发动机原理第章.pptVIP

第 三 章航空燃气涡轮发动机设计点热力计算 第一节设计点热力计算的目的及方法 在给定飞行条件和大气条件下 选择发动机工作过程（循环）参数 总增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇增压比等 选择各部件效率、损失系数及冷却系数等 风扇/压气机效率、燃烧效率、涡轮效率、各通道总压损失 计算目的 沿流程截面的气流参数、发动机单位推力、耗油率 根据飞机对发动机推力需求确定通过发动机的空气流量和特征尺寸 设计点热力计算的方法 根据给定条件和所选择的设计参数，沿发动机流程部件，利用各部件气动热力学关系式计算出各截面的气流参数、发动机的单位推力和耗油率 具体步骤及公式（自学） 第5.4节：燃气涡轮发动机设计点热力计算 第 二 节 发动机设计点热力计算 结果分析 涡喷发动机单位推力、耗油率 与热力循环参数关系 高单位推力、低耗油率 二、 内涵总增压比?c对单位性能的影响 ?c对单位推力的影响 单位推力取决于循环有效功，而循环有效功主要决定于循环加热量和热效率 ?c太低，热效率低 ?c太高，加热量低 存在有使单位推力达最大的最佳增压比?c.opt 高单位推力有利于减小发动机径向尺寸，提高发动机的推重比 ?c 对耗油率的影响 耗油率取决于循环加热量和单位推力 当?c 从较小值开始增加时，单位推力增加、加热量下降使油气比下降，使耗油率迅速下降； 在最佳增压比附近，单位推力变化平缓，油气比下降使耗油率继续下降； 在?c 继续增加，单位推力严重降低，使耗油率上升 存在有使耗油率达最低的 最经济增压比?c.ec ?c.opt ? ?c.ec 提高的压气机增压比 单位推力下降 可提高热效率，降低耗油率 亚音速运输机追求低耗油率，增压比应尽可能高 超音速战斗机追求高单位推力，增压比应在最佳值附近 三、 涡轮前总温Tt4对单位性能的影响 对于涡喷发动机和小涵道比涡扇发动机，随Tt4? 单位推力增加 耗油率先降后升 Tt4 对单位性能的影响分析 提高设计Tt4 加热量增加，热效率增加，循环功增加，排气速度增加，单位推力增加 加热量增加和单位推力随Tt4提高成正比增加，两者组合结果导致耗油率加大 追求高单位推力（高推重比） 尽可能提高Tt4 获得高单位推力和低耗油率 提高Tt4的同时，相应提高压缩部件总增压比 涡轮前温度随年代变化及对推重比的影响 提高涡轮前温度Tt4有利于： 设计更高的总增压比，有利于热效率提高，改善经济性； 允许将更多的能量传给更多的外涵气流，加大设计涵道比，增加发动机总推力 四、 风扇增压比?f 对单位性能的影响（最佳能量分配） 分开排气涡扇发动机 问题的提出： 涡轮为风扇外涵提供的涡轮功LTII等于风扇外涵气流压缩功LCII 在设计涵道比B一定条件下，涡轮为风扇外涵提供的涡轮功越大，风扇增压比越高，外涵排气速度越高，内涵气流排气速度越低 存在可用能如何分配，即选择风扇增压比设计值大小问题 随外涵风扇增压比增加，存在有使耗油率达最低的最佳风扇压比： ?F =1时，内涵完全不向外涵传递能量，内涵排气速度高，余速损失大，推进效率低 随?F增加，内涵向外涵传递能量增加，内涵喷管流速降低，外涵喷管流速增加 当?F很高时，以致循环功几乎全部用于外涵气流加速，外涵排气速度高，余速损失大，推进效率再次降低 最佳风扇压比所对应的排气速度比 不考虑能量传递过程中损失时： (C9II/C9I)opt =1.0 考虑能量传递过程中损失时: (C9II/C9I)opt ? 0.8 最佳风扇压比 设计涵道比对最佳风扇增压比的影响 设计涵道比越大，最佳风扇增压比越小 设计涵道比对最佳风扇增压比的影响 大涵道比（B5)风扇发动机一般为单级风扇设计 为平衡高、低压转子压缩功的负荷，低压转子设计有若干级增压级 混合排气涡扇发动机 可用能分配原则：为减少气流掺混引起的损失，在混合室进口两股气流总压应大致相等 Pt5II=Pt5 在给定飞行条件、内涵总增压比和涡轮前温度条件下，由于上述条件要求，设计涵道比和设计风扇增压比成反比 大涵道比设计对应更低的风扇压比设计，通常由单级风扇构成 小涵道比设计对应更高的风扇压比设计，通常由多级风扇构成 小涵道比设计混排涡扇发动机有利于提高单位推力和发动机的推重比 混合排气涡扇发动机 五、设计涵道比的选择 加大设计涵道比 单位推力下降 耗油率降低 选择取决于 用途 涡轮前温度 超音速飞机选择小涵道比涡扇发动机 亚音速飞机选择大涵道比涡扇发动机 分开排气涡扇发动机 对应一定风扇压比随涵道比增加，存在有使耗油率达最低的最佳涵道比。 外涵风扇增压比与涵道比恰当组合，可获