航發(fā)原理第三章

第三章

渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的工作原理

發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)是一個(gè)復(fù)雜的過(guò)程，需考慮應(yīng)用對(duì)象、重量、成本、體積、壽命及噪音等諸多限制因素，需進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)下的一些參數(shù)優(yōu)化選擇，繼而進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能計(jì)算。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能將取決于設(shè)計(jì)狀態(tài)下各部件的熱力過(guò)程。 本章將介紹發(fā)動(dòng)機(jī)主要工作過(guò)程參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)單位性能參數(shù)的影響及設(shè)計(jì)點(diǎn)發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算方法。發(fā)動(dòng)機(jī)性能計(jì)算渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的主要單位性能參數(shù)

發(fā)動(dòng)機(jī)最重要的兩個(gè)單位性能參數(shù)：?jiǎn)挝煌屏Χx：Fs=F/qm

；單位燃油定義：耗油率sfc=3600qmf/F。 發(fā)動(dòng)機(jī)推力F通常由用戶給定，提高Fs可降低流量qm，這意味著將減少發(fā)動(dòng)機(jī)的重量和最大迎風(fēng)面積，因此該參數(shù)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)總體性能影響十分重要。 如假定尾噴管完全膨脹（p9=p0），且忽略燃?xì)馀c空氣流量的差別，即qm=qmg

， 則有單位推力：Fs=V9-V0

發(fā)動(dòng)機(jī)主要工作過(guò)程參數(shù)概念

在發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程中，用來(lái)描述氣流沿程流動(dòng)狀態(tài)變化的參數(shù),如P0、P1、pc、T0、T1、

T3*

…..等參數(shù)稱(chēng)為發(fā)動(dòng)機(jī)的工作過(guò)程參數(shù)。 其中壓氣機(jī)壓比pc和渦輪前溫度T3*是發(fā)動(dòng)機(jī)的主要工作參數(shù)，也是設(shè)計(jì)時(shí)需要選擇的重要參數(shù)。工作參數(shù)對(duì)單位性能的影響 首先研究一下循環(huán)功。若把壓氣機(jī)和進(jìn)氣道作為一個(gè)總的壓縮過(guò)程，則每千克氣體輸入功為： 其中：hc為壓縮過(guò)程的總效率，p=P2*/P0為總增壓比。 若把渦輪和尾噴管作為一個(gè)總的膨脹過(guò)程（不計(jì)燃燒引起的總壓損失），則每千克氣體輸出功：

其中hp為膨脹過(guò)程的總效率。循環(huán)功與工作過(guò)程參數(shù)之間的關(guān)系

發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)功代表發(fā)動(dòng)機(jī)可以使用的能量（可用能量），可以表示為： 若?。簞t循環(huán)功：（1）

循環(huán)功影響參數(shù)分析 影響發(fā)動(dòng)機(jī)循環(huán)功W的主要參數(shù)是壓比p、溫比D，a=1.02-1.04。 從方程中可以發(fā)現(xiàn)，循環(huán)功同加熱比D成正比變化關(guān)系。在環(huán)境溫度T0一定的條件下，渦輪前溫度T3*越高，循環(huán)功越大。但在溫比D一定時(shí)，循環(huán)功隨壓比p并非單調(diào)變化，存在最佳壓比p

opt使循環(huán)功最大。單位推力影響參數(shù)分析 單位推力：Fs=V9-V0 循環(huán)功： W循環(huán)功=(V92-V02)/2，可得： 將循環(huán)功W的公式代入上式可得：

（2） 由方程（2）可得，在飛行條件一定（高度H，飛行速度V0）的情況下，影響單位推力Fs的主要工作參數(shù)有：壓比p和溫比D。耗油率影響參數(shù)分析 由耗油率的定義可得：sfc=3600*qmf/F=3500*q0/(xbHuFs)。 q0為燃燒室每千克流體獲得的熱量，xb為燃燒室的完全燃燒系數(shù)。 由于壓縮功： Wc=Cp(T2*-T0)=CpT0(e-1)/hc，可得： T2*=T0((e-1)/hc+1) 代入q0=Cp(T3*-T2*)的表達(dá)式中，可得：q0=CpT0(D-(e-1)/hc-1) 則耗油率： （3）

由方程可得，影響耗油率sfc的主要工作參數(shù)是壓比p和溫比D。

總壓比對(duì)單位性能的影響

由上面分析可見(jiàn)，影響發(fā)動(dòng)機(jī)單位性能參數(shù)Fs和sfc的主要工作過(guò)程參數(shù)是壓比p和溫比D=T3*/T0

，下面分析一下它們對(duì)單位性能參數(shù)的影響特點(diǎn)。

1）在加熱比D=T3*/T0一定，改變壓比p存在一最佳壓比popt使單位推力Fsmax和循環(huán)功Wmax同時(shí)最大。注意到：在溫比D一定時(shí)，燃燒室加給每千克氣體的熱量q0隨著壓比p的增加總是單調(diào)減小。增壓比對(duì)單位性能的影響最佳壓比和最經(jīng)濟(jì)壓比

分析過(guò)程：令

可得： 或發(fā)動(dòng)機(jī)理想循環(huán)中a=1，hc=1，hp=1，而實(shí)際循環(huán)中（ahchp）總是小于1.0的，因此實(shí)際循環(huán)的最佳壓比總是小于理想循環(huán)下的最佳壓比。壓縮和膨脹過(guò)程中的損失愈小，乘積hchp愈大，實(shí)際最佳增壓比愈接近理想循環(huán)的最佳增壓比，最佳單位推力也越大。同理，存在最佳經(jīng)濟(jì)壓比：pec>popt，使耗油率sfc達(dá)到最小。渦輪前溫度對(duì)單位性能的影響 在給定壓比p條件下，改變渦輪前溫度，即溫比D=T3*/T0。由前面推導(dǎo)的方程（1）、（2）及（3）得：加熱比的增加總是使得循環(huán)功和單位推力上升，耗油率相對(duì)復(fù)雜些，但存在某個(gè)使循環(huán)功等于零即單位推力等于零、耗油率趨于無(wú)窮大的最小溫比Dmin=e/ahchp，對(duì)應(yīng)有最小T3*min=T2*/(ahchp)，加進(jìn)的熱量?jī)H用于平衡渦輪帶動(dòng)壓氣機(jī)中的氣動(dòng)損耗，維持壓氣機(jī)-渦輪自轉(zhuǎn)，發(fā)動(dòng)機(jī)無(wú)可用能量。最經(jīng)濟(jì)渦輪前溫度當(dāng)T3*=T3*min

時(shí)，沒(méi)有循環(huán)功，發(fā)動(dòng)機(jī)不產(chǎn)生任何推力；當(dāng)T3*>T3*min時(shí)，循環(huán)功W對(duì)T3*是線性增長(zhǎng)的，單位推力Fs按指數(shù)增長(zhǎng)，而耗油率sfc存在一最經(jīng)濟(jì)T3*ec使sfc達(dá)到最小。壓比和渦輪前燃?xì)鉁囟葘?duì)發(fā)動(dòng)機(jī)單位性能參數(shù)的影響總結(jié)在溫比D=T3*/T0一定的情況下，最佳壓比popt為一定值。提高T3*

，單位推力Fs上升，隨著T3*的提高，最佳壓比popt也隨之增高。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇依據(jù)單位推力隨渦輪前溫度上升而增加，提高渦輪前溫度可以使發(fā)動(dòng)機(jī)做得更小、更輕，這對(duì)機(jī)動(dòng)飛行是有好處的，但耗油率在上升；存在最佳壓比使單位推力最大且隨渦輪前溫度提高而增加；存在最經(jīng)濟(jì)壓比使sfc最小，但壓比很高難以實(shí)現(xiàn)。

參數(shù)選擇應(yīng)考慮應(yīng)用對(duì)象、材料、工藝及成本，無(wú)優(yōu)化結(jié)果。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力計(jì)算1、熱力計(jì)算的目的和原始數(shù)據(jù)的準(zhǔn)備 目的： 根據(jù)推力要求，通過(guò)熱力計(jì)算確定發(fā)動(dòng)機(jī)所需流量及主要部件性能參數(shù)，作為部件設(shè)計(jì)的原始數(shù)據(jù)。 考慮地面臺(tái)架試車(chē)檢驗(yàn)方便，發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)的選擇一般定在海平面標(biāo)準(zhǔn)狀態(tài)。 指飛機(jī)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)要求，包括飛行速度、高度、推力及單位燃油消耗量以及發(fā)動(dòng)機(jī)的大小尺寸和重量。此外，熱力計(jì)算前還需要根據(jù)經(jīng)驗(yàn)試驗(yàn)數(shù)據(jù)確定下列數(shù)據(jù)：壓氣機(jī)增壓比pk*和渦輪前溫度T3*；壓氣機(jī)效率hk*、渦輪效率ht*、燃燒效率hb以及機(jī)械傳動(dòng)效率hm；進(jìn)排氣、燃燒室的氣動(dòng)總壓損失si

、se及sb

；冷卻空氣流量gcol=qmcol/qm，氣體回到發(fā)動(dòng)機(jī)流量 gr=qmr/qm；燃油的低熱值Hu。設(shè)計(jì)點(diǎn)簡(jiǎn)單循環(huán)氣動(dòng)熱力計(jì)算原始數(shù)據(jù)準(zhǔn)備

已知：飛行高度、速度，選擇pk*、T3*及假定各主要部件的氣動(dòng)損失參數(shù)。

求：發(fā)動(dòng)機(jī)各特征截面氣流參數(shù)及單位推力Fs和燃油消耗率sfc。（1）、進(jìn)氣道出口參數(shù)： 由飛行狀態(tài)可知T0，P0及M0，計(jì)算得：在忽略進(jìn)氣道與外界熱交換的情況下，則有T1*=T0*

熱力計(jì)算方法（2）、壓氣機(jī)出口參數(shù) 由給定的壓比pk*效率hk*和壓氣機(jī)單位功計(jì)算公式：則壓氣機(jī)出口氣流總溫、總壓：可得溫升：（4）、油氣比定義：f=qmf/qm

油氣比計(jì)算方法： 其中： h2*，h3*為燃燒室進(jìn)出口燃?xì)饪傡剩?/p>

xb：為燃燒完全系數(shù)，Hu為低熱值， H3*：溫度為T(mén)3*時(shí)的等溫燃燒焓差。（3）、燃燒室出口氣流參數(shù)選定T3*：由渦輪葉片材料性能及冷卻方式確定。出口總壓計(jì)算可得：P3*=P2*sb，燃燒室氣動(dòng)損失系數(shù)sb由試驗(yàn)確定。（5）、渦輪出口氣流參數(shù)通過(guò)渦輪的燃?xì)饬髁浚河蓧簹鈾C(jī)和渦輪的功率平衡：渦輪溫降：渦輪出口總壓P4*可根據(jù)渦輪膨脹比pt*求得。由每公斤燃?xì)鈱?duì)渦輪所做的功得：渦輪后的總壓：（6）、尾噴管出口氣流參數(shù)尾噴管出口總壓P9*=P4*se。若不考慮噴管氣流與外界的熱交換，則T9*=T4*。出口速度和壓力需用P9*/P0判斷氣流在尾噴管的工作狀態(tài)后采用相應(yīng)的公式計(jì)算。亞臨界出口速度：

臨界或超臨界狀態(tài)：

出口氣流溫度：臨界或亞臨界出口氣流壓力：

超臨界出口氣流壓力：

3-4、渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力計(jì)算（7）、發(fā)動(dòng)機(jī)的單位推力計(jì)算公式：若燃?xì)庠趪姽苤型耆蛎洠瑒t：若完全膨脹且發(fā)動(dòng)機(jī)在地面工作時(shí)：

考慮到從壓氣機(jī)引氣進(jìn)行冷卻，燃燒室中噴油增加流量，以及冷卻氣流回到發(fā)動(dòng)機(jī)流路中來(lái)的部分，尾噴管出口燃?xì)饬髁坑?jì)算公式如下：則單位推力：

（8）、發(fā)動(dòng)機(jī)的耗油率：sfc=3600qmf/F 由前面油氣比計(jì)算結(jié)果f=qmf/(qm(1-gcol))，可得： qmf=f*qm(1-gcol)或：sfc=3600*f*(1-gcol)/Fs（9）、在給定推力F的條件下，計(jì)算流過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量：qm=F/Fs（10）、根據(jù)油氣比f(wàn)，計(jì)算供油量：qmf=f*qm。（11）、根據(jù)流量：qm，計(jì)算尾噴管臨界面積：A8。課堂作業(yè)試在給定巡航速度M0.8，高度10000m設(shè)計(jì)點(diǎn)以及下列部件性能參數(shù)條件下，確定某簡(jiǎn)單渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)單位推力。 壓氣機(jī)壓比pc：