航空发动机特性Word格式.docx
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2.3燃烧室和加力燃烧室 28
2.3.1功能和技术指标 28
2.3.2主燃烧室出口气流参数计算 28
2.3.3加力燃烧室出口气流参数计算 29
2.3.4主燃烧室特性 29
2.4喷管 30
2.4.1喷管的功能和主要性能指标 30
2.4.2喷管的不同工作状态 31
2.4.3喷管出口气流参数计算 31
第三章航空发动机各部件的共同工作和控制规律 33
3.1发动机各部件的共同工作 33
3.1.1核心机各部件共同工作方程和共同工作线 33
3.1.2双轴涡喷发动机共同工作方程和共同工作线 40
3.1.3双轴分排涡扇发动机部件共同工作特点 47
3.1.4双轴混排涡扇发动机部件共同工作特点 50
3.1.5复燃加力发动机部件共同工作特点 57
3.2发动机的工作状态和控制规律 59
3.2.1发动机的主要工作状态 59
3.2.2选择发动机控制规律得原则 60
3.2.3双轴涡喷发动机的控制规律 62
3.2.4双轴加力涡扇发动机的控制规律 68
3.2.5涡轴发动机的控制规律 75
第四章发动机稳态特性 76
4.1共同工作点和发动机性能参数的确定 76
4.2涡喷发动机和涡扇发动机稳态特性 78
4.2.1速度特性 78
4.2.2高度特性 79
4.2.3节流特性 80
4.3影响发动机稳态特性的因素 81
4.3.1发动机类型和循环参数对特性的影响 82
4.3.2发动机可调几何和控制规律对发动机特性的影响 86
第五章涡喷和涡扇发动机过渡过程性能 90
5.1发动机的加速和减速过程 90
5.2加力接通和切断过程 92
5.3发动机起动 94
5.3.1地面起动 94
5.3.2空中起动 94
第六章发动机的使用特性 95
6.1大气温度和大气压力对发动机特性的影响 95
6.2大气湿度对发动机性能影响 96
6.3雷诺数对发动机性能影响 96
6.4环境特性 97
6.5发动机工作适应性 97
6.6发动机的通用特性和试车数据换算 97
第七章发动机性能数学模型 100
7.1数学模型的内容、分类和建模方法 100
7.2发动机稳态性能数学模型 101
7.2.1用总体法建立的I级性能模型 102
7.2.2用部件法建立的II级性能模型 102
7.3发动机过渡态性能数学模型 110
第八章推进系统性能及提高推进系统性能的新技术和新进展 114
8.1推进系统的组成 114
8.2进气道和喷管/后体特性 114
8.2.1进气道特性 114
8.2.2喷管/后体特性 116
8.3进气道与发动机的相容性 116
8.3.1进气道与发动机的流量匹配 116
II
8.3.2进气道与发动机的流场匹配 118
8.4进气道—发动机—喷管的性能匹配与推进系统性能分析 119
8.4.1飞行条件和发动机工作状态对推进系统性能的影响 121
8.4.2捕获面积AC的选择对安装推力的影响 121
8.4.3不同进气道对安装推力的影响 122
8.4.3不同进气道对安装推力的影响 123
8.5提高推进系统性能的新技术和新进展 123
8.5.1飞机对发动机性能要求 123
8.5.2发动机总体性能的发展趋势 124
8.5.3循环参数及任务分析 127
8.5.4变循环发动机 129
8.5.5推力矢量应用及其对发动机的影响 131
8.5.6快速推力调节RTM 135
8.5.7发动机数字仿真和虚拟技术 136
第一章航空燃气涡轮发动机的基本工作原理
1.1航空燃气涡轮发动机的主要类型、组成及工作过程
目前在航空上应用的燃气涡轮发动机的主要类型包括有:
涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺桨发动机、涡轮轴发动机等。
1.1.1.涡轮喷气发动机
单轴涡轮喷气发动机由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管五个部件组成,如图1-1所示意,是燃气轮机最早应用于飞机作动力装置的类型。
涡喷发动机工作时,外界空气流入进气道,在较大的飞行速度下气流经过进气道时速度减小而压力提高;
经过压气机时进一步对气流进行增压,特别是在低速飞行时压气机是对气流增压的主要部件;
燃烧室利用油燃烧时释放出的热量对气流加热;
从燃烧室流出的高温高压气流推动涡轮旋转产生轴功率,涡轮与压气机之间有轴联接,涡轮发出的功率提供给压气机;
涡轮出口的气流仍具有较高的压力和温度,在尾喷管中继续膨胀,速度增加,最后在尾喷管出口以高速排出。
1
当发动机的排气速度V9
大于飞行速度V0时,说明发动机给气体在加速方向(反飞行方向)以
作用力,而气体则给发动机在飞行方向以反作用力,即推力。
推力的大小取决于流经发动机的工质质量流量和速度增量(V9—V0)。
图1-1涡轮喷气发动机
1.1.2.涡轮风扇发动机
涡轮风扇发动机又分为分开排气式和混合排气式两种类型。
分开排气式涡扇发动机由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、内涵尾喷管、外涵道及外涵尾喷管部件组成,如图1-2。
通过分排涡扇发动机的气流经进气道进入,先经过风扇进行压缩,然后分成两路:
第一路流过内涵道的压气机、燃烧室、涡轮和内涵尾喷管;
第二路流过外涵和外涵尾喷管。
外涵空气流量与内涵空气流量之比称为涵道比。
由于内涵燃烧室出口高压高温燃气的一部分能量通过涡轮传递到外涵风扇,使外涵气流压力升高,然后在外涵尾喷管中膨胀,产生外涵推力。
涡扇发动机的推力是由内外涵气流共同产生的。
图1-3给出混合排气式涡扇发动机示意图,它由进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、混合器和尾喷管等部件组成。
通过混排涡扇发动机的气流由进气道进入,先经过风扇进行压缩,然后分成两路:
第一路流过内涵道的压气机、燃烧室、涡轮,另一路进入外涵道。
两路在位于涡轮
后的混合器中进行掺混,然后在同一个尾喷管中膨胀加速,以高速排出产生反作用推力。
图1-2分排涡扇发动机
图1-3混排涡扇发动机
1.1.3.涡轮螺桨发动机
涡轮螺桨发动机(图1-4)除了具有与涡喷发动机相同的五个部件之外,还有经过减速器带动的螺旋桨,因此该类型发动机的涡轮产生的功率除了带动压气机之外还要带动螺旋桨。
螺旋桨使通过的大量气流产生加速度,气流对螺旋桨桨叶产生反作用力,因而产生推进飞机前进的推力
(或拉力),因此对于涡轮螺桨发动机产生的推力主要由螺旋桨产生,喷气推力只占较小的部分。
图1-4涡轮螺桨发动机
1.1.4.涡轮轴发动机
图1-5为涡轴发动机剖面简图,其组成部件与其他发动机相类似。
这种类型发动机的主要特点是,带动压气机的涡轮称为燃气发生器涡轮,排出后的燃气进入自由(动力)涡轮,气流中的可用能量全部用于在动力涡轮中膨胀作功,燃气排出发动机而不产生喷气反作用推力,动力涡轮产生的轴输出功率用来驱动直升机的旋翼,也可以广泛应用于除航空以外的其他领域,如地面车辆(坦克)、舰船、地面发电机组以及天然气管道输送压气机站等。
3
1.1.5.桨扇发动机
图1-5涡轮轴发动机
图1-6为桨扇发动机的一种方案,可以说它是采用先进技术的涡轮螺旋桨发动机。
图1-6桨扇发动机
普通涡桨发动机的螺旋桨一般由3~4片直叶片组成,而桨扇由8~10片后掠叶片组成,此外还具有叶型薄、最大厚度位置后移等特点。
这些特点克服了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,从而使推进效率较高(见图1-11)的优越性保持到飞行马赫数0.8左右。
与水平相当的高涵道比涡轮风扇发动机相比,桨扇发动机更适用于巡航马赫数为0.7~0.8的短途运输机(图1-7)。
图1-7以桨扇发动机为动力的短途运输机
1.2.航空燃气涡轮发动机的主要性能指标
1.2.1.推力
1.2.1.1涡喷发动机推力公式推导
发动机有效推力是气流作用在发动机内、外表面上作用力的合力,即发动机所产生的推动飞行器运动的力。
在海平面标准大气条件下,发动机在静止状态的推力称为海平面静推力。
小型涡喷发动机起飞状态的海平面静推力可以小到0.5kN,而大型涡扇发动机的起飞推力可达400kN。
对于装有矢量喷管的发动机,通过偏转喷管矢量角来改变喷管排气方向,发动机产生矢量推力。
对于全方位偏转的矢量喷管,其推力可分解为轴向、飞机俯仰和偏航方向的三个推力分量。
发动机设计和制造部门所提供的推力是非安装推力。
发动机在飞机上安装后,与飞机进气道和飞机排气系统组成推进系统,推进系统产生的推力称为安装推力或可用推力。
下面介绍计算推力的公式以及非安装推力F和推进系统安装推力Fa的区别。
图
1-8计算推力的控制体
图1-8表示计算推进系统推力的推进系统控制表面,0截面表示远前方、01截面表示进气道进口、9截面表示喷管出口。
推进系统内部所有表面的气体作用力的轴向合力Fin可用动量定理计算,即
Fin
01
=WgV9-WaV0-Ps0A0-ò
PdA+Ps9A9
(1-1)
5
推进系统外表面的作用力由压力和摩擦力Xf组成,其轴向合力Fout为阻力方向,用下式表示,即
Fout
由于Feff=Fin+Fout,则可得
9
=-ò
PdA-Xf
01
(1-2)
Feff
01 9
PdA+Ps9A9-ò
0 01
(1-3)
如控制表面上的压力全为大气压力P0,沿控制表面积分,其积分值恒等于零,即
01 9
Ñ
ò
PdA=Ps0A0+ò
Ps0dA+ò
Ps0dA-Ps0A9=0
将公式(1-3)和式(1-4)相加,并考虑Xf计入飞机极曲线,则推进系统推力Feff的表达式:
(1-4)
=WgV9-WaV0+(Ps9-Ps0)A9-ò
(P-Ps0)dA-ò
(P-Ps0)dA
(1-5)
公式(1-4)中的前三项就是公认的发动机非安装推力F,其计算公式为:
F=WgV9+(Ps9-Ps0)A9-WaV0
(1-6)
式中:
Wa和Wg为发动机的空气流量和排气流量;
V0和V9为飞行速度和排气速度;
Ps0和Ps9
为大气压力和排气压力。
公式(1-5)中的后二项是附加阻力和发动机外表面的压差阻力。
由此可以看出:
推导发动机非安装推力F的假设条件是发动机外表面作用着均佈的大气压力,以及用远前方截面作为控制体的进口。
后者使得公式(1-6)包含了0→01截面的动量变化,实际上发动机是得不到这部分推力的,将其称为附加阻力,所以应从非安装推力中扣去。
发动机在安装条件下,外表面的压力不同于大气压力,由此造成的压差阻力,也应从非安装推力中扣去。
总之,从非安装推力中扣去附加阻力和压差阻力就得到推进系统推力。
有时将压差阻力写成如下形式:
9 I N 9
(P-Ps0)dA=ò
(P-Ps0)dA+ò
(P-Ps0)dA+ò
(1-7)
01 01 I N
公式(1-7)右端第一项为进气道外阻力,第三项为喷管/后体阻力。
中间项是推进系统中段的压差阻力,由于其形状接近圆柱体,外表面在轴向的投影面积接近于零,故忽略不计。
I
也可将附加阻力和进气道外阻力合并,称为进气道溢流阻力,表示为ò
(P-Ps0)dA。
必须指出:
为改进飞机性能应提高推进系统推力,除提高非安装推力外,必须重视减少进气道外阻力和喷管
/后体阻力,为此应采用飞机/发动机一体化的设计方法,由飞机设计者和发动机设计者共同努力实现。
一般,将公式(1-6)右端前2项称为总推力Fg=WgV9+(P9–P0)A9,第3项称为冲压阻力
FD= WaV0,由气体动力学可知:
WV+PA=P*Af(λ),所以总推力Fg可写成如下形式:
Fg=WgV9+Ps9A9–Ps0A9=A9[Pt9f(λ9)-Ps0] (1-8)
在发动机飞行试验和发动机压比(Pt9/Pt2)控制中常采用这种形式的推力公式。
1.2.1.2混合排气涡扇发动机的推力
对于混合排气加力涡扇发动机,可用式(1-5)和(1-6)计算发动机的有效推力和非安装推力,只是式中的空气流量要用涡扇发动机内外涵总空气流量计算,即混排涡扇发动机非安装推力:
F=(Wg5+WaII)V9+(Ps9-Ps0)A9-Waå
V0
(1-9)
Wg5-涡轮出口燃气流量WaII-发动机内涵空气流量WaS-发动机总空气流量
1.2.1.3分别排气涡扇发动机的推力
分别排气的涡轮风扇发动机是内外涵气流通过各自的尾喷管排出发动机。
通常亚声速民用飞机的发动机是高涵道比短外涵分别排气的涡轮风扇发动机,为了导出此类发动机的推力公式,取如图1-9所示的对内流的控制体。
控制体的前端界面仍然位于发动机进口远前方的0-0截面,而控制体的后端界面由两部分组成:
外涵尾喷管的出口截面19-19和内涵尾喷管的出口截面9-
9。
参照涡轮喷气发动机的有效推力公式,不难写出这时的有效推力公式:
Feff
短外涵分别排气的涡轮风扇发动机的推力
=Wg9V9+(Ps9-Ps0)A9+WaIIV19+(Ps19-Ps0)A19
19 9
图1-9
-WV- (P-P)dA- (P-P)dA-X
(1-10)
aå
0 ò
s0 ò
s0 f
0 19
F=Wg9V9+(Ps9-Ps0)A9+WaIIV19+(P19-Ps0)A19-Waå
(1-11)
式(1-10)右边的后3项是外部阻力Xext:
或者写成
Xext
=ò
(P-Ps0)dA+Xf
(1-12)
Xext
1 19 9
=ò
0 1 19
(1-13)
式(1-13)中右边第1项是附加阻力;
第2项是外涵外罩上的压差阻力;
第3项是内涵外罩上的压差阻力。
应注意,这后一压差阻力是高速的外涵喷流作用于内涵外罩上产生的,因此不仅与飞行条件有关而且还与外涵风扇的参数有关。
式(1-13)右边的最后一项别是外涵外罩和内涵外罩上总的摩擦阻力。
如果外涵是长涵道,外涵的尾喷管出口与内涵尾喷管出口在同一截面上,则外阻力公式在形式上与涡轮喷气发动机的相同。
1.2.2.单位推力
单位推力是喷气发动机的推力F与空气质量流量W之比,用符号Fs表示。
它是喷气发动机的一个重要性能指标。
在一定的设计推力要求下,单位推力越大,空气质量流量的设计值越小,相应的发动机尺寸和重量也越小。
现代先进军用涡扇发动机在加力状态的单位推力达
1200~1300N/(kg/s),在不加力状态可达800~900N/(kg/s)。
1.2.3.耗油率
耗油率又称单位燃油消耗率,发动机的燃油质量流量Wf与发动机推力F之比,用符号
sfc表示。
对于喷气发动机,它表示发动机产生1牛顿推力时每小时所消耗的燃油量。
对于活塞式发动机、涡轴和涡桨发动机,耗油率为燃油质量流量与轴功率或当量功率之比。
耗油率是发动机的重要性能指标之一。
在海平面静止条件下,现代军用加力喷气发动机的起飞状态加力耗油率约为0.2kg/(N·
h);
民用高涵道比涡扇发动机的起飞状态耗油率约为0.03~0.05kg/(N·
涡桨或涡轴发动机的起飞状态耗油率为0.25~0.4kg/(kW·
h)。
1.2.4.推重比和功重比
推力重量比简称推重比。
发动机推重比是在海平面静止条件下发动机最大推力与重量(力)之比,是发动机重要性能指标之一。
发动机推重比影响飞机飞行性能和酬载,提高推重比是发动机的一个重要发展趋势。
先进战斗机使用的加力涡扇发动机的推重比已达到8~10,期望在2000年后研制出推重比达到15~16的技术验证机,并研究推重比为20的发动机。
用于垂直起落飞机的升力发动机的推重比已达16以上。
飞机推重比是在海平面静止条件下发动机最大推力和飞机
起飞重量(力)之比,是重要的飞机总体设计参数,它对飞机的尺寸、重量以及主要飞行性能都有很大影响。
有时还用到飞机作战推重比。
现代战斗机的起飞推重比可达0.7~1.2,而运输机和旅客机的起飞推重比约为0.25~0.4。
功率重量比简称功重比。
发动机轴功率或当量功率与发动机重量之比,是评定涡轴和涡浆发动机的重要性能指标之一。
功率重量比越大,发动机越轻巧,可减少飞机质量和提高飞机性能。
涡轴和涡浆发动机的功重比可达0.4~0.7kW/N。
1.2.5.航空发动机效率
从能量转变观点,发动机是将燃油化学能转变为推动飞机前进的推进功率,图1-10描述了这个能量转变过程,其中发动机作为热机将燃油化学能转变为可用功(气流的动能增量),发动机作为推进器将气流的动能增量转变为推进功率。
进入发动机的空气流量为Wa(kg/s),燃油流量为Wf(kg/s),燃气流量为Wg(kg/s),Hf为燃油低热值,ηB为燃烧效率。
7
燃烧不完全损失
燃油放热量
Wf•Hf•ηB
燃油化学能
Wf•Hf
100%
(97-99)%
(20-45)%
(24-60)%
动能形式损失
0.5Wa(V9-V0)2
热能形式损失
(排热损失)Wa(Cp’T9-CpT0)
推进功率
FV0
2
0.5(WgV9-Wa
V2)
可用功率
图1-10 发动机能量转变过程
1.2.6.热效率
热效率是发动机的可用功率和燃油化学能之比,用符号ηth表示。
涡轴发动机的可用功率是轴功率。
发动机作为热机,通过燃烧将燃油化学能转换为热能加给气体,并且只能把气体获得的热能中的一部分转变为可用功率,其余大部分以热能形式随燃气排入大气,无法利用。
热效率表示燃油化学能的利用程度,是衡量发动机经济性的重要性能指标之一。
热效率的大小取决于发动机类型、飞行条件、发动机循环参数及其部件的性能参数。
1.2.7.推进效率
推进效率是发动机所产生的推进功率与可用功率之比,用符号ηp表示。
喷气发动机本身就是推进器,它把可用功率中的一部分转变为推进功率,其余部分以动能形式散失在大气中,所以推进效率是衡量发动机作为推进器的经济性的重要指标。
飞行速度为零时,推进效率为零,因为发动机虽然产生推力,但不做推进功。
随着飞行速度增大,推进效率增加。
涡喷发动机的推进效率ηp可用下式计算:
hp=
2
1+V/V
(1-14)
9 0
以螺旋桨作为推进器时,其推进效率就是螺旋桨效率。
由于涡扇发动机和涡桨发动机气流在尾喷管的排气速度相对涡喷发动机更低,因而在一定飞行速度范围内具有更高的推进效率(见图1-11)。
图1-11推进效率比较
1.2.8.总效率
总效率是发动机所产生的推进功率与燃油化学能之比,即热效率和推进效率的乘积,是全面评定发动机经济性的重要性能指标,用符号ηg表示。
涡喷发动机在一般飞行条件下,总效率为
0.15~0.25,在高速飞行时可达0.4以上。
总效率hg和耗油率sfc的关系为
9
h=hh=3600V0
(1-15)
g thp
sfc×
Hf
在同样飞行速度下,可以用hg或sfc来比较发动机的经济性;
而在不同飞行速度下,只能用
hg来衡量发动机的经济性。
发动机地面试车时,飞行速度为零,总效率也为零,无法用总效率来评价发动机的经济性,因此用耗油率作为经济性能指标。
1.2.9.发动机总效率对飞机燃油利用率的影响
必需指出:
飞机的经济性不仅仅取决于发动机耗油率。
以飞机燃油利用率代表飞机经济性,
ç
÷
飞机燃油利用率æ
吨公里ö
=
商务载重P吨S航(程)公*里
L( )
è
公斤油消ø
耗的燃油公斤 ( )
则有在巡航时,F(推力)=X(阻力),Y(升力)=GE(重力),所以上式可改写成下列形式:
飞机燃油利用率=
PS*
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