航发原理总结PPT精选文档

1、1,总 结,2,进气道和尾喷管工作原理 各种类型发动机基本工作原理 发动机设计点性能 各部件共同工作及控制规律 发动机非设计点性能（特性,3,进气道工作原理及特性,功能、设计要求及分类 亚音进气道 三种流谱(0) 结构形式 超音进气道 气动设计原理(多波系结构) 三种结构形式(内压、外压、混压) 外压式超音速进气道的特性 飞行M数（影响斜激波的强度和波角） 进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动）影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超临界、亚临界 防止喘振,4,三种流谱(0,三种不同工作状态： 临界、超临界、亚临界,超音进气道,亚音进气道,5,尾喷管工作原理,功能、设计要求及分类

2、收敛型 三种工作状态 临界、超临界、亚临界 取决于喷管压比与临界压比的关系 临界、亚临界：完全膨胀 超临界：不完全膨胀 出口气流所能达到的最大速度 C9max=当地音速f(排气总温） 收敛-扩张型 几何固定的收扩喷管有三种工作状态 完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀 取决于喷管压比和面积比 为减小损失，面积比（A9/A8）应设计成可调节，且与喷管可用膨胀比成正比,6,基本工作原理及热力循环,不同类型发动机的组成、工作过程 推力的产生及计算公式 涡喷 涡扇（分排、混排） 涡桨 性能指标（定义、单位、计算公式） 涡喷、涡扇：单位推力、推重比、耗油率 涡轴：轴功率（单位轴功率）、功重比、耗油率 涡桨：轴

3、功率（单位轴功率）、螺桨功率、拉力等,7,能量转换及效率（定义、能量损失形式） 热机热效率 热能循环有效功 热焓形式损失（排热损失） 推进器推进效率 机械能推进功率 动能形式损失（余速损失） 发动机总效率 总效率与耗油率的关系 提高热效率（发动机热力循环） 提高推进效率（质量附加原理,基本工作原理及热力循环,8,理想热力循环分析 不加力涡喷发动机 热力循环的组成（P-V图、T-S图） 理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响 与循环增温比成正比、存在有最佳增压比 最佳增压比正比于循环增温比 理想循环热效率正比于循环增压比,基本工作原理及热力循环,9,复燃加力发动机 复燃加力使推力增加的原理 可

4、在不改变主机状态条件下，提高排气温度排气速度单位推力推力 理想热力循环组成（P-V图、T-S图） 理想循环总加热量取决于（加力温度进气温度） 复燃加力使理想循环功增加 复燃加力使理想循环热效率下降 在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力循环功和热效率,基本工作原理及热力循环,10,基本工作原理及热力循环,涡扇发动机热力循环和质量附加原理 分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环组成及其在P-V图和T-S图上的表示 “同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效功和热效率 涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给了更多的工作介质（涵道比0），参与产生推力工质增多，因此推力增大 在“同参

5、数”条件下涡扇发动机的排气速度低，减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率,11,实际热力循环分析 热力循环组成（P-V图、T-S图） 循环功f(增温比、增压比、部件效率) 与循环增温比成正比 存在有最佳增压比 与部件效率成正比 循环热效率f(增温比、增压比、部件效率) 与循环增温比成正比 存在有最经济增压比 与部件效率成正比,基本工作原理及热力循环,12,发动机设计点性能,设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因 提高增压比设计值 存在最佳增压比、最经济增压比 提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低耗油率） 提高涡轮前温度设计值 对于超音速用途：有利于提

6、高单位推力、高推重比，但耗油率也相应增加 对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低耗油率） 提高加力温度设计值 高单位推力，但同时付出高耗油率的代价 提高涵道比设计值 低单位推力、低耗油率 风扇增压比设计值 遵循最佳分配原则,13,不同用途飞机，发动机设计循环参数参数的发展趋势 大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗油率 大多采用三高设计 军用超音速战斗机为追求尽可能高的单位推力和推重比 采用一高、一中、一低设计 提高加力温度 高加力单位推力 同时带来高加力耗油率,发动机设计点性能,14,各部件共同工作条件（相互制约） 流量连续 压气机涡轮Tt4/Tt2等值线及物理意义 流通能力正比于增

7、压比，反比于增温比 涡轮尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系 对于涡喷和分排涡扇发动机，当几何不可调节和涡轮、尾喷管均处于临界或超临界状态时，涡轮膨胀比不变 复燃加力发动机A8必须可调，以保证主机的工作状态不受复燃加力燃烧室工作的影响 由涵道比定义和流量连续条件 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化 发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响 亚音进气道（三种流普） 超音进气道（三种工作状态） 功率平衡 压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化,发动机稳定状态各部件共同工作,15,发动机各部件共同工

8、作的结果共同工作方程，将共同工作方程表示在压气机特性图上可获得共同工作线 共同工作线的讨论 共同工作线的物理意义 发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速变化将引起共同工作点在工作线上移动 工作线位置受A8调节的影响 单轴涡喷（调小A8则共同工作线移向喘振边界） 双轴涡喷（ A8变化不影响高压转子共同工作线，调小A8对低压共同工作线的影响与单轴发动机相反） 当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施 几何参数不可调节时，采用不同控制规律不会对发动机共同工作线位置产生影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致发动机性能将不同 双转子发动机自动防喘

9、机理 双转子发动机各部件共同工作 高压转子（或核心机）共同工作方程表达式相同 低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型 涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时，涵道比将发生变化,发动机稳定状态各部件共同工作,16,共同工作方程及共同工作线,17,发动机控制规律,控制规律制定的目的和制定原则 为控制共同工作点在工作线上的落点 最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机 确保发动机工作安全 因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度，且代表最大负荷，因此通常被选择为被控参数 调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉道面积 单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制回路、及其他主要参数随飞行

10、条件变化的特点） n=const, A8=const Tt4=const, A8=const n=const, Tt4=const 双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点） n1=const, A8=const n2=const, A8=const Tt4=const, A8=const,18,单变量控制 被控参数： n 调节中介： wf,双变量控制 被控参数：n、 Tt4 调节中介： wf、A8,19,单变量控制只能保证被控参数按设定的规律变化，其他参数将由共同工作条件确定并随飞行条件变化,控制规律的制定将决定最终所获得的发动机性能，因此控制规

11、律的设计至关重要,20,发动机稳态特性,发动机典型工作状态 节流特性（油门特性、转速特性） 定义 典型曲线及参数变化原因 防喘措施的防喘机理及其对特性的影响 速度特性 典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因 不同设计参数特性 不同控制规律 不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围,21,发动机稳态特性,高度特性 典型特性曲线及参数变化原因 大气压力和温度对性能参数的影响 气压低，推力小（高原起飞） 温度高，推力低，耗油率高（热天起飞） 发动机工作状态相似准则及台架性能换算,22,典型节流特性（油门特性,23,涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性,涡轮喷气

12、发动机、小涵道比涡扇适应于超音速飞机使用推力大、总效率高,24,低速条件下，大涵道比设计的涡扇发动机推力大，耗油率低 设计涵道比越大，高速条件下发动机的相对推力（F/F起飞）越小 随飞行速度增加涡扇发动机涵道比迅速加大，气流的排气速度C9涡扇远低于C9涡喷，单位推力迅速减小，导致推力小、耗油率高。高速条件下涡扇发动机的速度特性不如涡喷发动机 大涵道比的涡扇发动机随着Ma0增加，推力一直下降 Bd越大，推力下降越快,大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置 大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机,25,不同类型发动机速度特性比较,km

13、/h,km/h,26,复燃加力发动机速度特性,在任何飞行速度下，加力推力与不加力推力比（简称加力比）大于1 加力使推力达到峰值所对应的飞行马赫数更高 加力温度越高，上述特点越显著 加力使耗油率增加，经济性变差，但随飞行速度提高，加力和不加力耗油率的差距减小 加力涡扇与加力涡喷发动机相比较： 加力比更大，有利于提高飞机机动性 亚音速飞行条件下不加力耗油率较低，有利于增加作战半径,27,高度增加，空气流量显著减小 推力 决定了飞机的升限 H 11km 随高度增加，气温降低，发动机共同工作点沿工作线上移，增压比增加，单位推力增加， 耗油率 H 11km 随高度增加，气温不变，发动机共同工作点不再移动，单位推力不变 耗油率 H 11km耗油率最低,典型高度特性,飞机巡航高度通常为11公里上下,28,大气条件对特性的影响,气温影响,气压影响,29,发动机过渡过程,加、减速过程 定义、转子动力学方程 加速性及其提高加速性的重要意义 提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比） 加、减速过程受到的限制 材料耐热限制 风扇/压气机喘振限制 燃烧室熄火限制 加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示,30,双轴发动机低压和高