3起动机断开，n2<*nidie=（0.24~0.4）nmax,发动机由涡轮带动。
21.进气道的作用是减速增压。
基本要求有：
总压损失尽可能小：
在所有的飞行条件和发动机工作状态下，增压过程应避免过大的空间和时间上的气流不均匀性；外部阻力尽可能小;满足一左的隐身性要求：
满足与武器系统的兼容性要求：
接通反推力装宜或矢量喷管时，应满足对发动机本身的排气以及对外来物进入发动机的最大防护要求等。
22.内压式进气道自起动方法有增加飞行马赫数使其大于设汁点的马赫数、调节喉部面积、采用多孔式进气逍以及超临界设汁。
23.内压式进气道在设计状态下的理想流动为：
超声速来流完全进入进气道的收缩-扩张管道中减速并变成亚声速。
在收缩段，经过一系列弱压缩波等爛减速增压，至喉部达到声速，而后在扩张段中经过等炳减速增压变成亚声速，气流参数连续变化，没有总压损失。
流量系数为1,阻力为0。
24.流量系数是进入进气道实际空气质量流量与以自由流参数流过捕获而积的空气质量流疑之比。
因此，对于亚声速进气道来说，当自由流速度大于0而小于进气道进口截而上的气流速度时，进气道前方气流流管呈收缩形，气流加速后进入进气道，此时的流量系数大于1.当飞行速度为0时，气流从四周吸入进气道内，流量系数为当自由流速度等于进气道进口气流速度时，流量系数为1。
25.简述外压式进气道与发动机工作状态的关系。
1当飞行马赫数一立时，进气道结尾正激波的位置由发动机工作状态所决左的进气道出口流量相似参数Wa,cor决定。
2当正激波处于进气道唇口处时的工作状态成为临界工作状态。
3随着Wa“「的增加，正激波被吸入进气道扩张通道中，正激波前马赫数增大，总压恢复系数下降，进气道出口总压下降，流量保持不变，这种工作状态为超临界工作状态。
4随着Wag的减小，正激波被推出进气道外，在进气道前形成弓形激波，一部分气流溢出，这种工作状态为亚临界工作状态，这时总压恢复系数保持不变，进入到发动机的空气质量流屋减少。
2&发动机尾喷管的功用有气流在尾喷管内膨胀加速，喷出产生反作用推力；通过调卩尾喷管喉道而积来调节发动机工作状态；通过改变尾喷管喷气方向产生矢量推力或反推力。
27.收敛尾喷管的工作状态有：
亚临界，临界和超临界状态。
特点：
亚临界状态时，P尸P。
，Ma9<1.0;临界状态时，P9=P0»Ma9=1.0；超临界状态时，P9>P0,Ma9=1.0.判断工作状态的方法：
当Pt9/Po<（Pt9/Po）cr时为亚临界状态;当Pt9/Po=（Pt9/Po）cr时为临界状态：
当Pt9/Po>（Pt9/Po）cr时为超临界状态。
28.在Tt4=TMmax=const,最大调肖规律下，画岀涡轮喷气发动机的推力和耗油率随飞行马赫数的变化规律曲线，并分析原因。
一.推力的变化
1随着飞行马赫数的增加，进气道进口总温和总压都增加。
2进气总温的增加，使压气机进口总温增大，压气机岀口总温升高，在涡轮前温度不变时,燃烧室的加热量减小，发动机的做功能力下降，排气速度降低，C9-C。
减小，单位推力减小。
3当加热量小到只够克服流动损失时，单位推力为零。
4随着飞行马赫数的增加，进气总压的升高使空气质量流量增大，但是进气总温的升高使空气质量流量下降。
由于总压升髙增加得更快，最终发动机的进气质量流量是增大的。
5发动机的推力等于单位推力和空气质量流量的乘积，由于流量的增加，在很大的飞行速度范囤内，推力随飞行马赫数的增加而增加；由于单位推力在大马赫数时的急剧下降，使发动机的推力下降。
二耗油率的变化sfb=讐0C仝尹
1随着飞行马赫数增大，进气总温增大使燃烧室进口总温升高，燃烧室供油量减小，油气比降低：
2随着飞行马赫数增大，单位推力减小比油气比降低更快，所以，耗汕率是增大的。
29.在Tt4=Tt4max=const最大调节规律下，画出分析涡轮喷气发动机的推力和耗汕率随飞行髙
1发动机的进气空气质量流量与进气总压成正比，与进气总温的平方根成反比。
在11km以下，随着飞行高度的增加，进气总温和总压都降低，而总压的下降对流量的影响比总温大,因此发动机的流量是下降的。
在11km以上，随着飞行髙度的增加，进气总温不变而总压降低，使流量的下降更快。
2当飞行高度增加时，在11km以下，进气总温的降低使燃烧室进口总温减小，保持涡轮前温度不变时，燃烧室的加热量增加，发动机做功能力提髙，排气速度提高，发动机单位推力增大：
llkm以上，由于进气总温不变，发动机单位推力不变。
3进气总压的变化使发动机流路各截而的压力都成比例变化，所以对单位推力没有影响。
4发动机的推力是单位推力和空气质量流量的乘积。
由于流虽:
的降低比单位推力的变化快,因此总的推力是下降的，并且在11km以上，推力下降的速率比在11km以下快。
二•耗油率的变化sfc=^oc牢"
1肖飞行髙度增加时，在11km以下，进气总温的降低使燃烧室进口总温减小，保持涡轮前温度不变时，燃烧室的加热量增加，发动机的热效率提高，耗油率减小。
在11km以上，由于进气总温不变，发动机的热效率不变，耗油率不变。
2进气总压的变化对耗汕率也没有影响。
30.分析处于最大状态时几何不可调的涡轮喷气发动起的推力和耗汕率随主燃烧室供汕呈:
减小的变化规律。
一•推力的变化
1推力等于单位推力和发动机进口空气质量流虽的乘积。
2主燃烧室的供汕疑减小，因此涡轮前温度下降，由于几何不可调，因此涡轮落压比不变,所以高压和低压涡轮功降低，髙压和低压转速下降，工作点沿工作线下移，因此发动机流量减小。
3减小主燃烧室的供油量时，由于髙压和低压转速下降，工作点沿工作线下移，髙压和低压压气机压比降低，因此发动机热效率下降，单位推力减少：
此外，涡轮前温度下降，使的加热比，单位推力减少。
4从最大状态减小主燃烧室的供汕量时，发动机的空气流量减少并且单位推力降低，因此发动机的推力急剧下降。
二•耗油率的变化
1减小主燃饶室的供油量时，低压和高压压气机压比减小，加热比降低，因此热效率下降。
2减小主燃烧室的供油量时，涡轮前温度Th下降，低压和高压压气机压比减小，使排气速度Cg减小，推进效率Hp增大。
3发动机总效率是推进效率与热效率的乘枳。
在从最大状态开始节流时，推进效率增加占主导地位，因此总效率增大，耗油率降低。
4进一步节流时，热效率np下降起主要作用，因此总效率减小，耗油率增加。
31.画出并分析加力式单轴涡轮喷气发动机在接通加力过程中加力燃饶室供油压力、发动机转速、涡轮前温度、涡轮后总压和尾喷管临界截而积随时间的变化关系，并解释接通加力时先增大尾喷管临界截而面积后供油的原因。
1在A-A瞬时，尾喷管临界截而而积增大，在B-B瞬时加力燃烧室供油压力升髙，开始向加力燃烧室供油，在C-C瞬时点燃加力燃烧室。
B-B瞬时晚于A-A瞬时是因为：
如果B-B早于A-A,加力燃饶室的工作造成燃气总温上升，燃气的比体积增大，尾喷管面积在保持临界状态且而积不变时，燃气不能完全排岀，会使涡轮后总压Pt5上升，导致涡轮落压比下降，如果调修系统为保持转速不变，必须向主加烧室供汕，使得涡轮前温度上升和喘振裕度的下降,使得TtQTtqmax，这将会给发动机带来严重的后果。
2从A-A瞬时到C-C瞬时，由于尾喷管临界截而面积增大，涡轮落压比增大，涡轮后总压下降，为保证转速不变的调节规律，涡轮前温度下降。
3在C-C瞬时，加力燃烧室点燃，在短时间内涡轮后总压急剧升高，涡轮落压比下降，使得涡轮功和转速在C-C瞬时后降低，为将转速恢复到原来的数值，主燃烧室增大供油量，因此会引起短时间的涡轮前温度急增与喘振裕度的下降。
4随着转速的恢复，发动机进入稳左的加力状态。
1.内压式超声速进气道设计马赫数为2.2,计算在理想状态下的收缩比。
Ma
T/T*
P/P*
P/P*
1/q
\
2.15
0.5196
0.1011
0.1946
1.9185
1.6977
2.16
0.5173
0.0996
0.1925
1.9354
1.7018
2.17
0.5160
0.0980
0.1903
1.9525
1.7059
2.18
0.5127
0.0965
0.1882
1.9698
1.7099
2.19
0.5104
0.0950
0.1861
1.9873
1.7139
2.20
0.5081
0.0935
0.1841
2.0050
1.7179
2.21
0.5059
0.0921
0.1820
2.0229
1.7219
2.22
0.5036
0.0906
0.1800
2.0409
1.7258
2.23
0.5014
0.0892
0.1780
2.0592
1.7297
2.24
0.4991
0.0878
0.1760
2.0777
1.7336
按Ma=2.2查气动函数表及激波图线得：
l/q=2.005
q（X）=0.499
理想状态下，内压式超声速进气道内接近于一维左常等爛流动，进气道进口和喉部的流量平衡关系为：
也丄-7=^1）="thAh）
VTtlVT^th
Ri=pt,thTti=T“hq（入h）=i・0
Ai
十q（入1）=q（2.2）=0.499
At
2•已知TO=288K,发动机增压比n=40,TM=1700K,空气定熾指数k=1.4,空气定压比热容
CP=1.005KJ/Kg.K,求理想循环热效率和理想循环功。
11
nti=1■1.4-1=0-6514
兀寸40卞"
k-lL4-1
e三it寸=40^L4"=2.8690
z、/A\/5.9028\572.04kJ
S=CpT0（e-D（；-l）=1.005X288X1.8690X（―一1）=
3•—台双轴涡轮喷气发动机进行地而台架实验时测得：
大气温度35°C,大气压力0.9865bar,
空气质虽:
流量67kg/s,推力57620N,耗油率0・98kg/（daN・h）,低压转子10000r/min,试问换算到标准大气条件（288.15K,1.01325bar）相应的各参数等于多少？
Wa,corV288l5W®斥
0.9865X088.15
Fcor_Fm
1.01325~叮
57620X1.01325
FsL—丽菇—=59182N
（Sfc）gr_（S%
^288.15_
_0.98X088.15_0.9477kg
（SfC）C°r=7（35+273.15）=daN.h
10000XV288.159670r
ncor=，「=:
—
/（35+273.15）0min
4•具有收敛型尾喷管的某涡轮喷气发动机在地而试车时，已知Pt9=2.5X105pa,T萨887K,W9=50.7kg/s>周帀大气压力Po=l.O1325XlO5paa试计算发动机的推力。
判断尾喷管的工作状态：
i>
因此，尾喷管的工作状态为超临界状态，此时ppp。
，Ma9=1.0o
T9=Tt9（i+^^M?
9）=887X（l+i^ll）=771K
a9=JkgRTg=V1.3X287.06X771=536.34m/s
C9=Ma9•a9=1.0X536.34=536.34m/s
W9Jr^50.7Xyj8879
A9=^7=0.0394X2.5X10S=°-1532m~
F=WgC9・WaCo+（P9・po）A9
地面试车时，Co=0,因此发动机的推力为：
F=W9C9+（p9-Po）A9=5O.7X536.34+（1.365-1.01325）X105X0.1532=32581N
5•—台混合加力涡扇发动机加力燃烧室出口总温Tt/ab=2200K,进气道总压恢复系数。
i=0.97,外涵风扇增压比"=2.74,飞行马赫数MaO=0.9,高度H=llkmo假设混合过程、加力燃烧室和尾喷管均无损失，尾喷管完全膨胀，试计算单位推力。
（计算时取混合室进口内、外涵气流总压相等，采用定比热方法计算）。
TO=288.15-6.5H=216.65K
Po=1.0133X（l-H/44.308）52553X105=0.227X105Pa
a0=JkRT。
=\^1.4X287.06X216.7=295.08m/s
Co=Ma0•a0=0.9X295.08=265.57m/s
R2=SRo=0・97X0.384X105=0.372X105Pa
R22=兀FR2=2.74X0.372X105=1.020X105Pa
由于混合室进口内外涵总压相等：
Pt5„=Pt22=Pt5
由于混合过程、加力燃烧室和尾喷管均无损失:
Pt5=Pt6=Pt7=Pt9
pt9=pt22=1.020X105Pa
尾喷管完全膨胀：
p9=p0=0.227X105Pa
C9=Ma9•a9=1.66X762.01=1264.94m/s
Fs=C9-Co=1264.94-265.57=999.37N•s/kg
6.已知某燃烧室进口总温Tt3=570K,岀口总温Tt4=1140K,空气质量流MWa=43.3kg/s,燃油流MWf=0.702kg/s,燃油热值Hu=43120kJ/kg,大气温度To=290K,求燃烧室效率。
W
aL0=—=61.681
W（
ht4a=1207.7kJ/kght3a=575.7kJ/kg
Ht4=2763.5kJ/kgHo=446.3kJ/kg
%=“LoQba-hpJ+HtA-Ho=Q%8
氐
7•某发动机在飞机起飞时，尾喷管内气流总压Pt=23X105N/m2.总温Tt=928.5K,若使气流在尾喷管内得到为完全膨胀，应采用面积比A9/A3为多大的收敛-扩张型尾喷管？
这时的排气速度比收敛尾喷管大多少？
（设大气压强Po=0.981X105N/m2,燃气的比热比K=1.33）o答：
绝热等炳完全膨胀，Tt7=Tt9=TtPt7=Pt9=PtP9=Po
詈=（1+号M召尸Ma9=1.195
学=（1+字M爲）=1.2356T9=751.46K
C9二訂=Ma9・JkRTg=640.68m/s
收敛喷管：
出口马赫数最大为1.0
半=（1+字）=1.165T9=797.00K
C9收敛=7kRT9=551.62m/s
AC9=89.06m/s
8.某发动机在H=15545m,Ma0=2.0巡航飞行时发动机排气速度C9=1009m/s,耗油率sfc=1.19kg/（kgf.h）,计算发动机的推进效率，热效率和总效率（设大气压强Po=0.11X105N/m2,大气温度TO=216.7K,燃油热值Hu=42900kJ/kg）o
答：
a0=T^RTo=295m/s
Co=Ma0•a0=590m/s
2
np=—=0.738
1+k2
十Co
3600a0Ma0
sfc=
HuHp
Tip=0.408
V\q
r\t==—=0.552
%
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