第三章

渦輪噴氣發動機的工作原理

發動機設計是一個復雜的過程，需考慮應用對象、重量、成本、體積、壽命及噪音等諸多限制因素，需進行發動機設計點下的一些參數優化選擇，繼而進行發動機總體性能計算。發動機設計點的性能將取決于設計狀態下各部件的熱力過程。 本章將介紹發動機主要工作過程參數對發動機單位性能參數的影響及設計點發動機性能計算方法。發動機性能計算渦輪噴氣發動機的主要單位性能參數

發動機最重要的兩個單位性能參數：單位推力定義：Fs=F/qm

；單位燃油定義：耗油率sfc=3600qmf/F。 發動機推力F通常由用戶給定，提高Fs可降低流量qm，這意味著將減少發動機的重量和最大迎風面積，因此該參數對發動機總體性能影響十分重要。 如假定尾噴管完全膨脹（p9=p0），且忽略燃氣與空氣流量的差別，即qm=qmg

， 則有單位推力：Fs=V9-V0

發動機主要工作過程參數概念

在發動機工作過程中，用來描述氣流沿程流動狀態變化的參數,如P0、P1、pc、T0、T1、

T3*

…..等參數稱為發動機的工作過程參數。 其中壓氣機壓比pc和渦輪前溫度T3*是發動機的主要工作參數，也是設計時需要選擇的重要參數。工作參數對單位性能的影響 首先研究一下循環功。若把壓氣機和進氣道作為一個總的壓縮過程，則每千克氣體輸入功為： 其中：hc為壓縮過程的總效率，p=P2*/P0為總增壓比。 若把渦輪和尾噴管作為一個總的膨脹過程（不計燃燒引起的總壓損失），則每千克氣體輸出功：

其中hp為膨脹過程的總效率。循環功與工作過程參數之間的關系

發動機循環功代表發動機可以使用的能量（可用能量），可以表示為： 若取：則循環功：（1）

循環功影響參數分析 影響發動機循環功W的主要參數是壓比p、溫比D，a=1.02-1.04。 從方程中可以發現，循環功同加熱比D成正比變化關系。在環境溫度T0一定的條件下，渦輪前溫度T3*越高，循環功越大。但在溫比D一定時，循環功隨壓比p并非單調變化，存在最佳壓比p

opt使循環功最大。單位推力影響參數分析 單位推力：Fs=V9-V0 循環功： W循環功=(V92-V02)/2，可得： 將循環功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的主要工作參數有：壓比p和溫比D。耗油率影響參數分析 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。 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的主要工作參數是壓比p和溫比D。

總壓比對單位性能的影響

由上面分析可見，影響發動機單位性能參數Fs和sfc的主要工作過程參數是壓比p和溫比D=T3*/T0

，下面分析一下它們對單位性能參數的影響特點。

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和循環功Wmax同時最大。注意到：在溫比D一定時，燃燒室加給每千克氣體的熱量q0隨著壓比p的增加總是單調減小。增壓比對單位性能的影響最佳壓比和最經濟壓比

分析過程：令

可得： 或發動機理想循環中a=1，hc=1，hp=1，而實際循環中（ahchp）總是小于1.0的，因此實際循環的最佳壓比總是小于理想循環下的最佳壓比。壓縮和膨脹過程中的損失愈小，乘積hchp愈大，實際最佳增壓比愈接近理想循環的最佳增壓比，最佳單位推力也越大。同理，存在最佳經濟壓比：pec>popt，使耗油率sfc達到最小。渦輪前溫度對單位性能的影響 在給定壓比p條件下，改變渦輪前溫度，即溫比D=T3*/T0。由前面推導的方程（1）、（2）及（3）得：加熱比的增加總是使得循環功和單位推力上升，耗油率相對復雜些，但存在某個使循環功等于零即單位推力等于零、耗油率趨于無窮大的最小溫比Dmin=e/ahchp，對應有最小T3*min=T2*/(ahchp)，加進的熱量僅用于平衡渦輪帶動壓氣機中的氣動損耗，維持壓氣機-渦輪自轉，發動機無可用能量。最經濟渦輪前溫度當T3*=T3*min

時，沒有循環功，發動機不產生任何推力；當T3*>T3*min時，循環功W對T3*是線性增長的，單位推力Fs按指數增長，而耗油率sfc存在一最經濟T3*ec使sfc達到最小。壓比和渦輪前燃氣溫度對發動機單位性能參數的影響總結在溫比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。發動機設計參數選擇依據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動機做得更小、更輕，這對機動飛行是有好處的，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；存在最經濟壓比使sfc最小，但壓比很高難以實現。

參數選擇應考慮應用對象、材料、工藝及成本，無優化結果。渦輪噴氣發動機的氣動熱力計算1、熱力計算的目的和原始數據的準備 目的： 根據推力要求，通過熱力計算確定發動機所需流量及主要部件性能參數，作為部件設計的原始數據。 考慮地面臺架試車檢驗方便，發動機設計點的選擇一般定在海平面標準狀態。 指飛機對發動機的技術要求，包括飛行速度、高度、推力及單位燃油消耗量以及發動機的大小尺寸和重量。此外，熱力計算前還需要根據經驗試驗數據確定下列數據：壓氣機增壓比pk*和渦輪前溫度T3*；壓氣機效率hk*、渦輪效率ht*、燃燒效率hb以及機械傳動效率hm；進排氣、燃燒室的氣動總壓損失si

、se及sb

；冷卻空氣流量gcol=qmcol/qm，氣體回到發動機流量 gr=qmr/qm；燃油的低熱值Hu。設計點簡單循環氣動熱力計算原始數據準備

已知：飛行高度、速度，選擇pk*、T3*及假定各主要部件的氣動損失參數。

求：發動機各特征截面氣流參數及單位推力Fs和燃油消耗率sfc。（1）、進氣道出口參數： 由飛行狀態可知T0，P0及M0，計算得：在忽略進氣道與外界熱交換的情況下，則有T1*=T0*

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

油氣比計算方法： 其中： h2*，h3*為燃燒室進出口燃氣總焓，

xb：為燃燒完全系數，Hu為低熱值， H3*：溫度為T3*時的等溫燃燒焓差。（3）、燃燒室出口氣流參數選定T3*：由渦輪葉片材料性能及冷卻方式確定。出口總壓計算可得：P3*=P2*sb，燃燒室氣動損失系數sb由試驗確定。（5）、渦輪出口氣流參數通過渦輪的燃氣流量：由壓氣機和渦輪的功率平衡：渦輪溫降：渦輪出口總壓P4*可根據渦輪膨脹比pt*求得。由每公斤燃氣對渦輪所做的功得：渦輪后的總壓：（6）、尾噴管出口氣流參數尾噴管出口總壓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后采用相應的公式計算。亞臨界出口速度：

臨界或超臨界狀態：

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、渦輪噴氣發動機的氣動熱力計算（7）、發動機的單位推力計算公式：若燃氣在噴管中完全膨脹，則：若完全膨脹且發動機在地面工作時：

考慮到從壓氣機引氣進行冷卻，燃燒室中噴油增加流量，以及冷卻氣流回到發動機流路中來的部分，尾噴管出口燃氣流量計算公式如下：則單位推力：

（8）、發動機的耗油率：sfc=3600qmf/F 由前面油氣比計算結果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，計算流過發動機的空氣流量：qm=F/Fs（10）、根據油氣比f，計算供油量：qmf=f*qm。（11）、根據流量：qm，計算尾噴管臨界面積：A8。課堂作業試在給定巡航速度M0.8，高度10000m設計點以及下列部件性能參數條件下，確定某簡單渦噴發動機單位推力。 壓氣機壓比pc：