《航发原理总结》PPT课件.ppt

总 结,进气道和尾喷管工作原理各种类型发动机基本工作原理发动机设计点性能各部件共同工作及控制规律发动机非设计点性能（特性）,进气道工作原理及特性,功能、设计要求及分类亚音进气道三种流谱(0)结构形式超音进气道气动设计原理(多波系结构)三种结构形式(内压、外压、混压)外压式超音速进气道的特性飞行M数（影响斜激波的强度和波角）进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动）影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超临界、亚临界防止喘振,三种流谱(0),三种不同工作状态：临界、超临界、亚临界,超音进气道,亚音进气道,尾喷管工作原理,功能、设计要求及分类收敛型三种工作状态临界、超临界、亚临界取决于喷管压比与临界压比的关系临界、亚临界：完全膨胀超临界：不完全膨胀出口气流所能达到的最大速度C9max=当地音速f(排气总温）收敛-扩张型几何固定的收扩喷管有三种工作状态完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀取决于喷管压比和面积比为减小损失，面积比（A9/A8）应设计成可调节，且与喷管可用膨胀比成正比,基本工作原理及热力循环,不同类型发动机的组成、工作过程推力的产生及计算公式涡喷涡扇（分排、混排）涡桨性能指标（定义、单位、计算公式）涡喷、涡扇：单位推力、推重比、耗油率涡轴：轴功率（单位轴功率）、功重比、耗油率涡桨：轴功率（单位轴功率）、螺桨功率、拉力等,能量转换及效率（定义、能量损失形式）热机热效率热能循环有效功热焓形式损失（排热损失）推进器推进效率机械能推进功率动能形式损失（余速损失）发动机总效率总效率与耗油率的关系提高热效率（发动机热力循环）提高推进效率（质量附加原理）,基本工作原理及热力循环,理想热力循环分析不加力涡喷发动机热力循环的组成（P-V图、T-S图）理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响与循环增温比成正比、存在有最佳增压比最佳增压比正比于循环增温比理想循环热效率正比于循环增压比,基本工作原理及热力循环,复燃加力发动机复燃加力使推力增加的原理可在不改变主机状态条件下，提高排气温度排气速度单位推力推力理想热力循环组成（P-V图、T-S图）理想循环总加热量取决于（加力温度进气温度）复燃加力使理想循环功增加复燃加力使理想循环热效率下降在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力循环功和热效率）,基本工作原理及热力循环,基本工作原理及热力循环,涡扇发动机热力循环和质量附加原理分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环组成及其在P-V图和T-S图上的表示“同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效功和热效率涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给了更多的工作介质（涵道比0），参与产生推力工质增多，因此推力增大在“同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低，减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提高了总效率，降低了耗油率,实际热力循环分析热力循环组成（P-V图、T-S图）循环功f(增温比、增压比、部件效率)与循环增温比成正比存在有最佳增压比与部件效率成正比循环热效率f(增温比、增压比、部件效率)与循环增温比成正比存在有最经济增压比与部件效率成正比,基本工作原理及热力循环,发动机设计点性能,设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因提高增压比设计值存在最佳增压比、最经济增压比提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低耗油率）提高涡轮前温度设计值对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗油率也相应增加对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低耗油率）提高加力温度设计值高单位推力，但同时付出高耗油率的代价提高涵道比设计值低单位推力、低耗油率风扇增压比设计值遵循最佳分配原则,不同用途飞机，发动机设计循环参数参数的发展趋势大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗油率大多采用三高设计军用超音速战斗机为追求尽可能高的单位推力和推重比采用一高、一中、一低设计提高加力温度高加力单位推力同时带来高加力耗油率,发动机设计点性能,各部件共同工作条件（相互制约）流量连续压气机涡轮Tt4/Tt2等值线及物理意义流通能力正比于增压比，反比于增温比涡轮尾喷管膨胀比与几何通道面积的关系对于涡喷和分排涡扇发动机，当几何不可调节和涡轮、尾喷管均处于临界或超临界状态时，涡轮膨胀比不变复燃加力发动机A8必须可调，以保证主机的工作状态不受复燃加力燃烧室工作的影响由涵道比定义和流量连续条件涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响亚音进气道（三种流普）超音进气道（三种工作状态）功率平衡压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系当压气机功变化时，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,发动机稳定状态各部件共同工作,发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程表示在压气机特性图上可获得共同工作线共同工作线的讨论共同工作线的物理意义发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速变化将引起共同工作点在工作线上移动工作线位置受A8调节的影响单轴涡喷（调小A8则共同工作线移向喘振边界）双轴涡喷（A8变化不影响高压转子共同工作线，调小A8对低压共同工作线的影响与单轴发动机相反）当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施几何参数不可调节时，采用不同控制规律不会对发动机共同工作线位置产生影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致发动机性能将不同双转子发动机自动防喘机理双转子发动机各部件共同工作高压转子（或核心机）共同工作方程表达式相同低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时，涵道比将发生变化,发动机稳定状态各部件共同工作,共同工作方程及共同工作线,发动机控制规律,控制规律制定的目的和制定原则为控制共同工作点在工作线上的落点最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机确保发动机工作安全因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度，且代表最大负荷，因此通常被选择为被控参数调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉道面积单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）n=const,A8=constTt4=const,A8=constn=const,Tt4=const双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）n1=const,A8=constn2=const,A8=const Tt4=const,A8=const,单变量控制被控参数：n调节中介：wf,双变量控制被控参数：n、Tt4 调节中介：wf、A8,单变量控制只能保证被控参数按设定的规律变化，其他参数将由共同工作条件确定并随飞行条件变化,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,发动机稳态特性,发动机典型工作状态节流特性（油门特性、转速特性）定义典型曲线及参数变化原因防喘措施的防喘机理及其对特性的影响速度特性典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因不同设计参数特性不同控制规律不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围,发动机稳态特性,高度特性典型特性曲线及参数变化原因大气压力和温度对性能参数的影响气压低，推力小（高原起飞）温度高，推力低，耗油率高（热天起飞）发动机工作状态相似准则及台架性能换算,典型节流特性（油门特性）,涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性,涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于超音速飞机使用推力大、总效率高,低速条件下，大涵道比设计的涡扇发动机推力大，耗油率低设计涵道比越大，高速条件下发动机的相对推力（F/F起飞）越小 随飞行速度增加涡扇发动机涵道比迅速加大，气流的排气速度C9涡扇远低于C9涡喷，单位推力迅速减小，导致推力小、耗油率高。高速条件下涡扇发动机的速度特性不如涡喷发动机 大涵道比的涡扇发动机随着Ma0增加，推力一直下降Bd越大，推力下降越快,大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机,不同类型发动机速度特性比较,(km/h),(km/h),复燃加力发动机速度特性,在任何飞行速度下，加力推力与不加力推力比（简称加力比）大于1加力使推力达到峰值所对应的飞行马赫数更高加力温度越高，上述特点越显著加力使耗油率增加，经济性变差，但随飞行速度提高，加力和不加力耗油率的差距减小加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：加力比更大，有利于提高飞机机动性亚音速飞行条件下不加力耗油率较低，有利于增加作战半径,高度增加，空气流量显著减小 推力 决定了飞机的升限H 11km 随高度增加，气温降低，发动机共同工作点沿工作线上移，增压比增加，单位推力增加，耗油率H 11km 随高度增加，气温不变，发动机共同工作点不再移动，单位推力不变 耗油率H 11km耗油率最低,典型高度特性,飞机巡航高度通常为11公里上下,大气条件对特性的影响,气温影响,气压影响,发动机过渡过程,加、减速过程定义、转子动力学方程加速性及其提高加速性的重要意义提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比）加、减速过程受到的限制材料耐热限制风扇/压气机喘振限制燃烧室熄火限制加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示,双轴发动机低压和高压转子加、减速线,1稳态共同工作线2加速线3减速线,低压转子,高压转子,加速过程的限制：材料耐热限制高压压气机喘振限制燃烧室富油熄火限制减速过程的限制：低压压气机喘振限制燃烧室贫油熄火限制,起动过程,地面起动0转速到慢车状态必须借助于外动力源 分三个阶段I 起动机带转，NT0II 起动机和涡轮共同带转III 涡轮单独带转，Nst0n1 点火转速n 最小平衡转速 n2 起动机脱开转速,谢谢！,