航空基础及推进 6

5航空发动机主要部件及工作原理5.1进气道5.2压气机和风扇5.3燃烧室和加力燃烧5.4涡

轮5.5喷

管5.6习

题5.1进气道5.1.1进气道类型进气道是吸气式发动机特有的部件，其功能是捕获来流空气，并尽可能地将其整流至满足下游部件的进气要求。因此，对进气道的设计要求是它能在各种工作状态下，以最小的流动损失，将足够量的空气引入发动机，并尽量使气流均匀。根据飞行器的巡航速度、进气道的位置、进气调节方式、气流压缩形式等，进气道可分为很多类型。按照飞行速度，进气道一般可分为亚声速和超声速类型的进气道。客机、运输机等采用的亚声速进气道很短，多采用短舱形式安装，如图5-1(a)所示，而战斗机的发动机多安装在后部，采用的超声速进气道通常较长，如图5-1(b)所示。目前应用较广的超声速进气道主要有Caret型和DSI(DiverterlessSupersonicInlet)型。Caret型超声速进气道是一种“后掠双斜面进气道”或“双斜切乘波进气道”，利用了激波增压原理，如图5-1(c)所示。而DSI型超声速进气道则号称是“无附面层隔板超声速进气道”，如图5-1(d)所示，其特征是在发动机进气口前有一个鼓包(看起来像河蚌的外壳，所以也叫蚌式进气道)。这个鼓包和进气唇口配合，起到分离附面层的作用。附面层空气流到鼓包时，被鼓包改变了方向，流出进气口。这样的设计结构简单、成本低，不仅提高了进气效率，而且鼓包也起到了预压缩的作用，大大减轻了结构质量并降低了成本。此外，鼓包还起到一定的遮挡发动机叶片的作用，有助于提高发动机的隐身性能。(a)亚声速进气道(b)超声速进气道(c)Caret型超声速进气道(d)DSI型超声速进气道图5-1典型的进气道5.1.2亚声速进气道在亚声速飞行条件下，气流在发动机中的压缩主要由压气机来完成。这时进气道的主要功能是以较小的损失向发动机输送空气，并在压气机入口截面处形成所需的压力场和速度场，以保证发动机稳定可靠地工作。为了完成上述的功能，进气道必须满足下列基本要求：•在整流的过程中，总压损失要小。•具有最小的外阻力。•在所有的飞行状态及所有的发动机工作状态下，空气的流动过程是稳定的。•进气道出口气流的速度场和压力场应尽可能均匀，并且没有大的脉动。•流通能力高，能按照发动机的需求调节空气流量。•质量轻，外部尺寸小，且结构简单。目前，亚声速飞机的发动机大多采用扩张型的亚声速进气道。比较典型的是由壳体和前整流锥组成的空速管型短进气道，如图5-2所示。进气道的入口(或称为“唇口”)设计成翼形，使气流能以最小的能量损失进入进气道。当侧风进气时，翼形可避免气流在入口的分离；即使气流分离，造成的损失也最小。唇口逐渐收缩会形成进气道的最小截面，即“喉部”，其尺寸决定了发动机的进气量。从喉部开始至压气机入口，截面积逐渐增大。这种设计使空气流的压强逐渐增大，并在压气机入口趋于均匀，利于压气机工作。图5-2俄罗斯PD-14发动机的空速管型短进气道5.1.2亚声速进气道

它是一个小于1的数值，用于评定气流在减速过程中的气动损失。σd

越大，进气道的损失越小；σd

越小，流动损失越大。因此，合理地组织气流在进气道内的减速增压过程对提高总压恢复系数特别重要。亚声速进气道的σd

通常为0.94~0.98。但在地面起飞时，若措施不当，σd可能低于0.90。空气流过进气道的损失主要包括唇口损失和内部流动损失。唇口损失是由气流在唇口被改变流动方向引起的，有时气流还会离开壁面形成流动分离，造成额外的损失。为了避免流动分离，通常采用圆头、较厚的唇口，以适应来流的不同方向。内部流动损失包括黏性损失和气流分离损失，需要保持壁面光滑以减小损失。

由式(5-2)可知，冲压比受流动损失、飞行速度和大气温度的影响。当大气温度和飞行速度一定时，若流动损失增大(总压恢复系数减小)，则冲压比减小。当大气温度和流动损失一定时，飞行速度越大，则冲压比越高。当飞行速度和流动损失一定时，大气温度越低(飞行高度越高)，冲压比越高。5.1.2亚声速进气道

(a)外部减速(b)外部加速图5-3进气道外部流动5.1.2亚声速进气道可以在理想的等熵流条件下估算气流的“捕获面积”。“理想”意味着流动无摩擦，进气道内外没有流动干扰。首先考虑质量守恒，有根据等熵关系，式(5-4)可以变化为式(5-5)可以用于联系等熵流动中任意两个截面之间的面积比，因此有5.1.2亚声速进气道这就得到了捕获面积A0

和压气机入口面积A2

的比值。对于给定的飞行马赫数M0

和压气机入口处所需的马赫数M2，压气机入口面积由期望的质量流量和相应的速度决定。图5-4显示了不同M2

所对应的面积比与飞行马赫数的函数关系。可以看出，在低速飞行时(例如起飞加速段)捕获面积较大，这说明气流在外部加速；而在正常巡航马赫数时，面积比变得小于1，这说明气流在外部减速。在实际条件下，外部加速或外部减速都会影响进气道内的流动，如果流速增大(外部加速)，那么静压将在进气道入口1处下降。对于一个给定的进气道，其p2

是恒定的，较低的p1

意味着压强在进气道内的升高曲线更陡。衡量进气道流动性能的参数之一是压力恢复系数，即图5-4理想流动条件下，面积比与飞行马赫数的函数关系如果压力梯度太大，或者说Cp

太大，那么进气道内的流动就会发生分离和再附现象。这会引起额外的阻力，需要通过改变入口面积来减速增压。增大入口面积可以尽量减少外部加速，但过大的入口面积会使发动机体积增大，且会增大空气阻力。5.1.2亚声速进气道下面讨论如何估算进气道的压力恢复系数。图5-5展示了三种几何形状(矩形、圆形和环形)的进气道，可以使用面积比AR=A2/A1

作为的基本几何参数，写出进气道尺寸和扩张角的函数。对于矩形进气道，有对于圆形进气道，有对于环形进气道，有5.1.2亚声速进气道写出从截面1到2的能量守恒方程，即(a)矩形(b)圆形(c)环形图5-5简单形状的进气道式中，ploss

代表由于壁面摩擦或流动分离产生的压力损失。假设流动是低马赫数、不可压缩(密度不变)的，则对于稳态流动，截面1和2处的体积流量相等。因此速度与面积成反比，有U2/U1=A1/A2。将这个速度比代入式(5-13)，然后再代入式(5-8)，就可以得到压力恢复系数的表达式，有5.1.2亚声速进气道可以看到，如果面积比为1且压力损失为零，那么Cp=1，即静压没有变化。此外，如果是没有摩擦等流动损失的理想情况，则ploss=0，这时压力恢复系数仅仅是面积比的函数，即在实际状态下，摩擦或者流动分离等会使Cp比其理想值低。这种内部流动的细节只能通过实验测量或计算流体力学(CFD)分析来揭示。然而，有一些通用性的数据可以为设计过程提供参考。如图5-6所示，各种流动状态与几何参数紧密相关，只有在扩张角(2θ)很小的管道中才能实现完全附壁的流动。压力恢复系数本身可以根据测试数据进行估计，图5-7展示了锥形进气道的压力恢复系数Cp与面积比AR和几何参数L/R1之间的关系。图5-6矩形进气道中的流动状态图5-7锥形进气道的压力恢复系数5.1.2亚声速进气道

图5-8进气过程5.1.2亚声速进气道

式(5-16)可以用标准化的温度比表示为压力恢复系数Cp也可以与进气道滞止压比πd

相联系。根据式(5-14)和式(5-15)，有所以5.1.2亚声速进气道【例题5-1】一圆锥形进气道，入口半径R1=0.5m，扩张半角为10°，长度为1.0m，海平面高度的巡航速度M0=0.8。试评估该进气道的性能。解：首先，进气道的面积比和L/R

分别为所以Cp≈0.38(根据图5-7取值)，Cp，ideal=1-1/AR2=0.70。假设没有外部加速或减速，则在海平面上根据式(5-19)，有另外根据等熵流动，有可得进气道效率可见该进气道的效率较低，性能较差。5.1.3超声速进气道【例题5-2】比较图5-9中正激波进气道和双斜面进气道的总压损失。设M0=3，两个斜面的折转角都是30°。(a)正激波进气道(b)双斜面进气道图5-9正激波进气道和双斜面进气道示意图解：对于正激波进气道，根据正激波前后的参数关系可知：所以正激波进气道的压缩比是10.33，总压损失接近67%。对于双斜面进气道，两个折转角是15°的斜面会诱发两个斜激波(分别记为a、b)，在进气道唇口部位还会有一个较弱的正激波。5.1.3超声速进气道对于第一道斜激波，因M0=3、θa=15°，故激波角βa=32°。波前的法向马赫数(M0)n=M0sinβa=1.59。由正激波关系，可得波后法向马赫数(Ma)n=0.6715，因此得到对于第二道斜激波，因Ma=2.3、θb=15°，故激波角βb=55°。波前的法向马赫数(Ma)n=Masinβb=1.48。由正激波关系，可得波后法向马赫数(Mb)n=0.7083，因此得到对于最后一道正激波，因Mb=1.67，故由正激波关系可得

5.1.3超声速进气道由例题5-2可知，为尽可能地减小总压损失，不宜直接采用正激波来压缩空气，而应采用斜激波+正激波的形式来减速增压，这正是超声速进气道所采用的形式。超声速进气道的主要类型有内部压缩(内压式)进气道、外部压缩(外压式)进气道和混合压缩(混压)进气道，如图5-10所示。内部压缩(内压式)进气道的通道是先收缩后扩张的，类似于拉瓦尔喷管。但是二者的流动过程正相反。拉瓦尔喷管内的流动是膨胀降压过程，而在内压式进气道内的流动则是压缩升压过程。作为拉瓦尔喷管的理想逆过程，超声速来流在进入内压式进气道后减速增压，在喉部恰好达到声速，而后在扩张通道内进一步减速增压，成为亚声速流动。但是在喉部恰好达到声速的难度很大，这需要进气参数严格符合设计条件。因此内压式进气道存在严重的进气道启动问题，难以在实际中得到应用。外部压缩(外压式)进气道是通过其外部的一系列激波来实现压缩效果的进气道。进气道的唇口为喉部，内部通道为亚声速扩压器。对于外压式进气道，正激波的位置由背压(进气道出口压强或燃烧室压强)决定。正激波的最佳位置是在进气道的唇口(喉部)，此时进气道处于临界工作状态，即设计状态。外压式进气道的压缩比和总压损失可以通过激波关系求解。正如例题5-2中分析所得，多道斜激波+正激波的形式可以有效地提高增压比并减小总压损失。(a)内部压缩进气道(b)外部压缩进气道(c)混合压缩进气道图5-10不同类型的进气道5.1.3超声速进气道如何设计外压式进气道各段的倾斜角(或者说如何设计外压激波系)以在相同的条件下获得最大的气流总压恢复系数，即外压式进气道的最佳波系问题。假定自由来流马赫数为M0，气流依次经过(N-1)道斜激波和一道结尾正激波，如图5-11所示。Oswatitsch最早采用带约束的拉格朗日(Lagrange)极值法对该问题进行了求解。最终结论非常简单，即获得最大总压恢复系数的条件是每道激波的强度相等，即图5-11最佳波系的推导模型图5-12给出了N=1，2，3，4时，最佳波系对应的总压恢复系数随来流马赫数的变化关系。其中N是激波数，N-1是斜激波的数目；当N=1时，只有一道正激波。从图5-12中可以看出，虽然总压恢复系数随着来流马赫数的增大而减小，但随着斜激波数量的增加，总压恢复系数曲线抬高，这说明进气道的损失随着斜激波数量的增加而减小。图5-12最佳波系对应的总压恢复系数随来流马赫数的变化5.1.3超声速进气道外压式进气道有三种工作状态，分别为超临界状态、临界状态和亚临界状态。不同的临界状态对应不同的上游流量捕获区域，如图5-13所示(虚线表示激波)。超临界状态是指正激波在唇口以里。在该状态下，斜激波角可能比从斜坡尖端到唇口(虚线)的假想延长线所形成的角度更尖锐。这导致了所谓的“满流”，即来流空气的捕获面积等于入口几何面积(A0=A1)。虽然这可以为进气道提供最大的质量流量，但较小的锐角意味着斜激波强度较弱，反而会导致最终的正激波更强，损失增大。对于临界或亚临界状态，正激波位于唇口或其外侧，因此斜激波角大于或等于斜激波与唇口相交的角度。这时，流量的变化很容易引发流量溢出，导致所谓的“限流”，即来流捕获面积小于入口几何面积(A0<A1)。下面以矩形进气道为例，考虑如何计算来流捕获面积A0。图5-14给出了只有一道斜激波的矩形进气道几何关系，其中垂直于纸面的长度为单位长度。定义楔角为θ，进气道前缘到唇口的斜角为δ，激波角为β；几何捕获面积为A1，实际捕获面积为A0，图5-14中两个横向长度分别为a

和b。临界状态：正激波在唇口亚临界状态：正激波在唇口外超临界状态：正激波在唇口内图5-13超声速外压式进气道的不同工作状态图5-14一道斜激波的进气道的几何关系5.1.3超声速进气道根据几何关系可得因此有另外，根据斜激波后流动方向与斜坡平行可知联立式(5-22)、(5-24)，消去a、b

可得当斜面为锥形时，用类似的方法可以得到对于矩形的双斜面进气道，只需应用两次式(5-25)，可得5.1.3超声速进气道对于外压式进气道，由于进气道唇口与末段外部压缩面具有几乎相同的倾斜角度，因此会产生波阻。超声速来流减速越大，所需要的气流转折角就越大，即外部压缩面的倾斜角越大。当进气道唇口倾斜角超过最大斜激波角时，就会产生弓形激波。为了改善外压式进气道的这种局限性，就需要减小唇口的倾斜角，使激波在进气道内部反射，这显然就需要一个内部喉道。具有这种结构的进气道兼有外部压缩和内部压缩作用，因此被称为混合压缩(混压)进气道。典型的混压进气道构型如图5-15所示。内部喉道使混压进气道存在启动问题，而外部压缩面的存在使进气道在未启动状态下存在气动不稳定性，这种不稳定源于压缩面上的边界层分离。通常可采用边界层吸附和喉道吹除来解决进气道的气动不稳定问题。图5-15混合压缩(混压)进气道因为混合压缩进气道的外部和内部存在多重斜面，斜激波和结尾正激波的强度都较弱，所以其总压恢复性能较高。此外，外部压缩进气道在飞行马赫数小于2.2的情况下性能才较好，而混合压缩进气道的工作马赫数可达4.0~5.0。但是，由于内部喉道的存在，这种进气道与内压式进气道同样存在固有的启动问题。5.1.4进气道隔离段对于高超声速飞行器，它从起飞到高超声速飞行，或者从高超声速巡航到降落，都会经历一个从高速到低速或者从低速到高速的过程。发动机的选择必须适应飞行任务，超燃冲压发动机无法工作在低速状态，而亚燃冲压发动机又不适用于高速状态，因此不宜选用单一工作模态的发动机。为此，人们提出了双模态超燃冲压发动机，即发动机在低速时以亚燃模态工作，在高速时以超燃模态工作，两种模态可顺利地进行转换。为了使发动机可以在两种模态下正常工作和转换，隔离段是必不可少的部件。图5-16给出了美国X-43双模态超燃冲压发动机结构示意图，在进气道和燃烧室之间有一段略微扩张的直通道，这就是隔离段。隔离段是双模态超燃冲压发动机的一个重要部件，它能承受燃烧室内的较高反压，为进气道提供一个较宽的工作范围。图5-16双模态超燃冲压发动机结构隔离段有两个重要的作用：一是隔离进气道和燃烧室之间的相互干扰，为进气道提供一个较宽的连续工作范围；二是在亚燃模态产生正激波链或强的斜激波链，使燃烧室入口气流速度降为亚声速，且在超燃模态形成弱斜激波链，使气流以超声速进入燃烧室。5.1.4进气道隔离段隔离段流场最大的特点是存在多波系及波系间的相交和反射现象，而且会产生激波和附面层的强干扰。在隔离段入口马赫数不是很高的情况下，出口气流速度为亚声速，其边界层很厚，抹平了边界层二次激波的影响，隔离段内流体压力连续增加，如图5-17(a)所示，这种工作模态称为隔离段内正激波链流动模态。在隔离段入口马赫数比较大的情况下，隔离段出口气流速度为超声速，一系列斜激波与边界层相互作用，导致边界层分离，隔离段内流体压力呈阶梯状增加，如图5-17(b)所示，这是隔离段内斜激波链流动模态。(a)正激波链(b)斜激波链图5-17隔离段内的流动模态必须适当地选择隔离段长高比，若隔离段过短，则由燃烧引起的压力扰动易传播到进气道，甚至会导致进气道不启动；若隔离段过长，则会使冲压发动机质量过大。因此，隔离段的性能直接影响到双模态超燃冲压发动机的工作稳定性和进气道的性能，研究隔离段内的气动热力特性对超燃冲压发动机的设计十分重要。5.2压气机和风扇5.2.1压气机的结构根据气流流过压气机的形式，压气机分为离心式、轴流式和混合式。(1)离心式压气机离心式压气机由进气道、叶轮、扩压器和集气管等组成，其中叶轮和扩压器是两个主要部件，如图5-18所示。叶轮是高速旋转的部件，其叶片之间的通道是扩张型的。叶片对流过的空气做功，增大空气流速，同时也提高了空气的压强，这就是扩散增压。另外，叶轮还利用离心增压原理来提高空气的压强。当空气流过叶轮时，由于气体随叶轮一起做圆周运动，气体微团受惯性离心力作用，气体微团所在位置的半径越大，圆周运动速度越大，所受的离心力也越大。在扩散增压和离心增压的双重作用下，叶轮外径处的空气压强比入口处有很大提高。扩压器位于叶轮的出口位置，其通道是扩张型的，常见的有叶片式扩压器和管式扩压器。空气流过扩压器时，动能转化为压力势能，其速度下降，而温度和压强都上升。在离心式压气机中，通常压强升高幅度的一半在叶轮中实现，另一半在扩压器中实现。扩压器可以和机匣是一个整体，也可以作为单独连接的部件。扩压器的叶片与叶轮相切，其内缘导向与叶轮出口处的气流方向一致。离心式压气机的主要优点是单级增压比高，一级的增压比可达4∶1~5∶1，甚至更高。另外其稳定工作的范围宽、结构简单、质量小，所需要的起动功率小。主要缺点是流动损失大，级间损失尤为显著，不适用于多级结构(最多两级)。离心式压气机的效率较低，一般最高只有83%~85%，有些甚至不到80%。此外，其单位面积的流通能力低，迎风面积大(阻力大)。图5-18离心式压气机的基本结构5.2.1压气机的结构离心式压气机一般在小型涡喷发动机或涡轮轴发动机上应用。例如普惠公司的PW100系列发动机的压气机由两级离心压气机组成，普惠公司的PT6和通用电气公司的CT7涡轮螺旋桨发动机的压气机都是由轴流式压气机和离心式压气机共同组成的。(2)轴流式压气机轴流式压气机是当代燃气涡轮发动机中主要的压气机构型。顾名思义，轴流式压气机中的气流方向是沿着发动机轴的。轴流式压气机由高速旋转的转子和与机匣固定在一起的静子组成，如图5-19所示。高速旋转的转子叶片对空气做功，使空气压缩，压强升高；然后通过扩张型的静子叶栅通道，使空气扩压，进一步提高空气压强。图5-18离心式压气机的基本结构转子一般由工作叶片、轮盘(鼓筒)、轴和连接件组成。工作叶片是通过榫头安装在轮盘上的榫槽内，在轮盘的轮缘上安装若干个工作叶片便形成了工作叶轮。静子由整流器(环)和机匣组成；每个整流环由外环、内环和若干个整流叶片组成；整流叶片先固定在内、外环之间，或几个叶片成组地装配在一起，然后再固定在机匣上，形成不动的静子。一般将单转子发动机的压气机分为低压区和高压区；在双转子压气机中，两个压气机分别称为低压压气机和高压压气机；在三转子压气机中，则分别称为低压压气机、中压压气机、高压压气机。在涡轮风扇发动机中，低压压气机就是风扇，在高涵道比的涡扇发动机中，常常在大风扇后的内涵道中设置2~4级的低压增压级。5.2.2轴流式压气机的工作原理首先讨论压气机运行的热力学过程。图5-20显示了压气过程的T-s图，压气机的功能是将空气压强从“2”提高到“3”，并且使损失尽可能小(熵增最小)。理想的等熵过程是图5-20中垂直的虚线，但实际过程中熵会增加，因此压强的增加是以功的输入为代价的，实际是“2”和“3”之间的焓差。损失项包括叶片表面的摩擦损失和压气机叶片后缘附近的流动分离。压气机的等熵效率被定义为等熵功与产生压力增加所需的实际功的比，即图5-20压气机过程的T-s

图式(5-28)也适用于压气机的单级等熵效率计算。下面让我们分析压气机的空气动力学。考虑压气机中的气流为不可压缩流动，因此转子叶片和静子叶片间的流动可以用图5-21所示的速度三角形来表示。5.2.2轴流式压气机的工作原理设图5-21中的转子叶片围绕水平轴“向下”旋转，空气从左到右进入压气机基元级；进气口导向叶片或前一级的静子，以一个小的向下角度引导气流，绝对速度用矢量c

表示；旋转运动由矢量u

表示。通过取两个矢量之间的差值，可以获得空气流相对叶片的速度，即图5-21压气机空气动力学速度三角形。这个矢量关系在转子的上游(a)和下游(b)都是有效的，因此可以在这些位置得到单独的速度分量。静子(b到c)是静止的，因此我们只需要绝对速度。角度用希腊字母α

和β表示，分别表示绝对速度与相对速度相对于水平方向的角度。5.2.2轴流式压气机的工作原理由图5-21可以看到，需要对相对速度wa

所构成的速度三角进行平衡，以使攻角在可接受的范围内。同样，在转子的下游(b)，角度βb

应该与转子合理地对齐，否则气流会过早地分离，导致效率的巨大损失。因为u=Ωr

是关于转速Ω和半径r

的函数，所以速度三角会随着半径的变化而变化。注意旋转(角)动量是由转子传给流体的，所以b处的切向分量大于在a处的切向分量，也就是说，cθb>cθa(在柱面坐标系中，r

为径向，θ为切向，z为轴向)。从速度三角形中，我们可以将速度分量相互联系起来，有有时，假设轴向速度保持不变(czb=cza)是合理的，在这种情况下，角度之间的关系变得非常简单，即为了将整个压气机级的速度与热力学参数联系起来，让我们考虑柱面坐标系中的牛顿第二运动定律，有5.2.2轴流式压气机的工作原理式中Fr、Fθ

、Fz

分别为径向、切向和轴向的力，δm

为流体微团的质量，其他项是加速度。根据切向的方程，等式两边都乘以半径r，就可以得到力矩或扭矩T，有

再乘以角速度Ω，扭矩可以转换为功率，有式中u=Ωr。进一步，单位流量所需的功为式(5-36)表明，转子做的功与转速u

和流体的切向速度变化量成正比。该方程有时也被称为欧拉(涡轮)方程，对压气机和涡轮都适用。5.2.2轴流式压气机的工作原理为了将速度与压气机级的压强变化联系起来，将式(5-28)改写为式中ΔT0

是从截面a到截面c的滞止温差，ηst

为压气机级效率。这个滞止温差乘以流体的比热(cp)就等于对流体的输入功，因此总压比为

式中R为空气的气体常数。但是，确定级效率ηst并非易事，它取决于工作条件，如进气速度、旋转速度和叶片设计等。在通常情况下，需要进行复杂的计算流体力学分析和试验测试才能确定ηst。5.2.2轴流式压气机的工作原理【例题5-3】

解得，同理，5.2.2轴流式压气机的工作原理解得，因此基元级所需的功为因为空气的比热cp=1.04kJ/(kg·K)，所以级压比为图5-22速度三角形5.2.3多级轴流式压气机多级轴流式压气机由各个单级组成，各级的原理完全相同。但由于各个级的位置、几何尺寸和入口参数都各不相同，因而多级轴流式压气机中各个级也具有其特殊性。气流在各个级中需要满足连续方程。在不考虑引气的情况下，流过压气机出口的空气流量等于入口处的流量，所以有式中A为各级的通道截面积，下标为各级的编号。在压缩过程中，随着压强的提高，气流的密度也逐渐增大，即ρ1<ρ2<ρ3<……。在这种情况下，为了满足连续方程，原则上可以采用以下三种方法：为了达到相同的增压比，第一种方法会使速度下降太多，大大减小了对空气的加功量，使级数增多；第二种方法会使流道面积减小太快，从而使后几级的叶片高度太小，而且使压气机出口处的气流速度太大，不利于燃烧；第三种方法同时使流速下降、面积减小，是通常采用的方式。因此，压气机通道的截面积从前向后是逐渐减小的。为了保证流动通道为收缩型，轴流式压气机的气流通道形式有等外径、等内径和混合式三种，如图5-23所示。(a)等外径(b)等内径(c)混合式图5-23轴流式压气机的气流通道形式5.2.3多级轴流式压气机多级轴流式压气机内气流参数的变化如图5-24所示。可以看到，压气机出口的气流速度稍小于入口的气流速度。第一级叶片是进气导向器(导流环)叶片，其叶片间的通道略呈收敛型，气流顺着叶片弯曲的方向偏转，产生预旋，以合适的方向流入第一级工作叶轮。因此经过导向叶片后，气流速度略有增大，压强略有下降，温度略有下降。但因为气流在导向器内是绝热流动，所以其总温不变、总压下降。气流进入工作叶轮后，由于高速旋转的叶片对其做功，气流绝对速度c上升，总温和总压均增大。又因为叶片间的通道是扩张型的，所以气流参数的相对速度w下降、压强增大、静温增大。气流通过工作叶轮后，进入整流环(静子通道)，在其叶片间改变方向，以便于以合适的角度进入下一级工作叶轮。因为整流环叶片间的通道是扩张型的，所以气流的绝对速度c减小、压强增大、静温升高。又因为整流环内的流动绝热，所以总温不变、总压降低。压气机的最后一级以整流环结束。因为最后一级整流环叶片间的通道也是扩张型的，所以气流的绝对速度c减小、压强增大、静温上升。最后一级整流环使气流方向变为轴向，同时也能消除涡流。图5-24多级轴流式压气机内气流参数的变化5.2.4流动损失与性能压气机中的流动损失主要包括叶型损失和二次流动损失，如图5-25所示。其中叶型损失主要包括以下五个方面：(1)叶片附面层中的摩擦损失。气流流过叶栅时，由于空气的黏性作用，叶栅表面会形成附面层并会产生摩擦损失。(2)尾迹中的涡流损失。当气流分别由叶背和叶盆流到叶片后缘处时，两边的附面层汇合形成叶片的尾迹旋涡；同时上、下端壁附面层在后缘汇合时，还会生成涡流区；由于黏性作用，旋涡运动消耗动能转变为热能。(3)尾迹和主流区的掺混损失。由于尾迹中的气流速度小，而主流区的气流速度大，在尾迹和主流区之间存在着较大的速度梯度。在尾迹和主流区混合时，速度要调匀，这个混合过程存在掺混损失。(4)附面层分离损失。气流从叶片前缘向后缘流动的过程中，压强是不断提高的，在正压强梯度的作用下，可能会产生附面层分离，特别是激波/附面层干扰所导致的附面层分离，会产生显著的损失。(5)激波的波阻损失。当叶栅通道中出现超声速区时，就会产生激波，气流流过激波时总压下降，这称为激波损失。图5-25压气机内的流动损失5.2.4流动损失与性能二次流损失主要包括环壁附面层及其与叶片附面层的相互作用引起的损失，发生在叶尖与机匣内壁之间径向间隙处的倒流损失，发生在叶尖处由叶盆向叶背处流动的潜流损失，以及气流流过间隙时产生的间隙涡和工作叶轮叶栅中的通道涡引起的损失。我们注意到流动损失主要与气流经过叶片的流动有关，与叶片的形状和攻角紧密相关。实际上，对流动性能影响最大的就是叶片形状、攻角与空气流量(流速)之间的关系。这可以通过速度三角形来进行简单的分析。如图5-26所示，气流在叶片入口处相对速度的方向与叶片弦线之间的夹角λ称为气流攻角。气流方向在弦线下方时攻角为正，反之为负。影响攻角的因素有两个：一个是转速，另一个是气流在叶片入口处的绝对速度(与流量正相关)。正攻角过大会使气流在叶背处发生分离，称为正失速；负攻角过大会使气流在叶盆处发生分离，称为负失速(如果负失速过大，甚至会使叶片通道的有效流通面积过小，发生堵塞)。正失速和负失速都会显著影响压气机的性能，如果偏离最佳状态的程度很大，那么压气机叶片就会全部失速，称为压气机失速。图5-26压气机中的失速现象5.2.4流动损失与性能

将式(5-41)表述为量纲为1的参数集，有则自变量只剩下三个量纲为1的数。其中一个参数是雷诺数，只要流动是湍流，并且雷诺数足够大，就不会引起性能参数的显著变化。剩下的两个参数是量纲为1的质量流量和转速。当给定级尺度D

和气体常数R

时，可以忽略这两个因素。因此有

5.2.4流动损失与性能喘振是轴流式压气机工作中的一种不正常现象，是指气流沿压气机轴线发生的低频、高振幅的气流振荡现象(强烈的压强和空气流量波动)。发生喘振时，空气不能在压气机内正常地向后流动，而是向前返流。喘振会造成发动机振动，使压气机出口总压和流量大幅波动、转速不稳定。喘振有时会使发动机熄火，有时会使发动机入口处出现气流吞吐现象，包括燃烧室内的高温高压燃气倒流“吐火”现象，有时会发出低沉的噪声，严重时会产生放炮声。喘振会造成工作叶片振动，如果不及时处理或处理不当，剧烈振动可能导致压气机叶片快速损坏，或因高温而损坏燃烧室和涡轮叶片。发生喘振的根本原因是进入压气机的空气流量不能与压气机转速相适应。在设计状态下，攻角合适，气流能平滑地流过工作叶片表面。但当偏离设计转速后(如低转速、起动过程，以及发动机加、减速时)，空气的流动速度与转子转速失配，导致气流攻角加大。攻角大到一定程度，气体就开始在叶背后缘分离。若分离区扩散到整个叶栅通道，压气机叶栅将完全失去扩压能力。这时，工作叶片就没有能力克服下游较高的反压，而是推着气流向后流动，于是流量急剧下降。不仅如此，由于叶栅没有了扩压能力，后面的高压气体还可能通过分离的叶栅通道倒流至上游，这就是喘振时“吐气”的原因。气流倒流泄压后，下游压强降低，整个压气机的流路又变得通畅，于是大量的气体又被重新吸入压气机，开始向后流动。但因为转速与流量还是不匹配，所以气流又分离、再返回，从而出现喘振这种脉动现象。图5-27性能与转速和质量流量的关系喘振时，气流的压强和流量都会发生脉动，同时压气机的效率和增压比会大大降低。气流的这种不均匀脉动会使压气机叶片发生剧烈振动，在叶片上产生很大的应力，造成工作叶片和静子叶片的疲劳断裂。另外当喘振发生时，由于进入燃烧室的空气减少，还会造成排气温度升高甚至超温，控制不好会烧坏发动机。对多级压气机来说，一般压气机的级数越多，设计增压比越高，压气机各级之间的影响就越大；当偏离设计状态时，压气机就越容易发生喘振。为了保证压气机在发动机的整个工作范围内都能正常工作，一般都要采取一些措施来防止喘振的发生。发动机上常用的防喘措施包括在压气机中间级放气、采用可调静子叶片和入口导向叶片，以及将压气机设计为双转子或三转子。5.3燃烧室和加力燃烧5.3.1燃烧室结构与工作过程燃烧室主要有三种结构形式。一种是分管燃烧室，如图5-28(a)所示，这种燃烧室由多个单独的燃烧管组成，每个燃烧管都有独立的进气、喷油和燃烧系统，通常沿发动机圆周均匀分布，各燃烧管通过联焰管相连，以实现点火火焰传播和压力均衡。分管燃烧室结构简单、便于维护，适用于技术水平相对较低、推力要求不高的发动机，多在早期的航空发动机中采用。另一种是环管燃烧室，如图5-28(b)所示。其结构是在一个环形的外壳内，沿圆周方向布置多个火焰筒，火焰筒通过联焰管相连。这种燃烧室在中等推力、中等涵道比的民用和军用发动机中较为常见，广泛应用于20世纪中后期的航空发动机，如美国的JT3D、JT8D等发动机。还有一种是环形燃烧室，如图5-29所示，它是一个完整的环形腔室，没有单独的火焰筒，燃烧空间连续。通常由外环、内环和头部组成，头部有燃料喷嘴和空气旋流器等部件。空气从头部进入，通过旋流器形成旋转气流，与燃料充分混合后在环形空间内燃烧，燃烧过程更加均匀和稳定。环形燃烧室适用于对推力、燃油效率和可靠性要求极高的先进发动机，广泛应用于现代高性能航空发动机，如美国的F119、F135发动机及欧洲的EJ200发动机。(a)分管燃烧室(b)环管燃烧室图5-28分管燃烧室和环管燃烧室5.3.1燃烧室结构与工作过程图5-29环形燃烧室图5-30展示了典型的燃烧室结构。燃烧室的主要功能是通过燃料的燃烧为气流增加焓值。由于燃料以液态形式喷射，且需要在相对紧凑的空间内完全、稳定地进行燃烧，因此引发了许多问题，诸如：液态燃料需要在离喷油嘴附近雾化并与空气混合，且要在各种不同的气流条件下保持稳定；燃烧产物与空气的排出混合物必须达到所需的温度水平和均匀度，以确保涡轮叶片能够承受；燃烧室需要将总压损失降至最低，同时承受热负荷和压力负荷。发动机工作时，经过高压压气机压缩的空气进入燃烧室后，在向后流动的同时与喷嘴喷出的燃油混合燃烧。在发动机起动时，混合气由点火装置产生的火花点燃；起动后点火装置不再工作，新鲜混合气全靠火焰的回火引燃。而稳定燃烧的条件是燃烧时的气流速度等于火焰的传播速度，因此必须采取措施降低空气的流速，并提高火焰的传播速度。图5-30典型的燃烧室结构5.3.1燃烧室结构与工作过程因为燃烧室的截面积有限，进入燃烧室的气流速度很大，一般为120~180m/s，所以燃烧室前部的通道通常设计成扩散型，这可使气流升压降速，速度降至40~60m/s。即使如此，燃烧室内气流的平均速度也仍然较大，因此要采用旋流器进一步降低空气流的轴向速度。旋流器安装在喷油嘴外环，空气流过旋流器时产成旋转运动，气流被离心力甩向四周，从而在燃烧区中心形成低压区。于是火焰筒四周的空气及后部一部分高温燃气便向低压区回流，形成稳定的点火源。同时，燃料也被设计成旋流喷射。旋流不仅增加了切向动量，使燃料容易雾化，还促使燃料与空气更快地混合，从而实现短距离内的混合与燃烧。最后，为了保证稳定燃烧，还采用了分股进气的方法：只有一小部分(约20%)的空气直接喷入火焰筒，其余空气则被送入火焰筒与外壳之间的环形区域，并在下游位置作为冷却空气进入燃烧室。这种方式有两个好处，一是能够保证燃料在接近于化学恰当比的条件下燃烧，二是可以有效地冷却燃烧室。化学恰当比是最有利于稳定燃烧。将少量的空气喷入燃烧区可以使局部的空气燃油比接近最佳值(约15∶1)。此外，燃料与空气燃烧的火焰温度超过2200K，很少有材料能够长时间承受这种热负荷；因此，来自压气机的冷却空气通过火焰筒的孔被送回燃烧室，以降低整体温度。尽管这个“稀释”过程降低了温度，但总滞止焓保持不变。5.3.2旋流器与喷雾图5-31旋流器及下游由旋流引起的回流在燃烧室入口和燃料喷嘴处，利用旋流可强化燃料与空气的混合。旋流可以通过轴流中的旋流叶片产生(图5-31)，其作用在于改变气流方向，引导其沿径向流动。常用旋流数SN

评估气流中的切向动量，有式中

Gθ———角动量的轴向通量，代表流体绕轴旋转的趋势，Gz———轴向动量通量，代表流体沿轴向流动的趋势，Ro———旋流器的外半径；Ri———旋流器的内半径。5.3.2旋流器与喷雾但式(5-44)的计算需要旋流叶片上详细的速度数据，这通常很难准确获取。因此，假设轴向速度与切向速度之间的夹角和旋流叶片的角度θ

相同，那么旋流数可估算为当SN<0.4时，旋流较弱，且不存在回流；当SN>0.6时，切向动量足够强，气流向外扩散，在中心区域产生的低压会将气流向内吸引，从而在轴线附近形成一个回流区(图5-31)。这种回流能够有效促进燃料与周围空气的混合。因此，燃烧室主燃区的燃料喷嘴周围会使用旋流叶片的设计。图5-32展示了典型的燃料喷嘴。喷嘴将液态燃料以细微的雾滴形式喷入燃烧室。图5-32表明，喷嘴内也采用了旋流，它将燃料分散开来，这样锥形的液膜在短距离内就能很容易地破碎成更小的液滴。对于给定体积的燃料，小液滴能提供更大的表面积，从而实现快速蒸发和掺混燃烧。图5-32燃料喷嘴5.3.2旋流器与喷雾虽然在燃烧室中，由于主燃区的强旋流作用，液滴速度的影响极小，但为了描述喷射出的燃料特性，需要给出液滴尺寸和速度的统计数据。液滴尺寸既可以用平均值表示，也可以用尺寸分布来表示。对蒸发和燃烧过程而言，相关的液滴尺寸是Sauter平均直径(SMD)，即式中

di———第i个液滴的直径；ni———直径为di

的液滴数。SMD具有一个实用特性，即具有该直径的液滴群，其总表面积与喷雾中具有不同粒径的液滴群的总表面积相同，总体积也相同。因此利用SMD可以对燃料喷雾的蒸发速率给出一个平均估算值。无论是通过实验方法还是计算方法，确定液滴尺寸及尺寸分布都并非易事。虽然存在一些经验公式和理论，但需要根据具体的喷射条件做进一步的阐释和验证。在主燃烧室中，经常使用压力旋流喷嘴，为此这里给出一个计算“单级”旋流喷嘴SMD的经验公式以示说明。5.3.2旋流器与喷雾式中

σ———表面张力；μ———动力黏性系数；ρ———密度；Δp———喷嘴压降；t———喷嘴出口的液膜厚度；θ———雾化锥半角；下标A———空气；下标L———液体。式(5-47)表明：较大的喷嘴压降、较小的液体表面张力和黏度都会使SMD变小，较大的喷雾角度也会导致平均直径变小。一旦估算出SMD，喷雾液滴的尺寸分布就可以用液滴直径d的概率密度P(d)来表示。液滴尺寸分布图给出了不同液滴尺寸区间内预期的液滴数量，如图5-33所示。例如，可以根据测量得到的液滴尺寸数据，统计某个给定尺寸区间内的液滴数量，然后用液滴总数进行归一化处理，从而确定液滴尺寸分布。常见的液滴尺寸分布表达式包括Rosin-Rammler分布和对数正态分布。对燃气轮机燃烧而言，液滴尺寸分布范围较窄，且以设计的SMD为中心分布，这是因为较大的液滴往往是实现完全燃烧的限制因素。根据液滴尺寸分布，可以计算出各种平均液滴尺寸。图5-33液滴尺寸分布5.3.3燃料燃烧与加热过程航空发动机燃料的成分相当复杂(由250多种不同的碳氢化合物组成)，其复杂性取决于燃料类型和生产过程，甚至贮存条件。其主要成分是碳氢化合物，沸点介于120℃~240℃，挥发性比柴油强、比汽油弱。我们可以回顾一下表4-2中所列的几种燃料，其沸点、密度、闪点和热值是人们感兴趣的参数。闪点是指在一个大气压下，燃料能被火花源点燃的温度。虽然它不是一种精确的热属性，但却是衡量燃料安全贮存与火灾和爆炸危险的指标。可以看到，JP-5具有较高的闪点，这是因为舰载防火安全要求比陆基要求得更为严格；而JP-4的沸点和闪点都非常低，这是因为较低的闪点有助于燃料在发动机内快速蒸发和与空气的高效混合，实现快速点火和稳定燃烧，满足战斗机在各种复杂飞行条件下迅速响应的需求。在燃烧分析中，最重要的燃料特性是燃料热值和火焰温度。根据热力学第一定律和能量守恒定律，可知在稳态燃烧条件下，燃烧产物的总焓必然等于反应物的总焓(参见1.2.7节)。设下标i表示燃烧室入口，e表示燃烧室出口，有对于燃烧过程，反应系统中包含若干组分，若设组分序号为

j，则有

5.3.3燃料燃烧与加热过程所以式(5-48)可以展开为若反应物温度等于参考温度Tref=298K，则式(5-51)可以改写为因此，出口处的温度会因燃烧而升高。这种表观热量称为燃烧热，产生的原因是反应物的生成焓高于产物的生成焓。也就是说，燃料分子中的化学能会在燃烧过程中释放出来。燃烧焓或燃烧热的定义是反应物和产物的生成焓之差，即式中

nfuel———燃料组分的摩尔数。当以质量为单位时，就得到燃料的热值为式中MWfuel———燃料的等效分子量。5.3.3燃料燃烧与加热过程【例题5-4】根据燃料C8H18

的反应方程，计算其热值和常压燃烧温度。反应方程式为解：根据求热值的公式，有因为

5.3.3燃料燃烧与加热过程根据等压燃烧的产物总焓等于反应物总焓来求解燃烧温度。设反应物的初温等于参考温度(298K)，则入口反应物的总焓为而出口产物的总焓为注意式中各种组分的显焓是温度的函数。若假设出口温度Te=900K，则根据热力学参数表(https：///)可得出口的气流总焓为-755702kJ，它小于入口反应物的总焓；若假设Te=1000K，则可得出口的气流总焓为-62416kJ，大于入口反应物的总焓。因此，可以进行插值，求得近似的常压燃烧绝热火焰温度为962K。5.3.3燃料燃烧与加热过程

理论空气流量是单位流量燃料完全燃烧所需要的空气流量。涡轮发动机所用的喷气燃料的理论空气流量约为14.7kg/s。余气系数α<1表示富油燃烧，α>1表示贫油燃烧，余气系数的大小表明了贫油和富油的程度。发动机正常燃烧的余气系数一般为3.5~4.5。5.3.4燃气的掺混在燃气涡轮发动机中，只有一小部分空气质量用于燃料的燃烧，其余部分则作为产生推力的“动量”来源。在燃烧室中，大量过剩的空气被用于稀释和冷却燃烧气体，同时其自身也被加热，在燃烧室出口形成温度较均匀的高焓气体，准备对涡轮做功。我们可以根据能量平衡来估算稀释空气对燃烧室出口温度(即涡轮入口温度)的影响。

5.3.4燃气的掺混

流量系数受多种因素影响，包括孔的形状(圆形或矩形)、孔间距、旋流及环形气流速度。流量系数主要与通过孔的质量流量和环形通道的质量流量之比α，以及通过孔的射流动压和环形通道的气流动压之比K

有关，即

5.3.4燃气的掺混如上所述，火焰筒通孔的作用是依次引入稀释空气，以便将涡轮入口温度降至可接受水平。然而，环形通道气流与燃烧室气流之间的混合并不理想，燃烧室出口处可能会存在一定的温度差异。温度分布的任何变化都意味着目标温度可能出现超调，对涡轮的可靠工作和叶片寿命产生影响。衡量温度均匀性偏差的指标称为温度分布系数(OTDF)，其定义为

温度分布系数为零难以实现，通常要求OTDF值在0.25~0.35范围内。在无法实现温度完全均匀的情况下，次优选择是在涡轮叶片叶根(此处机械应力最大)和叶尖(此处最难进行涡轮冷却)处提供相对较低的温度。这通常用径向温度分布系数RTDF(RadialTemperatureDistributionFactor，美国称之为ProfileFactor)来衡量。

5.3.4燃气的掺混图5-34给出了燃烧室出口RTDF沿径向变化的曲线。从图5-34中可以看到，叶尖和叶根的温度最低，RTDF的最大值出现在约2/3相对高度处。这是因为研究表明：当涡轮入口最高温度出现在距离叶尖1/3处时，可以使整个涡轮叶片趋近等强度分布，符合设计原则。图5-34燃烧室出口径向温度分布系数5.3.5加力燃烧室加力燃烧室主要用于军用航空发动机，它可以在短时间内大幅提升发动机推力，从而增强飞机的机动性。对于大部分发动机，较不加力时推力可提高约50%；对于涡扇发动机，提升幅度可达70%以上。在高空高速飞行时，采用加力燃烧室甚至可使推力增加1~2倍。打开加力燃烧时，相应的耗油量会增加2倍以上，因此加力燃烧室仅可短时使用，一般仅在起飞、爬升和急剧加速等工作状态时开启加力燃烧模式。加力燃烧室的作用是在保持发动机最大转速和涡轮前燃气温度不变的情况下，将燃油喷入涡轮后的燃气流中，燃油利用燃气中的剩余氧气再次燃烧，以加大从尾喷口喷出气体的速度和流量，达到增加推力的目的。当使用加力燃烧室时，为了保持涡轮前各部件的工作状态不变，必须同时加大尾喷口的排气面积，以适应燃气比容的增加。因此，凡是带有加力燃烧室的发动机都必须与可调节尾喷口协同工作。图5-35为带加力燃烧室的典型军用涡扇发动机结构简图和照片。加力燃烧室位于发动机主机后部，由扩压、燃烧和排气三部分组成。在加力燃烧室工作时，不应对上游产生影响。需要指出的是，用于涡喷发动机和涡扇发动机的加力燃烧室在结构设计和燃烧组织方面有所不同。涡喷发动机的加力燃烧室在流出涡轮的高温燃气中组织燃烧，而涡扇发动机的加力燃烧室则在涡轮排气与外涵道新鲜空气的混合气中组织燃烧。因此，前者是单流路扩压器，而后者则是双流路扩压(混合)器。5.3.5加力燃烧室图5-35涡扇发动机加力燃烧室结构5.3.5加力燃烧室加力燃烧室的扩压器与主燃烧室部分的扩压器作用相同。由于涡轮排气的速度太大，如果直接燃烧，不仅加热损失大，而且难以实现稳定燃烧，因此需要采用扩压器减速增压。气流经减速增压后，速度降到120~180m/s。但仍然难以在如此大的气流速度下实现稳定燃烧，因此还需要火焰稳定器。火焰稳定器是加力燃烧室的核心部件之一，它可以保证加力燃烧室内的稳定燃烧。一般要求火焰稳定器的总压恢复系数不低于0.97。最常见的火焰稳定器是V形稳定器，其下游能够产生局部回流，以维持火焰稳定。当加力燃烧室工作时，燃油的消耗量很大，同时燃油流量的变化范围也很宽。例如从小加力到全加力，供油量的变化幅度可达8~10倍，相应的供油压力变化幅度为64~100倍，这就对供油系统提出了很高的要求。为了解决供油压力变化大的问题，可采用分区供油的方法，即把加力燃烧室分成若干个区域，每个区域单独供油。小加力时，只有一个供油区工作，当从小加力逐渐向全加力状态过渡时，各个供油区按照预先设定的规律依次工作。与主燃烧室相比，进入加力燃烧室的气流温度高。这对点火是有利的，但气流速度大、压强低、氧含量低，又给点火带来了很大困难。涡喷和涡扇发动机的加力燃烧室在结构和燃烧组织方面存在差异，在点火方面也有所不同。对于涡喷发动机，涡轮通常处于临界状态，因此加力点火对上游部件没有影响。而涡扇发动机的外涵道是非临界状态，当打开、关闭或改变加力比时，所产生的压强脉动会通过外涵道传至风扇和压气机。如果压强脉动过大，则会造成风扇和压气机的喘振。因此对于涡扇发动机，要求其能在很小的点火油气比下打开加力，然后再逐渐增大加力比至所需工作状态，从而避免过大的压强振荡。这种点火方式称为软点火。为了实现软点火，不能仅靠普通的V形火焰稳定器，通常采用各种类型的值班火焰稳定器。例如F100-F发动机采用的就是直射式值班火焰稳定器。加力燃烧室的燃气温度可达2200K，远远超过了金属材料的耐温极限，因此必须采取热防护措施。另外，由于加力燃烧是在加力筒体内进行的，在边界上缺乏声耗散机制，故加力燃烧室中易发生振荡燃烧。为了解决上述问题，在加力燃烧室中采用了由隔热材料制作的带有吸声孔的防振隔热屏。它不仅起到隔离高温燃气、保护加力筒体的作用，而且可以抑制燃烧的不稳定。5.4涡

轮5.4.1结构与冷却根据涡轮在流道中的位置和功能，可将其分为高压涡轮、低压涡轮和动力涡轮等。在涡扇发动机中，用于驱动高压压气机转子的涡轮，由于处于压强和温度较高的流道位置，被称为高压涡轮；而用于驱动风扇转子或低压压气机转子的涡轮，处于压强较低的位置，被称为低压涡轮。在涡桨或涡轴发动机中，用于向螺旋桨或旋翼输出轴功的涡轮为动力涡轮或自由涡轮。按照涡轮中燃气的流动方向进行分类，可将涡轮分为轴流式和向心式两种。但除了少数小功率的发动机外，现代航空燃气涡轮发动机几乎都采用轴流式涡轮。因此仅介绍轴流式涡轮。航空燃气轮机采用的轴流式涡轮是冲击-反力式涡轮，如图5-36所示。导向器和涡轮叶片通道都是收敛型的，燃气在导向器内和工作叶轮内都要加速。图5-36冲击-反力式涡轮5.4.1结构与冷却由于从燃烧室出来的燃气温度很高，即使涡轮叶片采用了耐高温合金材料，也仍然难以长期耐受高温，因此必须对涡轮叶片进行冷却。一般是综合采取多种冷却措施：对流冷却、气膜冷却和冲击冷却，如图5-37和图5-38所示。图5-37对流冷却和气膜冷却图5-38冲击冷却5.4.1结构与冷却在早期的发动机中，叶片仅采用最简单的对流冷却。需要冷却的叶片是空心的，在叶片内形成若干专门的通道。最简单的形式为叶身从根部至顶部有若干个直孔通道，冷却空气从叶根引入，经过叶身，通过与内壁面的对流换热带走热量，再由顶部甩出，能冷却的温度一般为200℃~250℃。叶身中通孔的形状可以是圆形、扁形或异形；其中异形孔换热面积最大，效果最好，扁形孔次之。气膜冷却可以进一步增强冷却效果。冷却空气经由涡轮叶片上的小孔流出，在叶片表面形成贴壁流动的气膜，气膜阻止热燃气与叶片材料直接接触。气膜冷却是最有效的冷却方法，冷却效果比对流冷却好得多。因为冷却空气在叶片内部流动时也伴随着对流冷却，该冷却方法可以用最少的冷却空气流量达到最优的冷却效果，一般可使温度降低400℃~600℃。但是这种方法的缺点是加工小孔非常困难、制造工艺复杂，成本很高，叶片强度也会受到一定的影响。需要指出的是，冷却气膜会影响叶片表面的流动，为避免产生损失，气膜孔在叶片上的位置分布很重要。气膜孔通常布置在叶片的压力面，这样易于形成气膜，且附壁距离较长，冷却面积较大。如果气膜孔布置在吸力面，则易使冷气脱流，使流动损失增大；尤其在靠近出气边的吸力面(叶背面)，燃气流已接近或处于脱流状态，如果再吹以冷气则很可能使脱流加剧，损失增大。冲击冷却(或称喷射式冷却)对工作叶片来说是较好的冷却方法。冷却空气首先流进由导流片构成的空心管内(管上有许多小孔)，然后通过管壁上的小孔喷射并冲击叶片内壁，最后从叶片后缘流出，与热燃气汇合。这种冷却方式本质上是强迫对流换热，可以提高对流换热系数。需要说明的是第一级导向叶片首先接触从燃烧室来的燃气，温度最高，故同时采用对流、冲击及气膜冷却；第一级工作叶片也如此。但是，第二级导向叶片接触的燃气温度已经降低，故多采用对流冷却和冲击冷却；而第二级工作叶片接触的燃气温度更低，通常仅用对流冷却即可。通过这些冷却方法的组合使用，可以使制造成本、涡轮效率和使用寿命达到较好的平衡。5.4.2热力学分析如图5-39所示，涡轮的工作过程与压气机相反，流体的热能被转换成涡轮的轴功输出。涡轮或涡轮级的等熵效率定义为图5-39涡轮膨胀过程T-s

图由于涡轮中也有类似压气机中的摩擦、流动分离等损失，因此ηt<1。但是由于压力梯度高，涡轮中的流动分离问题要轻得多。由式(5-63)可以看出，只需测得输入截面和输出截面的温度和压强，就可以得到涡轮的效率，进而可估算涡轮的输出功率。图5-40涡轮级的速度三角形图5-40展示了典型的涡轮级及其速度三角形。当气流穿过转子叶片时，切向速度会减小，这种动量差被用来“推动”涡轮叶片，使涡轮旋转并产生动力。而在压气机中，转子的作用是使切向速度增大。因此，通过转子的结构及相应的速度三角形，我们可以很容易地判断该过程是输入功(压气机)还是输出功(涡轮)。涡轮中的静子引导气流并且降低静压。我们可以根据速度三角形的数据来计算涡轮级的功，有5.4.2热力学分析同样，对于更大的圆周速度u

和切向速度变化量Δcθ，每级所做的功会更多。与压气机类似，圆周速度u

受马赫数及最大许用应力的限制。由于涡轮的工作温度更高，其最大许用应力比压气机要低得多。另一方面，在涡轮中可以实现大得多的切向速度变化量，且不会引发气流问题，这是因为涡轮中存在有利的压强梯度。图5-40中的速度三角形具有典型性，气流在穿过转子时，其切向方向发生了反转。衡量涡轮机级性能的一个指标是涡轮功比，它定义为对于给定的质量流量(在横截面积给定的条件下，cza

也确定了)，通过增大αa

并减小αb，可使ws