航发原理总结.ppt

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1、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

2、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

3、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

4、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），

5、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

6、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

7、～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

8、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