燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)08A

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)原理林兆福第8章渦輪噴氣發(fā)動機(jī)8.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)發(fā)動機(jī)五大部件組合在一同,構(gòu)成發(fā)動機(jī)的本體,而共同任務(wù)。由于民用航空發(fā)動機(jī)的進(jìn)氣道和噴管均是不可調(diào)的,所以五大部件的共同任務(wù)就是壓氣機(jī),熄滅室和渦輪的共同任務(wù)。通常將壓氣機(jī)、熄滅室和渦輪稱為燃?xì)獍l(fā)生器,它是各類燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)的中心機(jī)。所以,研討壓氣機(jī)和渦輪的共同任務(wù),是研討各種類型燃?xì)鉁u輪發(fā)動機(jī)各部件共同任務(wù)的根底。38.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)穩(wěn)態(tài)發(fā)動機(jī)在某一轉(zhuǎn)速下延續(xù)任務(wù)的形狀,或者說是發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速不隨時間而變化的任務(wù)形狀。過渡態(tài)發(fā)動機(jī)從某一轉(zhuǎn)速變到另一轉(zhuǎn)速下任務(wù)形狀的總和。過渡態(tài)分為加速過程和減速過程。48.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)條件轉(zhuǎn)速一致：流量延續(xù)：壓力平衡：功率平衡：58.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)如何保證穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)要保證發(fā)動機(jī)在穩(wěn)態(tài)下任務(wù),必需隨著外界條件和發(fā)動機(jī)部件面積的變化,調(diào)理供油量來控制渦輪前燃?xì)饪倻?使渦輪功率等于壓氣機(jī)功率。例如,飛行高度升高時,由于大氣密度減小,進(jìn)入發(fā)動機(jī)的空氣流量減小,壓氣機(jī)功率和渦輪功率都隨之減小,這時假設(shè)供油量堅持不變,那么由于空氣流量的減小,還要引起渦輪前燃?xì)饪倻氐纳?使渦輪功增大,渦輪功率就會比壓氣機(jī)功率減少的少一些,因此渦輪功率大于壓氣機(jī)功率,發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速就會增大,為了堅持發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速不變,隨著飛行高度的升高,應(yīng)該適當(dāng)?shù)販p小供油量來控制渦輪前燃?xì)饪倻?使渦輪功率等于壓氣機(jī)功率。68.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)穩(wěn)態(tài)下的供油熄滅室的熱力平衡有：影響供油量的要素有：空氣流量，熄滅室出口與進(jìn)口總溫之差。當(dāng)熄滅室出口與進(jìn)口總溫之差堅持不變時，空氣流量供油量當(dāng)空氣流量堅持不變時，熄滅室出口與進(jìn)口總溫之差，供油量轉(zhuǎn)速空氣流量供油量下面分析熄滅室出口與進(jìn)口總溫之差隨轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律：78.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)穩(wěn)態(tài)下渦輪前溫度隨轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律中轉(zhuǎn)速時,渦輪前燃?xì)饪倻剌^低,在低轉(zhuǎn)速和高轉(zhuǎn)速時,渦輪前燃?xì)饪倻剌^高。低轉(zhuǎn)速時，隨著轉(zhuǎn)速的添加，渦輪前燃?xì)饪倻叵陆担桓咿D(zhuǎn)速時，隨著轉(zhuǎn)速的添加，渦輪前燃?xì)饪倻厣仙簹鈾C(jī)出口總溫隨轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律隨著轉(zhuǎn)速的添加，壓氣機(jī)出口總溫上升。隨轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律低轉(zhuǎn)速時，隨著轉(zhuǎn)速的添加，下降；高轉(zhuǎn)速時，隨著轉(zhuǎn)速的添加，上升。88.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)穩(wěn)態(tài)下的供油曲線低轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)：轉(zhuǎn)速空氣流量供油量轉(zhuǎn)速供油量高轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)：轉(zhuǎn)速空氣流量供油量轉(zhuǎn)速供油量穩(wěn)態(tài)下供油量隨轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律。在低轉(zhuǎn)速范圍內(nèi):隨著增大,緩慢的上升;在高轉(zhuǎn)速范圍內(nèi):隨著轉(zhuǎn)速的增大,很快的上升。98.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)8.1.3穩(wěn)定任務(wù)的共同任務(wù)方程⒈壓氣機(jī)特性圖上的等線根據(jù)流量延續(xù)有：假設(shè)取;;,那么,所以常數(shù)為壓氣機(jī)進(jìn)口和渦輪導(dǎo)向器喉部面積之比。代入上式108.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)有：此式稱為溫度類似參數(shù)方程稱為溫度類似參數(shù)此式中和均為壓氣機(jī)的類似參數(shù)，118.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)將此式表示在壓氣機(jī)特性圖上:由此式可以看出:⑴當(dāng)溫度的類似參數(shù)堅持不變時,可以在壓氣機(jī)通用特性圖上得到一條經(jīng)過坐標(biāo)原點的直線,如下圖,通常叫做等溫度類似參數(shù)線,其率為⑵當(dāng)溫度類似參數(shù)取不同數(shù)值時,就得到一蔟斜率不同的經(jīng)過原點的直線。隨著溫度類似參數(shù)的添加,直線的斜率也隨之增大。。128.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⑶在發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速很小時,渦出輪導(dǎo)向器處于亞臨界任務(wù)形狀,C值不再為常數(shù)等溫度類似線變得彎曲,并交匯于＝１的點。⑷當(dāng)飛行條件一定,渦輪前燃?xì)饪倻貓猿植蛔儠r,那么＝常數(shù),這時流過發(fā)動機(jī)的空氣流量與壓氣機(jī)的增壓比成正比。也就時說,壓氣機(jī)的增壓比是決定發(fā)動機(jī)流通才干的一個主要因素。⑸當(dāng)飛行條件和發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速一定時,添加將使流量qm減小、壓氣機(jī)增壓比πc增大。但是,添加,使＝常數(shù)線的斜率增大,與給定轉(zhuǎn)速的等轉(zhuǎn)速線的交點,即共同任務(wù)點向喘振邊境接近。假設(shè)瞬時添加過多,將會使共同任務(wù)點入喘振區(qū)引起發(fā)動機(jī)喘振。。138.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⑹在給定壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的類似參數(shù)和渦輪前燃?xì)饪倻氐念愃茀?shù)時,就可以在壓氣機(jī)特性圖上給定一個任務(wù)點。⑺在給定壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的類似參數(shù)和流量類似參數(shù)時,如為設(shè)計值,那么有：該式闡明,假設(shè)要使發(fā)動機(jī)任務(wù)在設(shè)計形狀下,那么要求渦輪導(dǎo)向器最小截面面積與渦輪前燃?xì)饪倻氐念愃茀?shù)的比值應(yīng)為常數(shù)。。148.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒉穩(wěn)定任務(wù)的共同任務(wù)方程根據(jù)功率平衡有令式中參數(shù)B主要反映渦輪落壓比的影響。當(dāng)＝常數(shù)時,＝常數(shù),所以B＝常數(shù),將該式帶入流量延續(xù)得到的公式中,那么有:

158.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒉穩(wěn)定任務(wù)的共同任務(wù)方程就為＝常數(shù)條件下的渦輪－壓氣機(jī)共同任務(wù)方程,它是渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在穩(wěn)定任務(wù)情況下,按照確定的調(diào)理規(guī)律(＝常數(shù)),同時滿足壓氣機(jī)和渦輪番量延續(xù)、壓力平衡和功率平衡條件而獲得的。該渦輪－壓氣機(jī)共同任務(wù)方程可以表示在壓氣機(jī)特性圖上。168.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒉穩(wěn)定任務(wù)的共同任務(wù)線根據(jù)共同任務(wù)方程可以在壓氣機(jī)特性圖上畫出壓氣機(jī)和渦輪的共同任務(wù)線,其方法是:首先將設(shè)計點的參數(shù)值帶入共同工出作方程,得到式中的常數(shù),記做Cd.然后，在壓氣機(jī)特性圖中的任一個等換算轉(zhuǎn)速線上任選取一點,讀出該點的增壓比，效率和流量類似參數(shù)的數(shù)值,將這些數(shù)據(jù)代入共同工作方程式,求出常數(shù)C,與Cd進(jìn)展比較，看它們能否相等,假設(shè)不等,那么在等換算轉(zhuǎn)速線上另選一點,再進(jìn)展計算,直至滿足方程兩邊恒等為止,這樣就找到了該換算轉(zhuǎn)速下的共同任務(wù)點。依次找出各不同換算轉(zhuǎn)速上的共同任務(wù)點,將這些共同任務(wù)點銜接起來就是渦輪和壓氣機(jī)的共同任務(wù)線。.178.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)壓氣機(jī)功與渦輪功相等的條件也可以寫成從此式可以看出：為了滿足壓氣機(jī)與渦輪功相等的條件,壓氣機(jī)功、渦輪前燃?xì)饪倻嘏瘻u輪落壓比這三者之間必需堅持一定的關(guān)系。假設(shè)渦輪落壓比堅持不變,壓氣機(jī)功越大,那么所需求的渦輪前燃?xì)饪倻卦礁摺＜僭O(shè)壓氣機(jī)功堅持不變,渦輪落壓比增大,那么渦輪前燃?xì)饪倻乜梢韵鄳?yīng)降低。188.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)影響共同任務(wù)線位置的要素⒈外界條件⑴噴管處于超臨界形狀當(dāng)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速堅持不變,由于大氣溫度降低、飛行馬赫數(shù)減小,或飛行高度升高使壓氣機(jī)進(jìn)口的總溫下降時,共同任務(wù)點沿共同任務(wù)線向上挪動,壓氣機(jī)的增壓比和流量類似參數(shù)隨之增大。也就是說,當(dāng)轉(zhuǎn)速類似參數(shù)增大時共同任務(wù)點沿共同任務(wù)線向上挪動;而當(dāng)轉(zhuǎn)速類似參數(shù)減小時,共同任務(wù)點沿共同任務(wù)線向下挪動。這種情況不會改動共同任務(wù)線的位置。⑵噴管處于亞臨界形狀隨著發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速類似參數(shù)的減小,噴管將處于亞臨界任務(wù)形狀,這時,渦輪的落壓比不再堅持常數(shù),它將隨飛行馬赫數(shù)和飛行高度的減小而減小,所以,不同的飛行馬赫數(shù)Ma將對應(yīng)著不同的共同任務(wù)線。隨飛行馬赫數(shù)Ma的減小,渦輪落壓比將減小,為了堅持轉(zhuǎn)速不變,和噴管處于超臨界相比,必需求提高渦輪前燃?xì)饪倻?以增大渦輪功。也就是說,在同一轉(zhuǎn)速下,噴管處于亞臨界形狀時所需求的渦輪前燃?xì)饪倻乇葒姽芴幱诔R界形狀時的高,即共同任務(wù)點將沿等轉(zhuǎn)速類似參數(shù)線向喘振邊境方向挪動一定的間隔,共同任務(wù)線也隨著向喘振邊境方向挪動一定的間隔。飛行馬赫數(shù)Ma越小,噴管出現(xiàn)亞臨界形狀的時機(jī)越早,對應(yīng)的增壓比和轉(zhuǎn)速越大,即共同任務(wù)線在較大的增壓比和轉(zhuǎn)速下就與噴管為超臨界形狀所對應(yīng)的共同任務(wù)線分開,如下圖。198.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒉噴管面積渦輪和壓氣機(jī)的共同任務(wù)方程中的系數(shù)C取決于渦輪落壓比的大小。而渦輪落壓比的值是由渦輪與噴管的共同任務(wù)所決議的。渦輪與噴管的共同任務(wù)條件就是流過渦輪與流過噴管的流量相等,由此得到當(dāng)渦輪導(dǎo)向器和噴管都處于臨界或超臨界任務(wù)形狀時,那么有由上式可知,在渦輪導(dǎo)向器不可調(diào)的情況下,渦輪落壓比的變化與噴管出口面積成正比。當(dāng)噴管面積增大時,渦輪后的反壓立刻下降,因此渦輪落壓比變大,在保證氣機(jī)與渦輪功率平衡的前提下,渦輪前燃?xì)饪倻貙⑾陆?。由壓氣機(jī)特性圖上的等溫度比線可知,低渦輪前燃?xì)饪倻氐娜蝿?wù)點落在右下方,所以壓氣機(jī)任務(wù)點將沿等轉(zhuǎn)速線下挪動，使任務(wù)點遠(yuǎn)離喘振邊境。208.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)噴管為亞臨界時的任務(wù)線噴管面積對任務(wù)線的影響改動噴管面積,將影響共同任務(wù)點的位置,而且還可以看出:等A5線就是等渦輪落壓比線,也就是噴管面積一定的渦輪和壓氣機(jī)的共同任務(wù)線。218.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒊壓氣機(jī)設(shè)計增壓比壓氣機(jī)設(shè)計增壓比影響共同任務(wù)線的位置。由圖中可以看出:低壓氣機(jī)設(shè)計增壓比的情況下,當(dāng)換算轉(zhuǎn)速降低時,共同任務(wù)線遠(yuǎn)離喘振邊境;高壓氣機(jī)設(shè)計增壓比的情況下,當(dāng)換算轉(zhuǎn)速降低時,共同任務(wù)線將向喘振邊境靠攏;出現(xiàn)低換算轉(zhuǎn)速時共同任務(wù)線與喘振邊境相交的情況。這種情況是由兩方面的緣由呵斥的:壓氣機(jī)的設(shè)計增壓比不同,共同任務(wù)線的斜率不同,設(shè)計增壓比愈高,共同任務(wù)線愈平緩。設(shè)計增壓比愈高,喘振邊境愈陡。228.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒋壓氣機(jī)中間級放氣壓氣機(jī)中間級放氣可以增大壓氣機(jī)進(jìn)口的空氣流量,消除前幾級的喘振形狀,同時又使后幾級流量減小,從而脫離“渦輪狀態(tài)〞,即放氣使共同任務(wù)點向壓氣機(jī)進(jìn)口流量增大的方向挪動,也就是遠(yuǎn)離喘振邊界,擴(kuò)展了穩(wěn)定任務(wù)的范圍。又由于壓氣機(jī)中間級放氣,使整臺壓氣機(jī)的增壓比將減小。238.1穩(wěn)態(tài)下的共同任務(wù)⒌可調(diào)導(dǎo)向葉片和整流葉片當(dāng)發(fā)動機(jī)的換算轉(zhuǎn)速減小時,壓氣機(jī)的喘振裕度將減小,這時可調(diào)導(dǎo)向葉片順壓氣機(jī)旋轉(zhuǎn)的方向轉(zhuǎn)動一個度,即減小導(dǎo)向葉片和前幾級靜子葉片的安裝角,使轉(zhuǎn)子葉片上氣流攻角減小,喘振邊界限左移,同時使共同任務(wù)線右移,從而增大了喘振裕度,如下圖。圖中的實線和虛線分別表示了壓氣機(jī)不可調(diào)和帶可調(diào)導(dǎo)向器時的壓氣機(jī)特性線及在同樣噴管面積條件下發(fā)動機(jī)的共同任務(wù)線。很明顯,采用可調(diào)導(dǎo)向葉片使喘振裕度增大,但是在同樣轉(zhuǎn)速下,壓氣機(jī)的增壓比將減小,流過發(fā)動機(jī)的空氣流量也將減小。噴管處于亞臨界形狀時,渦輪落壓比也將減小,渦輪前燃?xì)饪倻貙⒃龈摺?48.2調(diào)理規(guī)律調(diào)理規(guī)律:最大形狀調(diào)理規(guī)律和巡航形狀調(diào)理規(guī)律。最大形狀調(diào)理規(guī)律:發(fā)動機(jī)的最大形狀調(diào)理規(guī)律是指由自動調(diào)理器保證的發(fā)動機(jī)最大任務(wù)形狀隨飛行形狀的變化規(guī)律。巡航形狀調(diào)理規(guī)律:巡航形狀調(diào)理規(guī)律是指發(fā)動機(jī)由最大任務(wù)形狀減小推力時所遵照的規(guī)律。258.2調(diào)理規(guī)律8.2.1.發(fā)動機(jī)的最大形狀調(diào)理規(guī)律最大形狀調(diào)理規(guī)律的選擇,應(yīng)使發(fā)動機(jī)在任何飛行形狀下都能產(chǎn)生盡能夠大的推力。提高發(fā)動機(jī)推力的限制要素:首先是發(fā)動機(jī)的實踐轉(zhuǎn)速n,由于發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)子零件強(qiáng)度的限制,不允許超越規(guī)定的最大值;其次是渦輪前燃?xì)饪倻?由于渦輪部件資料耐熱性的限制,不允許超越規(guī)定的最大值;此外,在任何情況下,不應(yīng)使壓氣機(jī)產(chǎn)生喘振。268.2調(diào)理規(guī)律n＝nmax＝常數(shù)和A5＝常數(shù)的最大任務(wù)形狀調(diào)理規(guī)律幾何面積不變的發(fā)動機(jī),當(dāng)飛行形狀變化時,經(jīng)過轉(zhuǎn)速調(diào)理器改動供油量的方法來堅持轉(zhuǎn)速一定,即:qmf→n＝nmax其中:qmf─調(diào)理參數(shù);n─被調(diào)參數(shù)。相應(yīng)的共同任務(wù)方程就是采用n＝常數(shù),A5＝常數(shù)的最大任務(wù)形狀調(diào)理規(guī)律,渦輪前燃?xì)饪倻貙㈦S著發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速類似參數(shù)的變化而變化。渦輪前燃?xì)饪倻氐臄?shù)值超越規(guī)定時,會影響發(fā)動機(jī)的正常任務(wù)和運用壽命。渦輪前燃?xì)饪倻氐臄?shù)值低于規(guī)定值時,發(fā)動機(jī)就不能到達(dá)能夠產(chǎn)生的最大推力。=常數(shù)278.2調(diào)理規(guī)律n＝nmax＝常數(shù)和T*3＝常數(shù)的最大任務(wù)形狀調(diào)理規(guī)律在這種調(diào)理規(guī)律下,壓氣機(jī)功和渦輪功的平衡關(guān)系是經(jīng)過調(diào)理系統(tǒng)自動來保證的即由轉(zhuǎn)速調(diào)理器改動供油量,以保證轉(zhuǎn)速n＝常數(shù),噴管面積調(diào)理器來保證渦輪前燃?xì)饪倻兀匠?shù),即qmf→n＝常數(shù);A5→T*3＝常數(shù)qmf和A5─調(diào)理參數(shù);n和T*3─被調(diào)參數(shù)。根據(jù)功率平衡有:當(dāng)＝常數(shù)時,所需的變化,可以用改動的值來得到。又由于有:的值可以由改動噴管出口面積來得到。288.2調(diào)理規(guī)律當(dāng)渦輪導(dǎo)向器處于臨界或超臨界任務(wù)形狀時,上述共同任務(wù)線方程可以由流量延續(xù)的條件推導(dǎo)出來,根據(jù)流量延續(xù)的條件得到:這就是調(diào)理規(guī)律為n＝常數(shù)、T*3＝常數(shù)的共同任務(wù)線方程。實踐采用的大都是第一種方案,其緣由是;①轉(zhuǎn)速是強(qiáng)度和推力的敏感參數(shù),應(yīng)力隨轉(zhuǎn)速的變化是平方的關(guān)系,普通不允許超轉(zhuǎn),而推力隨轉(zhuǎn)速的變化普通是立方的關(guān)系,轉(zhuǎn)速低了將嚴(yán)重影響推力,同樣是不希望的,為了獲得最大的推力,必需準(zhǔn)確地保證轉(zhuǎn)速一定,是必調(diào)的參數(shù);②以溫度作為被調(diào)參數(shù),必需求有能及時正確地感受溫度的變化,且能長期可靠運用的敏感元件,這是相當(dāng)困難的,又由于溫度場的不均勻性,使得采用第二、第三種調(diào)理規(guī)律的很少;③調(diào)理噴管面積,將使發(fā)動機(jī)的構(gòu)造和控制都變得非常復(fù)雜。

＝常數(shù)298.2調(diào)理規(guī)律A5＝常數(shù)和T*3＝常數(shù)的最大任務(wù)形狀調(diào)理規(guī)律qmf→T*3＝常數(shù)以溫度作為被調(diào)參數(shù),必需求有能及時正確地感受溫度的變化,且能長期可靠運用的敏感元件,這是相當(dāng)困難的,又由于溫度場的不均勻性,使得采用第二、第三種調(diào)理規(guī)律的很少;轉(zhuǎn)速可變，會呵斥超速，影響發(fā)動機(jī)的強(qiáng)度。308.2調(diào)理規(guī)律巡航形狀調(diào)理規(guī)律。巡航形狀調(diào)理規(guī)律:巡航形狀調(diào)理規(guī)律是指發(fā)動機(jī)由最大任務(wù)形狀減小推力時所遵照的規(guī)律。飛機(jī)在飛行過程中,發(fā)動機(jī)并不需求一直在最大推力形狀下任務(wù),而大部分時間是在小于最大推力的形狀下任務(wù)。發(fā)動機(jī)巡航調(diào)理的目的是在保證所需推力的條件下,使發(fā)動機(jī)有較低的燃油耗費率,且使發(fā)動機(jī)有較低的機(jī)械負(fù)荷和熱負(fù)荷,有利于發(fā)動機(jī)長時間地可靠地任務(wù)。最簡單的巡航調(diào)理是降低發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速,這樣就可以減小發(fā)動機(jī)的推力,同時,渦輪前燃?xì)饪倻匾搽S之降低。318.3過渡態(tài)下的共同任務(wù)加速過程發(fā)動機(jī)由慢車轉(zhuǎn)速上升到最大轉(zhuǎn)速所需的時間叫加速性。發(fā)動機(jī)加速的必要條件是要有剩余功率。328.3過渡態(tài)下的共同任務(wù)最正確加速過程加速限制：(推油門過急過猛會出現(xiàn)什么問題?)任務(wù)裕度的限制-喘振；渦輪強(qiáng)度條件的限制-轉(zhuǎn)速和溫度；熄滅室穩(wěn)定任務(wù)要求的限制熄火；最正確加速供油量：為了使加速時轉(zhuǎn)速能盡快地增大,每一個轉(zhuǎn)速有一個最大的供油量,這個供油量是根據(jù)上述的幾個限制確定的,通常稱為最正確加速供油量,最正確加速供油線：把各個轉(zhuǎn)速正常加速所允許最大供油量的數(shù)值標(biāo)在坐標(biāo)圖上,并且連成曲線,就的到最正確加速供油線,發(fā)動機(jī)按照最正確加速供油線進(jìn)展加速,那么在加速過程中,剩余功率為在正常任務(wù)條件下所能得到的最大值,所以,轉(zhuǎn)速添加得最快,加速時間最短,發(fā)動機(jī)的加速性最好。338.3過渡態(tài)下的共同任務(wù)最正確加速供油線：348.3過渡態(tài)下的共同任務(wù)加速過程中：供油量大于同一轉(zhuǎn)速時穩(wěn)態(tài)下的供油量;渦輪前燃?xì)饪倻馗哂谕晦D(zhuǎn)速時穩(wěn)態(tài)下的渦輪前燃?xì)饪倻?余氣系數(shù)小于同一轉(zhuǎn)速時穩(wěn)態(tài)下的余氣系數(shù);加速過程中,渦輪功率一直大于壓氣機(jī)功率.358.3過渡態(tài)下的共同任務(wù)大氣形狀和飛行形狀對加速過程的影響影響加速性的要素:空氣流量:大氣溫度、大氣壓力和飛行速度。大氣溫度，密度，流量，剩余功率，加速性差發(fā)動機(jī)的加速性冬天優(yōu)于夏天，大氣壓力，密度，流量，剩余功率，加速性好平原地域優(yōu)于高原地域，飛行速度，流量，剩余功率，加速性好高速飛行時優(yōu)于低速飛行時。368.3過渡態(tài)下的共同任務(wù)減速過程減速過程遭到熄滅室貧油熄火的限制。減速過程中供油量比相應(yīng)穩(wěn)態(tài)轉(zhuǎn)速時小;空氣流量由于渦輪前燃?xì)鉁囟鹊投确€(wěn)定任務(wù)時高;余氣系數(shù)比穩(wěn)定任務(wù)時大。378.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性發(fā)動機(jī)的常用任務(wù)形狀起飛任務(wù)形狀：在起飛時同意運用的最大推力,通常發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速最大，渦輪前燃?xì)饪倻刈罡叽?即這時;;;因此,發(fā)動機(jī)的動力負(fù)荷和熱負(fù)荷都接近其極限允許值,發(fā)動機(jī)在此形狀下延續(xù)的任務(wù)時間遭到嚴(yán)厲限制,普通在5－10分鐘。而且僅用于起飛。最大延續(xù)任務(wù)形狀：發(fā)動機(jī)延續(xù)任務(wù)時同意運用的最大推力,為了延伸發(fā)動機(jī)的運用壽命,此任務(wù)形狀僅在確保飛行平安時,由機(jī)長決議運用。例如單發(fā)或應(yīng)急爬高時運用。最大巡航任務(wù)形狀：巡航時同意運用的最大推力,巡航時,根據(jù)飛行方案調(diào)定發(fā)動機(jī)推力堅持所需的飛行速度。慢車任務(wù)形狀：這是發(fā)動機(jī)可以堅持穩(wěn)定任務(wù)的最小轉(zhuǎn)速的任務(wù)形狀,通常;由于在這一形狀下渦輪前燃?xì)饪倻剌^高,所以,在這一形狀下發(fā)動機(jī)的任務(wù)時間也受限制。388.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性轉(zhuǎn)速特性—節(jié)流特性高度特性發(fā)動機(jī)特性飛行特性速度特性398.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性轉(zhuǎn)速特性：在堅持飛行高度和飛行速度不變的條件下,發(fā)動機(jī)的推力和燃油耗費率隨發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的變化規(guī)律,叫做發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性,又叫節(jié)流特性。發(fā)動機(jī)的推力隨轉(zhuǎn)速的增加而增大，低轉(zhuǎn)速時添加的慢，高轉(zhuǎn)速時添加的快。燃油耗費率隨轉(zhuǎn)速的添加而減小，低轉(zhuǎn)速時下降的快，高轉(zhuǎn)速時下降的慢，接近最大轉(zhuǎn)速時略有上升。408.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性低轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)：轉(zhuǎn)速推力。緣由：轉(zhuǎn)速流量F-------------------------轉(zhuǎn)速增壓比p*2p*3p*4V5FsFFsF轉(zhuǎn)速T*3T*4V5Fs高轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)：轉(zhuǎn)速推力緣由：轉(zhuǎn)速流量F-------------------------轉(zhuǎn)速增壓比p*2p*3p*4V5FsFFsF轉(zhuǎn)速T*3T*4V5Fs418.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性低轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)：轉(zhuǎn)速燃油耗費率。緣由：轉(zhuǎn)速增壓比p*2p*3p*4V5FsFss?c轉(zhuǎn)速T*3T*4V5Fs

轉(zhuǎn)速(T*3-T*2)s?c高轉(zhuǎn)速范圍內(nèi)：轉(zhuǎn)速燃油耗費率緣由：轉(zhuǎn)速增壓比p*2p*3p*4V5FsFss?c轉(zhuǎn)速T*3T*4V5Fs

轉(zhuǎn)速(T*3-T*2)s?c接近最大轉(zhuǎn)速時轉(zhuǎn)速燃油耗費率428.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性大氣條件對轉(zhuǎn)速特性的影響：大氣溫度上升，在同樣的轉(zhuǎn)速下，推力減小，燃油耗費率添加。這是由于溫度高,密度低,流量低;溫度高,熱的空氣難以緊縮,使單位推力降低.大氣壓力上升，呵斥各截面的總壓添加，推力添加，而燃油耗費率堅持不變。大氣濕度上升，在同樣的轉(zhuǎn)速下，推力減小，燃油耗費率添加。這是由于濕度高,密度低,流量低,使推力減小;濕度高,使定壓比熱容增大,升溫需求的熱量多,必需多噴油,所以燃油耗費率添加。438.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性高度特性在給定的調(diào)理規(guī)律下,堅持發(fā)動機(jī)的的轉(zhuǎn)速和飛行速度不變時,發(fā)動機(jī)的推力和燃油耗費率隨飛行高度的變化規(guī)律。在對流層內(nèi)，隨著飛行高度的添加，推力和燃油消耗率都下降。在同溫層內(nèi)，隨著飛行高度的添加，推力下降，而燃油耗費率堅持不變。448.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性海平面規(guī)范大氣規(guī)范溫度：288.15K；15℃。規(guī)范大氣壓：101325Pa；760mmHg對流層：0~11000米〔0~36089英尺〕。同溫層：11000~24000米。458.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性對流層內(nèi)飛行高度：推力燃油耗費率。緣由：高度密度空氣流量推力----------------------------------------------

高度大氣溫度空氣好緊縮,增壓比單位推力推力

s?c同溫層：飛行高度推力燃油耗費率緣由：高度密度空氣流量推力

高度大氣溫度不變單位推力不變s?c不變468.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性速度特性在給定的調(diào)理規(guī)律下,堅持發(fā)動機(jī)的的轉(zhuǎn)速和飛行高度不變時,發(fā)動機(jī)的推力和燃油耗費率隨飛行速度(或馬赫數(shù))的變化規(guī)律隨著飛行馬赫數(shù)的增大，發(fā)動機(jī)的推力開場略有下降或緩慢地添加，在超音速范圍內(nèi)添加較快，當(dāng)馬赫數(shù)繼續(xù)添加時,推力轉(zhuǎn)為下降，直至推力為零。燃油耗費率隨著馬赫數(shù)的增大而增大,且在高馬赫數(shù)范圍添加的更為急劇。478.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性488.4單軸渦噴發(fā)動機(jī)的特性飛行馬赫數(shù)(速度)：推力()燃油耗費率。緣由：馬赫數(shù)空氣流量推力

馬赫數(shù)沖壓比單位推力

馬赫數(shù)速度單位推力

s?c498.5渦噴發(fā)動機(jī)的通用特性發(fā)動機(jī)的類似參數(shù)發(fā)動機(jī)的特性是經(jīng)過地面臺架實驗、高空摸擬實驗和飛行實驗獲得的。地面臺架實驗時,由于外界大氣條件的不同,同一臺發(fā)動機(jī)實測到的推力和燃油耗費率曲線是各不一樣的。所以有必要將它們換算成規(guī)范大氣條件下(P0＝101325Pa,T0＝288.15K)的通用轉(zhuǎn)速特性,以便相互比較。換算是基于“類似〞這一概念進(jìn)展的,對于具備幾何類似條件的發(fā)動機(jī),任務(wù)形狀類似的充分條件是絕對運動和相對運動中的馬赫數(shù)相等。絕對運動中的馬赫數(shù)相等就是飛行馬赫數(shù)Ma相等,相對運動中的馬赫數(shù)相等就是第一級壓氣機(jī)任務(wù)葉輪進(jìn)口平均半徑處的切線速度u1所算得的馬赫數(shù)相等。

508.5渦噴發(fā)動機(jī)的通用特性發(fā)動機(jī)的類似參數(shù)當(dāng)發(fā)動機(jī)處于類似形狀下任務(wù)時,發(fā)動機(jī)各截面上氣流參數(shù)的無因次量都堅持不變。例如:518.5渦噴發(fā)動機(jī)的通用特性當(dāng)發(fā)動機(jī)處于類似形狀下任務(wù)時,發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速、經(jīng)過發(fā)動機(jī)的空氣流量、發(fā)動機(jī)單位推力、發(fā)動機(jī)推力、燃油耗費率以及燃油耗費量等性能參數(shù)的絕對值普通各不一樣,但它們的類似參數(shù)那么堅持不變。這些發(fā)動機(jī)性能的類似參數(shù)現(xiàn)推導(dǎo)如下:528.5渦噴發(fā)動機(jī)的通用特性1.發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的類似參數(shù)將發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速n寫成馬赫數(shù)的函數(shù)當(dāng)發(fā)動機(jī)處于類似形狀下任務(wù)時,Ma〔λu1〕等于常數(shù),于是因此,當(dāng)發(fā)動機(jī)處于類似形狀下任務(wù)時,發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的類似參數(shù)或堅持不變。538.5渦噴發(fā)動機(jī)的通用特性2.空氣流量的類似參數(shù)由氣體動力學(xué)知道空氣流量的計算公式為:當(dāng)發(fā)動機(jī)處于類似形狀下任務(wù)時,A0,Ma堅持不變,所以因此,當(dāng)發(fā)動機(jī)處于類似形狀下任務(wù)時,空氣流量的類似參