入控制体的质量等于单位时间流出控制体的流体的质量。即：qm1=qm2
• 质量流量：单位时间内流入或流出控制体的流体的质量称为质量流量。
• 质量流量的法定计量单位为：kg/s。
• 在一维定常流中, 通过同一流管任意截面上的流体的质量流量保持不变。
• 体积流量, 单位时间流入或流出控制体流体的体积。
• 体积流量的法定计量单位为：m3/s。
1.4  气体动力学基础
    1.4.2  一维定常流的基本方程
 动量方程
 将牛顿第二定律应用于运动流体所得到的数学关系式称为动量方程。
    对于无粘性的一维定常流, 在忽略质量力的情况下, 其动量方程为;
                               dp+pVdV=0
 此式说明: 当气流压力的增量为正时, 气流速度的增量一定为负；当气流压力的增量为负时, 气流速度的增量一定为正。这就是说，在同一流管中气流静压增大的地方，流速减小；气流静压减小的地方，流速增大。
1.4  气体动力学基础
    1.4.2  一维定常流的基本方程
 不可压流的贝努利方程
 对于定熵绝能忽略重力位能的不可压流,密度＝常数,可以得到:
                                              p+pV2/2=常数
 它说明在不可压流中任一点流体的静压与动压之和保持不变。
 定义不可压流的静压与动压之和为全压, 也可以称为总压, 用符号p*表示。
 在不可压流中, 当流动管道横截面积缩小时, 流体的流速增大, 压力下降。反之, 当流动管道横截面积扩大时, 流体的流速下降, 压力增高。流动参数的这种变化规律可用图1-20表示。
1.4  气体动力学基础
 1.4.3  音速和马赫数
    一、音速
• 音速是微弱扰动压缩波和微弱扰动膨胀波在流体介质中的传播速度，用符号a表示。
• 完全气体中音速的计算公式是：
•
• 对于空气：a =20T1/2
 二、马赫数
• 流场中任一点处的流速与该点处气体的音速的比值，叫做该点处气流的马赫数，用符号Ma表示。即
•                Ma =V/ a
• 根据马赫数的大小可以把流动分为：
 亚音速流动    Ma＜1.0；
    音速流动    Ma＝1.0；
    超音速流动 Ma＞1.0。
1.4  气体动力学基础
 1.4.4 滞止参数
    一、滞止状态
 滞止状态：某一状态的气流通过定熵绝能的过程将速度滞止为零时的状态称为该状态的滞止状态。
 滞止参数：通过定熵绝能的过程将气流速度滞止到零而得到的参数。
 滞止参数又叫总参数。其中包括有滞止焓（总焓）、滞止温度（总温）、滞止压力（总压）、滞止密度（总密度）和滞止音速等。分别用符号h*、T*、p*和a*表示。
1.4  气体动力学基础
 1.4.5 临界参数和速度系数
    1、临界参数
• 将某一状态的气流通过定熵绝能的膨胀或压缩过程使气流达到临界状态时的参数称为临界参数。
• 临界参数有临界音速、临界速度、临界压力、临界温度、临界密度和临界面积等。分别用符号acr、Vcr、Tcr、pcr和Acr表示。
 临界音速

    对于空气      对于燃气  
1.4  气体动力学基础
 2．速度系数
 气流速度与临界音速的比值为速度系数，用符号λ表示，即
 当Ma＝０时，λ＝０；
 当Ma ＜１时，λ＜１；
 当Ma ＝１时，λ＝１；
 当Ma ＞１时，λ＞１；
 当Ma ＝∞时，

1.4  气体动力学基础
 2 流量函数
 密流是：单位时间流过单位面积的流体质量。
 流量函数
 当λ＝０时，；
 当λ＜１时，随着λ的增大，    也增加；
 当λ＝１时，       ；
 当λ＞１时，随着λ的增大，减小；
 当    时，    。

1.4  气体动力学基础
 1.4.6 流量函数
 对于一个给定的  值只有一个值与之对应；
 对于一个给定的    值，一般有两个值与之对应，其中一个是亚音速的值，另一个是超音速的值。

1.4  气体动力学基础
 亚音速气流λ＜１：
 管道截面积减小时，气流的速度增大；静压和静温下降。
 管道截面积增大时，气流的速度减小。静压和静温上升。
 超音速气流λ＞１：
 管道截面积增大时，气流的速度增大；静压和静温下降。
 管道截面积减小时，气流的速度减小。静压和静温上升。
1.4  气体动力学基础
 当λ＝１时，管道的截面积最小，即临界截面必然是管道中的最小截面。但是应该指出，管道的最小截面并不一定是临界截面。
 要将气流定熵绝能地由亚音速加速到超音速，管道必须作成先收缩后扩张的形状，即所谓的拉瓦尔喷管。
1.4  气体动力学基础
 1.4.7 激波
 二、激波
• 激波的特点是: 超音速气流通过激波后，气流速度和气流马赫数突然下降, 而气流压力, 温度, 密度突然增大
• 气流流过激波是一个绝能的流动过程, 故总温不变, 而总压突然下降, 产生较大的损失
• 正激波：激波波面与来流方向相垂直。超音速气流流过正激波后, 变为亚音速气流。
• 斜激波：超音速气流流过斜激波后,气流马赫数变小, 但一般仍为超音速。
• 曲线激波：
1.5  传热基础
 1.5.1 导热
 热量从物体中温度较高的部分传递到温度较低的部分，或者从温度较高的物体传递到与之接触的温度较低的另一物体的过程称为导热，又叫热传导。
 在纯导热过程中，物体各部分之间不发生相对位移，也没有能量形式的转换。
 傅里叶定律

1.5  传热基础
 对流
 对流是指流体各部分之间发生相对位移时所引起的热量传递过程。
 对流仅能发生在流体中，而且必然伴随着有导热现象。
 对流换热可分为自然对流与强迫对流。
• 自然对流是由于流体冷热各部分的密度不同而引起的。
• 如果流体的流动是由于压差、风机或泵所造成的，则称为强迫对流。
1.5  传热基础
 辐射
 辐射：物体通过电磁波来传递能量的过程称为辐射，
 辐射能：被传递的能量称为辐射能。，
 热辐射：因热的原因而发出辐射能的过程称为热辐射。
 辐射换热：自然界中所有的物体都在不停的向四周发出热辐射能，同时又不断地吸收其它物体发出的热辐射能。辐射与吸收过程的综合结果就造成了以辐射方式进行的物体间的能量转移即辐射换热。
1.5  传热基础
 热辐射的特点：
 热辐射能可以在真空中传播，而导热、对流这两种传热方式只有当存在着气体、液体和固体物质时才能进行。
 热辐射不仅产生能量的转移，而且还伴随着能量形式的转化，即从热能到辐射能及辐射能到热能的转化。
 斯蒂芬－玻尔兹曼定律：设一黑体的表面积为A，则单位时间内它所发出的辐射能为：

1.5  传热基础
 传热过程
 燃油滑油热交换器中所进行的换热过程：
• 滑油首先将热量传递给管壁，
• 然后通过导热将热量由管壁的一侧传导到另一侧，
• 最后，管壁将热量传递给燃油，
 从而达到降低滑油温度，提高燃油温度的目的。
 传热过程：热量由壁面一侧的流体穿过壁面传到另一侧的流体中的过程称为传热过程。
 传热过程中所传递的热量正比于冷、热流体的温度差及传热面积，用公式可表示为：

第2章
航空发动机的工作原理
2.1 发动机的分类
 发动机是将燃油燃烧释放出的热能转变为机械能的装置
 动力装置包括：发动机，所必需的工作系统，如燃油系统，滑油系统，起动点火系统。还应有防冰系统，反推系统，指示系统和外壳体等。
2.1  发动机的分类
 空气喷气发动机
 燃气涡轮喷气发动机: 靠压气机压缩空气
• 涡喷发动机：
• 涡桨发动机
• 涡扇发动机：
• 涡轴发动机
2.1  发动机的分类
 燃气发生器又称为发动机的核心机
• 压气机, 燃烧室, 涡轮
 核心机
• 它完成了发动机将热能转变为机械能的工作；
• 对燃气发生器所获得的机械能进行不同的分配，就形成不同型式的发动机；
• 涡桨发动机的螺旋桨，涡扇发动机的风扇，涡轴发动机的悬翼的躯动力都来自燃气发生器。
2.1  发动机的分类
 航空燃气涡轮喷气发动机既是热机又是推进器
 与航空活塞发动机相比
• 结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高
• 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的增加而增加
2.1  发动机的分类
 加力式燃气涡轮喷气发动机
• 在涡轮和喷管之间具有加力燃烧室, 用来提高喷管前的燃气温度, 增大排气速度, 从而加大发动机的推力
2.2  喷气发动机的工作原理
 组成：进气道，压气机，燃烧室，涡轮，喷管。
 进气道：将足够的空气量, 以最小的流动损失顺利地引入压气机。
 压气机：通过高速旋转的叶片对空气作功, 压缩空气, 提高空气的压力。
 燃烧室：高压空气和燃油混合, 燃烧, 将化学能转变为热能, 形成高温高压的燃气。
 涡轮：高温高压的燃气在涡轮内膨胀, 向外输出功, 去带动压气机。
 喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
2.2  喷气发动机的工作原理
 几个重要的参数
 涡轮前燃气总温
• 最重要, 最关健的一个参数, 也是受限制的一个参数
• 气总温的高低表示了发动机性能的高低
• 在使用过程中它不应超过允许的最高值
2.2  喷气发动机的工作原理
 发动机排气温度
• 用符号EGT表示
• 一般它是低压涡轮后燃气的总温,是重要的监控参数
• EGT 的高低反映了发动机涡轮前总温       的高低
• EGT的变化反映发动机性能的变化
• EGT的变化反应发动机的故障:
• 脏的压气机叶片会使EGT升高
•    按正常EPR 起飞EGT 高最可能的故障是放气活
• 热电偶：一般是镍铬－镍铝
2.2  喷气发动机的工作原理
 发动机的压力比
 低压涡轮后的总压与低压压气机进口处的总压之比, 简称为发动机压比, 用符号EPR 表示
 它是表征发动机推力的参数之一这是因为EPR高，说明燃气的总压高，燃气的作功能力大，发动机的推力就大。
• 另一个表征发动机推力的参数是低压转子的转速N1
2.3  喷气发动机热力循环
 布莱顿循环
 燃气涡轮喷气发动机的理想循环称为布莱顿循环或定压加热循环
 布莱顿循环由四个热力过程组成
• 绝热压缩过程
• 定压加热过程
• 绝热膨胀过程
• 定压放热过程
2.4  喷气发动机的推力
 推力的定义：气体流过发动机时对发动机壳体内外壁面上作用力的合力，在发动机轴线方向的分力。
 推力的产生：空气以速度V流入发动机，而燃气以V5流出发动机，V5大于V，说明气体流过发动机时被加速，由牛顿第二定律知，有力作用于气体，由牛顿第三定律知，有作用力就有反作用力，反作用力是气体对壳体的作用力，也就是推力。
2.4  喷气发动机的推力
 推力的分布：由图可以看出
 进气道，压气机，燃烧室产生的力是向前的；
 涡轮，喷管产生的力是向后的。
 向前的力减去向后的力就等于推力。
 其中以压气机产生的力所占的比例最大。
 喷气发动机产生推力的大小与进入发动机的空气流量和喷气速度有关。

2.6  喷气发动机的效率
 热效率：
 影响喷气发动机实际循环热效率的因素有三个,
 它们是: 加热比Δ、增压比π、压气机效率和涡轮效率。
• 加热比Δ, (涡轮前温度或涡轮前燃气总温): 随着加热比Δ, 或涡轮前温度,的提高, 热效率也增大。
• 增压比π: 增压比π的提高, 实际循环的热效率增大,当增压比π等于最经济增压比时, 实际循环热效率达到最大,以后再提高增压比, 实际循环的热效率ηt反而下降。
• 压气机效率和涡轮效率: 压气机效率和涡轮效率增大,热效率也提高。
2.6  喷气发动机的效率
 推进效率：
    推进效率是发动机的推进功率与单位时间流过发动机的气体获得的动能增量的比值。
• 当V=0时,
• 在飞行中, 只要发动机的推力不为零, 推进效率总小于１。
 总效率
 单位时间进入燃烧室的燃油完全燃烧所释放出的热量与推进功率的比值称为总效率。
2.5  喷气发动机的效率
 推力
 单位推力
• 发动机的推力与流过发动机空气的质量流量的比值
 推重比
•    发动机的推力与发动机重量的比值, 称为推重比
• 目前涡喷发动机的推重比为5~6。
 迎面推力
• 发动机的推力与发动机最大迎风面积的比值, 称为迎面推力
2.6  喷气发动机的性能指标
 经济指标
 燃油消耗量
• 单位时间进入燃烧室的燃油质量
• 法定计量单位为(公斤/秒)
•    驾驶舱显示时, 单位为( 磅/ 小时)
•    是另一个重要的监控参数:  随着发动机性能的下降和故障的出现, 燃油流量将增加
2.6  喷气发动机的性能指标
 经济指标
 燃油消耗率sfc
• 产生单位推力在一小时内所消耗的燃油质量。
• 法定计量单位为（公斤／牛•小时）。
•    驾驶舱显示时, 单位为( 磅/ 小时/ 磅)  。
• 在一定的飞行马赫数下, 燃油消耗率与发动机的总效率成反比。
2.6  喷气发动机的性能指标
 经济指标
 燃油消耗率sfc
• 影响燃油消耗率的因素有两个: 们是单位推力和油气比。
• 当单位推力不变时, 油气比越大, 燃油消耗率越高;
• 当油气比不变时, 单位推力越大, 燃油消耗率越低。
• 影响燃油消耗率的因素油气比, 可以用燃烧室进、出口的总温之差来代替。
• 在单位推力不变时, 燃烧室进、出口的总温之差越大, 燃油消耗率越高。

第3章  进气道

进气道内气流变化规律
    亚音速进气道的组成
 亚音速进气道是扩张形的管道。它由壳体和前整流锥组成
 前一段气流参数的变化规律是: 速度下降, 压力和温度升高, 也就是空气受到压缩, 由于空气本身速度降低而受到的压缩叫做冲压压缩;
 整流锥后气流速度稍有上升,压力和温度稍有下降, 这样可以使气流比较均匀地流入压气机保证压气机的正常工作
 进气道内所进行的能量转换是动能转变为压力位能和热能
3.1 亚音速进气道
    性能参数
 空气流量
• 单位时间流入进气道的空气质量称为空气流量。
• 单位是:公斤／秒。
 总压恢复系数
• 进气道出口处的总压与来流总压之比。
• 总压恢复系数是小于1的一个数字。
• 这是由于流动损失，使总压下降的结果。
 出口流场的崎变指数
• 描写进气道出口气流流场均匀度的参数是畸变指数
 冲压比:
• 进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值
• 影响进气道冲压比的因素有：流动损失；飞行速度和大气温度。
 流动损失：当大气温度和飞行速度一定时，流动损失大，冲压比低；
 飞行速度：当大气温度和流动损失一定时，飞行速度大，冲压比高；
 大气温度：当飞行速度和流动损失一定时，大气温度高，冲压比低。
3.2 超音速进气道
 超音速进气道分为：内压式、外压式和混合式三种类型。
 内压式：内压式超音速进气道是一个先收敛后扩张形的管道。气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。
• 使超音速气流变为亚音速利用扩压降速原理
• 内压式进气道存在着所谓“起动”问题, 妨碍着它的实际应用。
 外压式：外压式超音速进气道的原理是利用一道或多道斜激波加上最后一道正激波使超音速气流变为亚音速。
• 外压式超音速进气道一般限于飞行马赫数为2.0以下时使用。
 混合式：混合式超音速进气道由外压式和内压式组成。超音速气流在进气道以外压缩后, 仍然是超音速, 再进入进气道以内继续压缩, 通过喉部或扩张段中的正激波转变为亚音速。
• 由于混合式超音速进气道兼有外压式和内压式进气道的优点, 飞行马赫数大于2.0 的飞机上很多采用混合式进气道。
第4章  压气机

第4章  压气机
 压气机分类
 离心式压气机
• 空气在工作叶轮内沿远离叶轮旋转中心的方向流动
 轴流式压气机
• 空气在工作叶轮内基本沿发动机的轴线方向流动
 混合式压气机
4.1  离心式压气机
 组成
 导流器：使气流以一定的方向进入叶轮，以减小流动损失。
 叶轮：叶轮是高速旋转的部件，对空气作功，提高空气的压力。
• 从结构上叶轮分单面叶轮和双面叶轮两种。
• 单面叶轮是在轮盘的一侧安装有叶片，从一面进气；
• 双面叶轮是指在轮盘的两侧都安装有叶片，从两面进气。
 扩压器：通道是扩张形的，空气在流过它时，速度下降，压力上升。
 导气管：使气流变为轴向，将空气引入燃烧室。
4.1  离心式压气机
 增压原理
 扩散增压原理：通道是扩张形的，空气流过时，速度下降，压力提高。
 离心增压原理：气体流过叶轮时，由于气体随叶轮一起作圆周运动，气体微团受惯性离心力的作用，圆周速度越大，气体微团所受的离心力也越大，因此，叶轮外径处的压力远比内径处压力高。
4.1  离心式压气机
 离心式压气机的优缺点
 单级增压比高,一级的增压比可达4:1－7:1 ,甚至更高; 稳定的工作范围宽;结构简单可靠;重量轻;所需要的起动功率小。
 流动损失大，尤其是级间损失更大，最多两级；效率较低。
4.2  轴流式压气机
 组成
 转子
• 对空气作功，压缩空气，提高空气的压力
• 由工作叶轮构成
 静子
• 使空气扩压, 继续提高空气的压力
• 由整流器(整流环)构成
• 1级=1个工作叶轮+1个整流器
• 工作叶轮与整流环交错排列就形成了多级轴流式压气机。
• 为了保证压气机工作稳定，在第一级工作叶轮前还有一排不动的叶片叫进气导向器。其功用是引导气流的流动方向，产生预旋，使气流以合适的方向流入第一级工作叶轮。
4.2  轴流式压气机
 轴流式压气机的优点
 增加级数提高压气机的总增压比
 单位面积的流通能力高
 轴流式压气机的缺点
 单级增压比低：1.15:1~1.35:1
 结构复杂
4.2  轴流式压气机
 在轴流式压气机中,无论是工作叶轮,还是整流器两个相邻叶片间的通道是扩张形的。
4.2  轴流式压气机
 进口处速度三角形c① =w① +u①
 出口处速度三角形c② =w② +u②
 基元级速度三角形
 决定基元级速度三角形的因素：
• c①a ：叶轮进口处绝对速度在发动机轴线方向的分量；
• c①u ：叶轮进口处相对速度在切线方向的分量叫预旋；
• 正预旋： c①u的方向与圆周速度u的方向相同。
• 反预旋：c①u的方向与圆周速度u的方向相反。
• 预旋是由进气导向器产生的。目的是为了防止压气机喘振；
• u ：叶轮旋转的圆周（切向）速度；
• Δwu ：叶轮进，出处相对速度在切向分量之差叫扭速。
4.2  轴流式压气机
 基元级增压原理
 基元级由工作叶栅和整流器叶栅通道组成,两处叶栅通道均是扩张形的。
 当空气流过工作叶轮叶栅通道时, 由于高速旋转的叶片对空气作功, 使气流的绝对速度增大,同时由于两个相邻叶片间的通道是扩张形的, 则使气流的相对速度降低,相对运动动能转变为压力位能和内能,使气流的压力和温度上升。
 当气流流过整流器叶栅通道后，由于整流器中两个相邻叶片间的通道也是扩张形的，使气流的绝对速度降低，绝对运动动能转变为压力位能和内能，使气流压力进一步提高，温度也继续上升，
 不论是叶轮还是整流器，空气增压都是由于高速旋转的叶片对空气作功的结果。
4.2  轴流式压气机
 多级轴流式压气机
 流程形式
 从前到后压气机的流动通道是收缩形的。
 等外径的结构型式：用外径不变,增大内径的方法保证流道收缩。这种流道的优点是各级的圆周速度较大,可以提高每级的加功量,减少级数, 同时,机匣比较容易加工。它适用于大流量,中等增压比的压气机;
 等内径的结构型式：用内径不变,缩小外径的方法保证流道收缩。与等外径相比,在迎风面积一样时,如果增压比一样,则最后一级叶片的高度比等外径的要大,因而可以减小端面的损失,提高级的效率, 但在相同的增压比下,等内径压气机的级数比等外径压气机的级数要多一些。它适用于小流量,高增压比的压气机;
 等中径的结构型式：用缩小外径，增大内径的方法保证流道收缩，适用于大流量,高增压比的压气机。
4.2  轴流式压气机
 空气在多级轴流式压气机内的流动
•    进气导向器－导流环内的流动：
 速度略有上升;压力略有下降,产生预旋, 总温不变, 总压下降。
•    工作叶轮内的流动  ：
 相对速度下降;压力和温度上升;且改变气流的方向。同时总温和总压均上升。
•    整流环内的流动：
 绝对速度下降;压力和温度上升;且改变气流方向;为下一级叶轮进口提供合适的气流方向。总温不变,总压下降。
•    最后一级整流环内的流动：
 绝对速度下降; 压力增大;温度上升; 使气流变为轴向; 同时也能消除涡流。
4.2 轴流式压气机
 轴流式压气机的参数
 压气机的增压比
• 压气机出口处的总压与压气机进口处的总压之比。
 压气机功
• 理想压气机功：将1kg空气通过理想的过程从  压缩到所消耗的功称为理想压气机功。
• 绝热压气机功：将１kg的空气通过绝热的过程从压缩到所消耗的功称为绝热压气机功,简称为压气机功。
 压气机中的流动损失
• 粘性摩擦损失
• 激波损失
• 分离损失
• 尾流损失
• 尾迹和主流的掺混损失
 二次流动损失：
• 环壁附面层及其与叶型附面层之间的相互作用, 所引起的损失；
• 径向间隙存在, 引起倒流损失；
• 叶型端面处潜流所引起的损失等
 压气机效率
• 压气机效率是理想压气机功与绝热压气机功之比,又称为压气机绝热效率

4.3  压气机特性
 压气机的流量特性
 单级压气机的流量特性
• 等转速线上开始出现不稳定现象的点称为不稳定工作点, 将各转速下不稳定工作点连接起来形成的曲线称为不稳定工作线, 又叫喘振边界。
• 喘振边界将压气机的工作分为两个区: 不稳定工作区, 在喘振边界的左侧; 稳定工作区,在喘振边界的右侧。
• 当转速一定时, 特性线分为两支, 即右支和左支, 这两支中压气机的增压比随流量的变化规律不同:
 右支: 随着流量下降, 增压比上升;
 左支: 随着流量下降, 增压比下降。
• 当流量保持不变时, 随转速的增加, 增压比上升。
• 无论在什么转速下工作, 当流量逐渐减小到一定程度时, 压气机都会进入不稳定工作。
4.3  压气机特性
 多级压气机的通用特性
    压气机的相似参数
• 转速相似参数：

• 流量相似参数：
 通用特性
 图上任意一点代表
 了压气机的无数个
 工作状态;
 压气机的所有工作
 状态度表示在这个
 图上。

4.4  压气机的喘振
 攻角、流量系数、失速和堵塞
 攻角
•    影响攻角的因素有两个:  一个是转速,  另一个是工作叶轮进口处的绝对速度（包括大小和方向）
 流量系数
• 压气机的流量系数是工作叶轮进口处的绝对速度在发动机轴线的分量,和工作叶轮旋转的切向速度之比
 旋转失速
• 旋转失速区是以较低的转速与压气机的叶轮作同方向的旋转运动,故称为旋转失速。
4.4  压气机的喘振
 喘振
 喘振的形成
•    压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象
• 喘振的根本原因: 由于攻角过大,使气流在叶背处发生分离而且这种气流分离严重扩展至整个叶栅通道
4.4  压气机的喘振
 喘振
 压气机叶片的损坏原因：
• 振动大使压气机叶片产生裂纹和断裂；
• 外来物使压气机叶片产生裂纹和断裂；
• 长时键工作使压气机叶片产生腐蚀和疲劳裂纹。
4.4  压气机的喘振
 压气机喘振发生的条件
•    发动机转速减小而偏离设计值
•    压气机进口总温升高
•    发动机空气流量骤然减少
• 发动机损伤和翻修质量差
•    排除方法
    应作相应的检查和维修
    按操作规程进行操作
    严禁在进气道和发动机舱内遗留工具等物
4.4  压气机的喘振
 防喘
 压气机中间级放气
 可调导向叶片和整流叶片
 双转子或三转子
4.4  压气机的喘振
 压气机中间级放气
• 防喘原理: 通过改变空气流量来改变叶轮进口处速度的大小,从而改变相对速度的大小和方向,减小攻角,解决气流分离,达到防喘.可调导向叶片和整流叶片
 可调导向叶片和整流叶片
• 防喘原理:通过改变导向器叶片角度来改变工作叶轮进口处的绝对速度的方向, 也就是改变预旋量, 从而改变工作叶轮进口处的相对速度的方向,以减小攻角, 达到防喘的目的。
 双转子或三转子
• 防喘原理: 通过改变转速, 即改变压气机动叶的切线速度的办法来改变工作叶轮进口处的相对速度的方向, 以减小攻角, 达到防喘的目的。
•

4.4  压气机的喘振
 在使用、维护中如何防止和消除喘振
 喘振的原因：
• 防喘机构有故障或失效；
• 使用操作不当，
 如推油门过急过猛，
 反推使用不当，如飞机着陆后滑跑速度降到很低时反推仍在工作；
• 场温过高等。
 排除方法：
• 应作相应的检查和维修;
• 按操作规程进行操作,动作不要过急过猛。
• 一旦发生喘振,应缓慢地收油门,直到油门位置与转速相适应或喘振消除为止;
• 航前.航后和定检工作完成后,要清点好工具等物,严禁在进气道和发动机舱内遗留工具等物;
• 在发动机进行试车前除应检查进气道内有无遗留物外,还应检查停机坪周围,以免发动机工作时,吸入外来物。
4.5  压气机的结构
 机匣：分段对开式。
 工作叶片：压气机叶片的叶身是扭转的。
 榫头
• 榫头分为三种型式即：销钉式，燕尾形，枞树形。
• 压气机工作叶片常用的榫头是燕尾形的榫头
 燕尾形榫头的优点：
 尺寸较小；重量较轻；能承受较大的负荷,加工方便,生产率高。
 缺点：榫槽内有较大的应力集中。
 转子的结构
• 鼓式转子
• 盘式转子
• 鼓盘式转子
• 盘、鼓和轴的连接型式可分为两种:不可拆卸式和可拆卸式：
 不可拆卸式: 如整体结构型式的转子或采用焊接或用径向销钉将各级连接在一起的。
 可拆卸式是用长螺栓或短螺栓将各级连接在一起。

4.5  压气机的结构
 扩压器
 扩压器安装在压气机和燃烧室之间。
 通道是扩张形的。
 它的功用是使气流速度下降,压力提高,为燃烧室内的稳定燃烧创造条件。
 扩压器出口处是整台发动机静压的最高点。
 由于存在流动损失,使总压有所下降。
第5章  燃烧室

5.1 对燃烧室的基本要求
 点火可靠、
 燃烧稳定、
 燃烧完全、
 总压损失小、
 尺寸小、
 出口温度分布满足要求、
 排气污染小。

5.1 对燃烧室的基本要求
    余气系数
• 进入燃烧室的空气流量与进入燃烧室的燃油流量完全燃烧所需要的理论空气量之比。
 余气系数的物理意义
• 是表示贫油和富油的程度
 余气系数＜１时为富油;
 余气系数＞１时为贫油;
 航空发动机的余气系数一般为3.5－4.5
 总压损失小
• 燃烧室的总压恢复系数是: 燃烧室出口处的总压与燃烧室进口处的总压之比。
 容热强度
• 在单位压力和单位燃烧室容积中,一个小时之内,进入燃烧室的燃油燃烧实际所释放出的热量。
 容热强度大，表示燃烧室的尺寸小；
 容热强度小，表示燃烧室的尺寸大。

5.1 对燃烧室的基本要求
 出口温度分布要满足要求
• 其次, 在燃烧室出口环形通道上温度分布要尽可能均匀, 即同一个环上各处的温度相差不能太大。
• 第三, 在径向上: 靠近涡轮叶片叶尖和叶根处的温度应低一些, 而在距叶尖大约三分之一处温度最高  。
 燃烧产物对大气的污染要小
• 燃烧室排放的污染物, 除了因燃油中含硫而生成的SO2外, 通常还有CO、HC、NO2、NO、烟等
• 污染物的含量随发动机的工作状态而变化。
5.2 燃烧室的分类
 管式燃烧室、
 管环式燃烧室
 环式燃烧室

5.2 燃烧室的分类 -管环形燃烧室
 涡轮喷气发动机的燃烧室有三种基本的结构形式, 如下图所示,它们是管式燃烧室、环式燃烧室和管环式燃烧室
 组成
• 火焰筒：是一个在侧壁面上开有多排直径大小不同形状各异的孔及缝的薄壁金属结构,燃烧在其内部进行,保证燃烧充分,掺混均匀并使壁面得到冷却，第二股进气和燃气掺混降低温度。
• 连焰管：起着传播火焰, 点燃没有点火装置的火焰筒内的燃油,并起着均衡压力的作用。
• 喷油嘴：用来供油, 并使燃油雾化, 以提高火焰传播速度, 利于燃烧。
• 旋流器：使进气在叶片的引导下旋转, 形成回流区, 保证火焰稳定。
• 点火装置：产生高能火花,点燃燃油。
5.2 燃烧室的分类 - 环形燃烧室
 三、环形燃烧室
 直流环型燃烧室
 回流环型燃烧室
 折流环型燃烧室
环形燃烧室的优点：环形面积利用率高，迎风面积小，重量较轻，点火性能好，总压损失小，出口温度分布能满足要求，结构最紧凑。
5.3 燃烧室的分类 -管环形燃烧室
    旋流器：
 旋流器是由若干旋流片按一定角度沿周向排列成的。当空气流过旋流器时,由轴向运动变成旋转运动, 气流被惯性离心力甩向四周, 使燃烧室中心部分空气稀薄, 形成一个低压区, 于是火焰筒四周的空气及后部一部分高温燃气便向火焰筒中心的低压区倒流, 形成回流,在燃烧室中, 有回流的地方叫做回流区。使火焰筒内同一个截面上的气流速度不相等, 于是在回流区形成稳定的点火源，保证稳定燃烧。
5.3 燃烧室的稳定燃烧－降低空气的流速
 3、分股进气
• 第一股由燃烧室的头部经过旋流器进入, 这股空气占总进气量的25％左右,其功用是与燃油混合, 组成余气系数稍小于1的混合气, 进行燃烧。
5.3 燃烧室的稳定燃烧－影响火焰传播速度的因素
 影响火焰传播速度的因素主要有: 余气系数; 混合气的初温、初压; 燃油的雾化程度; 混合气的流态。
 余气系数α: 试验证明, 在混合气的余气系数α稍小于１时, 火焰传播速度最大。
    混合气的初温、初压: 混合气的初温、初压越高, 火焰传播速度越大。

5.3 燃烧室的稳定燃烧－燃烧室的分区
    燃烧室的分区
 燃烧室可分为：主燃区，补燃区和掺混区。
• 主燃区：占总进气量的25％左右,其功用是与燃油混合, 组成余气系数稍小于1的混合气, 进行燃烧。
• 补燃区：第二股气流与剩下的燃油进行补充燃烧。
• 掺混区：第二股气流与燃气进行掺混,降低燃气的温度, 控制燃烧室出口处的温度分布, 以满足涡轮对温度的要求;冷却火焰筒的外壁,同时冷的空气在火焰筒的内壁形成一个气膜, 将高温燃气与火焰筒的内壁分开而不直接接触, 来冷却保护火焰筒。
5.3 燃烧室的稳定燃烧－燃烧室常见故障
    五、燃烧室常见故障
 局部过热
• 温差过大, 而引起火焰筒变形或裂纹
• 原因有燃油分布不均匀和空气流动遭到破坏
 喷油嘴的孔径发生变化或喷油嘴安装偏斜
 火焰筒变形, 火焰筒安装不正确或喷油量过大
 熄火
• 熄火分为贫油和富油熄火, 其根本原因是余气系数超出稳定燃烧的范围
• 防止熄火,应按规定使用飞机和发动机, 操作应柔和。加强对防喘系统的检查, 使之处于良好的状态,防止因喘振导致熄火停车
第6章  涡轮

6.1  涡轮的分类
 冲击式涡轮
 推动涡轮旋转的扭矩是由于气流方向改变而产生的。
 冲击式涡轮的工作叶片的特征是前缘和后缘较薄, 而中间较厚。
 反力式涡轮
 推动涡轮旋转的扭矩是由于气流速度的大小和方向的改变而产生的。
 反力式涡轮工作叶片的特征是前缘较厚, 而后缘较薄。
 冲击－反力式涡轮
 推动涡轮旋转的扭矩是由于气流速度的大小和方向的改变而产生的。
 目前燃气涡轮发动机中多采用冲击－反力式涡轮。
6.2  涡轮的结构
 导向器（涡轮喷嘴环）：燃气在涡轮喷嘴环内气流速度增加, 压力下降, 并改变流动方向, 来满足工作叶轮进口处对气流方向的要求, 将压力位能和热能转变为动能; 总压下降，总温不变。
 工作叶轮：工作叶片间的通道是收敛形的, 燃气流过工作叶轮叶片通道时, 相对速度增大,方向改变, 压力降低, 温度降低, 推动工作叶轮高速旋转, 向外输出功, 使绝对速度减小。将热能转变为功。总压，总温都下降。
6.2  涡轮的结构
 涡轮叶片
 涡轮的工作叶片由叶身和榫头两部分组成。
 涡轮叶片的叶身分为带冠和不带冠两种。
 带冠涡轮叶片可以减小叶片尖部由叶盆向叶背的漏气,降低二次损失,提高涡轮的效率;
 相邻叶片的叶冠抵紧后可以减小叶片的扭曲变形和弯曲变形,增强叶片的刚度, 提高叶片的振动频率; 当叶                                           片产生振动时, 相邻叶冠间产生摩                                     擦, 可以吸收振动能量, 起到的减                                           振作用;
 带冠涡轮叶片可以采用对气动有                                        利的薄叶型。且有利于叶片与机                                              匣之间的间隙的控制, 减少轴向                                        漏气,更有效地提高涡轮效率。
6.2  涡轮的结构
 枞树型榫头：
 优点:
• 重量轻: 由于叶片榫头呈楔形, 所以材料利用合理, 接近等强度, 因而这种榫头的重量轻。
• 强度大, 能承受大的载荷;
• 在高温下工作对应力集中不敏感:
•    这种榫头有间隙地插入榫槽内, 允许受热后自由膨胀, 因而, 减小了叶片和轮缘联接处的应力, 同时可以利用榫头的装配间隙, 通入冷却空气, 对榫头和轮缘进行冷却。装拆及更换叶片方便。
 缺点:
 加功精度要求高。容易出现裂纹。

6.2  涡轮的结构
 涡轮叶片的冷却：
 提高涡轮前燃气温度是提高燃气涡轮发动机性能的有效措施。然而提高涡轮前燃气温度受到涡轮部件结构强度的限制, 为了解决这个问题, 必需对涡轮叶片采取冷却。
 涡轮叶片的冷却一般只有第一                            级涡轮叶片或第一、第二级涡                            轮叶片需要冷却。
 冷却涡轮叶片的冷空气是从压                            气机出口处通过管道引来, 冷                            却后的空气随燃气一起流过涡                            轮。因此, 需要进行冷却的叶                                  片是空心的。
 在这里冷却的方法有: 导热,                            冲击, 对流换热, 气膜冷却等。

6.2  涡轮的结构
 涡轮间隙：
 涡轮机匣与工作叶片叶尖之间的距离叫涡轮径向间隙。
 涡轮间隙对涡轮效率有很大的影响, 据估算,  涡轮间隙若增加1 毫米, 涡轮效率下降2.5％,这将使发动机耗油率增加2.5％, 所以为了减少损失, 提高效率,应尽可能减小径向间隙。
 为了减少损失、提高效率、应尽可能减小径向间隙。
 控制涡轮间隙的方法是控制涡轮机匣的膨胀量，使涡轮间隙保持为最佳值。
6.2  涡轮的结构
 涡轮间隙：
 涡轮间隙是随所用材料和发动机的工作状态及飞行条件的不同而变化的。
 冷却式机匣可采用两种方式: 外部冷却式和内部冷却式。又叫被动冷却式和主动冷却式。
 外部冷却式机匣：
 利用飞行中外界大气的速度头通过进口流入空气收集器内, 并经过内壁上沿周向均匀分布的许多孔去冷却涡轮外环,
 然后再冷却尾喷管并排入                                                 大气。
 这种冷却方法构造简单,                                                                                           加工方便, 重量较轻, 但                                                                                                                      冷却效果较差。

6.2  涡轮的结构
 主动间隙控制
 根据发动机的工作状态，人为控制机匣的膨胀量，以保证涡轮径向间隙最小。
 通常是在涡轮机匣外面加上数圈冷气管。
 按预定调节规律改变冷却空气的供应量                                                 和温度。
 例如,CFM56-3发动机：
• 它的高压涡轮机匣外面罩一个集气环形                                                          成集气室。
• 在不同的工作状态下，引入不同温度的                                                                               冷却空气。
 在慢车和起飞时,引高压9级后的空气；
 爬高时引高压9级和5级的混合后的空气；
 巡航时,引高压5级的空气。
• 采用主动控制间隙增加了冷却空气                                                                                                                                                          的消耗量,造成发动机推力下降, 同                                                                   时还会使发动机的结构复杂,重量增加。

6.3基元级速度三角形
 涡轮的轮缘功：
 在亚音速压气机中, 压气机功约在40kj/kg以内, 而涡轮的轮缘功则在200－300kj/kg之间。
 两者相差如此悬殊, 主要是由于气体在压气机中的流动是减速扩压, 存在着正的压力梯度, 在正压力梯度的作用下, 附面层中一部分气体微团的运动不足以反抗高的反压而容易发生分离, 因而在一级压气机中不允许静压提高得太多, 气流转折角不能太大。至于涡轮, 则由于通道是收敛的, 燃气在其中是加速降压, 存在负压力梯度, 所以附面层中的气体微团就不容易分离, 气流的转折角可以较大, 也就是说涡轮叶片比压气机叶片弯曲的程度要大, 燃气膨胀的程度大, 输出的轮缘功就大。
 其次是涡轮燃气的温度高。
 目前流量大的一级涡轮可以输出一两万千瓦的功率, 这些功率被压气机吸收, 可以带动5－7级或更多级压气机, 因此, 在同一台发动机中, 涡轮的级数要比轴流式压气机的级数少得多。
6.3  基元级速度三角形
 涡轮叶片的特点：
 1.涡轮叶片比压气机叶片要厚。
• 其原因有两个:
 一个是涡轮叶片受热严重, 金属材料的强度随着温度的升高而降低, 为了保证叶片的强度, 所以涡轮叶片较厚。
 另一个原因是涡轮叶片需要冷却, 所以涡轮叶片是空心的, 以便通冷却空气。
 2.涡轮叶片比压气机叶片弯曲的程度要大。

6.4  涡轮的性能参数
 涡轮落压比：
 涡轮落压比是涡轮进口处的总压与涡轮出口处的总压之比, 即

 涡轮落压比随转速的变化规律
• 1.当涡轮导向器最小截面处处于临界或超临界状态时，涡轮的落压比为常数；
• 2.当涡轮导向器最小截面处处于临界或超临界状态, 而喷管处于亚临界状态时,随着转速下降, 涡轮的落压比下降; 这时涡轮落压比的变化是由最后一级涡轮落压比的变化造成的, 而其它各级涡轮的落压比不随转速而变化。
• 3.当涡轮和喷管均处于亚临界状态时,随着转速减小, 涡轮的落压比减小。各级落压比都减小, 而且越靠后的级落压比减小得越多。
6.4 涡轮的性能参数
 绝热涡轮功:
 1kg燃气通过绝热的过程从膨胀到所输出的功称为绝热涡轮功。
 流动损失:包括¡°叶型损失¡±和¡°二次损失¡±。
• 叶型损失有: 附面层内的摩擦损失；尾迹损失；尾迹和主流的掺混损失；附面层中的分离损失；波阻损失。
• 二次损失有: 发生在叶尖和机匣内壁间径向间隙处的漏气损失;
• 发生在叶尖处由叶盆向叶背流动的潜流损失等。

6.4  涡轮常见故障
 涡轮常见故障：
 涡轮常见故障是裂纹，其原因是热应力。
 整台发动机受热最严重的部件是第一级涡轮导向器。
 涡轮叶片出现裂纹具有下述特征：
• 裂纹常出现在或横穿过叶片的前缘与后缘，而且裂纹的方向与叶片的长度相“垂直”。
• 在维护过程中使用强光源和放大镜对涡轮叶片进行仔细地检查
7.1 喷  管
 喷管的主要功用
 使从涡轮流出的燃气膨胀,加速,将燃气的一部分焓转变为动能, 提高燃气的速度, 使燃气以很大的速度排出, 这样可以产生很大的推力
 通过反推力装置改变喷气方向,即变向后的喷气为向斜前方的喷气, 产生反推力, 以迅速降低飞机落地后的滑跑速度, 缩短飞机的滑跑距离
 采用消音喷管降低发动机的排气噪音
 通过调节喷管的临界面积来改变发动机的工作状态。
7.1 喷  管
 喷管分为两大类:
 亚音速喷管是收敛形的管道
 超音速喷管是先收敛后扩张形的管道
7.1  喷  管－亚音速喷管
 1  亚音速喷管
 亚音速喷管的组成
 排气管(中介管)
• 壳体
• 后整流锥
• 支板
 喷口组成
7.1  喷  管－亚音速喷管
 排气管(中介管)：
 排气管安装在涡轮的后面, 与后整流锥形成一个稍有扩张的通道。
 作用为燃气提供一个流动通道, 使燃气减速以减小损失。
 后整流锥使气流通道由环形, 逐渐变为圆形, 以减小燃气的涡流。
 支板是迫使方向偏斜的气流变为轴向流动,以减小流动损失。

7.1  喷  管－　亚音速喷管
 2 喷管的性能参数
 落压比
• 实际落压比是喷管进口处的总压与喷管出口处静压之比
• 可用落压比是喷管进口处的总压与喷管出口外的反压之比
•    实际落压比可以等于或小于可用落压比,  但实际落压比不能大于可用落压比喷管的
 总压恢复系数
• 喷管出口处的总压与喷管进口处的总压之比。
• 喷管的总压恢复系数一般在0.94－0.98之间。

7.1  喷  管－亚音速喷管
 喷气速度
 影响喷气速度的因素有:
• 当喷管落压比和流动损失保持不变时,喷管进口总温越高, 则喷气速度越高
• 当喷管进口总温和流动损失保持不变时,喷管落压比越高, 则喷气速度越高
• 当喷管落压比和喷管进口总温保持不变时,流动损失越小,则喷气速度越高
7.1  喷  管－亚音速喷管
 3  收缩喷管的三种工作状态
    一、亚临界工作状态
• 当:可用落压比小于1。85时,喷管处于亚临界工作状态,
• 这时喷管出口气流马赫数小于１
• 出口静压等于反压, 是完全膨胀
 二、临界工作状态:
• 当:可用落压比等于1。85 时喷管处于临界工作状态,
• 这时喷管出口气流马赫数等于１
• 出口静压等于反压, 而且都等于临界压力是完全膨胀
 三、超临界工作状态
• 当:可用落压比大于1。85 时喷管处于超临界工作状态。
• 这时喷管出口气流马赫数等于１,
• 出口静压等于临界压力而大于反压, 是不完全膨胀, 实际落压比小于可用落压比

7.1  喷  管－危险区
 目的：保障人员和设备的安全。
 依据：燃气的流速和温度。
 通常规定: 温度低于85F(约为30℃), 速度低于15节(约为7.7米/秒)。
 影响因素：发动机的类型和工作状态。
 JT8D发动机危险区
• 慢车工作状态时, 进气道前的危险区是半径为18英尺的扇形,喷管后100×25英尺2的面积。
• 起飞工作状态时, 进气道前的危险区是半径为25英尺的扇形,喷管后200×30英尺2的面积。

喷  管－超音速喷管
 四种流动类型
 三个划界限的反压将缩－扩形喷管内的流动划为四种流动类型, 这四种流动类型是:
• 1、亚音速流态: 当p* ＞ pb ≥ pb1时,
 缩－扩形喷管内全为亚音速流, 同时Mae＜１。是完全膨胀状态。
• 2、管内产生激波的流态: 当pb1 ＞ pb ≥ pb2时,
 缩－扩形喷管的喉部为临界状态, 其下游一段为超音速气流,激波后为亚音速气流,所以, Mae ＜１。由于pe ＝ pb, 所以这种流态也是完全膨胀状态。
• 3、管外产生斜激波的流态: 当pb2 ＞ pb ≥ pb3 喷管的扩张段全部为超音速气流, 所以, Mae ＞１。由于pe ＜ pb, 所以这种流态是过度膨胀状态。
• 4、管外产生膨胀波的流态: 当pb3 ＞ pb时,
 喷管的扩张段全部为超音速气流, 所以, Mae ＞１。由于pe ＞ pb, 所以这种流态是未完全膨胀状态。
第8章
涡轮喷气发动机
8.1  稳态下的共同工作
 稳态
 动机在某一转速下连续工作的状态, 或者说是发动机转速不随时间而变化的工作状态。
 过渡态
 发动机从某一转速变到另一转速下工作状态的总和。
 过渡态分为加速过程和减速过程。
8.1  稳态下的共同工作
 稳态下的共同工作条件
 转速一致：
 流量连续：
 压力平衡：
 功率平衡：
8.1  稳态下的共同工作
 如何保证稳态下的共同工作
 要保证发动机在稳态下工作, 必需随着外界条件和发动机部件面积的变化, 调节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。
8.1  稳态下的共同工作
 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，随着转速的增加，涡轮前燃气总温下降；
 高转速时，随着转速的增加，涡轮前燃气总温上升。
 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。

8.2 过渡态下的共同工作
 最佳加速过程
• 加速过程的限制
 工作裕度的限制-喘振；
 涡轮强度条件的限制-转速和温度；
 燃烧室稳定工作要求的限制熄火；
• 最佳加速供油量：
    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, 通常称为最佳加速供油量,
• 最佳加速供油线：
 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, 就的到最佳加速供油线,
 发动机按照最佳加速供油线进行加速, 则在加速过程中, 剩余功率为在正常工作条件下所能得到的最大值, 所以, 转速增加得最快, 加速时间最短, 发动机的加速性最好。
8.2 过渡态下的共同工作
 大气状态和飞行状态对加速过程的影响
• 发动机的加速性冬天优于夏天，
• 平原地区优于高原地区，
• 高速飞行时优于低速飞行时。
 减速过程
 减速过程受到燃烧室贫油熄火的限制。
8.3  单轴涡喷发动机的特性
 发动机的常用工作状态
 起飞工作状态：在起飞时批准使用的最大推力, 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,发动机在此状态下连续的工作时间受到严格限制,一般在 5－10分钟。而且仅用于起飞。
 最大连续工作状态：发动机连续工作时批准使用的最大推力, 为了延长发动机的使用寿命,此工作状态仅在确保飞行安全时, 由机长决定使用。例如单发或应急爬高时使用。
 最大巡航工作状态：巡航时批准使用的最大推力, 巡航时, 根据飞行计划调定发动机推力保持所需的飞行速度。
 慢车工作状态：这是发动机能够保持稳定工作的最小转速的工作状态, 通常;由于在这一状态下涡轮前燃气总温较高,  所以, 在这一状态下发动机的工作时间也受限制。
8.3  单轴涡喷发动机的特性
 发动机的转速特性
 转速特性
• 在保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消耗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，低转速时增加的慢，高转速时增加的快。
• 燃油消耗率随转速的增加而减小，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。
8.3  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，燃油消耗率增加。
• 大气压力上升，造成各截面的总压增加，推力增加，而燃油消耗率保持不变。
• 大气湿度上升，在同样的转速下，推力减小，燃油消耗率增加。
•
8.3  单轴涡喷发动机的特性
 发动机的高度特性
 在给定的调节规律下, 保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消耗率随飞行高度的变化规律
    在对流层内，随着飞行高度的增加，推力和燃油消耗率都下降。
    在同温层内，随着飞行高度的增加，推力下降，而燃油消耗率保持不变。

8.3  单轴涡喷发动机的特性
 标准大气
    标准温度：288.15K 15 。
 标准大气压：760mmg；101325Pa
    对流层：0~11000 米（0~36089 英尺）。
    同温层：11000~24000 米。

8.3  单轴涡喷发动机的特性
 发动机的速度特性
 在给定的调节规律下, 保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消耗率随飞行速度(或马赫数)的变化规律
 随着飞行马赫数的增大，发动机的推力开始略有下降或缓慢地增加，
 在超音速范围内增加较快，当马赫数继续增加时,推力转为下降，直至推力为零。
 燃油消耗率随着马赫数的增大而增大,且在高马赫数范围增加的更为急剧。
8.4  双转子涡轮喷气发动机
    双转子发动机分为高压转子和低压转子两个部分。
    高压转子由高压压气机和高压涡轮组成, 即高压涡轮带动高压压气机。高压转子的转速为n2, 常写成N2。
 低压转子由低压压气机和低压涡轮组成。即低压涡轮带动低压压气机。低压转子的转速为n1, 常写成N1。
    双转子发动机与单转子发动机相比, 具有如下优点:
 ⒈双转子发动机与具有相同设计增压比的单转子发动机相比, 可以使压气机在更广阔的转速相似参数范围内稳定工作, 是防止压气机喘振的有效措施之一。
 ⒉双转子发动机与单转子发动机相比, 可以产生更大的推力, 这是因为双转子发动机的压气机具有更高的增压比。
 ⒊双转子发动机在低转速下具有较高的压气机效率和较低的涡轮前燃气总温, 因此双转子发动机在低转速工作时, 燃油消耗率要比单转子发动机低得多。
 ⒋双转子发动机与单转子发动机相比, 由于在低转速下具有较低的涡轮前燃气总温,而且压气机不易产生喘振, 因而在加速时可以喷入更多的富裕燃料,  使双转子发动机具有良好的加速性。
 ⒌双转子发动机在起动时, 起动机只需要带动一个转子, 与同样参数的单转子发动机相比, 可以采用较小功率的起动机。
8.4  双转子涡轮喷气发动机
    高压转子的共同工作：
 高压转子的共同工作条件与单转子发动机中压气机和涡轮的共同工作条件一样, 也是:转速一致, 流量连续, 压力平衡和功率平衡四个方面。
 发动机在一般情况下, 涡轮导向器和喷管处于临界或超临界的工作状态, 当转速变化时, 涡轮的落压比和涡轮效率均保持不变, 所以高压涡轮功就只与高压涡轮前燃气总温有关, 于是, 在给定的高压转子转速的情况下, 高压压气机所消耗的功也是确定的, 只要选择一个适当的高压涡轮前燃气总温, 就能使高压涡轮输出的功等于高压压气机所消耗的功, 这时高压转子就能稳定在这个转速下工作。
 低压转子的共同工作：
 当按高压转子在某个转速稳定工作时的需要, 调节供油量, 使高压涡轮前燃气温度为一定数值, 相应地低压涡轮前燃气温度也就具有某一定的数值, 这样低压涡轮输出的功也就有一定值, 低压涡轮输出这么大的功, 带动低压压气机到某一转速, 而使低压压气机所消耗的功恰好等于低压涡轮输出的功, 低压转子便自动地稳定在该转速下工作。

涡扇发动机－工作原理及特点
 9.1  涡扇发动机的工作原理及特点
 9.1.1 工作原理
• 涡轮风扇发动机是由进气道，风扇，低压压气机，高压压气机，燃烧室，高压涡轮,低压涡轮和喷管组成。
• 涵道比：外涵流量与内涵流量的比值。
• 涡扇发动机工作时，空气从内外两路流过发动机
 内路的工作情形与涡喷发动机相同
 流过外涵的空气也产生反作用推力。
涡扇发动机－工作原理及特点
• 总推力由两部分组成，一是内涵产生的推力，二是外涵产生的推力。
• 在涡扇发动机中外涵产生的推力与总推力之比与涵道比有关，涵道比越大，外涵产生的推力占总推力的比例越大。
• 对于涵道比为4的涡扇发动机外涵所产生的推力约占总推力的80％。
涡扇发动机－特点
 9.1.2 涡扇发动机的特点
    一、推进效率
• 发动机的推进功率与通过发动机的气体单位时间的动能增量之比。
• 在飞行速度相同的情况下，涡扇发动机的推进效率大于涡喷发动机的推进效率。
• 当飞行速度等于排气速读度的2倍时，发动机的推进效率约等于67 ％。

涡扇发动机－特点
 二、推进效率与推力的关系
• 涵道比越大，排气速度越低，则推进效率越高，推力越大
• 在飞行速度和动能增量相同的情况下，涡扇发动机的推力大于涡喷发动机的推力
 三、噪音低
• 噪音的强度与喷气速度的８次方成正比
 四、在一定的飞行马赫诉范围内，燃油消耗率低。
 涡扇发动机的缺点是:
• 风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，同时发动机的结构复杂
• 涡扇发动机的速度特性不如涡喷发动机，特别是涵道比较高时，随飞行速度的增大，推力很快下降，因此，涡扇发动机只适用于高亚音速内飞行。
涡扇发动机－工作原理及特点
质量附加原理：
涡扇发动机的工作原理都是以质量附加原理为基础的
 作为热机，当发动机获得一定的机械能之后，通过将这部分可用能的重新分配，将内涵得到的一部分可用能通过低压涡轮机带动风扇传递给外涵，以增加发动机的总空气流量，降低其排气速度，降低噪音，在一定的飞行速度范围内，增大发动机的推力，降低燃油消耗率。
涡扇发动机－自由能的最佳分配
 9.2. 涡扇发动机
 自由能
• 从带动内涵压气机(包括内涵风扇部分)的涡轮后参数完全膨胀到大气压力的等熵膨胀功。
 自由能用来压缩外涵空气和增加内涵燃气的动能。
 最佳自由能分配
• 使涡扇发动机的推进效率达到最大值的能量分配。
• 对于分别排气的涡扇发动机，在理想情况下，最佳自由能分配时外涵的喷气速度等于内涵的喷气速度。
• 对于分别排气的涡扇发动机，在实际情况下，最佳自由能分配时外涵的喷气速度稍小于内涵的喷气速度。
• 而在给定的飞行条件和最佳能量分配时风扇的最佳增压比随涵道比的增加而减小。

涡扇发动机－涡扇发动机的特性
 9．4．1影响推力和燃油消耗率的因素
    一、影响推力的因素
• 流过内涵的空气流量、单位推力和涵道比
    二、影响燃油消耗率的因素
• 油气比、单位推力和涵道比三个。
涡扇发动机－涡扇发动机的特性
    一、涵道比随转速的变化规律
 通过内涵的空气流量与高压压气机出口空气的总压成正比，而通过外涵的空气流量与风扇出口空气的总压成正比，所以外涵的空气流量只随风扇的增压比的增大而增大，流量增加的少一些,而内涵的空气流量不仅随风扇的增压比的增大而增大,还随低压压气机和高压压气机增压比的增大而增大，因而，流量增加的多一些，所以涵道比随转速的增大而减小。如图所示。

涡扇发动机－涡扇发动机的特性
    9.4.4  速度特性
 一、涵道比随飞行速度的变化规律
• 随着飞行速度的增大，涵道比在不断地增大
涡扇发动机－涡扇发动机的特性
 三、涡扇发动机的推力随飞行速度的变化规律
 推力的变化取决于涵道比、空气流量和单位推力
 单位推力随飞行速度的增大而下降，涵道比增大，空气流量增大，但涵道比和空气流量增大程度不如单位推力下降的程度大。所以随飞行速度的增加推力将减小，特别是高涵道比的涡扇发动机，发动机的推力随飞行速度的增加推力一直是减小的，涵道比越大，推力下降的越快。

涡扇发动机
End

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