第5次課-航空燃?xì)廨啓C基礎(chǔ)知識

2024/8/19航空發(fā)動機原理1§

4.1渦噴發(fā)動機產(chǎn)生推力的原理

4.1.1推力的定義

4.1.2推力產(chǎn)生的原理

§

4.2

航空燃?xì)廨啓C工作原理

4.2.1發(fā)動機組成及簡圖

4.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算§4.4航空燃?xì)廨啓C的性能指標(biāo)及效率第四部分、燃?xì)鉁u輪發(fā)動機基礎(chǔ)知識

2024/8/191一、渦噴發(fā)動機產(chǎn)生推力的原理1、推力的定義：流過發(fā)動機內(nèi)部和外部的氣體與發(fā)動機殼體，內(nèi)、外壁面及部件之間的作用力的合力，在發(fā)動機軸線方向的分力稱為推力（F）。地面靠推地2、推力產(chǎn)生的原理水里靠推水2、推力產(chǎn)生的原理水中推進用的螺旋槳水里靠推水2、推力產(chǎn)生的原理空中推空氣（1）螺旋槳推進（2）噴氣推進（又稱吸氣推進）（兩種方式）2、推力產(chǎn)生的原理太空什么都沒有，靠噴推進劑，2、推力產(chǎn)生的原理還要利用萬有引力2、推力產(chǎn)生的原理

圖中所示連續(xù)不斷進行進氣和排氣過程的位置被稱為飛機的短艙，短艙里有一個裝置可以使排氣速度大于進氣速度。

每秒鐘吸進和排出的氣體達(dá)數(shù)百斤以上，比一個成年人體重還要多！遄達(dá)900每秒鐘吸入1.25噸以上的空氣?！?/p>

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機推力的產(chǎn)生

飛機通過連續(xù)不斷的吸氣和排氣，并使排氣的速度大于吸氣的速度這一過程來獲得向前飛行的動力。但是飛機是依靠什么實現(xiàn)并維持這一過程的呢？※

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機推力的產(chǎn)生這就是------航空發(fā)動機※

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機推力的產(chǎn)生最簡單的渦噴發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖※

燃?xì)鉁u輪發(fā)動機推力的產(chǎn)生2、推力的產(chǎn)生原理氣體以速度C0進入發(fā)動機，以C9的速度離開發(fā)動機，且C9的速度大于C0，說明氣體在發(fā)動機內(nèi)是一個加速過程。牛頓第二定律指出，有加速度就一定有作用力存在，而作用力的大小與加速度成正比，方向相同，這個力可以用動量方程進行計算。牛頓三定律指出，有作用力，就一定有反作用力，反作用力與作用力大小相等，方向相反，分別作用在兩個物體上。這個反作用力是氣體作用在發(fā)動機上的，就是發(fā)動機的推力。001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0推力是如何產(chǎn)生的？以航空渦輪噴氣發(fā)動機為例：

當(dāng)發(fā)動機工作時，大量空氣被吸入進氣道，經(jīng)過發(fā)動機各機件工作，使吸入的空氣增壓，再經(jīng)燃油燃燒使氣體更加膨脹，進一步增大氣體的壓力，這樣強大的壓力都是在發(fā)動機內(nèi)腔產(chǎn)生的，即是發(fā)動機的內(nèi)壓力。當(dāng)高壓氣體從尾噴管噴出時，即產(chǎn)生一個與高壓氣體壓力相等方向相反的反作用力，這一反作用力就是發(fā)動機帶著飛機向前飛行的推力。也就是說噴氣式發(fā)動機是在整個工作過程中產(chǎn)生的推力。因此，那種認(rèn)為由于發(fā)動機噴出的氣流作用在外界空氣上產(chǎn)生反作用力推動飛機向前飛行的觀念是一種誤解。由于發(fā)動機是連續(xù)地吸氣、增壓和噴氣的，所以，在發(fā)動機工作時，保持有連續(xù)推力的產(chǎn)生。2024/8/19航空發(fā)動機原理16

發(fā)動機組成§4.2航空燃?xì)廨啓C工作原理2024/8/19164.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理174.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理184.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理194.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理204.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理214.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理224.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理234.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理244.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理254.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理264.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理274.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理284.2.1發(fā)動機組成及簡圖2024/8/19航空發(fā)動機原理294.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)

渦輪噴氣發(fā)動機之所以能連續(xù)地把熱能轉(zhuǎn)換為機械能進而產(chǎn)生推力，是由于熱力循環(huán)不斷進行的結(jié)果。所以，熱力循環(huán)是渦輪噴氣發(fā)動機的基礎(chǔ)。熱力循環(huán)：是為了把燃料的熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C械功所需要的、以空氣為介質(zhì)進行能量轉(zhuǎn)換的一系列工作過程?！?.2航空燃?xì)廨啓C工作原理2024/8/19航空發(fā)動機原理304.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)

燃?xì)獍l(fā)生器：是各類燃?xì)廨啓C的熱機部分，包括壓氣機、燃燒室和帶動壓氣機的那部分渦輪。原理：利用工質(zhì)重復(fù)地進行某些工作過程，同時不斷吸熱做功。

理想循環(huán)

工質(zhì)為空氣，為理想氣體，其比熱為常數(shù)，不隨氣體溫度和壓力而變化。整個工作過程沒有流動損失，壓縮過程與膨脹過程為絕熱等熵，燃燒前后壓力不變，沒有熱損失（排熱過程除外）和機械損失?！?.2航空燃?xì)廨啓C工作原理2024/8/19航空發(fā)動機原理314.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)

渦輪噴氣發(fā)動機的工作，可劃分為4個熱力過程：絕熱壓縮過程，定壓加熱過程，絕熱膨脹過程，定壓放熱過程。這4個過程組成了渦輪噴氣發(fā)動機的理想循環(huán)，稱為布萊頓循環(huán)，如下圖。由于這個循環(huán)的加熱和放熱過程都是在定壓條件下進行的，因此，也叫“定壓加熱循環(huán)”?！?.2航空燃?xì)廨啓C工作原理pV（比容）02134p-V2024/8/19航空發(fā)動機原理324.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)1.理想循環(huán)CTB2134圖2.15燃?xì)廨啓C循環(huán)布置圖pV0021342134p-VTST-S1-2絕熱壓縮2-3等壓加熱3-4絕熱膨脹4-1等壓放熱2024/8/19航空發(fā)動機原理334.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)1.理想循環(huán)（1）衡量燃?xì)獍l(fā)生器性能的指標(biāo)熱效率：加入每千克空氣的熱量中所能產(chǎn)生的可用功與所加熱量之比。比功

：單位質(zhì)量空氣所作的功。（2）表示理想燃?xì)廨啓C循環(huán)工作狀態(tài)的參數(shù)增壓比：壓氣機出口靜壓與周圍大氣壓力之比。加熱比：燃燒室出口溫度與外界大氣溫度之比。

（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析

能量方程式2024/8/19航空發(fā)動機原理344.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析

絕熱壓縮過程1~2pV02134p-V整個過程吸熱為0；兩個階段：

1~1’

迎面高速氣流在進氣道中的絕能流動，使工質(zhì)減速增加；

1’~1壓氣機對工質(zhì)做功?？倷C械功：該過程在進氣道和壓氣機內(nèi)進行。2024/8/19航空發(fā)動機原理354.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析pV02134p-V

等壓加熱過程2~3

該過程在燃燒室內(nèi)完成；在定壓條件下有外界對他加熱，空氣溫度升高，比容增大。工質(zhì)所做的機械功為0：

工質(zhì)吸熱量：為循環(huán)的加熱比2024/8/19航空發(fā)動機原理364.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析pV02134p-V

絕熱膨脹過程3~4整個過程吸熱為0；兩個階段：

3~3’

在渦輪中完成，渦輪從工質(zhì)中獲得的機械功為：

3’~4在尾噴管或動力渦輪中完成，單位工質(zhì)所做的功為?？倷C械功：

該過程燃燒在渦輪和噴管內(nèi)進行絕熱膨脹，比容增大，壓力和溫度均下降。2024/8/19航空發(fā)動機原理374.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析pV02134p-V

等壓放熱過程4~1整個過程中，氣體在壓力不變的情況下向大氣放熱；溫度降低，比容變小。

機械功為0：總放熱量為：2024/8/19航空發(fā)動機原理384.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析

比功

熱效率

或吸熱量放熱量2024/8/19航空發(fā)動機原理394.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)（3）理想燃?xì)廨啓C循環(huán)分析分析：增壓比，加熱比和吸熱量，比功，熱效率之間的關(guān)系

理想燃?xì)廨啓C的熱效率只與增壓比有關(guān)，隨增大而單調(diào)增加；

在加熱比一定得條件下，有一個使比功達(dá)最大值的增壓比，稱為最佳增壓比，記為，最佳增壓比隨加熱比增大而增大；

在增壓比相同的條件下，比功隨加熱比增大而增大。2024/8/19航空發(fā)動機原理404.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)2.實際循環(huán)p21341-2多變壓縮n>k

2-3等壓加熱3-4多變膨脹n’<k

4-1等壓放熱

在壓縮和膨脹兩個絕熱過程中，由于存在流動損失，過程中熵增加，因此將絕熱過程改成多變過程，n代替k。

把燃燒室的壓力損失歸入總的膨脹過程，而燃燒過程仍可看做等壓加熱過程。2024/8/19航空發(fā)動機原理414.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)2.實際循環(huán)p21341-2多變壓縮n>k

2-3等壓加熱3-4多變膨脹n’<k

4-1等壓放熱表明壓縮過程流動損失：絕熱壓縮效率2024/8/19航空發(fā)動機原理424.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)2.實際循環(huán)p21341-2多變壓縮n>k

2-3等壓加熱3-4多變膨脹n’<k

4-1等壓放熱表明膨脹過程流動損失：絕熱膨脹效率2024/8/19航空發(fā)動機原理434.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)2.實際循環(huán)p21341-2多變壓縮n>k

2-3等壓加熱3-4多變膨脹n’<k

4-1等壓放熱總壓縮過程中，外界對單位工質(zhì)做功：總膨脹過程中，單位工質(zhì)對外界做功：2024/8/19航空發(fā)動機原理444.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)2.實際循環(huán)p21341-2多變壓縮n>k

2-3等壓加熱3-4多變膨脹n’<k

4-1等壓放熱實際循環(huán)的比功實際循環(huán)的熱效率：2024/8/19航空發(fā)動機原理454.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)分析：增壓比，加熱比和吸熱量，比功，熱效率之間的關(guān)系實際循環(huán)的熱效率不只與增壓比有關(guān)，而且與循環(huán)增壓比有關(guān)。實際循環(huán)的效率隨增壓比增加，不再是單調(diào)增大，而且有一個極限值，使熱效率達(dá)極大值的增壓比為最經(jīng)濟增壓比，記為在加熱比一定得條件下，有一個使比功達(dá)最大值的增壓比，稱為最佳增壓比，記為，

在實際循環(huán)中，隨著循環(huán)加熱比越大，損失所占熱量的比例相對減小，因此，加熱比越大，越大，，越高。2.實際循環(huán)2024/8/19航空發(fā)動機原理464.2.2燃?xì)獍l(fā)生器的理想循環(huán)和實際循環(huán)設(shè)計應(yīng)用：1、由于加熱比越大，循環(huán)的比功和熱效率越高，所以設(shè)計燃?xì)廨啓C時，應(yīng)在材料耐熱許可的情況下，盡量提高加熱比。2、在加熱比選定的情況下，

增壓比=最佳增壓比時，比功最大；

增壓比=最經(jīng)濟增壓比時，熱效率最高；

因此，為了降低燃?xì)廨啓C的耗油率同時又能輸出較大的功率，設(shè)計增壓比一般大于最佳增壓比低于最經(jīng)濟增壓比。2.實際循環(huán)2024/8/19航空發(fā)動機原理47§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述

發(fā)動機的推力：發(fā)動機內(nèi)外氣體在各個表面上作用力的合力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空發(fā)動機原理48§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述

進氣道：當(dāng)飛機飛行時，由于速度沖壓，空氣進入進氣道，壓力升高，作用在內(nèi)壁上的氣體壓力的合力與作用在外壁上的大氣壓力的合力之差，造成一個向前的軸向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空發(fā)動機原理49§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述

壓氣機：由于工作葉片和整流葉片都組成擴張型通道，氣體減速增壓，因此，在壓氣機上作用著很大的向前的軸向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空發(fā)動機原理50§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述

燃燒室：由于燃燒室頭部常為擴張型，氣流減速，壓力提高，因此，在頭部造成一個向前的軸向力。在燃燒室后段，略微收斂，流速增大，壓力減小，造成一個向后的軸向力。但由于燃燒室進口面積小于出口面積，所以向前的軸向力大于向后的軸向力，兩者之差，就是作用在燃燒室上的軸向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空發(fā)動機原理51§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述

渦輪：由于導(dǎo)向葉片通道和渦輪葉片通道都是收斂型，燃?xì)饬鹘?jīng)渦輪時，膨脹加速，壓力降低，所以導(dǎo)向葉片和渦輪葉片都承受一個向后的軸向力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空發(fā)動機原理52§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述

噴管：由于噴管收斂，壓力降低，但仍大于大氣壓力，故作用在噴管內(nèi)壁上的燃?xì)鈮毫Φ暮狭εc作用在外壁上的大氣壓力的合力之差，是一個向后的軸向力。它抵消了一部分向前的軸向力，但有了它才能使發(fā)動機的工作過程得以正常進行。否則壓差建立不起來，發(fā)動機不能正常工作，也就不能產(chǎn)生推力。8%200%20%110%18%228%128%100%2024/8/19航空發(fā)動機原理53§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.1概述解決：將發(fā)動機看成一個整體，通過計算發(fā)動機進口出口氣流動量的變化來確定發(fā)動機推力！計算各部件的軸向力合力法來計算發(fā)動機的推力

困難發(fā)動機各部件形狀復(fù)雜，無法確切知道部件表面各處的氣體壓力和粘力！進氣排氣A0A0A1A1A9A92024/8/19航空發(fā)動機原理54§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.2發(fā)動機推力公式的推導(dǎo)計算假設(shè)：流量系數(shù)；

發(fā)動機表面均勻受壓，且等于外界大氣壓力；氣體流經(jīng)發(fā)動機外表面時，沒有摩擦阻力。001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.2發(fā)動機推力公式的推導(dǎo)001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0發(fā)動機推力：流過發(fā)動機內(nèi)部和外部的氣體與發(fā)動機殼體，內(nèi)、外壁面及部件之間的作用力的合力，在發(fā)動機軸線方向的分力稱為推力（F）。動量方程：作用于物體的外力的合力，等于該物體的動量隨時間的變化率。對流動氣體，動量方程為：2024/8/19航空發(fā)動機原理56§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.2發(fā)動機推力公式的推導(dǎo)001199C0C9A1A9P1P9P0P0A0氣體給與內(nèi)壁的作用力F內(nèi)

根據(jù)動量定理：

，

氣體給與外壁上的作用力F外2024/8/19航空發(fā)動機原理57§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.2發(fā)動機推力公式的推導(dǎo)影響推力的因素：空氣流量、氣流的增速。2024/8/19航空發(fā)動機原理58§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.4有效推力Fef表征實際工作中，考慮各種摩擦后的發(fā)動機實際推力。發(fā)動機的各種阻力發(fā)動機的內(nèi)推力（計算推力）附加阻力波阻外表摩擦阻力時，應(yīng)按照截面1來計算。2024/8/19航空發(fā)動機原理59§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.4有效推力Fef附加阻力001199A1A9A0計算假設(shè)1：流量系數(shù)；實際情況：流量系數(shù)；

亞音速飛行時，C0>C1時，C0<C1時，

超音速飛行時，取決于進氣道前面的激波狀態(tài)。由于按照截面0計算，誤將發(fā)動機前方的氣流流管壁當(dāng)成進氣道的一部分而計算其受到的向前的軸向力，這部分多算進去的推力即附件阻力。2024/8/19航空發(fā)動機原理60§

4.3渦噴發(fā)動機推力的計算4.3.4有效推力Fef波阻計算假設(shè)2：發(fā)動機表面均勻受壓，且等于外界大氣壓力；實際情況：

亞音速飛行時，差別不大；超音速飛行時，由于發(fā)動機短艙外存在激波，使得發(fā)動機表面壓力大于大氣壓力