航空发动机原理综述.ppt

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 谢谢！ 总 结 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 功能、设计要求及分类 亚音进气道 三种流谱(0??) 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 三种流谱(0??) 三种不同工作状态： 临界、超临界、亚临界 超音进气道 亚音进气道 尾喷管工作原理 功能、设计要求及分类 收敛型 三种工作状态 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 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 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 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 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 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 基本工作原理及热力循环 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 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 发动机设计点性能 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