第三部分 涡喷发动机典型部件

航空发动机原理课时安排：56学时民用航空系刘磊办公室：A1S-3112020/4/27航空发动机原理2绪论航空发动机发动机发展回顾与展望第11章第一部分热力学和气体动力学基础第1章第二部分航空燃气轮机的工作原理第2章第三部分发动机部件工作特性第3,4章第四部分典型发动机工作特性第5,6,7,8,9章第五部分其他发动机机简介第10章课程结构2020/4/2722020/4/27航空发动机原理3§3.1进气道§3.2压气机§3.3涡轮§3.4燃烧室§3.5加力燃烧室§3.6尾喷管第三部分涡轮喷气发动机的部件2020/4/2732020/4/27航空发动机原理4§3.1进气道2020/4/2743.1.1概述3.1.2亚音速进气道3.1.2超音速进气道2020/4/27航空发动机原理52020/4/2753.1.1概述2020/4/27航空发动机原理62020/4/2763.1.1概述1.进气道的必要性发动机压气机的进气轴向速度都是亚音速，例如在设计条件下，进口轴向M数不超过0.7，而目前的飞机却经常在超音速下飞行。离开设计条件时，压气机进口M数和飞行M数的变化也是不一致的。这就需要有一段管道，通过它气流减速扩压，然后进入压气机。是推进系统的一个组成部分。虽然有时候它还是飞机结构的一部分，但那只是结构上的需要而已。2020/4/27航空发动机原理72020/4/277进气道前方气流的速度是由飞机的飞行速度决定，进气道出口气流速度是由发动机的工作状态确定，两者一般不等，进气道要在任何情况下满足气流速度的转变。进气道基本功能引导外界空气进入压气机，输送和调整气流；调整气流流场，使其出口均匀；飞机超声速飞行时，减小进气道出口马赫数，扩压。3.1.1概述1.进气道的必要性2020/4/27航空发动机原理82020/4/2782.进气道的基本参数1）总压恢复系数*0*2ppii——进气道出口截面的总压——进气道前方未扰动气流的总压*222*2)(TqAmpqma压气机进口截面的流量为：当发动机工作状况不变，不变时，)(2q影响发动机推力改变变变maiqp*2表征气体流动的流动损失，亚音速进气道一般为0.94~0.98。3.1.1概述i2020/4/27航空发动机原理92020/4/2792.进气道的基本参数2）流量系数iiiAAAcAc000000i3.1.1概述2020/4/27航空发动机原理102020/4/27103.1.1概述2.进气道的基本参数3）阻力系数Cxi2020/4/27航空发动机原理112020/4/27113.1.1概述2.进气道的基本参数3）阻力系数Cxi2020/4/27航空发动机原理122020/4/27123.1.1概述2.进气道的基本参数以下两种情况分别地都会使得外阻明显增加。超音速飞行时，如果激波不贴口，会有附加阻力。进气道唇口的存在使外流急剧加速，有可能引起气流分离或形成超音速区。3）阻力系数Cxi2020/4/27航空发动机原理132020/4/27133.1.1概述2.进气道的基本参数4）稳定裕度2020/4/27航空发动机原理142020/4/27143.1.1概述3.进气道的主要类型①②2020/4/27航空发动机原理152020/4/27153.1.1概述3.进气道的主要类型③2020/4/27航空发动机原理163.1.1概述3.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理173.1.1概述3.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理183.1.1概述3.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理193.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理203.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理213.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理223.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理233.进气道的主要类型2020/4/27航空发动机原理243.1.2亚音速进气道2020/4/27航空发动机原理253.1.2亚音速进气道1.进气道的流动模型一定的进气道，它的进口流动模型取决于发动机的工作状态和飞行的M数。在设计条件下的流动模型和参数沿流程的变化。26M1为压气机进口的M数，它决定于发动机的转速和进口的总温T1*；Mi为进气道的进口M数，决定于M1，与飞行的M数M0没有直接的关系。3.1.2亚音速进气道1.进气道的流动模型M1MiM027根据流量连续有等熵条件（总参数不变）得***000*0)()(iiiiTqApKTqApK)()(00qqAAii3.1.2亚音速进气道2.进气道的流量系数变化28而q(i)或(Mi)主要是决定于发动机的工作状态，M0与Mi无直接关系。所以，随着飞行M数的变化(或q(0)的变化)，是变化的。3.1.2亚音速进气道2.进气道的流量系数变化)()(00qqAAii29(1)当M0下降时，增加，可大于1，出现如图(b)所示的流动模型。若M0=0，则F→∞，流动模型如图(a)所示，气流从前面各方进入进气道。3.1.2亚音速进气道2.进气道的流量系数变化)()(00qqAAii30(2)当M0增加时，F下降，图(c)表示F1。(3)当M01时，在进气道前出现脱体激波，如图(d)所示。气流经过正激波，总压有损失，静压上升，激波后气流继续滞止，直到进气道进口Ai截面，M数达到Mi，相应地恰好是发动机对进气道所要求的q(i)。如果飞行M数有变化，则自动调整激波强度和相对位置。3.1.2亚音速进气道2.进气道的流量系数变化)()(00qqAAii313.1.2亚音速进气道3.亚音速进气道在亚音速条件下工作)()(00qqAAii323.1.2亚音速进气道3.亚音速进气道在亚音速条件下工作)()(00qqAAii333.1.2亚音速进气道3.亚音速进气道在亚音速条件下工作343.1.2亚音速进气道4.亚音速进气道在超音速条件下工作353.1.2亚音速进气道3.亚音速进气道在亚音速条件下工作2020/4/27航空发动机原理362020/4/27363.1.3超音速进气道1.超音速进气道基本工作原理2020/4/27航空发动机原理372020/4/27373.1.3超音速进气道1.超音速进气道基本工作原理2020/4/27航空发动机原理382020/4/27383.1.3超音速进气道1.超音速进气道基本工作原理2020/4/27航空发动机原理392020/4/27393.1.3超音速进气道1.超音速进气道基本工作原理2020/4/27航空发动机原理402020/4/27403.1.3超音速进气道2.超音速进气道的类型（a）混合式进气道•入口气流为超声速；•内部气流通道为收敛-扩张型；（b）外压式进气道•入口气流为超声速；•内部气流通道为扩张型；（c）内压式进气道•入口气流为飞机速度；•内部气流通道为收敛-扩张型；•超音速转变为亚音速全在气流通道里面完成。2020/4/27航空发动机原理412020/4/27413.1.3超音速进气道（1）外压式进气道2020/4/27航空发动机原理422020/4/27423.1.3超音速进气道（1）外压式进气道2020/4/27航空发动机原理432020/4/27433.1.3超音速进气道（1）外压式进气道2020/4/27航空发动机原理442020/4/27443.1.3超音速进气道（1）外压式进气道2020/4/27航空发动机原理452020/4/27453.1.3超音速进气道（2）内压式进气道2020/4/27航空发动机原理462020/4/27463.1.3超音速进气道（2）内压式进气道2020/4/27航空发动机原理472020/4/27473.1.3超音速进气道（2）内压式进气道2020/4/27航空发动机原理482020/4/27483.1.3超音速进气道（2）内压式进气道2020/4/27航空发动机原理492020/4/27493.1.3超音速进气道（2）内压式进气道2020/4/27航空发动机原理502020/4/27503.1.3超音速进气道（2）内压式进气道2020/4/27航空发动机原理512020/4/27513.1.3超音速进气道（3）混合式进气道2020/4/27航空发动机原理522020/4/27523.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性超音速进气道的工作特性比较敏感，它取决于飞行M数和发动机的工作状态。当偏离设计点后，对于不可调节的超音速进气道，飞行M数变化不仅会影响波系角度，而且与发动机工况变化类似，会使进气道出口换算流量q(1)变化，从而引起进气道工况变化，从临界转为亚临界或超临界。53（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上当飞行M数下降时，如图(a)所示，激波交点前移，通常叫做亚临界工作状态，1，要产生较大的附加阻力。当飞行M数增加时，如图(b)所示，通常叫超临界工作状态，这时候i要下降，激波交点进入进气道，有可能影响进气道的稳定工作。3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性(a)(b)54（1）波系角度变化，交点不再落在唇口上此外，例如轴对称进气道受到气流迎角或侧滑角的影响时，破坏了波系的对称性，在对称的部位上有可能同时出现上述两种不同的情况。3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性55（2）扩压段的正激波被推出口外出现这一现象的原因是发动机所需要的流量小于进气道所提供的流量，在压气机前反压增加，正激波前移，直至被推出口外。这种现象出现在发动机转速下降或进口总温T1*增加的时候。出现这一现象，破坏了波系的组织，会使i下降，1，外阻增加，并可能导致喘振。3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性56（3）喘振正激波被推出口外之后，由于正激波比较强，与锥面附面层干扰的结果很容易出现分离，在分离之后，损失增加，使喉道的有效流通面积减小，流量受堵，迫使激波更加前移，强度更加加强，激波直往前推，直到锥面的顶部附近，附面层比较薄，波后不再分离了，损失突然减少，喉道通畅了，激波又后移。由此交替进行，产生流量和压力的低频大振幅脉动，这就是进气道喘振。它的危害甚大，不仅使发动机性能下降，面且有可能造成发动机熄火或损坏机件。3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性57（4）嗡鸣当进气道处于超临界工况时，扩压段中正激波后移，波的强度加强，当其达到一定强度后，会出现强分离造成的高频振动，叫做嗡鸣。造成嗡鸣的原因与上面(3)相反，是转速上升或进气的总温T1*下降，发动机需要更多的流量，而流量受到进气道喉道的限制，所以，会使正激波自动地后移，增加激波强度，使p1*下降，则使压气机进口的q(1)上升。当正激波加强到一定的程度时，在扩压段反压的作用下有可能在激波后出现分离，在分离后，总压p1*下降，激波前移，分离消失，这时总压p1*又不适应发动机需要的密流函数，激波又后移，由此交替进行，造成压力脉动，出现嗡鸣。3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性58（4）嗡鸣嗡鸣的特点是频率高，振幅小，嗡鸣本身会使发动机的推力略有下降，一般来说，危害不大。但超临界工况本身引起的压力恢复下降，带来推力下降的影响是不能忽视的。3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性59喘振与嗡鸣激波位置频率振幅危害喘振前移低大大嗡鸣后推高小小3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性60（5）共同工作的特性图进气道的工作情况，取决于发动机工作状态和飞行的M数。总压恢复系数。式中，A1——压气机进口截面积，与Ai一样，对于一定的发动机，都是定值。)()()()(1011100qqAAqAqAii3.1.3超音速进气道3.超音速进气道特性61因为是q(1)和M0的函数，所以，总压恢复系数i可表示为)),((01Mqfi)()()()(1011100qqAAqAqAii3.1