燃气涡轮发动机特性

高度特性

定义：在给定的调节规律(n=常数,T3*=常数)下,保持发动机的的转速和飞行速度不变时,发动机的推力和燃油消耗率随飞行高度的变化规律。

大气压力、温度随高度的变化情况在对流层内，随着飞行高度的增加，推力和燃油消耗率都下降。在同温层内，随着飞行高度的增加，推力下降，而燃油消耗率保持不变。推力随飞行高度变化的原因高度增加，大气温度降低，增压比变大，Fs增大。高度超过11Km时，增压比不变，Fs不变。随着高度的增加，流量一直在减少，而且是主要因素。所以随着高度的增加，推力总是在下降。单位燃料消耗率随飞行高度变化的原因飞行高度小于11km时，高度增加，温度下降，增压比增加，热效率提高，sfc下降。飞行高度大于11km时：高度增加，温度不变，所以燃料消耗率不变（因为环境温度不变，所以压气机增压比不变，T2*不变,T3*也不变(控制规律)，所以f不变。由上述参数知：Fs不变。因此，sfc不变。典型高度特性高度增加，气流密度下降使空气流量显著减小，推力下降，决定了飞机的升限。H<11km

随高度增加，气温减小使循环加热比增加单位推力增加，耗油率下降H11km

随高度增加，气温不变，单位推力不变，耗油率不变。过渡工作状态下压气机与涡轮的共同工作稳态和过渡态过渡态的三种过程：加速过程：转速增加，温度上升减速过程：转速减小起动过程：转速从0加速到慢车转速一、加速状态下压气机与涡轮的共同工作加速过程加速性:发动机由慢车转速上升到最大转速所需的时间.涡喷发动机加速性一般为5~18秒最佳加速过程加速限制：涡轮强度条件的限制-转速和温度（高转速阶段）；压气机稳定工作裕度的限制（中等转速阶段）；燃烧室稳定工作要求的限制（低转速阶段）；最佳加速供油量最佳加速供油线：把各个转速正常加速所允许最大供油量的数值标在坐标图上,并且连成曲线,就的到最佳加速供油线,发动机按照最佳加速供油线进行加速,则在加速过程中,剩余功率为在正常工作条件下所能得到的最大值,所以,转速增加得最快,加速时间最短,发动机的加速性最好。最佳加速供油线：

大气状态和飞行状态对加速过程的影响大气温度降低，压力升高或飞行速度增大，引起流量增大，剩余功率增大，飞机加速性好。发动机的加速性冬天优于夏天，平原地区优于高原地区（低空优于高空）高速飞行时优于低速飞行时。二、减速状态下压气机与涡轮的共同工作涡轮功率小于压气机功率时，飞机处于减速状态减速工程中，供油量比稳定工作时小。减速过程受到燃烧室贫油熄火的限制。飞行高度高，油门减速慢。速度特性定义：在给定的调节规律(T3*=常数，n=常数)下,保持发动机的的转速(n)和飞行高度(H)不变时,发动机的推力和燃油消耗率随飞行速度(或马赫数)的变化规律。

随着飞行马赫数的增大，发动机的推力开始略有下降或缓慢地增加。在超音速范围内增加较快，当马赫数继续增加时,推力转为下降，直至推力为零。燃油消耗率随着马赫数的增大而增大,且在高马赫数范围增加的更为厉害。流量随飞行马赫数的变化飞行马赫数增加，由于冲压作用显著增强，流量不断增加，在超音速飞行时，流量增加尤为显著。单位推力随飞行马赫数的变化单位推力Fs＝C5－C0飞行马赫数增加，循环的热效率增加，但加热量减小，后者其主导作用，所以循环功不断减少，C5－C0

（Fs）不断减少。飞行马赫数增加，单位推力不断减小，直至为零。推力随飞行马赫数的变化推力F＝Fs×Ga在飞行马赫数较低时，飞行M增大，空气流量增加缓慢而单位推力下降起主要作用，推力略有下降。飞行M继续增大，空气流量增加起主要作用，发动机推力增大。飞行M进一步增大，单位推力急剧下降，推力减小，直至为零。单位燃料消耗率随飞行M的变化总效率、推进效率、热效率与马赫数的变化关系。随飞行M的增加，单位燃油消耗率总是增加的，低速时上升较慢，高速时急剧上升，直至在某一速度下，单位推力为零，则单位燃油消耗率趋于无穷。稳定工作状态下压气机与涡轮的共同工作稳态指发动机在某一转速下连续工作的状态,或者说是发动机转速不随时间而变化的工作状态。过渡态指发动机从某一转速变到另一转速下工作的状态的总和。过渡态分为加速过程和减速过程。

一、发动机稳定工作的条件功率平衡：涡轮功率等于压气机功率，是保持发动机转速不变，使发动机处于稳定工作状态的条件。在压气机空气流量等于涡轮燃气流量的情况下，稳定工作的条件是涡轮功等于压气机功。转速一致压力平衡流量连续二、如何保持发动机处于稳定工作状态工作随着外界条件和发动机部件面积的变化,调节供油量来控制涡轮前燃气总温（T3*）,使涡轮功率等于压气机功率。保持某一涡轮前燃气温度下的稳定工作（见下图）不同涡轮前燃气温度下的稳定工作细线表示涡轮功率随转速变化的曲线，涡轮前燃气温度越高，曲线位置越高；粗线表示压气机功率随转速变化的曲线，因为假设了压气机功率不受涡轮前燃气温度的影响，故只有一条曲线三、稳定工作状态下，涡轮前燃气温度随转速变化的情形交点表示稳态下涡轮和压气机的共同工作点稳定工作状态下，涡轮前燃气温度随转速的变化规律中转速时,涡轮前燃气总温较低,在低转速和高转速时,涡轮前燃气总温较高。低转速时，随着转速的增加，涡轮前温度下降；高转速时，随着转速的增加，涡轮前温度上升。稳态下供油量Gf随转速的变化规律。在低转速范围内:随着增大,缓慢的上升;在高转速范围内:随着转速的增大,很快的上升。涡轮轴发动机

涡轮轴发动机简称涡轴发动机，其燃气发生器出口的燃气所具有的可用功，几乎全部通过涡轮轴输出，带动直升机的旋翼和尾桨。特点：通参数条件下热力循环与涡喷相同，热效率相同；将热机获取机械能中的全部转换为涡轮功输出；涡轮输出功率带动直升机旋翼和尾桨。

涡轮轴发动机优点：重量轻，体积小；功率大；振动小，噪声小；易于起动，便于维修和操纵。其他方面：耗油率制造成本。燃气发生器和自由涡轮

功率匹配和扭矩限制如果发动机自由涡轮的输出轴经过减速器带动旋翼，这就是涡轴发动机。发动机转子转速必需经过减速器减速后驱动旋翼。

直升机不同飞行状态所要求的不同功率可以通过改变旋翼转速和旋翼桨距实现。旋翼桨叶尺寸很大，发动机转子转速必需经过减速器减速后驱动旋翼。旋翼转速改变带来离心力的很大变化，希望旋翼转速恒定，由自由涡轮来驱动旋翼将极为方便。旋翼恒速即自由涡轮恒速，功率的改变则靠桨距改变，相应改变燃气发生器转速实现。功率匹配：直升机大多采用多台发动机，它们驱动共同的旋翼。所以希望每台发动机的输出功率相同即功率匹配，这对直升机的强度是有利的。匹配最大原理：如果使用两台发动机，将两台发动机的扭矩做比较。输出扭矩大的发动机不做改变，输出扭矩小的发动机将增加燃油流量，增大输出扭矩，直到与扭矩大的发动机相等。这称为匹配最大原理，它可以防止扭矩负载分配回路将好的发动机功率减少去匹配功率受到限制的发动机。为直升机提供动力的多台发动机输出扭矩相加，并且与预定的扭矩限制值比较。如果总扭矩超限，将同时减少各台发动机的燃油流量减少输出扭矩。自由涡轮（动力涡轮）转速调节器，始终保持动力涡轮转速等于选的基准值，用于保持旋翼转速恒定。排气温度限制器保持涡轮温度不超限。可用功率轴（功率杆）和负载要求轴（桨距杆）直升机有可用功率轴和负载要求轴，形式上类似于一般发动机的功率杆和停车杆，但功能不同。直升机的可用功率轴或者说功率杆给出燃气发生器可以提供的最大功率。该杆控制启动、停车、燃气发生器转速等。发动机的实际发出的功率则由负载要求轴即桨距杆确定。负载要求轴与总距调节相连。采用电子控制装置的发动机，旋翼恒速、负载分配、超温限制、超扭限制等功能易于实现，自动地精确调准保证旋翼转速下的功率要求。转速特性（油门特性）转速特性：定义：在保持飞行高度和飞行速度不变的条件下,发动机的推力和燃油消耗率随发动机转速的变化规律,叫做发动机的转速特性,

又叫油门特性。

发动机的基本工作状态

最大状态：在起飞时批准使用的最大推力,通常发动机的转速最大，涡轮前燃气总温最高,因此,发动机的动力负荷和热负荷都接近其极限允许值,发动机在此状态下连续的工作时间受到严格限制,一般在5－10分钟。而且仅用于起飞。

额定状态：推力为最大推力的85～90%的状态。一般用于爬升。巡航状态：推力为最大推力的65～75%的状态，不受时间限制。慢车状态：发动机能够保持稳定工作的转速最低的工作状态。此时推力小于最大推力的3～5％。用于着陆和地面短时间检查。

发动机的推力随转速的增加而增大，低转速时增加得慢，高转速时增加得快。

燃油消耗率随转速的增加而减小，低转速时下降快，高转速时下降慢，接近最大转速时略有上升。（一）推力随转速变化的情形推力＝流量×单位推力（压气机增压比、涡轮前燃气温度、压气机效率、涡轮效率）从小转速到中转速：转速增加，增压比、压气机效率、涡轮效率都增大，涡轮前燃气温度下降，单位推力增大得比较缓慢。从中转速到大转速：转速增大，压气机增压比、涡轮前燃气温度、压气机效率增大，单位推力迅速