航空发动机特性Word格式文档下载.docx
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1.2.5.航空发动机效率 7
1.2.6.热效率 8
1.2.7.推进效率 8
1.2.8.总效率 9
1.2.9.发动机总效率对飞机燃油利用率的影响 9
1.4发动机的主要设计参数及其对发动机设计点性能参数的影响 10
1.4.1发动机的热力循环参数 10
1.4.2空气流量 10
1.4.3加力涡扇发动机主要设计参数对设计点性能参数的影响 10
第二章燃气涡轮发动机部件工作原理及其特性 16
2.1压气机和风扇 16
2.1.1压气机/风扇的工作原理及其主要类型 16
2.1.2压气机出口气流参数计算 19
2.1.3压气机特性 19
2.1.4轴流式压气机和风扇的发展趋势 24
2.2涡轮 24
2.2.1涡轮的的工作原理 24
2.2.2涡轮出口气流参数计算 26
2.2.3涡轮特性 26
2.2.4涡轮的关键技术和发展趋势 26
2.3燃烧室和加力燃烧室 28
2.3.1功能和技术指标 28
2.3.2主燃烧室出口气流参数计算 28
2.3.3加力燃烧室出口气流参数计算 29
2.3.4主燃烧室特性 29
2.4喷管 30
2.4.1喷管的功能和主要性能指标 30
2.4.2喷管的不同工作状态 31
2.4.3喷管出口气流参数计算 31
第三章航空发动机各部件的共同工作和控制规律 33
3.1发动机各部件的共同工作 33
3.1.1核心机各部件共同工作方程和共同工作线 33
3.1.2双轴涡喷发动机共同工作方程和共同工作线 40
3.1.3双轴分排涡扇发动机部件共同工作特点 47
3.1.4双轴混排涡扇发动机部件共同工作特点 50
3.1.5复燃加力发动机部件共同工作特点 57
3.2发动机的工作状态和控制规律 59
3.2.1发动机的主要工作状态 59
3.2.2选择发动机控制规律得原则 60
3.2.3双轴涡喷发动机的控制规律 62
3.2.4双轴加力涡扇发动机的控制规律 68
3.2.5涡轴发动机的控制规律 75
第四章发动机稳态特性 76
4.1共同工作点和发动机性能参数的确定 76
4.2涡喷发动机和涡扇发动机稳态特性 78
4.2.1速度特性 78
4.2.2高度特性 79
4.2.3节流特性 80
4.3影响发动机稳态特性的因素 81
4.3.1发动机类型和循环参数对特性的影响 82
4.3.2发动机可调几何和控制规律对发动机特性的影响 86
第五章涡喷和涡扇发动机过渡过程性能 90
5.1发动机的加速和减速过程 90
5.2加力接通和切断过程 92
5.3发动机起动 94
5.3.1地面起动 94
5.3.2空中起动 94
第六章发动机的使用特性 95
6.1大气温度和大气压力对发动机特性的影响 95
6.2大气湿度对发动机性能影响 96
6.3雷诺数对发动机性能影响 96
6.4环境特性 97
6.5发动机工作适应性 97
6.6发动机的通用特性和试车数据换算 97
第七章发动机性能数学模型 100
7.1数学模型的内容、分类和建模方法 100
7.2发动机稳态性能数学模型 101
7.2.1用总体法建立的I级性能模型 102
7.2.2用部件法建立的II级性能模型 102
7.3发动机过渡态性能数学模型 110
第八章推进系统性能及提高推进系统性能的新技术和新进展 114
8.1推进系统的组成 114
8.2进气道和喷管/后体特性 114
8.2.1进气道特性 114
8.2.2喷管／后体特性 116
8.3进气道与发动机的相容性 116
8.3.1进气道与发动机的流量匹配 116
II
8.3.2进气道与发动机的流场匹配 118
8.4进气道—发动机—喷管的性能匹配与推进系统性能分析 119
8.4.1飞行条件和发动机工作状态对推进系统性能的影响 121
8.4.2捕获面积AC的选择对安装推力的影响 121
8.4.3不同进气道对安装推力的影响 122
8.4.3不同进气道对安装推力的影响 123
8.5提高推进系统性能的新技术和新进展 123
8.5.1飞机对发动机性能要求 123
8.5.2发动机总体性能的发展趋势 124
8.5.3循环参数及任务分析 127
8.5.4变循环发动机 129
8.5.5推力矢量应用及其对发动机的影响 131
8.5.6快速推力调节RTM 135
8.5.7发动机数字仿真和虚拟技术 136
第一章航空燃气涡轮发动机的基本工作原理
1.1航空燃气涡轮发动机的主要类型、组成及工作过程
目前在航空上应用的燃气涡轮发动机的主要类型包括有：
涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮轴发动机等。
1.1.1.涡轮喷气发动机
单轴涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管五个部件组成，如图1-1所示意，是燃气轮机最早应用于飞机作动力装置的类型。
涡喷发动机工作时，外界空气流入进气道，在较大的飞行速度下气流经过进气道时速度减小而压力提高；
经过压气机时进一步对气流进行增压，特别是在低速飞行时压气机是对气流增压的主要部件；
燃烧室利用油燃烧时释放出的热量对气流加热；
从燃烧室流出的高温高压气流推动涡轮旋转产生轴功率，涡轮与压气机之间有轴联接，涡轮发出的功率提供给压气机；
涡轮出口的气流仍具有较高的压力和温度，在尾喷管中继续膨胀，速度增加，最后在尾喷管出口以高速排出。
1
当发动机的排气速度V9
大于飞行速度V0时，说明发动机给气体在加速方向（反飞行方向）以
作用力，而气体则给发动机在飞行方向以反作用力，即推力。
推力的大小取决于流经发动机的工质质量流量和速度增量（V9—V0）。
图1-1涡轮喷气发动机
1.1.2.涡轮风扇发动机
涡轮风扇发动机又分为分开排气式和混合排气式两种类型。
分开排气式涡扇发动机由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、内涵尾喷管、外涵道及外涵尾喷管部件组成，如图1-2。
通过分排涡扇发动机的气流经进气道进入，先经过风扇进行压缩，然后分成两路：
第一路流过内涵道的压气机、燃烧室、涡轮和内涵尾喷管；
第二路流过外涵和外涵尾喷管。
外涵空气流量与内涵空气流量之比称为涵道比。
由于内涵燃烧室出口高压高温燃气的一部分能量通过涡轮传递到外涵风扇，使外涵气流压力升高，然后在外涵尾喷管中膨胀，产生外涵推力。
涡扇发动机的推力是由内外涵气流共同产生的。
图1-3给出混合排气式涡扇发动机示意图，它由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、混合器和尾喷管等部件组成。
通过混排涡扇发动机的气流由进气道进入，先经过风扇进行压缩，然后分成两路：
第一路流过内涵道的压气机、燃烧室、涡轮，另一路进入外涵道。
两路在位于涡轮
后的混合器中进行掺混，然后在同一个尾喷管中膨胀加速，以高速排出产生反作用推力。
图1-2分排涡扇发动机
图1-3混排涡扇发动机
1.1.3.涡轮螺桨发动机
涡轮螺桨发动机（图1-4）除了具有与涡喷发动机相同的五个部件之外，还有经过减速器带动的螺旋桨，因此该类型发动机的涡轮产生的功率除了带动压气机之外还要带动螺旋桨。
螺旋桨使通过的大量气流产生加速度，气流对螺旋桨桨叶产生反作用力，因而产生推进飞机前进的推力
（或拉力），因此对于涡轮螺桨发动机产生的推力主要由螺旋桨产生，喷气推力只占较小的部分。
图1-4涡轮螺桨发动机
1.1.4.涡轮轴发动机
图1-5为涡轴发动机剖面简图，其组成部件与其他发动机相类似。
这种类型发动机的主要特点是，带动压气机的涡轮称为燃气发生器涡轮，排出后的燃气进入自由（动力）涡轮，气流中的可用能量全部用于在动力涡轮中膨胀作功，燃气排出发动机而不产生喷气反作用推力，动力涡轮产生的轴输出功率用来驱动直升机的旋翼，也可以广泛应用于除航空以外的其他领域，如地面车辆（坦克）、舰船、地面发电机组以及天然气管道输送压气机站等。
3
1.1.5.桨扇发动机
图1-5涡轮轴发动机
图1-6为桨扇发动机的一种方案，可以说它是采用先进技术的涡轮螺旋桨发动机。
图1-6桨扇发动机
普通涡桨发动机的螺旋桨一般由3~4片直叶片组成，而桨扇由8~10片后掠叶片组成，此外还具有叶型薄、最大厚度位置后移等特点。
这些特点克服了一般螺旋桨在飞行马赫数达到0.65后效率就急剧下降的缺点，从而使推进效率较高（见图1-11）的优越性保持到飞行马赫数0.8左右。
与水平相当的高涵道比涡轮风扇发动机相比，桨扇发动机更适用于巡航马赫数为0.7~0.8的短途运输机（图1-7）。
图1-7以桨扇发动机为动力的短途运输机
1.2.航空燃气涡轮发动机的主要性能指标
1.2.1.推力
1.2.1.1涡喷发动机推力公式推导
发动机有效推力是气流作用在发动机内、外表面上作用力的合力，即发动机所产生的推动飞行器运动的力。
在海平面标准大气条件下，发动机在静止状态的推力称为海平面静推力。
小型涡喷发动机起飞状态的海平面静推力可以小到0.5kN，而大型涡扇发动机的起飞推力可达400kN。
对于装有矢量喷管的发动机，通过偏转喷管矢量角来改变喷管排气方向，发动机产生矢量推力。
对于全方位偏转的矢量喷管，其推力可分解为轴向、飞机俯仰和偏航方向的三个推力分量。
发动机设计和制造部门所提供的推力是非安装推力。
发动机在飞机上安装后，与飞机进气道和飞机排气系统组成推进系统，推进系统产生的推力称为安装推力或可用推力。
下面介绍计算推力的公式以及非安装推力F和推进系统安装推力Fa的区别。
图
1-8计算推力的控制体
图1－8表示计算推进系统推力的推进系统控制表面，0截面表示远前方、01截面表示进气道进口、9截面表示喷管出口。
推进系统内部所有表面的气体作用力的轴向合力Fin可用动量定理计算，即
Fin
01
=WgV9-WaV0-Ps0A0-ò
PdA+Ps9A9
（1-1）
5
推进系统外表面的作用力由压力和摩擦力Xf组成，其轴向合力Fout为阻力方向，用下式表示，即
Fout
由于Feff=Fin+Fout,则可得
9
=-ò
PdA-Xf
01
（1-2）
Feff
01
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