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1、（转换热能增加，推力增加） 发动机增压比。假设温度/灵活温度当飞机的实际起飞重量低于最大起飞重量时，起飞并不需要全推力，可以采用减推力起飞。这样可以延长发动机的寿命，降低维护成本。为了管理推力的减量，我们引入了“假设温度”这一概念。假设温度是一个假定的温度参数，与外界气温的意义不同。发动机根据假设温度的高低来控制起飞推力的大小。影响推力大小的因素： 涡轮前燃气温度越高，速度增量越大，推力越大。 发动机增压比越高，理想循环先增大后减小，推力先增大后减小。 飞行速度越快，由于冲压效应空气流量增大，前后速度差减小，低速时推力增大，高速时推力减小。发动机转速越快，空气流量越大，推力越大 大气温度越高，

2、空气密度越小，理想循环越小，推力越小。飞行高度越高，空气密度越小，大气温度越越低，推力越小。发动机基本工作状态发动机从最大状态到最小的允许连续工作的转速之间，规定有几种常用的基本工作状态：最大状态：转速和涡轮前燃气都达最大值，推力最大。最大状态一般只用于起飞。 额定状态：规定推力为最大推力的8590，额定推力一般用于爬升。巡航状态：推力为最大推力的6575，转速和涡轮前燃气温度以及单位燃油消耗率较低。 慢车状态：发动机能够稳定工作的小转速工作状态。推力指标推力F单位推力Fs：单位时间内每1公斤空气流过发动机所产生的推力。推质比Fm：发动机的推力与发动机重量的比值迎面推力FA：1平方米的横截面积

3、所产生的推力经济指标燃油消耗量：单位时间进入燃烧室的燃油质量燃油消耗率：产生单位推力在一小时内所消耗的燃油质量使用性能 工作可靠性起动迅速性加速性发动机寿命维护难易程度三、飞机动力装置各部分的组成和作用进气道：引导足够的空气顺利进入压气机；压气机：高速旋转叶轮对空气做功，压缩空气，提高空气压力；燃烧室：高压空气与燃油混合燃烧，化学能转变为热能，形成高温高压燃气；涡轮：高温高压燃气膨胀，向涡轮作功，涡轮与压气机在一根轴上带动压气机转动；喷管：燃气继续膨胀、加速，提高燃气速度。进气道功用： 在不同外界条件下，把足够的外部空气顺利地引入压气机。分类 亚音速进气道超音速进气道 进气口前缘较为钝圆，以避

4、免低速起飞时进口处气流分离。内部通道多为扩散形。在最大速度或巡航状态下，进入气流的减速增压过程大部分在进口外面完成，通道内的流体损失不大，因而有较高的效率。 亚音速进气道构造简单、重量轻。超音速进气道超音速进气道通过多个较弱的斜激波实现超音速气流的减速。超音速进气道分为外压式、内压式和混合式三类。进气道的性能参数 空气流量：单位时间流入进气道的空气质量；流动损失：空气流过进气道时，存在唇口损失和内部流动损失；出口流场的畸变指数：进气道出口流场不均会导致压气机喘振和燃烧室熄火；冲压比：进气道出口处的总压与远前方气流静压的比值压气机对流过它的空气进行压缩，提高空气压力，为燃气膨胀做功创造条件，从而

5、提高热效率，改善发动机的经济性，增大发动机的推力。增压方法：利用高速旋转的叶片对空气做功，将压缩功转变为气体的压力位能和内能。分类：离心式压气机（略） 轴流式压气机组成：轴流式压气机由转子（由工作叶轮构成）、静子（由整流器构成）和进气导向器组成。转子的功用是对空气做功，压缩空气，提高空气压力；静子使空气扩压，继续提高空气的压力。 基元级增压原理 轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力的。速度三角形压气机叶片的扭转压缩机叶片不是直的，而是扭转的。由于沿叶高各基元级的工 作条件不同，工作叶轮进口处在叶尖，平均直径和叶根的圆周 速度不同。叶尖：圆周速度大。叶根：圆周速度小。叶尖处叶型出气

6、角小；叶根处叶型出气角大。压气机环形通道面积逐渐减小空气流入压气机后，随着压力逐渐提高，空气密度也逐渐增大，由连续性定理可知，要保持接近恒定的气流轴向速度，就必须使通道横截面积逐渐减小。燃烧室使高压空气与燃油混合后燃烧，将燃油的化学能转变为热能，形成高温高压的燃气，为在涡轮和喷管中膨胀创造条件。基本性能要求：点火可靠、燃烧稳定、燃烧完全、总压损失小、尺寸小、出口温度分布最合理、排气污染小等。工作要求：燃油稳定燃烧；燃烧室出口燃气的温度受到涡轮叶片材料的限制。稳定燃烧的条件：建立一个稳定气流速度等于火焰的传播速度。方法：提高火焰传播速度和降低气流速度。降低气流速度的措施：扩散器，旋流器,锥形火焰

7、稳定器。提高火焰传播速度的措施：气流分股，促使燃油迅速液化，组成余气系数合适的混合气。涡轮在高温高压燃气作用下旋转作功，使燃气膨胀，推动涡轮旋转，输出功去带动压气机和附件。导向器：引导气流的流动以合适的方向流入工作叶轮并且加速。工作叶轮：受到燃气的冲击以及燃气在其中的膨胀，使其转动作功，去带动压气机和附件。涡轮压气机同是和气流进行能量交换的叶片机，但涡轮和压气机与气流间的能量交换在程序上相反，气流通过压气机时从动叶获得机械能，；而在涡轮中，动能通过动叶转变为功。因此涡轮的相邻叶片之间的通道是收敛形的。并且由前图可以看出：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，输出的功大；涡轮中的

8、气流速度比压气机大，燃气温度比压气机中的高，涡轮的叶片比压气机的叶片厚。涡轮环形通道面积逐渐增大空气流入涡轮后，随着压力降低，空气密度减小，由连续性定理可知，要保持接近恒定的气流轴向速度，就必须使通道横截面积逐渐增大。涡轮设计要求： （1）刚性均匀、重量轻，便于装拆。 （2）涡轮叶尖间隙小、效率高。 （3）能够经受热冲击、热疲劳、处理好传热与自由膨胀的 关系。高压涡轮间隙控制（HPTCC）系统FADEC（320飞机）通过HMU控制HPTCC系统， HPTCC系统通过调节用于冷却高压涡轮机匣的高压压气机引气流量来控制高压涡轮的间隙。该系统使高压涡轮性能最佳比，并降低排气温度。低压涡轮间隙控制（L

9、PTCC）FADEC（320飞机）通过HMU控制LPTCC系统， LPTCC系统通过调节用于冷却低压涡轮机匣的风扇引气流量来控制低压涡轮的间隙。涡轮叶片的冷却作用：提高涡轮前燃气温度，提高发动机性能冷却方式：对流冷却：将冷却空气引入叶身，通过对流冷却。冲击冷却:几股冷空气射流正对着被冷却表面,强化局部换热。气膜冷却：气流由叶片表面小孔排出，在叶片表面产生一层冷却气膜发散冷却：叶片外壁由多孔材料构成，冷却空气由壁面小孔流出。尾喷管 将从涡轮流出的燃气膨胀加速，将燃气一部分热能转变为动能，提高燃气速度，使燃气以很大的速度排出，产生很大的推力。反推装置：将外函道后的空气折转向斜前方排气而产生反推力的

10、装置。对反推力装置的要求：在保证发动机安全正常工作的情况下获得最大的反推力。结构简单，重量轻，操纵灵活，发动机正常工作状态与反推力状态相互转换所需的时间要短。合理选择排气方向，力求不产生非对称的反推力，保证飞机的操纵稳定性，不使高温燃气喷射飞机机体。四、 发动机的不稳定工作失速当压气机转速一定时，由于某种原因，使进入发动机的空气流量减少，从而使工作叶轮进口处绝对速度在发动机轴向分量下降，攻角上升，到一定情况时，攻角过大，气流在叶背处发生分离，这种现象叫失速。堵塞当压气机的转速一定时，由于某种原因，使工作叶轮进口处绝对速度在发动机轴向分量上升，攻角下降，到一定情况时，负攻角过大，气流在叶盆处发生

11、分离，使叶片通道变小，空气如同流过涡轮叶片通道一样。旋转失速当转速一定而空气流量减少时，就会引起转子叶片气流的正攻角增加，导致叶片通道中气流分离。气流分离，往往先发生在一、两个叶片的叶尖处，而后向周围、径向发展，同时这种分离区并不是固定在这几个叶片上，而是以较低的转速与压气机的叶轮作同方向的旋转运动，这种现象叫做旋转失速。由于气流分离后通道流通能力变差，通道溢出气流的挤压，使下一叶片气流攻角增大，出现气流失速分离，而原叶片前受阻气流向两边溢流，流动情况改变，消除了该叶片的失速状态。依此类推，既失速现象逆着转子叶片旋转方向传播。旋转失速的危害： 使压气机的气动性能明显恶化，甚至无法工作；旋转失速

12、会产生频率较高、强度大而危险的激振力，并可能导致叶片共振断裂。喘振定义：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。内部原因：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。现象与危害：发动机的声音由尖啸转变为低沉，发动机的振动加大，压气机出口总压和流量大幅波动，转速不稳定，推力突然下降，并有大幅度的波动；发动机的排气温度升高，造成超温，严重时会发生放炮，气流中断而发生熄火停车。喘振发生的条件发动机转速减小而偏离设计值时，各级增压比减小，出口处的密度减小，级数增加密度减小的程度也越来越厉害。（与设计值工作时空气的密度比较）由于连续性原理，各级流量系

13、数逐级增大。前几级进入喘振，后几级进入涡轮状态，称为“前喘后涡”。压气机进口总温升高发动机空气流量骤然减少推油门过快，压气机进气口温度过高，流量减少；着陆滑跑速度很低时使用反推，喷出的燃气又被吸入发动机，进口温度骤然升高；飞行中拉杆过猛，使发动机进口与气流之间的夹角突然改变过大，造成进气道内流场畸变而引起喘振；进气道结冰，整流罩变形。发动机损伤和翻修质量差发动机的防喘机构有故障而失调、外来物等。防喘措施压气机中间级放气。原理：中间级放气相当于在压气机中多开了一条通道使前几级空气流动阻力减小，空气流量增大，从而解除前几级失速分离状态。由于放走一部分空气后几级空气流量减少，缓解后几级的涡轮状态。优

14、点：结构简单；有利于压气机在低转速下工作的稳定。缺点：增压比下降，推力减小。可调导向器叶片和整流叶片。通过改变导向器叶片安装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，从而使工作叶轮进口处的相对速度的方向保持不变。 可以防喘，在非设计点的效率高，改善发动机的加速性能，适用于高增压比的发动机。需要增加一套控制机构，结构复杂。双转子或三转子结构。通过改变转速，即改变压气机动叶的切线速度的方法来改变工作叶轮进口处相对速度的方向，以减小攻角达到防喘的目的。特点：当压气机偏离设计点时，两转子会自动调节转速，而使各级压气机流量系数接近于设计值。推力大，效率高，容易启动。构造复杂，重量也较大

15、。五、涡轮风扇发动机质量附加原理：当发动机获得一定的机械能之后，通过将这部分可用能重新分配，将内涵得到的一部分能量传递给外涵，以增加发动机的总空气流量，降低排气速度，降低噪音，在一定的飞行速度内，可增大发动机推力，降低燃油消耗率，这就是质量附加原理。质量附加原理符合牛顿第二定律，在压气机前增加风扇以对大量的空气施加相对小的加速产生推力，涡轮喷气发动机是对较小的空气施加相对大的加速度。涡轮风扇发动机是目前广泛使用的航空燃气涡轮发动机之一。有内外两个涵道，内涵的工作原理与涡喷发动机相同,告诉气流从尾喷口排除产生推力F1；外涵的空气通过风扇叶片对空气作功，压缩空气，提高空气的压力和温度，在通道内膨胀

16、加速，产生推力F2。涵道比：外涵流量和内涵流量的比值B。推力：F=F1+F2 F2/F=B/B+1 低速飞行的飞机应选择较大的涵道比，使排气速度接近飞行速度，提高推进效率；高速飞行的飞机应选择较小的涵道比。涡轮前燃气温度：所允许的涡轮前温度提高，涵道比也提高。随着涡轮前温度的提高，更多的能量转到外涵，外涵就有更多的流量来接受这部分能量，使得内涵和外涵的排气速度都保持恰当的值，以保持较高的推进效率。涡扇发动机的特点在一定的飞行速度内：推力大；推进效率高；噪音低；燃油消耗率低。迎风面积大，阻力大，结构复杂。涵道比高的发动机，随飞行速度增大，推力下降很快。发动机参数：N1：低压轴转速。EGT：排气温度。EPR：发动机压力比。N2：高压轴转速。FF：燃油流量。VIB：振动指示。OIL PRESS：滑油压力。发动机重要参数： EPR：发动机压力比 ，低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比 ，对于轴流式压气机的涡扇发动机，它表征推力。 n1：风扇转速 对于高涵道比涡扇发动机风扇产生推力占绝大部分 所以n1也是推力表征参数。 EGT：排气温度 涡轮进口总温是发动机最重要的一个参数 ，但是无法测量 ，所以用涡轮排气温度来间接反映 ，限制EGT以保证涡轮进口温度不超限。