航空发动机工作原理

•思考题简述航空发动机的发展历程四代机（飞机和发动机）的技术特点是什么？代表机型是什么？热力学第一、第二定律焓、总温、总压激波、正激波、斜激波相似理论航空发动机的发展经历活塞式+螺旋桨（二战前）音障涡喷（20世纪40~50年代）涡扇（20世纪60年代）高热力性能，结构工艺水平推力矢量技术新一代涡扇（20世纪80年代）经济性新一代涡扇的5S特性隐身性（stealth）超音速巡航（supersoniccruise）短距起降（shortrangetakeoffandlanding）超机动性（supermaneuverability）高维修性（serviceability）第2章航空燃气轮机的工作原理PrincipleofAeroGasturbineEngine涡轮喷气发动机五大部件：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管2.1航空燃气轮机概述进气道压气机燃烧室涡轮排气喷管附件系统(燃油、润滑、启动、空气、电气等)2.1航空燃气轮机概述涡喷发动机工作时连续不断地吸入空气，空气在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产生高温高压燃气从尾喷管喷出，气体动量增加，使发动机产生反作用推力涡轮喷气发动机与活塞式发动机涡轮喷气发动机活塞式发动机共同点：均以空气和燃气作为工作介质。都是吸入空气，经过压缩增加空气压力，经过燃烧增加气体温度，然后使燃气膨胀作功。进入燃气轮机的空气连续进入活塞式发动机的空气不连续在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧2.1航空燃气轮机概述进气道将工质引入压气机增压燃烧室喷油燃烧加热涡轮膨胀作功带动压气机尾喷管膨胀加速高速排气到体外2.1航空燃气轮机概述•工作过程：沿涡喷发动机流程参数变化喷气发动机的分类涡喷发动机相比活塞式发动机，推力大、效率高、迎风面小使人类实现超音速飞行适用范围：高速（超音速）飞行的飞机优点：高速下性能优越缺点：低速下经济性差喷气发动机分类涡轮喷气发动机（涡喷发动机）双转子不加力涡轮喷气发动机单转子不加力涡轮喷气发动机复燃加力涡喷发动机由5个主要部件和加力燃烧室组成适用范围：超音速飞行的飞机（战斗机）复燃加力使推力增加50％－70％扩大飞行包线、提高机动性能；缺点：加力使发动机经济性更差。喷气发动机分类离心式涡轮喷气发动机WP5发动机喷气发动机分类涡轮风扇发动机构成风扇＋核心机＋低压涡轮（排气系统）喷气发动机分类涡轮风扇发动机（涡扇发动机）分开排气式涡轮风扇发动机（分排涡扇发动机）混合排气式涡轮风扇发动机（混排涡扇发动机）喷气发动机分类涡扇发动机分类之一按风扇位置分1、前风扇2、后风扇3、高位风扇涡扇发动机分类之二按转子数目划分1、单转子2、双转子3、带增压级的双转子4、三转子喷气发动机分类涡轮螺旋桨发动机（涡桨发动机）涡桨６发动机：装备运８喷气发动机分类涡轮涡桨发动机由5个主要部件和螺旋桨组成低速飞行时具有优越的经济性适用范围：Ma0.6装备于：支线客机、短途运输机。涡轮轴发动机典型的涡轮轴发动机（RTH322）喷气发动机分类涡轴发动机由5个主要部件和动力涡轮组成装备于：直升机螺桨风扇发动机（桨扇发动机）8~10片后掠叶片组成桨扇克服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推进效率较高，优越性保持到飞行马赫数0.8左右更适用于巡航马赫数为0.7~0.8的短途运输机燃气发生器螺桨－风扇喷气发动机分类桨扇发动机装有D-27桨扇发动机的AN-70飞机民用涡轮风扇发动机民用涡轮风扇发动机特点大涵道比、分开排气方式优点起飞推力大，巡航经济性好。适用干线、支线客机和运输机大型燃气涡轮发动机80000磅级推力发动机—双发宽体客机允许不着陆跨洋飞行推力40000kgB777民用飞机发动机亚音运输机进一步降低耗油率超大涵道比、浆扇超音运输机实现环球更快捷飞行低涵道比涡扇发动机变循环发动机军用涡轮风扇发动机特点小涵道比、混合排气、带加力优点加力比大，亚声巡航经济性好适用超音速飞机军用小涵道比涡扇发动机高推重比矢量喷管发动机（F119）双轴涡喷发动机截面2--压气机入口，2.5--低压压气机出口，3--燃烧室入口，4--涡轮入口，4.5--高压涡轮出口，5--尾喷管入口，8--尾喷管临界截面，9--尾喷管出口带加力燃烧室的涡喷发动机截面2--压气机入口，2.5--低压压气机出口，3--燃烧室入口，4--涡轮入口，4.5--高压涡轮出口，5--尾喷管入口，6--加力燃烧室入口，7--加力燃烧室出口，8--尾喷管临界截面，9--尾喷管出口涡扇发动机基本工作情形涡扇发动机基本工作情形压力（静压、总压）的变化规律涡扇发动机基本工作情形温度（静温、总温）的变化规律涡扇发动机基本工作情形速度的变化规律固体火箭发动机返回液体火箭发动机返回原子能发动机返回冲压发动机返回脉冲发动机返回理想循环：发动机工作时，不断从外界吸入空气，经过一系列热力过程，最后高速喷出，排出气体在外界逐步散失能量最终达到与外界大气平衡，构成一个不断循环的过程。循环过程作如下假设以后称为理想循环：(1)工质为空气，可视为理想气体，比热为常数；(2)忽略流动损失；压缩过程与膨胀过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损失(排热过程除外)和机械损失。(3)气流在尾喷管达到完全膨胀。2.3燃气发生器理想燃气轮机循环由布雷顿(Brayton)于1872年提出，它由4个过程组成：绝热压缩等压加热绝热膨胀等压放热发动机特征截面定义由四个热力过程组成02i：等熵压缩2i3i：等压加热3i9i：等熵膨胀9i0：等压放热理想循环衡量燃气发生器性能的指标热效率ηt,i（ThermoEfficiency)，即加入每千克空气的热量中所产生的可用功与所加热量之比。比功w(SpecificWork)，单位质量空气所作的功。描述循环过程的参数增压比：压气机出口静压与周围大气压力之比。包括进气道的冲压增压和压气机的加功增压加热比Δ：燃烧室出口温度与外界大气温度之比压缩功WC膨胀功Wp加热量q1放热量q2增压比0i2PP加热比Δ0i3TT＝压缩功和膨胀功压缩功:“a02iba”所包围的面积膨胀功:“a9i3iba”所包围的面积比功和热效率理想燃气轮机循环的比功为理想燃气轮机循环的热效率为热效率ηt,i只与增压比π有关，ηt,i随π增大而增加，与燃烧过程加热量q1无关。理想燃气轮机的加热量q1和比功wi不仅与增压比π有关还与加热比Δ有关。当大气温度和增压比π一定时，加热量q1和比功wi随加热比Δ的提高而增大。使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)，记为πopt,i最佳增压比最佳增压比由理想循环功的公式，求循环功对增压比的偏导数，并令其等于零，获最佳增压比：)1(2iopt,kk与最佳增压比对应的比功极大值：理想燃气轮机循环的3个重要结论1、理想燃气轮机的热效率ηt,i只与增压比π有关，ηt,i随π增大而单调增加，与燃烧过程加热量q1或加热比Δ无关。2、在加热比Δ一定的条件下,有一个使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)记为πopt,i。最佳增压比随加热比增加而增大。3、在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增加思考题涡轮发动机组成部件航空燃气轮机工作过程喷气发动机的分类什么是理想循环，理想循环有哪些重要结论？实际循环实际燃气轮机中气体的比热随着气体的成分和温度不断地发生变化，而且各个工作过程都存在着流动损失。各部件损失和热力过程的不可逆性组成：多变（不等熵）压缩过程不等压加热过程多变（不等熵）膨胀过程等压放热过程（当P9＝P0时）实际循环实际循环实际燃气轮机循环的比功和热效率：P65为便于计算，实际循环分析在理想循环分析的基础上作如下处理：①在压缩和膨胀二个绝热过程中，由于存在流动损失，过程中熵增加。②把燃烧室中的压力损失归入总的膨胀过程。而燃烧过程仍看作等压加热过程。实际燃气轮机循环的比功和热效率实际燃气轮机循环的比功热效率为：实际燃气轮机循环的最佳增压比最佳增压比不仅与加热比Δ有关，还与反映流动损失的多变指数n和n'有关。实际燃气轮机循环的4个重要结论1、实际循环的热效率不仅与增压比有关，而且与循环加热比Δ有关。2、实际循环的热效率随增压比的增加，并不是单调的增大，而是有一个极大值，使热效率达极大值的增压比称为最经济增压比。3、在加热比Δ一定的条件下，有一个使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)，记为πopt。实际循环的πopt小于理想循环的πopt,i。各增压比下，实际循环的比功都小于理想循环的比功。4、在实际循环中随着循环加热比Δ的加大，损失所占加热量的比例相对减少，因此，Δ愈大，实际循环的热效率愈高，实际循环的最佳增压比和最经济增压比也愈高。为提高循环热效率，应尽可能提高循环增压比；为提高循环功，应尽可能提高循环加热比；存在有最佳增压比，增压比过大将使循环功减小；提高循环加热比，使循环最佳增压比增加；提高部件效率，有利于提高循环功和热效率。压气机最佳增压比和最经济增压比最佳和最经济增压比是指气流通过进气道和压气机时的总增压比。气流通过进气道的增压比是随着飞行Ma数的增加而加大，因此，飞行Ma数愈大，则最佳和最经济压气机增压比愈低双轴式结构的燃气发生器双轴燃气发生器具有如下优点：(一)双轴燃气发生器可以使压气机在更广阔的转速范围内稳定地工作，是防止压气机喘振的有效措施之一;(二)双轴燃气发生器在低转速下具有较高的压气机效率，因而可使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷入更多的燃油，使双轴燃气轮机具有良好的加速性能;(三)由于双轴燃气发生器在非设计工况下具有较高的压气机效率，因此非设计工况下的耗油率比单轴燃气发生器低;(四)双轴燃气发生器在起动时，起动机只需带动一个转子，与同样参数的单轴燃气发生器相比，可以采用较小功率的起动机。核心机将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可以作为燃气发生器。但是在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机的燃气发生器部分还应该包括低压转子中的低压压气机和带动低压压气机的那一部分低压涡轮。发展高性能的核心机和燃气发生器的重要意义原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机，则可发展一系列的发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面及舰船用的动力。另外，按相似理论放大、缩小，可以将核心机尺寸加大或缩小，以改变发动机的推力或功率大小。因此，一些著名的航空发动机公司在20世纪60年代中期均开展了高性能核心机和燃气发生器的研制工作，并取得可观的效果。我国也正在努力发展高性能核心机和燃气发生器。国通用电气(GE)公司于60年代中期接受美国空军的委托，开展了编号为GE9的“第二代先进涡轮发动机燃气发生器”的发展工作。由于发展了该燃气发生器，因此，1969年GE公司在在争夺用于“先进有人驾驶战略轰炸机”(即后来命名为B-1的轰炸机)的发动机竞争中取胜，并在1970年6月取得美国空军研制用于B-1轰炸机的发动机合同。该公司在GE9燃气发生器的基础上，配上2级风扇、2级低压涡轮与加力燃烧室研制了F101加力式涡轮风扇发动广机，该总压比为26.5,涡轮前燃气温度为1643K，F101于1976年9月完成了定型试验。装F101发动机的B-1B轰炸机于1986年中交付美国空军投入使用。国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况美英三大航空发动机公司的国际inter网网址分别为：①http//②http：//③http：//国