发动机原理(第一章45节)a.ppt

第四节 能量转换与效率 一、能量转换 航空发动机是（热机+推进器）的组合体 热机 热能? 机械能 ? 热效率 推进器 机械能? 推进功? 推进效率 组合体 热能? 机械能 ?推进功 ? 总效率 二、热效率 定义 热能q0 机械能 W 加入燃烧室的燃油流量 qmf qmf完全燃烧释放的热量Q0 燃油低热值 Hu 对1公斤工质加热量q0 燃油燃烧实际释放的热量q1 燃烧效率? b－反映燃烧完全程度 每秒钟流过涡喷发动机的1公斤工质的能量守恒方程 其中： Wk－压气机压缩功；WT －涡轮膨胀功 对涡喷发动机而言：Wk=WT “热损失”部分 （1）燃烧不完全 1-2% （2）壁面散热qout 2% （3）排热损失Cp(T9 -T0) 55-75% 机械能：W=(V92 - V02)/2 ? 产生推力 ? (V9 - V0) ?th = W/q0=0.25 ~ 0.35 如何设计发动机，获得更高的 热效率？ 对涡喷发动机 循环功＝机械能 ： W=(V92 - V02)/2 ?热效率 ? 增压比 ? 三、推进效率 单位时间发动机对飞机所作推进功 发动机每公斤工质单位时间对飞机所作推进功 推进效率的定义： 推进效率与V9/V0成反比 两种极端情况 当V0=0时， ?p= 0 当V9 = V0时， ?p =1 （但Fs= V9 － V0＝ 0） V9 ? V0 0 ? ?p ? 1 （0.5~0.75） ?机械能? 推进功的转换必有“损失” 损失 = 机械能 ? 推进功 = 绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 ? V0)排出发动机所带走的能量 称为“余速损失” 四、总效率 定义： 表示发动机作为（热机+推进器）的效率 描述发动机经济性指标，总效率?0.2~0.3。 总效率与耗油率的关系 当飞行速度一定时，总效率与耗油率成反比； 当飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性； 当飞行速度为零时，只能用耗油率表示经济性。 对于涡喷发动机存在矛盾 涡喷发动机将热力循环获得的机械能全部转换为气体的动能增量，进、排气速度差大，可提高热效率和增加推力 但排气速度差大，推进效率低，总效率低经济性差，耗油率高 能否在不降低发动机热效率的条件下，提高推进效率，改善低速飞行条件下的总效率降低耗油率？ 其他类型发动机 第五节 发展方向及一体化设计概念 高单位推力、低耗油率一、单位推力、耗油率与热力循环关系 高单位推力、低耗油率 提高加热比?（即T3*），可有效提高循环功，因此提高单位推力，但同时使耗油率增加； 提高压气机增压比?k*，可提高热效率，降低耗油率，但导致单位推力下降； 为获得高单位推力和低耗油率，随T3*的提高，相应提高压气机增压比 涡轮前温度对单位性能的影响 增压比对单位性能的影响 T3*一定，?k*的影响 ?k*一定， T3*的影响 典型亚音飞机发动机 典型军用发动机 二、发动机/飞机一体化设计概念 将发动机作为飞机的一个子系统，以飞机完成飞行任务的优劣作为设计方案的设计目标。 例如：美国先进技术战斗机ATF招标书 背景 任务剖面 性能要求和设计参数 最优目标 在满足性能要求的约束条件下，以完成飞行任务所对应的最小飞机起飞总重为最优设计目标 优化结果 有效载荷 四枚??型号导弹、500发25毫米炮弹 起飞距离 1500英尺 着陆距离 1500英尺 最大飞行马赫数 2M/40000 英尺 超音速巡航 1.5M/30000 英尺 加速性 0.8?1.6M/ 30000 英尺t?50s 稳定过载 0.9M/ 30000 英尺 n?5g 1.6M/ 30000 英尺 n?5g 设计参数 飞机: 翼载、尖削比、展弦比、后掠角、? 发动机： 压气机增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇压比、加力温度、 ? 最优优化设计结果 起飞总重：24400磅 起飞推力：29300磅 机翼面积：381平方英尺 发动机增压比：25 涡轮前温度：1800K 第一章 小结 推力的产生及推力公式 性能指标 热力循环及循环分析结果 循环功、热效率与循环增压比、加热比的关系 三个效率（?