第二章航空燃?xì)廨啓C(jī)的工作原理

1、第2章航空燃?xì)廨啓C(jī)的工作原理Principle of Aero Gasturbine Engine第2.1節(jié)概述 Introduction渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是航空燃?xì)廨啓C(jī)中最簡(jiǎn)單的一種，它是飛機(jī)的動(dòng)力裝置。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在工作時(shí)， 連續(xù)不斷地吸入空氣，空氣在發(fā)動(dòng)機(jī)中經(jīng)過(guò)壓縮、燃燒和膨脹過(guò)程產(chǎn)生高溫高壓燃?xì)鈴奈矅姽車(chē)姵觯鬟^(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的氣體動(dòng)量增加，使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生反作用推力（圖2.1.1）圖2.1.1 單軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)（圖2.1.2）作為一個(gè)熱機(jī)，它將燃料的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)同時(shí)又作為一個(gè)推進(jìn)器（， 它利用產(chǎn)生的機(jī)械能使發(fā)動(dòng)機(jī)獲得推力。 圖2.1.2 表示熱機(jī)和推進(jìn)器的單軸渦

2、輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)， 作為熱機(jī)，它和工程中常見(jiàn)的活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)一樣，都是以空氣和燃?xì)庾鳛楣ぷ鹘橘|(zhì)。它們的相同之處為：    均以空氣和燃?xì)庾鳛楣ぷ鹘橘|(zhì)。它們都是先把空氣吸進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)，經(jīng)過(guò)壓縮增加空氣的壓力，經(jīng)過(guò)燃燒增加氣體的溫度，然后使燃?xì)馀蛎涀鞴ΑＨ細(xì)庠谂蛎涍^(guò)程中所作的功要比空氣在壓縮過(guò)程中所消耗的功大得多。這是因?yàn)槿細(xì)馐窃诟邷叵屡蛎浀?，于是就有一部分富余的膨脹功可以被利用?#160;  它們的不同之處為：· 進(jìn)入活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣不是連續(xù)的；而進(jìn)入燃?xì)廨啓C(jī)的空氣是連續(xù)的。· 活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)中噴油燃燒是在一個(gè)密閉的固定

3、空間里，稱(chēng)為等容燃燒，而燃?xì)廨啓C(jī)則在前后暢通的流動(dòng)過(guò)程中噴油燃燒，若不計(jì)流動(dòng)損失，則燃燒前后壓力不變，故稱(chēng)為等壓燃燒。    下面給出了渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的簡(jiǎn)圖，圖中標(biāo)出了發(fā)動(dòng)機(jī)各部件名稱(chēng)和各個(gè)截面的符號(hào)。對(duì)于單軸和雙軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管，若為收斂性噴管，其出口截面9在臨界或超臨界狀態(tài)下成為臨界截面，故也可以標(biāo)注為8。0-遠(yuǎn)前方，1-發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道入口，2-壓氣機(jī)入口，3-燃燒室入口,4-渦輪入口，5-尾噴管入口，8-尾噴管臨界截面,9-尾噴管出口圖 2.1.3渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)各部分名稱(chēng)請(qǐng)記住上圖渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)截面符號(hào)的含義。 思考題: 作為熱機(jī)，燃?xì)廨啓C(jī)與活塞式

4、發(fā)動(dòng)機(jī)有何相同和不同之處？第2.2節(jié) 航空燃?xì)廨啓C(jī)的分類(lèi)Kinds of Aerogasturbine Engine一、概述用于飛機(jī)的航空燃?xì)廨啓C(jī)有：1. 渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱(chēng)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。2. 渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱(chēng)渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)。3. 渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)，簡(jiǎn)稱(chēng)渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)。 用于直升飛機(jī)的航空燃?xì)廨啓C(jī)有：渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)簡(jiǎn)稱(chēng)渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)。 作為燃?xì)廨啓C(jī)，它們都有一個(gè)共同的部分：“燃?xì)獍l(fā)生器”。顧名思義，燃?xì)獍l(fā)生器為各類(lèi)燃?xì)廨啓C(jī)產(chǎn)生可轉(zhuǎn)化為機(jī)械功的高溫高壓燃?xì)?。由于?duì)高溫高壓燃?xì)馐褂梅椒ǖ牟煌?，形成了不同?lèi)型的航空燃?xì)廨啓C(jī)。 燃?xì)獍l(fā)生器有單軸（圖2.2.1 ）和雙軸（圖2.2.2 )之分。 二、各類(lèi)航空燃?xì)廨啓C(jī)

5、簡(jiǎn)圖1、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)是最簡(jiǎn)單的一種航空燃?xì)廨啓C(jī)，它只是在燃?xì)獍l(fā)生器出口處安裝了尾噴管，將高溫高壓燃?xì)獾哪芰客ㄟ^(guò)尾噴管(推進(jìn)器) 轉(zhuǎn)變?yōu)槿細(xì)獾膭?dòng)能，使發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生反作用推力。圖2.2.1 單軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)圖2.2.2 雙軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于軍用殲擊機(jī)所用的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，為了能在飛機(jī)起飛和投入戰(zhàn)斗時(shí)，在短時(shí)間內(nèi)進(jìn)一步增加發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，在渦輪后面再?lài)娙肴加瓦M(jìn)行燃燒，為此在渦輪與尾噴管之間設(shè)置加力燃燒室，成為加力渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)（圖2.2.3）。圖2.2.3 加力渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)2、渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)圖2.2.4 渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)    在燃?xì)獍l(fā)生器出口增加動(dòng)力渦

6、輪，渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的可用功大部分或全部從動(dòng)力渦輪軸上輸出，通過(guò)減速器驅(qū)動(dòng)飛機(jī)的螺槳(圖2.2.4）產(chǎn)生拉力；可用功的少部份作為燃?xì)獾膭?dòng)能從尾噴管?chē)姵觯a(chǎn)生較小的反作用推力，當(dāng)噴射速度與飛行速度相等時(shí)，反作用推力為零，顯然，飛機(jī)的螺槳是發(fā)動(dòng)機(jī)的主要推進(jìn)器。    飛行高度低飛行速度慢是使用渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)的主要缺點(diǎn)。裝有渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)的飛機(jī)其飛行高度不超過(guò)5000米，其飛行速度一般不超過(guò)700公里/小時(shí)。飛行速度慢是由螺槳特性決定的。3、渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)     為了克服渦輪螺槳發(fā)動(dòng)機(jī)的缺點(diǎn)，提高飛機(jī)的飛行速度和高

7、度，20世紀(jì)50年代中開(kāi)始發(fā)展渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)（圖2.2.5）。    渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)有內(nèi)外兩個(gè)涵道，在內(nèi)涵燃?xì)獍l(fā)生器出口增加動(dòng)力渦輪，將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的一部分或大部分可用功，通過(guò)動(dòng)力渦輪傳遞給外涵通道中的壓氣機(jī)，大多數(shù)情況下，外涵壓氣機(jī)葉片是將內(nèi)涵壓氣機(jī)葉片向外延伸，習(xí)慣上將內(nèi)外涵共用的壓氣機(jī)稱(chēng)為風(fēng)扇。在外涵道中的風(fēng)扇葉片、尾噴管和內(nèi)涵尾噴管是渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)器。     外涵空氣流量與內(nèi)涵空氣流量之比，稱(chēng)為涵道比，用B表示。目前民用旅客機(jī)都采用大涵道比的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，而軍用殲擊機(jī)所用的渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)則為帶有加力燃燒室的小涵通比

8、渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)。圖2.2.5 渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)圖2.2.6 民用大涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)圖2.2.7 軍用小涵道比渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)   4、渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)如圖2.2.8所示，它用于直升機(jī)，與渦槳發(fā)動(dòng)機(jī)相類(lèi)似，將燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的可用功幾乎全部從動(dòng)力渦輪軸上輸出，帶動(dòng)直升機(jī)的旋翼和尾槳。圖2.2.8 渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)三、各類(lèi)發(fā)動(dòng)機(jī)截面劃分對(duì)于單軸和雙軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的尾噴管，若為收斂性噴管，其出口截面9在臨界或超臨界狀態(tài)下成為臨界截面，故也可以標(biāo)注為8。2-壓氣機(jī)入口，2.5-低壓壓氣機(jī)出口，3-燃燒室入口，4-渦輪入口，4.5-高壓渦輪出口，5-尾噴管入口，8-尾噴

9、管臨界截面，9-尾噴管出口圖 2.2.9 雙軸發(fā)動(dòng)機(jī)截面劃分對(duì)于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，其內(nèi)涵截面標(biāo)注方法與渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)相同。其外涵截面標(biāo)注方法在相應(yīng)截面后加2。如風(fēng)扇壓氣機(jī)出口3截面寫(xiě)為32截面，尾噴管出口9截面寫(xiě)為92截面。2-壓氣機(jī)入口，2.5（內(nèi)涵）-低壓壓氣機(jī)出口，32（外涵）-外涵風(fēng)扇出口，3-燃燒室入口，4-渦輪入口，4.5-高壓渦輪出口，5-尾噴管入口，8-尾噴管臨界截面，92-外涵尾噴管出口圖 2.2.10 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)截面劃分對(duì)于帶有加力燃燒室的渦噴或混排渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，加力燃燒室進(jìn)口截面為6截面，加力燃燒室出口截面為7截面。2-壓氣機(jī)入口，2.5-低壓壓氣機(jī)出口，3-燃燒室入口，4-渦輪入口

10、，4.5-高壓渦輪出口，5-尾噴管入口，6-加力燃燒室入口，7-加力燃燒室出口，8-尾噴管臨界截面，9-尾噴管出口圖 2.2.11 帶加力燃燒室的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)思考題:     何謂涵道比? 如外涵空氣流量為80kg/s，而內(nèi)涵空氣流量為40kg/s，問(wèn)涵道比=？  不能用作飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的航空燃?xì)廨啓C(jī)是哪個(gè)？    渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)  渦槳發(fā)動(dòng)機(jī) 渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)   渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)   能用于飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的幾種航空燃?xì)廨啓C(jī)其區(qū)別何在？第2.3節(jié) 航空燃?xì)廨啓C(jī)的熱機(jī)部分燃?xì)獍l(fā)生器Thermom

11、achine Part of Aerogasturbine EngineGasgenerator一.概述    燃?xì)獍l(fā)生器是各類(lèi)燃?xì)廨啓C(jī)的熱機(jī)部分。它包括了壓氣機(jī)、燃燒室和帶動(dòng)壓氣機(jī)的那一部分渦輪。如果渦輪的功率大于壓氣機(jī)所需的功率，因而還帶動(dòng)其它設(shè)備，那么假想將這渦輪分為二個(gè)功率較小的渦輪，將其中前面一個(gè)恰好為帶動(dòng)壓氣機(jī)所需要的渦輪，歸入燃?xì)獍l(fā)生器部分。 燃?xì)獍l(fā)生器和其它熱機(jī)一樣，都是利用工作物質(zhì)（簡(jiǎn)稱(chēng)工質(zhì)），重復(fù)地進(jìn)行著某些工作過(guò)程而不斷地吸熱作功。為了便于分析研究，需要將燃?xì)獍l(fā)生器的實(shí)際工作過(guò)程加以簡(jiǎn)化，并假設(shè)為某一團(tuán)氣體的反復(fù)循環(huán)運(yùn)作，以便作循環(huán)

12、過(guò)程的理論分析。循環(huán)過(guò)程的理論分析對(duì)于提高燃?xì)獍l(fā)生器設(shè)計(jì)狀態(tài)的性能和研究變工況性能都是必不可少的。 燃?xì)廨啓C(jī)問(wèn)世以來(lái)，通過(guò)對(duì)其循環(huán)理論的分析研究，認(rèn)識(shí)了怎樣才能使得燃?xì)獍l(fā)生器具有良好的性能，提出了一系列提高性能的途徑。二.燃?xì)廨啓C(jī)的理想循環(huán)分析     循環(huán)過(guò)程作如下兩點(diǎn)假設(shè)以后稱(chēng)為理想循環(huán)：    1. 工質(zhì)是空氣，可視為理想氣體。整個(gè)工作過(guò)程中，空氣的比熱為常數(shù)，不隨氣體的溫度和壓力而變化。    2. 整個(gè)工作過(guò)程中沒(méi)有流動(dòng)損失，壓縮過(guò)程與膨脹過(guò)程為絕熱等熵，燃燒前后壓力不變，沒(méi)有熱損失(排熱過(guò)程除

13、外)和機(jī)械損失。 理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)由布雷頓(Brayton)于1872年提出，它由下述過(guò)程組成： 絕熱壓縮 等壓加熱 絕熱膨脹 等壓放熱 圖2.3.1給出了燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)布置，圖中C為壓氣機(jī)，B為燃燒室，T為渦輪。圖2.3.1 燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)布置圖 圖2.3.2給出了 理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的p-V圖和T-S圖(圖中1、2、3、4不代表發(fā)動(dòng)機(jī)的工作截面)。圖2.3.2 理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)    衡量燃?xì)獍l(fā)生器性能的優(yōu)劣有二個(gè)指標(biāo)：    1、熱效率t,i（Thermo Efficiency)，即加入每公斤空氣的熱量中所產(chǎn)生的可

14、用功的百分比。    2、比功w(Specific Work)，單位質(zhì)量空氣所作的功。表示理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)工作狀態(tài)的有二個(gè)重要參數(shù)：1、增壓比，壓氣機(jī)出口靜壓與周?chē)髿鈮毫χ取Ｆ渲邪w機(jī)進(jìn)氣道的沖壓增壓和壓氣機(jī)的加功增壓。    2、加熱比，燃燒室出口溫度與外界大氣溫度之比。理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)分析單位質(zhì)量工質(zhì)在各個(gè)過(guò)程中吸熱和作功都可以從能量方程進(jìn)行計(jì)算，定常流的能量方程為            

15、;                           (2.3-1)式中 q工質(zhì)在過(guò)程中吸熱；v0、v過(guò)程進(jìn)口和出口處的流速；h0、h工質(zhì)在進(jìn)口和出口處的靜焓；w工質(zhì)對(duì)葉輪機(jī)(壓氣機(jī)或渦輪)所作的機(jī)械功。    1)絕熱壓縮過(guò)程(12)    過(guò)程中工質(zhì)吸熱為零，即  

16、0;                          (2.3-2)    過(guò)程中對(duì)單位質(zhì)量工質(zhì)作的機(jī)械功，可由能量方程求得。    對(duì)于航空燃?xì)廨啓C(jī)，絕熱壓縮過(guò)程分二個(gè)階段完成，第一階段是迎面高速氣流在進(jìn)氣道中的絕能流動(dòng)，使工質(zhì)減速增壓，可由下式表示：式中h'1、v'1進(jìn)氣道出口即壓氣機(jī)進(jìn)口處的靜焓和流速。&

17、#160;   h1、v1進(jìn)氣道進(jìn)口處的靜焓和流速。    在進(jìn)氣道中動(dòng)能減小靜焓增加，對(duì)工質(zhì)作的壓縮功為    第二階段在壓氣機(jī)中完成，壓氣機(jī)對(duì)工質(zhì)作功為式中w1,2工質(zhì)對(duì)壓氣機(jī)作功。    在整個(gè)絕熱壓縮過(guò)程中，對(duì)單位質(zhì)量工質(zhì)所作的總機(jī)械功應(yīng)為    由絕熱過(guò)程，上式可改寫(xiě)為                 

18、60;    (2.3-3)式中全壓縮過(guò)程增壓比。    2)等壓加熱過(guò)程(23)    等壓加熱過(guò)程是在燃燒室內(nèi)完成的，工質(zhì)通過(guò)燃燒室與外界沒(méi)有機(jī)械功的傳遞，工質(zhì)的流速變化也可忽略不計(jì)，因此工質(zhì)所作的機(jī)械功為零。即    工質(zhì)吸熱q23為                        (

19、2.3-4)式中，稱(chēng)為循環(huán)的加熱比。    3)絕熱膨脹過(guò)程(34)    過(guò)程中工質(zhì)吸熱為零，即    過(guò)程中單位質(zhì)量工質(zhì)所作機(jī)械功的情況與絕熱壓縮過(guò)程相類(lèi)似，可由能量方程求得。    對(duì)于航空燃?xì)廨啓C(jī)，絕熱膨脹分二個(gè)階段，第一階段在渦輪中完成，渦輪從單位質(zhì)量工質(zhì)所獲得的機(jī)械功用w3表示，應(yīng)為w3應(yīng)等于壓氣機(jī)所需的對(duì)單位質(zhì)量工質(zhì)所作的功。式中h'3渦輪出口處的靜焓。    絕熱膨脹的第二階段在尾噴管(或動(dòng)力渦輪)中完成，在尾噴管中為絕能

20、流動(dòng)，而在動(dòng)力渦輪中則為絕熱流動(dòng)。在尾噴管中單位質(zhì)量工質(zhì)所作的機(jī)械功轉(zhuǎn)變?yōu)闅怏w本身的動(dòng)能增量。這階段中單位質(zhì)量工質(zhì)所作的機(jī)械功w4為式中h4尾噴管出口處的靜焓。    v4尾噴管出口處的流速。    整個(gè)絕熱膨脹過(guò)程中單位質(zhì)量工質(zhì)所作的機(jī)械功應(yīng)為    由絕熱過(guò)程方程，以及，上式可寫(xiě)成            (2.3-5)    4)等壓放熱過(guò)程(41)  

21、  等壓放熱過(guò)程是向大氣放熱過(guò)程。與等壓加熱過(guò)程相類(lèi)似，工質(zhì)與外界沒(méi)有機(jī)械功傳遞，工質(zhì)的流速變化也可忽略不計(jì)，因此工質(zhì)所作機(jī)械功為零。即    過(guò)程中，工質(zhì)向外界放熱為                      (2.3-6)    5)理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功wi和熱效率t,i    由上述分析可知，燃燒過(guò)程

22、加熱量q1為                      (2.3-7)向低溫?zé)嵩?周?chē)髿?排放熱量q2為    因此，理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功為                (2.3-8)或者說(shuō)理想燃?xì)廨啓C(jī)的比功是絕熱膨脹過(guò)程的膨脹功wt,i與絕熱

23、壓縮過(guò)程的壓縮功wc,i之差              (2.3-8a)可以看出，以上二式完全相同。理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的熱效率為    （2.3-9)    上式可見(jiàn)，理想燃?xì)廨啓C(jī)的熱效率t,i只與增壓比有關(guān)，t,i隨增大而增加，與燃燒過(guò)程加熱量q1無(wú)關(guān)。    然而理想燃?xì)廨啓C(jī)的加熱量q1和比功wi不僅與增壓比有關(guān)還與加熱比有關(guān)。當(dāng)大氣溫度和增壓比一定時(shí)，加熱量q1和比功wi隨加熱比的提

24、高而增大。圖2.3.4和圖2.3.5分別給出了不同加熱比下，加熱量和比功隨增壓比的變化關(guān)系。圖2.3.3 理想燃?xì)廨啓C(jī)的t,i隨p的變化關(guān)系圖2.3.4  對(duì)q1p關(guān)系的影響圖2.3.5  對(duì)wip關(guān)系的影響由于材料耐熱程度的限制，T4和加熱比不允許超過(guò)規(guī)定的數(shù)值，在加熱比一定的條件下，由圖2.3.5可以看出，隨著從1開(kāi)始提高，比功從零開(kāi)始增大，達(dá)極大值wi,max以后又下降。使比功達(dá)極大值的增壓比稱(chēng)為最佳增壓比(或稱(chēng)最有利增壓比)，記為opt,i。當(dāng)增壓比增加到使膨脹功wt,i等于壓縮功wc,i時(shí)，比功下降到零，這時(shí)相對(duì)應(yīng)的增壓比稱(chēng)為最大增壓比，記為max,i。令式(2.

25、3-8)等于零，即可得到最大增壓比表達(dá)式                         (2.3-10)由式(2.3-7)可以看出，循環(huán)達(dá)最大增壓比時(shí)T3=T4，加熱量也為零。    最佳增壓比可以通過(guò)對(duì)式(2.3-8)求極值的方法得到，由化簡(jiǎn)后便得到     (2.3-11)由式(2.3-8)可以得到與最佳增壓比相對(duì)應(yīng)的比功

26、極大值。    (2.3-12)    顯然，加熱比是影響最佳增壓比和最大增壓比的唯一因素。在理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)中，。圖2.3.6給出了最佳增壓比(黑線)和比功極大值(藍(lán)線)隨加熱比的變化關(guān)系。圖2.3.6  opt,i和wmax,i隨的變化關(guān)系    通過(guò)理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)分析，可以得到 以下三個(gè)重要的結(jié)論：     1、理想燃?xì)廨啓C(jī)的熱效率t,i只與增壓比有關(guān)，t,i隨增大而單調(diào)增加，與燃燒過(guò)程加熱量q1或加熱比無(wú)關(guān)(見(jiàn)圖2.3.3)。2、在加熱

27、比一定的條件下,有一個(gè)使比功達(dá)極大值的增壓比稱(chēng)為最佳增壓比(或稱(chēng)最有利增壓比)記為opt,i。最佳增壓比隨加熱比增加而增大。 3、在增壓比相同的條件下，比功隨加熱比增大而增加(見(jiàn)圖2.3.4)。    值得注意的是：在循環(huán)分析中，狀態(tài)參數(shù)應(yīng)該用靜參數(shù)而不能用總參數(shù)(即滯止參數(shù))表示。這是因?yàn)?，如果絕熱壓縮和絕熱膨脹過(guò)程中用總參數(shù)表示，那么在壓縮功和膨脹功中就無(wú)法計(jì)入與工質(zhì)動(dòng)能變化相對(duì)應(yīng)的機(jī)械功。也就是無(wú)法計(jì)入進(jìn)氣道和尾噴管中由于動(dòng)能變化而引起的壓縮或膨脹過(guò)程。 或者說(shuō)，用總參數(shù)無(wú)法表示流動(dòng)氣體動(dòng)能變化而產(chǎn)生的氣體微團(tuán)壓縮或膨脹。三. 燃?xì)廨啓C(jī)的實(shí)際循環(huán)分

28、析      在理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)分析中，認(rèn)為壓縮與膨脹過(guò)程都是等熵的，沒(méi)有考慮流動(dòng)損失，并且認(rèn)為整個(gè)循環(huán)過(guò)程中比熱不變。在實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)中氣體的比熱隨著氣體的成分和溫度不斷地發(fā)生變化，而且各個(gè)工作過(guò)程都存在著流動(dòng)損失。因此為了便于工程參考和應(yīng)用，必須進(jìn)行考慮損失存在的實(shí)際循環(huán)分析。    所謂流動(dòng)損失，是指氣流在流動(dòng)過(guò)程中由于存在附面層、紊流流動(dòng)或激波，使流動(dòng)氣流在靜壓不變的條件下降低了流速或者說(shuō)降低了氣流總壓。在絕能流動(dòng)中，氣流總溫不變。存在流動(dòng)損失的絕熱流動(dòng)過(guò)程是熵增過(guò)程。 在本節(jié)實(shí)際循環(huán)分析中，用多變

29、過(guò)程代替等熵過(guò)程來(lái)考慮流動(dòng)損失的影響，即在不同的過(guò)程中采用各過(guò)程的平均比熱進(jìn)行分析計(jì)算。這樣的處理只能作為定性的分析，推導(dǎo)所得的公式可以作為對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)行定性分析時(shí)的參考，實(shí)際工作中需要進(jìn)行方案論證和設(shè)計(jì)參數(shù)選擇時(shí)，應(yīng)當(dāng)采用以后提供的更為準(zhǔn)確的熱力計(jì)算方法。   為便于計(jì)算，實(shí)際循環(huán)分析在理想循環(huán)分析的基礎(chǔ)上作如下處理： 在壓縮和膨脹二個(gè)絕熱過(guò)程中，由于存在流動(dòng)損失，過(guò)程中熵增加。因此，將等熵絕熱過(guò)程改為多變過(guò)程，用多變指數(shù)n代替等熵絕熱指數(shù)k。壓縮過(guò)程多變指數(shù)n大于等熵絕熱指數(shù)k，而膨脹過(guò)程多變指數(shù)n'小于等熵絕熱指數(shù)k。在總的壓縮過(guò)程中，由于存在流動(dòng)損

30、失，過(guò)程中熵增加。因此，將壓縮過(guò)程由等熵絕熱過(guò)程改為多變過(guò)程，用多變指數(shù)n代替等熵絕熱指數(shù)k。壓縮過(guò)程多變指數(shù)大于等熵絕熱指數(shù)。    另一種常用的表示壓縮過(guò)程流動(dòng)損失的參數(shù)是絕熱壓縮效率c。壓縮過(guò)程多變指數(shù)n與絕熱壓縮效率c之間的關(guān)系如下：                         (2.3-14)用多變指數(shù)可

31、以較好的反映壓縮過(guò)程的流動(dòng)損失情況。在相同的多變指數(shù)條件下，隨著增壓比的提高，絕熱壓縮效率降低。圖2.3.7給出了不同多變指數(shù)下，絕熱壓縮效率隨增壓比的變化情況。 圖2.3.7  n對(duì)hcpc變化關(guān)系的影響    在總的絕熱膨脹過(guò)程中，由于存在流動(dòng)損失，也是熵增過(guò)程。因此將總膨脹過(guò)程由絕熱等熵過(guò)程改為多變過(guò)程，用多變指數(shù)n'代替等熵絕熱指數(shù)k'。膨脹過(guò)程多變指數(shù)n'小于等熵絕熱指數(shù)k'。    另一種常用的表示膨脹過(guò)程流動(dòng)損失的參數(shù)是絕熱膨脹效率e。絕熱膨脹過(guò)程多變指數(shù)n&

32、#39;與絕熱膨脹效率e之間的關(guān)系如下：                         (2.3-15)在相同的多變指數(shù)條件下，隨著膨脹比的提高，絕熱膨脹效率增加。圖2.3.8給出了不同多變指數(shù)下，絕熱膨脹效率隨膨脹比的變化情況。圖2.3.8  n對(duì)hen'變化關(guān)系的影響    把燃燒室中的壓力損失

33、歸入總的膨脹過(guò)程。而燃燒過(guò)程仍看作等壓加熱過(guò)程。    經(jīng)上述處理后，實(shí)際簡(jiǎn)單燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)成為由二個(gè)多變過(guò)程(12，34)和二個(gè)等壓過(guò)程(23，41)組成。    通過(guò)實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的分析，可以得到4個(gè)重要的結(jié)論如下：1. 實(shí)際循環(huán)的熱效率不僅與增壓比有關(guān)，而且與循環(huán)加熱比有關(guān)。2. 實(shí)際循環(huán)的熱效率隨增壓比的增加，并不是單調(diào)的增大，而是有一個(gè)極大值，使熱效率達(dá)極大值的增壓比稱(chēng)為最經(jīng)濟(jì)增壓比。3. 在加熱比一定的條件下，有一個(gè)使比功達(dá)極大值的增壓比稱(chēng)為最佳增壓比(或稱(chēng)最有利增壓比)，記為opt 。實(shí)際循環(huán)的最佳增

34、壓比opt小于理想循環(huán)的最佳增壓比opt,i 。各增壓比下，實(shí)際循環(huán)的比功都小于理想循環(huán)的比功。4. 在實(shí)際循環(huán)中隨著循環(huán)加熱比的加大，損失所占加熱量的比例相對(duì)減少，因此，加熱比愈大，實(shí)際循環(huán)的熱效率愈高，實(shí)際循環(huán)的最佳增壓比和最經(jīng)濟(jì)增壓比也愈高。實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功和熱效率可推導(dǎo)如下：    在總壓縮過(guò)程(12)中，由多變過(guò)程方程得到，加給單位質(zhì)量工質(zhì)的功為：                 (2.3-16)&#

35、160;   在總膨脹過(guò)程(34)中，由多變過(guò)程方程得到，單位質(zhì)量工質(zhì)所作的功為：                (2.3-17)式中cp'膨脹過(guò)程中燃?xì)獾钠骄▔罕葻帷?#160;   等壓加熱過(guò)程(23)中，單位質(zhì)量工質(zhì)在燃燒室中吸收的熱量為：               &#

36、160; (2.3-18)     由上列各式可得，實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功為：             (2.3-19)     熱效率為：           (2.3-20)   圖2.3.9給出了加熱比=5時(shí)，實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)加熱量、比功和熱效率隨增壓比的變化關(guān)系，圖中虛線表示在相同條件下理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的計(jì)算結(jié)果。

37、    由圖可見(jiàn)，在和相同的條件下，流動(dòng)損失使實(shí)際循環(huán)的加熱量q1、比功w和熱效率t均小于理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)。加熱量減小是因?yàn)閴嚎s過(guò)程中流動(dòng)損失產(chǎn)生的摩擦熱使T3升高所致。而在增壓比較低的范圍內(nèi)實(shí)際循環(huán)加熱量較大是由于實(shí)際比熱cp'較大之故。圖2.3.9 q1、w和t隨增壓比的變化關(guān)系    由圖2.3.9還可以看出，在不變的條件下，加熱量q1和比功w隨的變化規(guī)律與理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)相類(lèi)似，但是最佳增壓比和最大增壓比都小于理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)。    實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的最佳增壓比可由式(2.3.

38、19)求得，由整理便得實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的最佳增壓比                 (2.3.21)    由上式可見(jiàn)，最佳增壓比不僅與加熱比有關(guān)，還與反映流動(dòng)損失的多變指數(shù)n和n'有關(guān)。將上式與式(2.3-11)相比較，可以看到，由于n>k、n'<k，因此。是流動(dòng)損失使最佳增壓比和最大增壓比值降低。    圖2.3.9中t隨的變化規(guī)律明顯的與理想燃?xì)廨啓C(jī)不同

39、。理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的熱效率t,i隨升高而單調(diào)上升，實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的熱效率隨變化中有一極大值t,max。這也是流動(dòng)損失影響所致。由式(2.3-20)可見(jiàn)，熱效率t不僅與有關(guān)，還與n和n'有關(guān)。=1時(shí)，t=0；隨著的提高，由于>1而n>n'，這二個(gè)因素共同影響，使t先上升，達(dá)極大值后又下降；直到    圖2.3.10和圖2.3.11分別給出了不同加熱比下，比功和熱效率隨增壓比的變化關(guān)系。圖2.3.10  對(duì)wpc的變化關(guān)系的影響圖2.3.11  對(duì)cc的變化關(guān)系影響    圖2.

40、3.12給出了eco和opt隨加熱比的變化，可以看出，當(dāng)加熱比相同時(shí)，而且隨著加熱比的提高eco迅速提高，其增長(zhǎng)率大于opt的增長(zhǎng)率如圖2.3.12所示。圖2.3.12 對(duì)opteco變化關(guān)系影響    由式(2.3-8)和式(2.3-19)可見(jiàn)，理想和實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)中比功都與加熱比有關(guān)，在給定增壓比的條件下提高加熱比，二者的絕熱壓縮功都保持不變，而膨脹功都隨加熱比提高而單調(diào)增加。因此二種循環(huán)的比功均隨加熱比提高而增加。然而由于實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)中有流動(dòng)損失，它使膨脹過(guò)程多變指數(shù)n'小于理想絕熱指數(shù)k，因此實(shí)際循環(huán)比功隨加熱比的增長(zhǎng)速率小于理想循

41、環(huán)的。反之，當(dāng)加熱比減小到一定程度后，加熱量轉(zhuǎn)化的機(jī)械功只夠用于帶動(dòng)壓氣機(jī)和克服流動(dòng)損失，循環(huán)的輸出比功下降為零。這時(shí)實(shí)際循環(huán)的加熱比即為給定增壓比下的最小加熱比min，其值由式(2.3-19)得到增壓比越高，所對(duì)應(yīng)的最小加熱比也越高，圖2.3.13給出了最小加熱比min隨增壓比的變化關(guān)系。圖2.3.13  min隨的變化關(guān)系    由圖2.3.11可以看出，在給定增壓比的條件下，加熱比越大，熱效率越高，但是由于材料耐熱性的限制，加熱比不能無(wú)限提高。另外當(dāng)加熱比減小到最小加熱比min時(shí)，熱效率降為零，因此加熱比又不能低于最小加熱比min。

42、60;   實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功w和熱效率t不僅與增壓比和加熱比有關(guān)，而且還與壓縮過(guò)程和膨脹過(guò)程的效率或多變指數(shù)有密切的關(guān)系。表2.3.1給出了某實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)在=5、=10、c=0.85、e=0.90的條件下工作時(shí)，當(dāng)上述給定參數(shù)分別增加1%時(shí)，比功w和熱效率t的變化率。表2.3.1  給定參數(shù)分別增加1時(shí)，性能參數(shù)變化百分比給定參數(shù) 性能參數(shù) w    e         c增加1(相當(dāng)于n減小0.331) +0.94 +0.94 e增加1(相當(dāng)于n'減

43、小0.359) +1.95 +1.95 增加1 +1.95 +0.69 c增加1(同時(shí)使n減小0.0072) -0.16 -0.16     由表2.3.1可以看出，提高絕熱過(guò)程效率特別是膨脹過(guò)程的效率，對(duì)增加比功和熱效率是十分明顯的。    綜上所述，實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)中，由于加熱比越大，循環(huán)的比功和熱效率都越高，所以設(shè)計(jì)燃?xì)廨啓C(jī)時(shí)，應(yīng)在材料耐熱性許可的情況下，盡量提高加熱比。  在加熱比選定的條件下，增壓比等于最佳增壓比時(shí)比功最大，而增壓比等于最經(jīng)濟(jì)增壓比時(shí)熱效率最高。為了降低燃?xì)廨啓C(jī)的耗油率又能輸出較

44、大的功率，在設(shè)計(jì)燃?xì)廨啓C(jī)時(shí)，設(shè)計(jì)增壓比一般超過(guò)最佳增壓比而低于最經(jīng)濟(jì)增壓比。在20世紀(jì)60年代，各國(guó)投產(chǎn)的燃?xì)廨啓C(jī)設(shè)計(jì)增壓比一般在618范圍內(nèi)，加熱比在4左右。目前由于材料耐熱程度的提高和冷卻方法的改善，渦輪前燃?xì)鉁囟仍O(shè)計(jì)值不斷提高，加熱比設(shè)計(jì)值已達(dá)5.5以上，增壓比的設(shè)計(jì)值已達(dá)30以上。四.壓氣機(jī)最佳增壓比和最經(jīng)濟(jì)增壓比    前面分析理想燃?xì)廨啓C(jī)和實(shí)際燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)所指的壓縮過(guò)程包括了氣流在進(jìn)氣道中的減速增壓和氣流在壓氣機(jī)中的加功增壓二個(gè)部分，即  式中總增壓比；    氣流通過(guò)進(jìn)氣道的增壓比 

45、0;  氣流通過(guò)壓氣機(jī)的增壓比    前面所得到的最佳和最經(jīng)濟(jì)增壓比是指氣流通過(guò)進(jìn)氣道和壓氣機(jī)時(shí)的總增壓比。氣流通過(guò)進(jìn)氣道的增壓比是隨著飛行Ma0數(shù)的增加而加大，因此，飛行Ma0數(shù)愈大，則最佳和最經(jīng)濟(jì) 壓氣機(jī)增壓比愈低(見(jiàn)圖2.3.14)。圖2.3.14壓氣機(jī)最佳增壓比opt,i隨飛行Ma0數(shù)和加熱比的變化關(guān)系五.雙軸式結(jié)構(gòu)的燃?xì)獍l(fā)生器 圖2.3.15雙軸式燃?xì)獍l(fā)生器    采用雙軸式結(jié)構(gòu)主要是為了使壓氣機(jī)在非設(shè)計(jì)工況下能正常工作和提高工作效率，避免發(fā)生壓氣機(jī)喘振。這部分內(nèi)容將在第六章中作詳細(xì)介紹。歸納起

46、來(lái)，雙軸燃?xì)獍l(fā)生器與單軸燃?xì)獍l(fā)生器相比較具有如下優(yōu)點(diǎn)：    (一) 雙軸燃?xì)獍l(fā)生器可以使壓氣機(jī)在更廣闊的轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)穩(wěn)定地工作，是防止壓氣機(jī)喘振的有效措施之一;    (二) 雙軸燃?xì)獍l(fā)生器在低轉(zhuǎn)速下具有較高的壓氣機(jī)效率，因而可使燃?xì)獍l(fā)生器在較低的渦輪前溫度下工作。由于渦輪前溫度較低而且壓氣機(jī)不易產(chǎn)生喘振，在加速時(shí)可以噴入更多的燃油，使雙軸燃?xì)廨啓C(jī)具有良好的加速性能;    (三) 由于雙軸燃?xì)獍l(fā)生器在非設(shè)計(jì)工況下具有較高的壓氣機(jī)效率，因此非設(shè)計(jì)工況下的耗油率比單軸燃?xì)獍l(fā)生器

47、低;    (四) 雙軸燃?xì)獍l(fā)生器在起動(dòng)時(shí)，起動(dòng)機(jī)只需帶動(dòng)一個(gè)轉(zhuǎn)子，與同樣參數(shù)的單軸燃?xì)獍l(fā)生器相比，可以采用較小功率的起動(dòng)機(jī)。有的雙軸燃?xì)獍l(fā)生器同時(shí)采用可調(diào)導(dǎo)流葉片或壓氣機(jī)中間級(jí)放氣的結(jié)構(gòu)。也有的燃?xì)獍l(fā)生器采用三軸式結(jié)構(gòu)，其工作原理與雙軸燃?xì)獍l(fā)生器相同。六. 核心機(jī)   圖2.3.16 核心機(jī)    人們習(xí)慣將燃?xì)廨啓C(jī)的高壓轉(zhuǎn)子部分稱(chēng)為核心機(jī)，核心機(jī)可以作為燃?xì)獍l(fā)生器。但是在雙軸燃?xì)廨啓C(jī)中的核心機(jī)(高壓轉(zhuǎn)子)并不是它的燃?xì)獍l(fā)生器，雙軸燃?xì)廨啓C(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器部分還應(yīng)該包括低壓轉(zhuǎn)子中的低壓壓氣機(jī)和帶動(dòng)低壓壓氣機(jī)

48、的那一部分低壓渦輪。因此，核心機(jī)與燃?xì)獍l(fā)生器是二個(gè)不同的概念。 七. 發(fā)展高性能的核心機(jī)和燃?xì)獍l(fā)生器的重要意義     原則上講，如果能發(fā)展一臺(tái)采用高循環(huán)參數(shù)、高新技術(shù)裝備的高性能核心機(jī)，則可發(fā)展一系列的發(fā)動(dòng)機(jī)包括渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)以及地面及艦船用的動(dòng)力。另外，按相似理論放大、縮小，可以將核心機(jī)尺寸加大或縮小，以改變發(fā)動(dòng)機(jī)的推力或功率大小。因此，一些著名的航空發(fā)動(dòng)機(jī)公司在20世紀(jì)60年代中期均開(kāi)展了高性能核心機(jī)和燃?xì)獍l(fā)生器的研制工作，并取得可觀的效果。我國(guó)也正在努力發(fā)展高性能核心機(jī)和燃?xì)獍l(fā)生器。  &

49、#160;  八.習(xí)題    1、發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率表示作為一個(gè)熱機(jī)將熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能的程度，其主要損失有那些?    2、為什么進(jìn)行循環(huán)分析時(shí)必須使用靜參數(shù)?     3、關(guān)于理想渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)的最佳增壓比，正確的說(shuō)法是：      由于壓比越高熱效率越高，因此不存在最佳增壓比 。  在最佳增壓比處，熱效率最高 。  在一定的加熱比條件下，加熱量q1達(dá)到極大值 。   最佳增壓比是加熱比的函數(shù)。

50、     4、為什么其他條件不變時(shí)，實(shí)際發(fā)動(dòng)機(jī)的最經(jīng)濟(jì)增壓比大于最佳增壓比？    5、選擇渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)時(shí)，為了盡可能提高單位推力，應(yīng)該采取哪些措施？    6、 選擇渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)時(shí)，如何盡可能降低耗油率？思考題:   燃?xì)廨啓C(jī)的哪些部分稱(chēng)為燃?xì)獍l(fā)生器？    為什么要對(duì)燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)行循環(huán)分析？   燃?xì)廨啓C(jī)進(jìn)行理想循環(huán)分析時(shí)，需作那些假設(shè)？ 理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)由那幾個(gè)過(guò)程組成？請(qǐng)畫(huà)出其p-V圖和T-S圖。 作為熱機(jī)，評(píng)定它性能的

51、指標(biāo)有哪些？ 在進(jìn)氣道和壓氣機(jī)中，氣流是如何增壓的？二者增壓過(guò)程有何不同？ 何為循環(huán)的加熱比？加熱比的大小對(duì)循環(huán)性能有何影響？ 何為循環(huán)的增壓比？循環(huán)增壓比在航空燃?xì)廨啓C(jī)的那些部件中完成?其大小對(duì)循環(huán)性能有何影響？ 何為理想燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的最佳增壓比和最大增壓比？二者相互間在數(shù)值上有何聯(lián)系？二者的數(shù)值與加熱比有何聯(lián)系？ 在循環(huán)分析中，為什么狀態(tài)參數(shù)必須使用靜參數(shù)？ 在理想循環(huán)基礎(chǔ)上，作那些處理后才能進(jìn)行實(shí)際循環(huán)分析？ 在實(shí)際循環(huán)的絕熱壓縮和絕熱膨脹過(guò)程中，如何反映過(guò)程中的流動(dòng)損失？ 在實(shí)際循環(huán)的絕熱過(guò)程中，為什么用多變指數(shù)反映流動(dòng)損失而不用絕熱過(guò)程效率？多變指數(shù)與絕熱效率有什么關(guān)系？  

52、; 在加熱比相同的條件下，實(shí)際循環(huán)的最佳增壓比與理想循環(huán)的最佳增壓比有何差別？何者數(shù)值較大？ 為什么只有在實(shí)際循環(huán)中才有最經(jīng)濟(jì)增壓比？與最佳增壓比相比(在相同的加熱比條件下)何者數(shù)值較大？講述最小加熱比的物理意義，理想循環(huán)的情況如何？ 從循環(huán)分析來(lái)看，要設(shè)計(jì)一臺(tái)高性能的燃?xì)廨啓C(jī)，應(yīng)如何選擇設(shè)計(jì)參數(shù)？ 燃?xì)廨啓C(jī)的核心機(jī)與燃?xì)廨啓C(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器在概念上有何區(qū)別？第2.4節(jié) 渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力計(jì)算Performance Parameters of Aerogasturbine Engine一.概述    渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推力是發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外氣體在各個(gè)部件表面上作用

53、力的合力。氣體在各個(gè)部件上作用力的軸向分力并不都是與推力方向相同的。例如渦輪與尾噴管受到的是向后的軸向力，而壓氣機(jī)部件受到的是向前的軸向力（它比推力大得多）。圖2.4.1  某渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)各部件所受軸向力的情況     事實(shí)上，用計(jì)算各部件軸向力合力的方法來(lái)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力是十分困難的。這是因?yàn)榘l(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)部件的形狀十分復(fù)雜，無(wú)法確切地知道部件表面上各處的氣體壓力和粘力 。因此，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力時(shí)，把發(fā)動(dòng)機(jī)看成一個(gè)整體，通過(guò)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口和出口氣流動(dòng)量的變化來(lái)確定發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。圖2.4.2  處于機(jī)翼下短艙內(nèi)的發(fā)動(dòng)機(jī)示意圖 二、發(fā)動(dòng)機(jī)推

54、力公式的推導(dǎo)    運(yùn)用動(dòng)量方程推導(dǎo)發(fā)動(dòng)機(jī)推力公式時(shí)，作如下三點(diǎn)假設(shè)：1. 流量系數(shù)0等于0，即，其中A0為發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)前方氣流截面積，A1進(jìn)氣道進(jìn)口截面積。2. 發(fā)動(dòng)機(jī)外表面受均勻壓力，且等與外界大氣壓力p0 。3. 氣體流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)外表面時(shí)，沒(méi)有摩擦阻力。      根據(jù)以上三個(gè)假設(shè)條件，可畫(huà)出計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力用的簡(jiǎn)圖，如圖2.4.3所示。  圖2.4.3 計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力用的簡(jiǎn)圖       用Fin表示發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)表面對(duì)氣流的作用力，根據(jù)動(dòng)量

55、定理，周界上作用于氣體的力應(yīng)等于流出和流進(jìn)發(fā)動(dòng)機(jī)的氣體每秒動(dòng)量差。                 (2.4-1)     根據(jù)假設(shè)1)，0=A0/A1=1，可得于是(2.4-1)式可改寫(xiě)為或                 (2.4-2)  

56、60; 作用在發(fā)動(dòng)機(jī)外表面的力用Fout表示，可得：                       (2.4-3)    根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)推力的定義，發(fā)動(dòng)機(jī)推力是作用在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外表面所有力的合力，因此得                &#

57、160;  (2.4-4)由于于是(2.4-4)式又可寫(xiě)成：               (2.4-5)    f的數(shù)值大約在0.0150.020之間，在近似計(jì)算中可以忽略不計(jì)，這樣，推力公式可簡(jiǎn)化為(2.4-11)                  

58、; (2.4-6)    當(dāng)燃?xì)庠谖矅姽軆?nèi)完全膨脹時(shí)p9=p0，推力公式可進(jìn)一步簡(jiǎn)化為下列簡(jiǎn)單形式：                          (2.4-7)   式中（c9 -c0）為通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)每公斤空氣所產(chǎn)生的推力，稱(chēng)為單位推力，用Fs表示: 以上幾個(gè)公式是計(jì)算渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推

59、力的基本公式。三、用氣動(dòng)函數(shù)表示的推力公式的推導(dǎo)    為了使計(jì)算簡(jiǎn)便起見(jiàn)，推力公式(2.4-5)式可以用氣動(dòng)函數(shù)來(lái)表示。    在氣體動(dòng)力學(xué)中，介紹過(guò)沖量函數(shù)，即或 將上式代入推力公式(2.4-5)，可得                   (2.4-8)當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)在地面工作時(shí)c0=0，推力公式可簡(jiǎn)化為：   

60、;                    (2.4-9)    在地面靜止的條件下用上式計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力是十分方便的。它不必去測(cè)量通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量和尾噴管出口處的靜壓。在大多數(shù)情況下，尾噴管出口處于臨界狀態(tài)=1。因此，常用上式進(jìn)行計(jì)算。     四、有效推力Fef在推導(dǎo)上述推力公式時(shí)，曾經(jīng)作了三點(diǎn)假設(shè)，但是發(fā)動(dòng)機(jī)在實(shí)際工作時(shí)，這些假設(shè)

61、有時(shí)與實(shí)際情況不相符合，因而使得按上述公式計(jì)算的推力結(jié)果與實(shí)際推力有別。為了糾正這些誤差，針對(duì)三個(gè)假設(shè)條件，考慮相應(yīng)的三種阻力，從上述推力公式的計(jì)算結(jié)果Fcal 中扣去這三種阻力便得到發(fā)動(dòng)機(jī)的實(shí)際推力，稱(chēng)為發(fā)動(dòng)機(jī)的有效推力，以Fef表示。這三種阻力是：附加阻力Da、波阻Ds、外表摩擦阻力Df。     下面分別說(shuō)明這三種阻力。    1.附加阻力Da    推導(dǎo)推力公式時(shí)，曾經(jīng)假設(shè)流量系數(shù)等于1。0=A0/A1=1。實(shí)際上，在飛行過(guò)程中流量系數(shù)0往往不等于1。0可能大于1，也可能小于1。在亞聲速飛行時(shí)，0

62、的大小決定于飛行速度c0和進(jìn)氣道進(jìn)口處(1截面處)氣流速度c1 的大小，而進(jìn)氣道進(jìn)口處氣流速度c1是由發(fā)動(dòng)機(jī)的工作狀態(tài)決定的。當(dāng)飛行速度c0低于進(jìn)氣道進(jìn)口處氣流速度c1時(shí)，0大于1；當(dāng)飛行速度c0大于進(jìn)氣道進(jìn)口處氣流速度c1時(shí)，0小于1；只有當(dāng)飛行速度c0恰恰等于進(jìn)氣道進(jìn)口處氣流速度c1時(shí)，才能使0等于1。在超聲速飛行時(shí)， 0的大小則取決于進(jìn)氣道前激波的情況。當(dāng)流量系數(shù)1時(shí)，應(yīng)該從1截面開(kāi)始來(lái)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。若仍按0截面開(kāi)始來(lái)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，會(huì)誤將發(fā)動(dòng)機(jī)前方的氣流流管壁當(dāng)成進(jìn)氣道的一部分而受到向前的力(無(wú)論是<1或是>1)，這部分多算進(jìn)去的推力應(yīng)作為附加阻力從推力計(jì)算值中扣去。

63、附加阻力的數(shù)值如下：                (2.4-10)圖2.4.4  當(dāng)流量系數(shù)<1時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前方氣流流動(dòng)情況圖2.4.5  當(dāng)流量系數(shù)>1時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道前方氣流流動(dòng)情況當(dāng)流量系數(shù)<1時(shí)，如圖2.4.4所示，應(yīng)該從1截面開(kāi)始來(lái)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。若按0截面計(jì)算，推力公式應(yīng)為：    若按1載面計(jì)算，推力公式應(yīng)為：    因此附加阻力應(yīng)為&#

64、160;                 (2.4-10)    為什么按0載面計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力會(huì)造成錯(cuò)誤呢？這是因?yàn)樵?截面與1截面之間氣流的流管是擴(kuò)張形的，亞聲速氣流沿著擴(kuò)張形流管流動(dòng)，壓力增加。在實(shí)際流場(chǎng)里，流管壁內(nèi)外壓力相等，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)也不起作用。但是作了“發(fā)動(dòng)機(jī)外表面受均勻壓力，且等于外界大氣壓力”的假設(shè)，并從0截面開(kāi)始計(jì)算推力，這就似乎在0截面與1截面之間用一個(gè)薄鐵皮進(jìn)氣道來(lái)代替流管管壁，其外壁為均勻大氣壓

65、，而內(nèi)壁壓力則逐漸增加， 似乎有一個(gè)軸向力作用在這鐵皮進(jìn)氣道上，這就是按0載面計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)推力時(shí)多算進(jìn)去的那一部分，也就是附加阻力。用這個(gè)觀點(diǎn)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口前的氣流進(jìn)行分析也可以得到附加阻力公式。                    (2.4-11)    對(duì)擴(kuò)張形流管內(nèi)的氣流應(yīng)用動(dòng)量方程或    將上式代入(2.4-11)式，并整理之，得附加阻力公式： 上式

66、即(2.4-10)。    當(dāng)流量系數(shù)>1時(shí)，如圖2.4.5所示，發(fā)動(dòng)機(jī)前方具有收斂形流管，這時(shí)可以用同樣的方法推導(dǎo)得到與(2.4-10)式完全相同的附加阻力公式。    以上分析說(shuō)明，附加阻力是由于作了“發(fā)動(dòng)機(jī)外表面受均勻壓力，且等于外界大氣壓力”的假設(shè)，并從0截面開(kāi)始計(jì)算推力，而產(chǎn)生的計(jì)算錯(cuò)誤，實(shí)際上并不存在這樣一種阻力    2.波阻Ds    推導(dǎo)推力公式時(shí)，曾經(jīng)假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)外壁受均勻大氣壓力p0 。這在亞聲速飛行時(shí)與實(shí)際情

67、況差別不大。然而在超聲速飛行時(shí)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙外存在激波，使發(fā)動(dòng)機(jī)外表面壓力大于周?chē)髿鈮毫0 。發(fā)動(dòng)機(jī)外表面上壓力p和周?chē)髿鈮毫0之差(p-p0)。在發(fā)動(dòng)機(jī)軸向投影的總和叫做發(fā)動(dòng)機(jī)的波阻，以Ds表示。                      (2.4-11)波阻的大小與飛機(jī)的飛行速度、與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的外形、與發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的安裝情況以及與尾噴管?chē)姵龅母咚偃細(xì)饬鞯母蓴_有很大的影響。一般須要用

68、實(shí)驗(yàn)的方法來(lái)確定。    3.外表摩擦阻力    發(fā)動(dòng)機(jī)短艙外表摩擦阻力的大小與短艙的外形以及與飛行Ma數(shù)和雷諾數(shù)Re的大小有關(guān)，也須要用實(shí)驗(yàn)的方法來(lái)確定。   在后面的章節(jié)里，并不使用發(fā)動(dòng)機(jī)的有效推力，仍然采用在三個(gè)假設(shè)條件下計(jì)算的推力公式，這是因?yàn)楦郊幼枇?、波阻和外表摩擦阻力這三者的大小與發(fā)動(dòng)機(jī)短艙的形狀、發(fā)動(dòng)機(jī)在飛機(jī)上的安裝位置以及飛機(jī)的飛行條件等有密切的關(guān)系。 因此，不連系到某架具體的飛機(jī)，單獨(dú)討論發(fā)動(dòng)機(jī)推力時(shí)，不考慮這三項(xiàng)阻力。五.習(xí)題    某渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在地面

69、試車(chē)臺(tái)工作，已知A9=1520cm2，p0=101322Pa, p9=135822Pa，c9=538m/s，qmg=50.7kg/s，求發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。    某裝有收斂形尾噴管的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，其尾噴管出口面積A9=1520cm2，在地面試車(chē)臺(tái)工作時(shí)，測(cè)出周?chē)髿鈮毫0=101322Pa，尾噴管出口總壓p9*=250418Pa，求發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。某單軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，測(cè)得其尾噴管出口直徑為0.558m。發(fā)動(dòng)機(jī)在地面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下工作時(shí)，測(cè)得其尾噴管出口總壓為200397Pa、總溫為899K 。求發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。與習(xí)題三相同，但是用氣動(dòng)函數(shù)法計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力。思考題:

70、     渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)中，哪些部件受向前的軸向力，哪些部件受向后的軸向力？氣流在尾噴管中加速流動(dòng)，為什么尾噴管所受的氣動(dòng)力卻是向后的？     使用下列推力公式時(shí)，作了哪些假設(shè)？    用氣動(dòng)函數(shù)f()計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)的推力，有何方便之處？     有效推力是否發(fā)動(dòng)機(jī)在工作時(shí)的實(shí)際推力？為什么在計(jì)算和評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)性能時(shí)不使用有效推力？     什么叫附加阻力？從推力公式F=qma(c9-c0)+A9(p

71、9-p0)可以看出：      上式正確的反映了作用在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外表面作用力的合力。   上式中忽略了燃油流量。    上式中已經(jīng)考慮了發(fā)動(dòng)機(jī)的附加阻力。    上式中假定了燃?xì)庠谖矅姽苤型耆蛎洝?附加阻力是      由于假設(shè)發(fā)動(dòng)機(jī)外壁受均勻大氣壓p而產(chǎn)生的計(jì)算誤差。  由于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙外表粗糙而產(chǎn)生的一種阻力。  由于假設(shè)流量系數(shù)0=1而產(chǎn)生的計(jì)算誤差。 實(shí)際上存在的一種阻力，可以用正確的計(jì)算方法加以修正。第2.5

72、節(jié) 航空燃汽輪機(jī)的推進(jìn)器部分尾-噴管、螺槳、風(fēng)扇和噴管Propulsor Part of Aerogasturbine EngineNozzle,Propellor,Fan and Nozzle一.  概述       航空燃?xì)廨啓C(jī)的推進(jìn)器部份是尾噴管、螺槳、風(fēng)扇和噴管，作為推進(jìn)器，要求把燃?xì)獍l(fā)生器所產(chǎn)生的可用功W轉(zhuǎn)換成盡可能大的推進(jìn)功，或者說(shuō)獲得盡可能大的推力。  在燃?xì)獍l(fā)生器相同，可用功相等的條件下，將可用功分配給更大量的氣體，可以得到更大的推力。證明：通過(guò)燃?xì)獍l(fā)生器每公斤空氣產(chǎn)生的可用功(比功w)的

73、表達(dá)方法是以該氣體在尾噴管中等熵膨脹至外界大氣壓后的動(dòng)能增量來(lái)表示。根據(jù)物理學(xué)原理，如果每公斤空氣的可用功，不僅使本身的動(dòng)能增加，而且將能量傳遞給更多的空氣一起增加動(dòng)能，雖然氣流噴射的速度較低，但具有較大的噴射質(zhì)量?？梢宰C明、在可用功相同的條件下，質(zhì)量較大的噴射流可以獲得較大的推力。證明如下：(2.5-1)式中  qma較小的氣體流量          qma,g較大的氣體流量          c9較小流量的氣體噴

74、射速度          c9,g較大流量的氣體噴射速度          c0飛行速度由上式可以看出，由于因此，現(xiàn)在比較兩者產(chǎn)生的推力，流量小的其推力為：                        （2.5-2)流量大的其推力為：                         (2.5-3)將式(2.5-2)和式(2.5-3)代入式(2.5-1)，可以得到：由于         所以