航空基础及推进 3

4航空发动机及其理想循环4.1航空燃气涡轮发动机4.2不带加力燃烧的发动机理想循环4.3带加力燃烧的发动机理想循环4.4冲压发动机及其热力循环4.5习

题4.1航空燃气涡轮发动机4.1.1基本构型航空燃气涡轮发动机主要有四种构型，其典型结构如图4-1所示，分别为涡轮喷气(简称涡喷)发动机、涡轮风扇(简称涡扇)发动机、涡轮轴(简称涡轴)发动机、涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机。它们在结构上的共同点是都有压气机、燃烧室、涡轮等核心部件。这三个部件构成的核心单元完成发动机的核心功能，直接决定了航空燃气涡轮发动机的性能，因此常被称为核心机(也称为燃气发生器)。(a)涡轮喷气发动机(a)涡轮喷气发动机(c)涡轮轴发动机(d)涡轮螺旋桨发动机图4-1典型航空燃气涡轮发动机的结构示意图4.1.1基本构型核心机的工作原理如图4-2所示。其中压气机和涡轮通过轴连接在一起，压气机由涡轮带动。空气流过压气机后提高了压强；然后进入燃烧室，与燃料混合燃烧、等压燃烧后变成高温燃气；燃气吹动涡轮做功，一部分功通过轴传递给压气机，剩余能量作为排气的动能或者作为轴功输出。核心机需要外部能量起动，才能连续工作。图4-2核心机工作原理示意图4.1.2涡轮喷气发动机在核心机的基础上，添加进气道和尾喷管就组成了涡轮喷气发动机。按照其压气机类型的不同，涡轮喷气发动机可分为离心式和轴流式。所谓离心式，是指发动机的压气机是离心式的，如图4-3所示。当压气机高速运转时，叶片旋转产生的吸力将外部空气吸入，再利用高速圆周运动形成的离心力将空气甩向周围的涵道；然后导气管将气流导向燃烧室，与喷油嘴喷出的雾状燃油充分混合后燃烧；生成的高温燃气高速向后喷出，驱动燃烧室下游的涡轮旋转(旋转运动通过传动轴传递给压气机，维持发动机持续运转)，最后燃气从尾喷管高速喷出，产生推力。离心式压气机的优点是单级进气的效率高，因此离心式发动机结构简单、制造方便、坚固耐用、工作稳定性较好，所以早期的涡轮喷气发动机大多为离心式的。但是这种结构很难做到多级串联，进而严重限制了动力提升的潜力，且离心式压气机迎风面积大，效率、增压比和流通能力都不如轴流式压气机。因此，现在除了少数小型发动机还使用离心式压气机，大多数发动机都采用轴流式压气机。轴流式压气机由若干组串联而成的叶片结构组合构成，如图4-1(a)所示。这种结构通常由两类叶片组成，即可转动的转叶(也称动叶、转子)和固定不动的导叶(也称静叶、静子)。转叶的作用是通过旋转对空气做功提高压强，而导叶的作用是对升压后的空气进行整流和引导，以便让发动机的进气更加顺畅。相对于离心式压气机，轴流式压气机的优点是空气可以直接流向后方，有利于叶片组的多级串联。虽然轴流式压气机的单级效率不如离心式压气机，但发展潜力巨大。图4-3离心式涡轮喷气发动机示意图4.1.2涡轮喷气发动机压气机是由涡轮通过传动轴带动的，按照传动轴的数量，可分为单轴、双轴、三轴涡轮喷气发动机。最初，传动轴只有一根，这使得核心机的效率难以提高，因此双轴(或称双转子)结构应运而生。双轴结构如图4-4所示，空心轴内嵌套了另一根轴，因此双轴涡轮喷气发动机可有两套独立运作的压气机/涡轮套组，靠近燃烧室两端的为高压轴连接的高压组(高压压气机、高压涡轮)，另一组为低压轴连接的低压组(低压压气机、低压涡轮)。这种布置可以更有效地提高整机工作效率。双轴涡喷发动机的典型代表是普惠公司研制的J57(图4-5)，它广泛应用于当时的各式美国军用飞机，如波音公司的B-52、康维尔公司的F-102等。普惠公司还向民用市场提供J57的民用衍生型JT3发动机，使其成为第一代波音707和道格拉斯DC-8系列飞机的动力。图4-4双轴(双转子)发动机示意图图4-5双轴涡喷发动机J57的解剖图涡喷发动机因为只有一个气流通道，因此属于典型的单涵道结构。优点是在高空稀薄大气环境下的动力衰减小，适合在高空高速的状态下飞行；缺点是由于效率受到限制，因此燃油消耗率很高。4.1.3涡轮风扇发动机涡轮风扇发动机是以涡喷发动机为基础，在气流通道的外侧增加一个外涵道，并在压气机前端再增加一组风扇来增压提速，如图4-1(b)所示。进入外涵道与内涵道的空气流量比(迎风面积比)称为涵道比(BypassRatio，BPR)。与涡喷发动机相比，涡扇发动机的优点是在非加力的状态下油耗较低，通常可比同类和同等推力的涡喷低40%左右，且容易实现大推力；其缺点是在高空稀薄大气环境下有较大的动力衰减。因此，涡扇发动机更适合中、低空的巡航飞行和机动格斗，是大多数现代飞机的主要动力装置。因为涡扇发动机有内、外两个气流通道，所以其排气有两种形式。一种是内、外涵道的气流在发动机中混合后再排出，称为混合排气；另一种是两个涵道的气流分别排出，称为分流排气。图4-6用于美军F16飞机的F100-PW-2294.1.3涡轮风扇发动机高涵道比的涡扇发动机一般都采用分流排气的形式，其外涵道较短，以减小质量。例如广泛应用于空客A320、波音737的CFM56系列发动机(图4-7)就是采用这种设计。另外，由于风扇也充当了低压压气机，因此涡扇发动机至少都是双轴结构。图4-7CFM56系列高涵道比涡扇发动机4.1.4涡轴、涡桨和桨扇发动机涡轴、涡桨和桨扇发动机都是轴式发动机，以输出轴功为主。在涡桨发动机中，发动机的排气速度极低；在涡轴发动机中，排气速度接近于零。这三种发动机提供的是动力而非推力。涡轴发动机主要用于直升机，也有一些坦克、船只，甚至赛车使用涡轴发动机。在涡轴发动机中，变速箱与其他的驱动装置相连，如直升机的旋翼(图4-8)、船用螺旋桨等。当涡轴发动机用在工业中时(例如石油工业、发电厂等)，常被称为工业燃气轮机。图4-8装配涡轴发动机的直升机涡轴发动机和涡轮螺旋桨(涡桨)发动机的结构很相近，也有进气道、压气机、燃烧室和尾喷管等基本构造，它们的目标都是输出轴功来驱动旋翼或螺旋桨。因此，涡轴或涡桨发动机一般装有自由涡轮，自由涡轮的作用不是带动压气机，而是专门用于输出轴功。4.1.4涡轴、涡桨和桨扇发动机图4-9给出了涡轴发动机的解剖结构，其中用箭头标识了气体流动方向。从图4-9中可以看到空气由进气道进入，先流经轴流式压气机，再通过离心式压气机转向，而后进入燃烧室，与燃油混合燃烧；形成的燃气先流经普通涡轮(带动压气机)，而后流过自由涡轮做功，并由传动轴输出。从涡轮流出的燃气，经过尾喷管喷出，可产生一定的推力，但由于速度不大，所以这种推力很小，甚至可忽略不计。涡轴发动机与旋翼配合，构成了直升机的动力装置。为了合理地利用直升机的空间，涡轴发动机的喷口可以向上、向下或向两侧，而不必像涡轮喷气发动机那样必须向后。从理论上讲，对于同样功率的发动机，配套的旋翼直径越大，旋翼所产生的升力也越大。但是，旋翼不可能无限大，通过旋翼的空气流量一般是通过发动机的空气流量的500~1000倍。同活塞发动机相比，涡轴发动机的比功率要大得多，一般在2.5以上。而且涡轴发动机可输出的功率也大得多，目前使用的涡轴发动机功率最高可达5000kW。涡轴发动机的缺点是制造难度相对较大，制造成本较高。特别是由于旋翼的转速较低，因此需要更重更大的减速系统，其质量甚至会占涡轴发动机总质量的一半以上。图4-9涡轴发动机CH47F的解剖结构4.1.4涡轴、涡桨和桨扇发动机涡桨发动机主要用于以中等亚声速飞行的通勤飞机和重型运输机。涡桨发动机主要由燃气轮机和螺旋桨两部分组成，螺旋桨与驱动涡轮通过变速箱连接。因为都是输出轴功，所以涡桨发动机的结构与涡轴发动机非常接近，主要区别是由于螺旋桨的转速一般比旋翼高，所以涡桨发动机减速系统相对轻一些。涡桨发动机的性能更高，如图4-10所示的EuropropInternational公司生产的TP400-D6发动机由5级中压压气机、6级高压压气机、1级高压涡轮、1级中压涡轮和3级低压涡轮组合而成，最大功率可达8085kW。每台发动机配有八叶螺旋桨，每个螺旋桨直径达到5.18m，采用前缘尖锐并带有后掠的大曲率三维后掠桨叶。配备4台该发动机的A400M运输机巡航速度可达0.72马赫，最大飞行高度11300m，同时油耗仅约为0.21kg/kWh。图4-10TP400-D6涡桨发动机4.1.4涡轴、涡桨和桨扇发动机桨扇发动机的概念最早于1975年提出，最初被描述为开式风扇或超高涵道的涡扇发动机，其目的是提供比涡扇发动机更高的燃油效率。美国通用电气公司(GE)在1980年代中期推出GE36桨扇发动机(图4-11)，其核心机是基于GEF404的军用涡扇发动机，它采用后置转子风扇系统，带有两排反向旋转的风扇叶片。在麦道公司的MD-80飞机上的测试证明，采用该发动机可比采用涡扇发动机减少30%的燃料燃烧，并完全符合第Ⅲ

级噪声标准。但由于航空燃油价格下跌和营销重点的转移，麦道公司搁置了该项目。可以认为，桨扇发动机结合了涡扇发动机和涡桨发动机的特点，它使用燃气涡轮直接驱动螺旋桨，而不是像涡桨发动机那样需要在涡轮轴和螺旋桨之间加装减速器，这样可以减轻结构质量。不过也正因如此，桨扇发动机的叶片转速要高于一般的螺旋桨。为了避免叶尖的音障问题，桨扇发动机的叶片设计得比较短，而且高度扭曲带后掠角，使其类似于涡扇发动机的风扇。桨扇发动机的叶片数量大于涡桨发动机，而小于涡扇发动机。同样，它的涵道比也介于涡扇发动机和涡轮螺旋桨发动机之间，其有效涵道比为25~60。如果按推进效率排序，那么在吸气式发动机中桨扇发动机排名最高。桨扇发动机与涡桨发动机和涡扇发动机的主要参数比较见表4-1。单转子桨扇发动机的推进效率在80%左右，对转桨扇发动机的推进效率更高，接近90%。与目前最先进的高涵道比涡扇发动机相比，桨扇发动机具有更高的推进效率，具有显著降低燃油消耗和排放的潜力。图4-11GE36桨扇发动机4.1.4涡轴、涡桨和桨扇发动机但是，桨扇发动机还面临很多技术挑战。例如(客舱内外的)噪声和振动、机身和机翼的结构加固、适航考虑因素(叶片脱落风险)、发动机安装、高效反向叶片的设计等。此外，先进的发动机设计技术也使得涡扇发动机的效率在逐年提高(如CFMLEAP涡扇发动机比CFM56-7降低16%的燃油消耗)。因此，尽管桨扇发动机具有理论上的优势，但是一直没有得到真正意义上的应用。4.2不带加力燃烧的发动机理想循环4.2.1发动机部件的理想流动过程为了分析涡扇发动机的理想循环，首先对发动机的各个特征截面进行编号，如图4-12所示。其中，0截面位于发动机入口前(表示未受扰动的环境气流)，1截面位于进气道入口，2截面位于风扇入口/压气机入口，3截面位于压气机出口/燃烧室入口，4截面位于燃烧室出口/涡轮入口，5截面位于涡轮出口，6截面位于加力燃烧室出口/喷管入口，7截面位于喷管出口外，8截面位于外涵道的风扇出口，9截面位于外涵道的出口。注意：这个特征截面编号在后续章节沿用。图4-12涡扇发动机特征截面及编号4.2.1发动机部件的理想流动过程在本节中，从不带加力燃烧的涡扇发动机的理想循环开始，仅分析核心涵道和外涵道，并获得有用的关系。“理想”的意思是流过发动机所有部件的流动，除了燃烧室之外，都是等熵的。也就是说，进气道、风扇、压气机、涡轮和喷管中的流动均被假设为无摩擦和绝热的。理想循环的假设为：(1)进气道、压气机、风扇、涡轮和喷管的流动是等熵的。(2)通过发动机的“工作介质”是量热完全气体(比热恒定)。(3)涡轮动力完全用来驱动压气机和风扇。(4)主燃烧室和加力燃烧室中的燃烧为等压燃烧。(5)喷管膨胀使出口压强达到环境压强。

4.2.1发动机部件的理想流动过程下面我们从涡扇发动机上游的来流开始分析。来流的滞止参数与静参数的比值为

0—1为外部流动。当飞行速度与通过发动机所需的空气速度(质量流量)不完全匹配时，外部流动可能会加速或减速，静压从p0

变化到p1。若飞行为亚声速，则总压和总温没有变化；若为超声速，则进气道前会产生激波，激波后的总压和总温都会改变。假设流动为亚声速，则有4.2.1发动机部件的理想流动过程1—2是进气道内的流动。空气被进气道捕获后，通过扩散作用进行“调节”，使压气机和风扇入口处的气流达到所需的速度，在2截面最好具有均匀的速度剖面，这样可使压气机或风扇的所有叶片有相同的流量。由于流动是等熵的，因此滞止温度和滞止压强不变，故有定义进气道的滞止温度比τd

和滞止压强比πd，则有2—3是通过压气机的流动。在此过程中，压气机对空气做功，提高了空气压强。由于这个过程也假设是等熵的，故所做的功都转化为气流的滞止焓。这就可以通过能量守恒方程(热力学第一定律)来关联压气机入口和出口的滞止温度，有4.2.1发动机部件的理想流动过程

3—4是主燃烧室内的燃烧过程，燃料在此过程注入，并与空气混合燃烧(近似为恒压燃烧)。燃烧放热提高了空气的焓，使之具有了做功能力。燃烧释放的热量为4.2.1发动机部件的理想流动过程由于空气的流量比燃料的流量大得多，所以总流量可近似为空气的流量。热量输入也可用燃料的热值hPR(表4-2列出了一些广泛使用的喷气燃料的性质)来计算，因此有

4.2.1发动机部件的理想流动过程根据式(4-13)，可以得到油气比为式(4-14)也可以用来计算通过燃烧室的温升，有此外，因为燃烧过程是恒压的，所以进出口的压强比为1，有4—5的过程中，涡轮将燃气所含的热能(焓)转化为机械能。从气体动力学的角度看，这是由燃气的高压驱动涡轮叶片旋转来实现的；而从热力学的角度看，做功必须焓值高，高焓是通过燃烧实现的。假设涡轮的做功过程同样是绝热和无摩擦的，且所有的涡轮功率都用于压气机和风扇。因此，涡轮功率=压气机功率+风扇功率，即根据能量守恒定律可知，4.2.1发动机部件的理想流动过程化简可得，

5—7为主喷管流动(不考虑加力燃烧室)，气流在此被加速到排气速度。等熵加速时，滞止压强和滞止温度不变，但静压会降低。假设静压降到环境压强，有8—9为外涵道的喷管流动。此过程与主喷管相同，出口压强等于环境压强，有4.2.2涡扇发动机的理想循环经过上述对各个过程的参数分析，下面让我们再来分析推力公式，即假设燃料流量远小于空气流量，由于核心涵道和外涵道的出口压强都与环境相同，所以压差项为零。故应用理想循环模型后，涡扇发动机的推力为其中U7

和U9

分别为核心涵道和外涵道的出口速度。利用涵道比α，进入发动机的总质量流量和比推力可写为为了得到推力，必须求得出口速度U7和U9。4.2.2涡扇发动机的理想循环先根据喷管流动的能量守恒关系，来求解排气速度U7，即式(4-30)可以转换为出口处马赫数M7

的表达式，即

可见，只要求得出口温度，就可以计算U7。为了求出口温度，可进行如下变换，即4.2.2涡扇发动机的理想循环由于将式(4-32)和式(4-35)代入式(4-34)，可得式(4-36)和式(4-37)可用来计算T7和a7，同时也说明经过发动机的静温升高是由于燃烧热的输入。最后，根据式(4-33)和式(4-37)可以得到核心涵道的出口速度为4.2.2涡扇发动机的理想循环按类似的方法，也可以求得外涵道的出口速度。注意在式(4-33)中，马赫数是由发动机核心涵道所有的温度比组成。而对于外涵道，只包含两个温度比(τr

和τfan)。因此，有同样类比式(4-36)和式(4-37)，可得T9=T0，a9=a0，所以有为了更容易地利用式(4-38)和式(4-40)，我们可以把比推力公式改写为进而继续求得燃油消耗率TSFC、发动机热效率ηt、推进效率ηp4.2.2涡扇发动机的理想循环由式(4-43)可知，压气机的压缩比越大，发动机的热效率越高。4.2.3涡轮喷气发动机的理想循环根据涡扇发动机的理想循环分析可知，只要不考虑外涵道(令α=0)就可以得到涡轮喷气发动机的理想循环。由于涡轮输出的功全都用来驱动压气机，所以有涡轮的温度比可简化为出口速度的计算方式与式(4-38)完全相同，即推力和比推力为4.2.3涡轮喷气发动机的理想循环油气比、燃油消耗率、热效率和推进效率变为4.3带加力燃烧的发动机理想循环4.3.1带加力燃烧的涡轮喷气发动机当没有加力燃烧时，涡轮出口截面5的总焓等于喷管出口截面7的总焓，即而加力燃烧将滞止温度和滞止焓进一步提高，因此有

4.3.1带加力燃烧的涡轮喷气发动机于是式(4-47)可重写为有加力燃烧的情况，即这样就可以计算推力和比推力了。对于燃料消耗来说，燃料现在被供给主燃烧室和加力燃烧室，因此可以把两个燃烧室的热量总和作为整个发动机的热输入源。对整个发动机应用能量守恒，有可得带加力燃烧的涡轮喷气发动机的总油气比为式(4-59)中，只出现了比值τλ，AB，这是因为该值代表了主燃烧室和加力燃烧室加热的总效果。采用式(4-57)和式(4-59)所得的比推力值和总油气比计算TSFC，所得公式与不带加力燃烧的涡喷发动机相同。但是因为有额外的热输入源，所以热效率的计算公式不同。带加力燃烧后，热效率采用其定义式(流体动能的变化与总热量输入的比)来计算，即4.3.2带加力燃烧的涡扇发动机加力燃烧也可用于低涵道比的高性能涡扇发动机，一般在起飞和高速机动时用来增加推力。在这些低涵道比涡扇发动机中，加力燃烧发生在由外涵道气流和核心气流组成的混合气流中，如图4-13所示。如果“打开”加力燃烧，那么混合排气的涡扇发动机本质上就和涡轮喷气发动机一样，因为加力燃烧所注入的能量只产生了一个排气流。因此，除了加力燃烧的燃料质量流量外，为涡喷发动机推导的所有方程都适用于带有加力燃烧的涡扇发动机。图4-13低涵道比涡扇混合气流加力燃烧4.3.2带加力燃烧的涡扇发动机

由此求得加力燃烧室中的油气比为总的油气比这个新的总油气比可用于计算带有加力燃烧的TSFC和热效率。其他参数的计算与涡轮喷气发动机相同。4.4冲压发动机及其热力循环4.4.1亚燃冲压发动机亚燃冲压发动机主要由进气道、燃烧室和尾喷管这三个部件组成。其中，进气道的分类与其在飞行器上的布置形式有关，一般有轴对称进气道和侧向进气道等形式，如图4-14所示。图4-14采用轴对称进气和侧向进气冲压发动机的飞行器典型的轴对称进气的冲压发动机结构如图4-15所示。其中进气道是由中心锥和外壳形成的空气压缩通道。当飞行器超声速飞行时，中心锥上形成斜激波，实现超声速气流的减速增压。空气进入进气道之后进一步地减速增压，以尽可能小的损失到达燃烧室。在燃烧室中，燃料与空气混合后进行等压燃烧，使气体的焓值增大。燃烧室的设计应保证燃料能在冲压发动机整个工作范围内保持稳定燃烧，并获得尽可能高的燃烧效率和尽可能小的热损失和流动损失。燃烧后的高焓燃气，经尾喷管膨胀加速后排出，燃气的一部分焓转变为动能，从而产生推力。4.4.1亚燃冲压发动机图4-15轴对称进气的冲压发动机结构冲压发动机的循环过程主要由进气道的压缩过程、燃烧室的等压燃烧释热过程和尾喷管中燃气膨胀过程组成。就理想冲压发动机而言，若不考虑动能和热量的损失，其进气道是等熵压缩过程，燃烧室是等压加热过程，尾喷管则是等熵膨胀过程，这个热力循环过程与涡轮喷气发动机完全一致，称为Brayton循环。为便于比较，将冲压发动机的特征截面编号与涡喷发动机对应(图4-12)。0截面为未受扰动的来流状态，1截面为进气道唇口部位，3截面为进气道出口/燃烧室入口，4截面为燃烧室出口/尾喷管入口，7截面为尾喷管出口。4.4.1亚燃冲压发动机

图4-16冲压发动机理想循环———Brayton循环根据热力学，在Brayton循环(0—3—4—7—0)过程中，单位质量燃气所做的功(用w表示)，即由燃烧释放热量所转化成的机械功为一般地，定义循环功与所加热量之比为循环热效率，用ηth

表示，即4.4.1亚燃冲压发动机很显然，ηth

表示总加热量转换为机械功的比例，是衡量发动机热力循环过程优劣的重要指标。由热力学第一定律可知，加热量可以表示为由于在Brayton循环中，3—4和7—0均是等压过程(vdp=0)，因此qin

和qout

可以由相应的焓差来确定，有联立式(4-66)、式(4-67)、式(4-69)、式(4-70)四式可将Brayton循环的热效率表示为如果假设燃气工质为比热恒定的量热完全气体，则图4-16中四个状态的参数之间满足：4.4.1亚燃冲压发动机于是循环的热效率可以进一步化简为这说明，Brayton循环的热效率取决于进气道压缩过程中的温升(或者尾喷管膨胀过程中温度下降的幅度)。温升越高，热效率越高。在实际的冲压发动机工作过程中，由于摩擦、激波、膨胀波等因素的存在，热力循环过程与理想循环有较大区别。图4-17给出了冲压发动机实际循环的T-s

图。在进气道中，由于存在以激波和摩擦为主的各种损失，气流的压缩过程0—3是熵增过程。在燃烧室中，由于黏性等因素的存在，3—4往往也偏离等压过程，压强会略微增大。在尾喷管中，同样由于黏性、化学反应等因素的作用，4—7也是熵增过程。只有7—0过程仍近似于等压过程。图4-17实际循环的T-s图4.4.2超燃冲压发动机使用亚燃冲压发动机无法实现高超声速(M>5)飞行，为此近二三十年来人们一直在研发超燃冲压发动机。图4-18展示了美国的X-51飞行器(长14ft，使用JP-7燃料，2013年5月的测试中在18.3km高空依靠超燃冲压发动机加速到