发动机原理第4章.ppt

1、第四章,发动机部件 的共同工作和控制规律,安装于飞机使用时导致发动机工作偏离设计状态原因: 飞行条件（高度、速度） 油门位置（油门杆角度） 控制规律 大气条件（气候变化、机场海拔高度等） 称发动机偏离设计状态下的工作为非设计点 非设计点的发动机性能决定于各部件的共同工作 共同工作各部件相互影响相互制约关系 研究共同工作的目的 发动机工作过程主要参数（风扇/压气机增压比和稳定裕度、涡轮前温度、空气流量、燃油流量、各部件效率等）随飞行条件、大气条件以及油门操纵杆位置的变化关系,第一节 几何不可调节单轴涡喷发动机部件的共同工作,一、共同工作及共同工作线 各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用和影响

2、称为“共同工作” 各部件必须满足的共同工作条件： 质量流量平衡 压气机与涡轮功率平衡 压气机与涡轮物理转速相等 压力平衡,压气机与涡轮流量平衡,压气机进口空气流量与涡轮导向器喉道燃气流量的关系 涡轮导向器处于临界 或超临界时: q(nb)=1 获得： 增压比、温度比和发动机流通能力 q(2)的关系,压气机进口空气流量与涡轮导向器喉道燃气流量的关系 涡轮导向器处于临界 或超临界时: q(nb)=1 获得： 增压比、温度比和发动机流通能力 q(2)的关系,当温度比取某一等值时，发动机流通能力与增压比成正比 温度比越高，等值线越陡 当进气温度一定时，提高涡轮前温度将导致压气机工作点移向喘振边界,压气

3、机与涡轮功率平衡,单位压气机功 单位涡轮功 功平衡,压气机所需功率与涡轮前温度、涡轮膨胀比的关系 当飞行条件变化引起压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度或涡轮膨胀比 调节燃烧室供油量加热量涡轮前温度 调节涡轮导向器或喷管喉道面积涡轮膨胀比 否则功率不平衡将导致转子转速难以维持方式,功平衡 流量平衡,发动机共同工作方程,当膨胀比=常数 功平衡方程 流量平衡方程 两式联立消去温度比获得： 共同工作方程 ,涡轮与尾喷管共同工作,涡轮导向器 喉道截面流量 尾喷管 喉道截面流量 流量连续条件 引入多变指数 kT 涡轮和尾喷管临界状态或超临界时： q(nb)=1；q( cr) =1 且Anb、

4、Acr固定不变 T=常数,共同工作方程 式中参数均为压气机特性参数 连接压气机特性图上所有满足共同工作方程的点 共同工作线,发动机共同工作线,一台几何不变的发动机，当尾喷管处于临界工作状态 无论飞行条件或发动机工作转速如何变化 发动机的共同工作点总在共同工作线上移动 共同工作线与每一条等相似转速线（ const）有唯一交点,共同工作线,等相似转速线,发动机共同工作线,当飞行条件一定时： 转速增加，工作点沿工作线右上移 转速降低，工作点沿工作线左下移 当转速一定时： 飞行M数增加，工作点沿工作线左下移 飞行高度增加（低于11公里），工作点沿工作线右上移 飞行条件、转速变化归结为 ncor,发动机

5、共同工作线,当A8 (即Acr)变化时，引起涡轮膨胀比变化，共同工作线移动， A8 越大，越远离喘振边界；反之，A8 越小，越靠近喘振边界。,涡轮膨胀比随尾喷管喉道截面积成正比变化 为维持功平衡，涡轮前温度必须变化 涡轮前温度变化引起共同工作点移动 A8 减小，工作点移向喘振边界 A8 增大，工作点远离喘振边界,尾喷管进入亚临界状态,当尾喷管进入亚临界状态时，对应每一个飞行M数有一条共同工作线，M数越低，越靠近喘振边界 因为飞行M数越低 q（8）和T越小,设计点压气机增压比对共同工作线的影响,当ncor减小时，由于在非设计条件下压气机前后级气动参数与几何参数不协调，出现“前重后轻”、“前喘后涡

6、”的现象。 当压气机设计增压比越高、级数越多时，这种不协调现象越严重,前面级,后面级,压气机增压比设计值对共同工作线的影响,图中分别表示压气机设计增压比值为12、6、3时，喘振裕度相对值和压气机相对功随相似转速的变化,发动机与进气道共同工作,共同工作条件 流量平衡,当给定飞行M0和发动机工作状态q(2)时，超音速进气道总压恢复系数与流量系数成正比，在超音速进气道特性图上为一条直线，该线与进气道特性线的交点即发动机与进气道的共同工作点（如d点）， q(2)变化使共同工作点移动至b点或a点,当发动机工作点沿工作线移动时，压气机流通能力q(2)变化，导致进气道出口反压变化: 对超音进气道在超音速飞行

7、时，将影响结尾正激波的位置，改变进气道和发动机的共同工作点 对亚音进气道将影响进口流量系数变化,亚音进气道,超音进气道（M01）,发动机与进气道共同工作,重要结论,压气机与涡轮流量平衡条件： 提高涡轮前温度不仅对热端部件产生影响，还将影响压气机喘振裕度 压气机与涡轮功率平衡条件： 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 涡轮与尾喷管流量平衡条件： 在几何固定、涡轮和喷管处于临界状态时，涡轮膨胀比基本不变 发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程可表示在压气机特性图上而获得共同工作线 无论飞行条件或发动机工作转速如何变化，

8、发动机的工作点总在共同工作线上移动，移动方向取决于相似转速的变化 当尾喷管喉道截面A8变化时，引起涡轮膨胀比变化，共同工作线移动， A8 越小，越靠近喘振边界 压气机设计增压比影响共同工作线的走向，特别是高设计增压比的发动机在低相似转速工作时，将使压气机喘振裕度减小，因此必须采取防喘措施,第二节,单轴涡喷发动机控制规律,一、控制规律的意义和目的,由各部件共同工作关系，发动机工作点构成共同工作线，但即使已知飞行条件，仍不能确定发动机在共同工作线上的哪一点工作 为控制共同工作点在工作线上的落点，必须对发动机进行控制 控制目的： 最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机 满足飞机在不同飞行条件下的要求

9、 确保发动机工作安全 便于驾驶员操作，设计为自动调节装置,共同工作关系式,由共同工作条件和压气机特性，在给定飞行条件，且涡轮和尾喷管均处于临界和超临界状态时： 当A8 A8d获得共同工作线 还需要且只需要补充一个条件，共同工作点被唯一确定 补充的条件即被控制参数,压气机特性,下标d表示设计点,二、控制规律,被控制参数随飞行条件、油门位置、大气条件的变化规律称为控制规律（或调节规律） 种类 中间推力状态（不加力最大） 加力状态 最大推力（全加力）状态 部分加力状态 小加力状态 节流状态,三、中间状态控制规律,目的： 在任何飞行条件下，控制发动机，使其尽可能发出不加力条件下最大推力 三种可能的控制

10、规律 n = nd， A8=C Tt4 = Tt4d， A8=C n = nd， Tt4 = Tt4d,下标d表示设计点值,不加力条件下最大推力,推力正比于Fs和Wa 影响单位推力的主要参数：c和Tt4 c和Tt4又关系到最大气动负荷和热负荷 由共同工作线知： c和Wa又正比于n n则又可反应发动机的最大机械负荷 因此常选择n或Tt4作为发动机的被控制参数,1. n = nd， A8=C,当飞行条件变化 wf n = nd n 被控制参数 wf 控制量(调节中介) 共同工作点的确定 ncor与共同工作线的交点 Tt4将随飞行条件变化 对于高设计增压比的发动机，随飞行M0增加，因压气机消耗的功增

11、加，为维持功平衡及转速，Tt4提高，推力相对较大，但存在超温危险,nnd,n=nd,2. Tt4 = Tt4 d， A8=C,当飞行条件变化 wf Tt4 = Tt4 d Tt4被控制参数 Wf 控制量 共同工作点的确定 等温比线与共同工作线的交点 n将随飞行条件变化 对于高设计增压比的发动机，随飞行M0增加，因压气机消耗的功增加，功平衡不能维持，转速将降低，推力相对较小，性能潜力不能得到充分发挥,讨论,几何不可调节发动机，尽管采用不同控制规律，但共同工作线相同； 同样设计的发动机，若采用不同的控制规律，即使在同样的飞行条件下，由于工作点在共同工作线上的落点不同，性能不同； 例如：p点为发动机

12、的设计点 c12，Tt4d1600K， nd12000rpm， 飞行Ma02，H11km 对应的Tt2389k 当采用nnd的控制规律， ncor0.86，Tt4Tt4d,，A点; 当采用Tt4 Tt4d的控制规律， nnd， ncor0.86，B点; 控制规律的制定将决定最终所获得的发动机性能，因此控制规律的设计至关重要。,3. n = nd， Tt4 = Tt4 d,当飞行条件变化 A8 n = nd wf Tt4 = Tt4 d n 、 Tt4被控制参数 wf 、 A8 控制量 A8将随飞行条件变化（如何变化？）,3. n = nd， Tt4 = Tt4 d,A8随飞行条件变化 随飞行M

13、数压气机消耗的功发生变化，为维持转速不变的控制规律，涡轮功必须相应变化 在控制涡轮前温度不变的条件下，只有通过改变A8使涡轮膨胀比变化使涡轮功与压气机功保持平衡关系,直接监测涡轮前温度有一定困难（测量装置的承受高温的程度、温度场分布的不均匀度等），常通过控制涡轮出口温度的方法，间接监视涡轮前温度 其次需设计调节机构使尾喷管喉道截面积连续可调，增加了尾喷管结构的复杂性 第一种控制规律应用较为普遍 n = nd const，A8const 保持转速，可以尽可能获得最大推力 某些飞行条件下，可能超温，因此必须采用超温保护装置,四、加力状态控制规律,1. 加力发动机的A8必须可调 尾喷管与涡轮 流量连

14、续 kT-多变膨胀指数 如果A8不可调： 因TtabTt5 加力使 涡轮膨胀比 减小,加力发动机的A8必须可调,膨胀比减小原因： 发动机接通加力后，尾喷管的进口总温由Tt5提高到Ttab，燃气比热容增加，密度减小 如果不放大A8，则必然引起加力燃烧室内燃气质量堆积，涡轮出口反压增加，导致涡轮膨胀比T减小 T减小引起主机各部件共同工作关系发生变化 或难以维持发动机原有工作转速而下降 或为维持转速增加涡轮前温度，造成热端部件超温 压气机工作点移向喘振边界，致使喘振等危险情况发生,复燃加力发动机的尾喷管喉道截面面积必须设计成可调节,复燃加力发动机的A8必须可调,为保持发动机主机工作点不因开加力而变化

15、，开加力同时必须尾喷管喉道A8调大，且加力温度越高， A8开得越大,2. 加力状态控制规律,一种典型的控制规律： 复燃加力时 将A8 A8ab=常数 n= 常数 T = 常数 wf n= 常数 wf.ab T = 常数 特点： 加力时共同工作线不变 Tt4和Ttab将随飞行M数增加而增大,第三节 双轴涡喷发动机 部件的共同工作,转速降低或飞行Ma数增加Tt2增加，引起单轴涡喷发动机工作点沿工作线左下移动, 喘振裕度减小。特别是高设计增压比(大于12)， 稍偏离设计状态时稳定工作裕度过小 解决措施之一：将高设计增压比的压气机分成两个或三个，分别由各自的涡轮带动，构成双转子或三转子发动机 目的 防

16、喘,一、工作特点（防喘机理）,1. 压气机工作特点 例如: 当物理转速不变， 进气总温增加时，相似转速降，从共同工作线知，增压比减小，后面级原来按设计增压比设计的流通通道显得过小，气流速度发生变化： 前面级:C1a 下降， 后面级:C1a 流速增加 各级转子进口速度三角形发生变化。,前面级,扭速,C1a +i Wu,+i,白色设计状态,C1a -i Wu ,后面级,单轴涡喷发动机的压气机工作特点,双轴涡喷发动机压气机工作特点,高、低压压气机功的比值 LcL/LcH变大 前“重”后“轻” （物理转速下降同样导致动叶进口速度三角形的两个直角边不成比例变化，发生前“重”后“轻”现象。）,2. 涡轮工

17、作特点,尾喷管临界或超临界时 高、低压涡轮膨胀比不变 高、低压涡轮功比值 LTL/LTH不变 尾喷管亚临界时 引起低压涡轮膨胀比先减小 高、低压涡轮功比值LTL/LTH变小,高、低压涡轮膨胀比,HPT与LPT流量平衡条件 LPT与尾喷管流量平衡条件 当发动机几何不变，高低压涡轮及尾喷管均处于临界或超临界状态：高、低压涡轮膨胀比均等于常数,3. 防喘机理,当相似转速下降时： 压气机 LcL/LcH变大 涡轮 尾喷管临界或超临界: LTL/LTH 不变 尾喷管亚临界: LTL/LTH 变小 必然导致各转子的转速发生变化： 低压转速减小, 切线速度减小 攻角由正 0 高压转速增加, 切线速度增加 攻

18、角由负 0,低压压气机,白色设计状态,高压压气机,双轴发动机防喘机理,当相似转速下降时，引起高、低压压气机与高、低压涡轮之间的功率不相平衡，自动调整各自的转速，使气动三角形近似保持与设计状态相似，消除了叶背的分离，因此防止喘振发生。 转差率= n2 / n1，该值越大，喘振裕度越大,二、双轴涡喷发动机的共同工作,共同工作条件 质量流量平衡 功率平衡 转速相等 压力平衡 共同工作方程 共同工作线,低压转子共同工作方程,LPC与LPT 流量平衡 功率平衡,(a)高压转子共同工作线,(b)低压转子共同工作线,高压转子共同工作线 因低压转子共同工作方程中多一项（CH），为获得低压转子共同工作线需利用高

19、低压压气机流量平衡条件：Wa2.5 Wa2,双轴发动机共同工作特点,与单轴相比 高压转子共同工作与单轴相类似 低压转子共同工作方程中，多一项高压压气机增压比，因此低压转子共同工作将受高压转子工作的影响 当ncor下降时，高压和低压压气机增压比均下降 高压压气机增压比降低使q(2.5)下降，低压压气机流通不畅，低压转子共同工作线的走向更靠近喘振边界线,双轴涡喷发动机共同工作线的讨论,当发动机几何不可调时，涡轮及尾喷管均处于临界或超临界时 高压转子和低压转子分别在高压压气机和低压压气机特性图上各有一条共同工作线 外界条件变化（飞行条件、大气条件）和发动机油门变化，发动机共同工作点在其共同工作线上移

20、动，且高压和低压的工作点有唯一对应关系 当发动机几何不可调时，只有一个控制量Wf，故只能选择一个被控参数（低压转速n1或高压转速n2或涡轮前温度Tt4），无论选择哪个作为被控参数，共同工作线相同 调整尾喷管最小面积A8时对低压共同工作线的位置有影响,调节A8对共同工作线的影响,当尾喷管、低压涡轮处于临界或超临界状态时，调节 A8 对高压转子共同工作线基本不产生影响 调节 A8 对低压转子共同工作线的影响是： 调大 A8 时，共同工作线上移 调小 A8 时，共同工作线下移 与单轴恰好相反,调节A8对共同工作线的影响,以给定飞行条件和n1（n1cor一定）为例： 当A8 ，TL ，LTL LCL

21、， n1 有上升趋势 为维持n1 ，减少Wf， Tt4 ， Tt4.5 , LTL LCL 而Tt4 ， LTH ，n2 ，高压工作点沿高压转子共同工作线向左下移动，q(2.5) 结果： 转差率n2/ n1下降， q(2.5)使低压压气机后流通不畅，导致低压压气机工作点沿等n1cor线移向喘振边界 A8 ，低压压气机喘振裕度减小 给定n2具有相同的结果,第四节 双轴涡喷发动机控制规律,控制规律目的和分类与单轴相同 确保发动机工作安全的前提条件下尽可能发挥性能潜力 当发动机几何面积不可调时 只有一个控制量Wf 只能选择一个被控参数，可选择的被控参数： n1或n2或Tt4 选择哪个参数作为被控制参

22、数并不影响发动机共同工作线，但当外界条件变化时，工作点在共同工作线上的落点不同，主要参数不同，导致发动机推力、耗油率不同 中间状态（不加力最大推力）控制规律：确保工作安全条件下尽可能产生最大不加力推力，可以采用： 保持低压转子转速n1 n1d=const 保持高压转子转速n2 n2d=const 保持涡轮前总温Tt4 Tt4d=const 实现：通过调节燃烧室的燃油流量实现上述各控制规律,不同飞行高度速度变化可归结为Tt2变化，如飞行M数增加或飞行高度下降可导致Tt2增加，反之Tt2降低 当Tt2上升时，压气机工作特点： 低压压气机加“重”，低压转速有下降的趋势 高压压气机变“轻”，高压转速有

23、上升的趋势,当采用低压转子转速保持不变的控制规律时： 为保持低压转子转速不变，调节器主动加油，提高Tt4 ，增加低压涡轮功以维持与低压压气机功率平衡，涡轮前温度的增加使高压涡轮功增加，结果使本来就有上升趋势的高压转子转速上升更多,Tt2,n1,n2,Tt4,低空高速,高空低速,Tt2,n1,n2,Tt4,当采用高压转子转速保持不变的控制规律时： 为保持高压转子转速不变，调节器主动减油，降低Tt4 ，减少高压涡轮功以维持与高压压气机功率平衡，涡轮前温度的降低使低压涡轮功减少，结果使本来就有下降趋势的低压转子转速下降更多,高空低速,低空高速,Tt2,n1,n2,Tt4,当采用涡轮前温度保持不变的控

24、制规律时： 高、低压涡轮功基本保持不变，涡轮功不能适应高低压压气机前“重”后“轻”的变化，结果低压转子转速下降，高压转子转速上升,高空低速,低空高速,不同控制规律对推力变化的影响,组合控制规律（不同飞行段采用不同控制规律）,288,Tt2,Tt2b,Tt2a,n1,Tt4,n2,等换算转速控制,等n1转速控制,等涡轮前温度控制,等n2转速控制,A8可调时最大状态控制规律,wf Tt4= Tt4max = const A8 n1 = n1 max = const 如Ma0增加时，LPC加“重”，将调大A8，增加低压涡轮膨胀比提高低压涡轮功，达到维持低压转子功率平衡，保持n1 = n1 max c

25、onst的控制目标 因HPC变“轻”，在Tt4不变条件下，高压涡轮功富裕，因此n2增加 转差率n2/ n1增加有利于 防喘 高Ma0下，性能潜力发挥充分，但有高压转速超转危险 随飞行速度增加，要求A8连续可调,第五节 涡扇发动机共同工作、控制规律,共同工作条件（与涡喷相类似） 质量流量平衡 功率平衡 转速相等 压力平衡 共同工作方程 高压转子（与双轴涡喷发动机高压转子相同）,低压转子共同工作方程,分排涡扇 混排涡扇,共同工作方程推导步骤见教材P214-216,P222-223,混合器沟通了内涵和外涵，内、外涵流道相互影响 外涵流动状态受到内涵混合器进口压力变化的影响 外涵流动变化影响低压涡轮后

26、方的流通能力，进而影响到低压涡轮膨胀比,根据共同工作方程、风扇特性、高压压气机特性以及各部件流量平衡关系，将可在风扇特性图和高压压气机特性图上描述出发动机的共同工作线 共同工作线确定方法和步骤见教材P217,P223-226,涡扇发动机共同工作线,分排涡扇共同工作线上涵道比B的变化,涵道比定义 外涵流量 内涵流量 涵道比变化,随Tt2增加，共同工作点沿共同工作线下移，结果内涵流通能力q(2.5)下降更迅速，导致B增加,涵道比 外涵流量 内涵流量 涵道比变化,随Tt2增加，共同工作点沿共同工作线下移，结果内涵流通能力q(2.5)下降更快导致B增加,混排涡扇共同工作线上涵道比B的变化,分排涡扇发动

27、机( 因通常几何参数不可调) 控制量（调节中介） 燃油 被控制参数： 低压转速（如美国通用电器公司) 发动机压比Pt6/Pt2（如美国普惠公司) 混排涡扇发动机 控制量（调节中介） 主燃烧室燃油流量 对复燃加力涡扇：加力燃烧室燃油流量 A8 被控制参数： 组合控制规律,涡扇发动机控制规律,最大状态(加力) 控制规律可采用如下控制规律 飞行条件变化时发动机自动控制系统通过： 调节主燃烧室的Wf nL= nLmax=const 调节A8AB Tt4= Tt4max=const 调节加力燃烧室的WfAB minconst 加力燃烧室余气系数 这种控制规律有利于发挥发动机潜力，保证在任何飞行条件下获得

28、最大可能的加力推力,复燃加力涡扇发动机控制规律,最小总余气系数min1.15 太小则难以保持稳定燃烧 复燃加力涡轮风扇发动机的总余气系数为： L0理论空气流量 Wf为主燃烧室供油量 WaI和WaII是通过发动机内涵和外涵的空气质量流量，随飞行条件变化而变化 为了保持不变，必须调节加力供油量WfAB,复燃加力涡扇发动机控制规律,因为总余气系数不易测量，实践中一般通过控制WfAB/Pt3=f(Tt2)以间接地实现const 经推导得到如果保持 则可以近似保证总余气系数const 因Tt4和B均为Tt2的函数，所以保证const 的加力燃油控制规律给出形式：,复燃加力涡扇发动机控制规律,-31复燃加力涡扇发动机中间状态（不加力最大推力）控制规律,主燃油控制规律： 各飞行条件下产生尽可能大的不加力推力 进气总温 373K 排气温度 = f (进气总温 ) A8 = f (进气总温 ),主燃油控制规律与中间