北航 航空发动机原理总结.docx
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北航航空发动机原理总结
总结
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进气道和尾喷管工作原理
各种类型发动机基本工作原理
发动机设计点性能
各部件共同工作及控制规律
发动机非设计点性能(特性)
进气道工作原理及特性
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功能、设计要求及分类
亚音进气道
–三种流谱(0<ϕ<∞)
–结构形式
-
超音进气道
–气动设计原理(多波系结构)
–三种结构形式(内压、外压、混压)
–外压式超音速进气道的特性
-
飞行M数(影响斜激波的强度和波角)
-
进气道出口反压变化(发动机在共同工作线上移动)
影响结尾正激波位置→三种不同工作状态:
临界、超
临界、亚临界
–防止喘振
超
音
进
气
道
三种流谱(0<ϕ<∞)
亚音进气道
三种不同工作状态:
临界、超临界、亚临界
尾喷管工作原理
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功能、设计要求及分类
收敛型
–三种工作状态
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-
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临界、超临界、亚临界
取决于喷管压比与临界压比的关系
临界、亚临界:
完全膨胀
超临界:
不完全膨胀
–出口气流所能达到的最大速度
-
C9max=当地音速=f(排气总温)
-
收敛-扩张型
–几何固定的收-扩喷管有三种工作状态
-
完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀
取决于喷管压比和面积比
-
–为减小损失,面积比(A9/A8)应设计成可调节,
且与喷管可用膨胀比成正比
基本工作原理及热力循环
-
-
不同类型发动机的组成、工作过程
推力的产生及计算公式
–涡喷
–涡扇(分排、混排)
–涡桨
-
性能指标(定义、单位、计算公式)
–涡喷、涡扇:
单位推力、推重比、耗油率
–涡轴:
轴功率(单位轴功率)、功重比、
耗油率
–涡桨:
轴功率(单位轴功率)、螺桨功率、
拉力等
基本工作原理及热力循环
-
能量转换及效率(定义、能量损失形式)
–热机-热效率
–热能→循环有效功
–热焓形式损失(排热损失)
–推进器-推进效率
–机械能→推进功率
–动能形式损失(余速损失)
–发动机-总效率
–总效率与耗油率的关系
–提高热效率(发动机热力循环)
–提高推进效率(质量附加原理)
基本工作原理及热力循环
-
理想热力循环分析
–不加力涡喷发动机
-
-
热力循环的组成(P-V图、T-S图)
理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
–与循环增温比成正比、存在有最佳增压比
–最佳增压比正比于循环增温比
-
理想循环热效率正比于循环增压比
1.0
0.9
η
0.8
t
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
0
20
40
60
80
100
π
基本工作原理及热力循环
–复燃加力发动机
-
复燃加力使推力增加的原理
–可在不改变主机状态条件下,提高排气温度→排气速度→
单位推力→推力
-
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-
-
-
理想热力循环组成(P-V图、T-S图)
理想循环总加热量取决于(加力温度-进气温度)
复燃加力使理想循环功增加
复燃加力使理想循环热效率下降
在总加热量一定,主燃烧室加热量增加有利于改善加力
循环功和热效率)
基本工作原理及热力循环
-
涡扇发动机热力循环和质量附加原理
–分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环
组成及其在P-V图和T-S图上的表示
–“同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效
功和热效率
–涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给
了更多的工作介质(涵道比>0),参与产生推力
工质增多,因此推力增大
–在“同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低,
减小了余速损失,具有更高的推进效率,因此提
高了总效率,降低了耗油率
基本工作原理及热力循环
-
实际热力循环分析
–热力循环组成(P-V图、T-S图)
–循环功=f(增温比、增压比、部件效率…)
-
-
-
与循环增温比成正比
存在有最佳增压比
与部件效率成正比
–循环热效率=f(增温比、增压比、部件效率…)
-
-
-
与循环增温比成正比
存在有最经济增压比
与部件效率成正比
发动机设计点性能
-
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
–提高增压比设计值
-
-
存在最佳增压比、最经济增压比
提高增压比(不利于提高单位推力和推重比、有利于降低
耗油率)
–提高涡轮前温度设计值
-
对于超音速用途:
有利于提高单位推力、高推重比,但耗
油率也相应增加
-
对于亚声速用途:
有利于高涵道比设计(增加推力、降低
耗油率)
–提高加力温度设计值
-
高单位推力,但同时付出高耗油率的代价
–提高涵道比设计值
-
低单位推力、低耗油率
–风扇增压比设计值
-
遵循最佳分配原则
发动机设计点性能
-
不同用途飞机,发动机设计循环参
数参数的发展趋势
●
●
●
大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗
油率
●
大多采用三高设计
军用超音速战斗机为追求尽可能高的单
位推力和推重比
●
采用一高、一中、一低设计
提高加力温度
●
●
高加力单位推力
同时带来高加力耗油率
发动机稳定状态各部件共同工作
-
各部件共同工作条件(相互制约)
–流量连续
-
压气机~涡轮→Tt4/Tt2等值线及物理意义
–流通能力正比于增压比,反比于增温比
-
涡轮~尾喷管→膨胀比与几何通道面积的关系
–对于涡喷和分排涡扇发动机,当几何不可调节和涡轮、尾
喷管均处于临界或超临界状态时,涡轮膨胀比不变
–复燃加力发动机A8必须可调,以保证主机的工作状态不受
复燃加力燃烧室工作的影响
-
-
由涵道比定义和流量连续条件
–涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
–亚音进气道(三种流普)
–超音进气道(三种工作状态)
–功率平衡
-
压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
–当压气机功变化时,为维持功平衡,必须改变涡轮前温度
或涡轮膨胀比以维持功平衡关系,否则转速将发生变化
发动机稳定状态各部件共同工作
发动机各部件共同工作的结果→共同工作方程,将共同工作方程
-
-
表示在压气机特性图上可获得共同工作线
共同工作线的讨论
–共同工作线的物理意义
-
发动机的工作线,飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速
变化将引起共同工作点在工作线上移动
–工作线位置受A8调节的影响
-
-
单轴涡喷(调小A8则共同工作线移向喘振边界)
双轴涡喷(A8变化不影响高压转子共同工作线,调小A8对低压共同工
作线的影响与单轴发动机相反)
–当工作点向左下移动时,压气机喘振欲度减小,因此必须采取防喘措施
–几何参数不可调节时,采用不同控制规律不会对发动机共同工作线
位置产生影响,但共同工作点将随不同控制规律而不同,因而导致
发动机性能将不同
-
-
双转子发动机自动防喘机理
双转子发动机各部件共同工作
–高压转子(或核心机)共同工作方程表达式相同
–低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型
–涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时,涵道比将发生变化
共同工作方程及共同工作线
q(λ2.5)eCH-1
=const
πCH
ηCH
eCL-11
ηCLπCLπCHq()const
λ=
2
等相似转速线
q(λ2)
(eCL-1)
πCLπCHηCL(1+B)
=const
q(λ2)
πCLπCHηCL(1+B)
(eCL-1)
∙
1
(1-1/eTL)ηTL
共同工作线
=const
发动机控制规律
-
控制规律制定的目的和制定原则
–为控制共同工作点在工作线上的落点
–最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机
–确保发动机工作安全
–因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度,且代表最大负荷,
因此通常被选择为被控参数
–调节中介为燃烧室燃油流量(包括主、加力燃烧室)、喷管喉
道面积
-
-
单轴涡喷不同控制规律(被控参数、调节中介、控制
回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点)
–n=const,A8=const
–Tt4=const,A8=const
–n=const,Tt4=const
双轴涡喷不同控制规律(被控参数、调节中介、控制
回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点)
–n1=const,A8=const
–n2=const,A8=const
–Tt4=const,A8=const
n≠nd
单变量控制
被控参数:
n
调节中介:
wf
n=nd
wf
转速
调节器
发动机
双变量控制
被控参数:
n、Tt4
n=nd
n≠nd
A8
调节中介:
wf、A8
转速
调节器
发
动
机
Tt4
调节器
wf
Tt4≠Tt4d
Tt4=Tt4d
Tt4
单变量控制只能保证
高速被控参数按设定的规
律变化,其他参数将
由共同工作条件确定
并随飞行条件变化
n2
低速
n1
Tt2
控制规律的
制定将决定
最终所获得
的发动机性
能,因此控
制规律的设
计至关重要
n2
低速
高速
Tt4
n1
Tt2
发动机稳态特性
-
-
发动机典型工作状态
节流特性(油门特性、转速特性)
–定义
–典型曲线及参数变化原因
–防喘措施的防喘机理及其对特性的影响
-
速度特性
–典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因
–不同设计参数特性
–不同控制规律
–不同类型发动机速度特性(涡喷、涡扇、复燃加
力发动机、涡桨、涡轴)的特点及其适应范围
发动机稳态特性
-
-
高度特性
–典型特性曲线及参数变化原因
大气压力和温度对性能参数的影响
–气压低,推力小(高原起飞)
–温度高,推力低,耗油率高(热天起飞)
-
发动机工作状态相似准则及台架性能
换算
典型节流特性(油门特性)
涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性
涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于
超音速飞机使用→推力大、总效率高
☐低速条件下,大涵道比设计的
涡扇发动机推力大,耗油率低
☐设计涵道比越大,高速条件下
发动机的相对推力(F/F起飞)
越小
☐随飞行速度增加涡扇发动机涵道
比迅速加大,气流的排气速度
C9涡扇远低于C9涡喷,单位推力迅
速减小,导致推力小、耗油率高。
高速条件下涡扇发动机的速度特
性不如涡喷发动机
☐大涵道比的涡扇发动机随着
Ma0增加,推力一直下降
☐Bd越大,推力下降越快
Ø大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优
良性能,使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置
Ø大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机
不同类型发动机速度特性比较
(km/h)
(km/h)
复燃加力发动机速度特性
-
-
在任何飞行速度下,加力推力与不加
力推力比(简称加力比)大于1
F=FFab
Tt7
Tt5
∝
>1
加力使推力达到峰值所对应的飞行马
赫数更高
-
-
加力温度越高,上述特点越显著
加力使耗油率增加,经济性变差,但
随飞行速度提高,加力和不加力耗油
率的差距减小
●
加力涡扇与加力涡喷发动机相比较:
●加力比更大,有利于提高飞机机动性
●亚音速飞行条件下不加力耗油率较低,
有利于增加作战半径
F=Fab
Tt7
Tt6
∝
>1
F
典型高度特性
-
高度增加,空气流量显著减小
推力↓决定了飞机的升限
-
H<11km
随高度增加,气温降低,发动机共同
工作点沿工作线上移,增压比增加,
单位推力增加,
耗油率↓
-
H≥11km
随高度增加,气温不变,发动机共同
工作点不再移动,单位推力不变
耗油率→
H=11km耗油率最低
飞机巡航高度通常为11公里上下
大气条件对特性的影响
气温影响
气压影响
发动机过渡过程
-
加、减速过程
–定义、转子动力学方程
–加速性及其提高加速性的重要意义
–提高加速性措施(提高T4和涡轮膨胀比)
–加、减速过程受到的限制
-
-
-
材料耐热限制
风扇/压气机喘振限制
燃烧室熄火限制
–加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示
π
t=()2JZ
30
n
η-
Tm
n
⎰
max
NNCdn
nidle
双轴发动机低压和高压转子加、减速线
高压转子
低压转子
加速过程的限制:
•材料耐热限制
•高压压气机喘振限制
•燃烧室富油熄火限制
1-稳态共同工作线
2-加速线
3-减速线
减速过程的限制:
•低压压气机喘振限制
•燃烧室贫油熄火限制
起动过程
-
地面起动
–0转速到慢车状态
–必须借助于外动力源
分三个阶段
I起动机带转,NT=0
II起动机和涡轮共同带转
III涡轮单独带转,Nst=0
n1–点火转速
n’–最小平衡转速
n2–起动机脱开转速
π
dn=+-η
NNN/
m
2
()Jn
st
T
C
30dt
谢谢!