[工学]北航-发动机原理第4章

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1、第四章涡轮风扇发动机涡喷发动机在低速飞行条件下推力小,经济性差涡喷发动机为提高热效率，将燃气发生器的可用能量全部转换为气体的动能增量，进、排气速度差大，推进效率低。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？两种类型分开排气混合排气第一节基本工作原理分开排气涡扇发动机组成：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、内、外涵尾喷管。工作过程I内涵II外涵风扇功能及工作原理与压气机相同F=FI+FII混合排气涡扇发动机组成：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、外涵道、混合器、尾喷

2、管。工作过程定义：涵道比一、基本工作原理气流在涡轮和尾喷管的总膨胀功We涡轮功分为两部分“压气机”涡轮WTI“风扇”涡轮WTII内涵喷管出口动能EK=V92/2质量附加原理作为热机，当在发动机中获得的机械能一定时，把这个能量分配给工质，工质的质量流量越多，即参与产生推力的工质越多，推力越大，耗油率越低。证明：（教材P41）将“同参数”的分排涡扇与涡喷比较内涵总增压比相同加热量相同循环功相同涡喷参数“1”涡扇参数“2”假设不考虑从内涵气流向外涵气流能量传递过程的损失；气流在尾喷管出口达到完全膨胀。对分排涡扇“同

3、参数”具有相同的理想循环功“1”代表涡喷，“2”代表涡扇涡扇发动机内涵循环涡喷循环比较排气速度推力V0=0时热效率因循环功、加热量均相同推进效率总效率耗油率推进效率比较结论涡扇发动机将从热机中获取的机械能分配给了更多的工作介质，参与产生推力工质增多，因此推力增大；相同热效率条件下降低了排气速度，减小了余速损失，提高了推进效率，提高了总效率，降低了耗油率。涵道比越大，推力越大，耗油率越低。Y=0.3~1.5sfc=0.055~0.07kg/N.hrY=5~8sfc=0.03~0.04kg/N.hr分类风扇位置排

4、气方式轴数是否加力性能计算公式分开排气涡扇发动机尾喷管完全膨胀混合排气涡扇发动机尾喷管完全膨胀二、主要的过程参数涡轮前温度T3*和增压比重要的内涵循环参数提高增压比，有利于热效率提高，改善经济性提高T3*，允许将更多的能量传给更多的外涵气流，增加涵道比，提高推力。能量分配涵道比能量最佳分配（以分排涡扇发动机为例）增加风扇增压比风扇外涵压缩功wKII越大，风扇外涵增压比越高，外涵排气速度越大；需要的涡轮功愈多，内涵涡轮出口排气温度和压力越低，排气速度越小。能量分配分排涡扇以获得最高推进效率为分配原则内涵气流排气

5、速度略大于外涵排气速度Y>4.51级风扇混排涡扇以掺混损失最小为分配原则混合器进口内、外涵气流总压近似相等风扇增压比=3~53~4级风扇涵道比增加涵道比使发动机单位推力下降选择取决于涡轮前温度飞行速度亚音速飞机选择大涵道比涡扇发动机超音速飞机选择小涵道比涡扇发动机亚音速飞机涡扇发动机高增压比高涵道比高涡轮前温度超音速飞机涡扇发动机高涡轮前温度适当的增压比低涵道比典型亚音飞机发动机典型军用发动机第二节部件特点一、风扇高增压比跨音级（级增压比=1.7-2.2)为减振，加强刚性，带减振阻尼凸台；设计为有蜂窝结构的宽

6、弦叶片。部件特点二、压气机级增压比不断提高提高叶尖切线速度增加叶片负荷改进稳定工作范围采取有效的防喘措施提高压气机效率改进叶型严格控制叶尖间隙部件特点三、燃烧室短环型火焰筒喷油喷嘴低排放污染分区供油间歇喷油部件特点四、涡论采用耐高温材料（定向结晶、单晶精密铸造）；冷却技术（冷却气、高温涂层）；为提高效率，采用主动径向间隙控制技术，可使巡航耗油率降低1%。部件特点五、混合器掺混目的可获得1-3%的推力增益；降低排气速度，降低噪音；降低排气温度，降低红外辐射（隐身）便于加力。提高掺混效果，掺混斗设计共同工作条件（

7、与涡喷相同）共同工作方程高压转子（与单轴涡喷相同）低压转子分排混排第三节各部件共同工作和调节规律共同工作线分别在高压压气机特性图和风扇特性图上画出共同工作线调节规律分排涡扇发动机(因通常几何参数不可调)调节中介：燃油调节参数：低压转速（如G.E.)发动机压比（如PW)混排涡扇发动机调节中介：燃油、A8调节参数：组合控制规律-31：最大状态调节规律在各种飞行条件下产生尽可能大的推力进气总温<255K等相似转速调节255K<进气总温<288K等低压转速调节288K<进气总温<373K等排气温度调节进气总温>

8、373K排气温度=f(进气总温)A8=f(进气总温)第四节特性转速特性特性变化趋势基本与涡喷发动机相同涵道比随转速降低而增大节流时，低压转子转速比高压转子转速下降快，转差率更大，有利于防喘不加力涡扇发动机速度特性设计涵道比Yd不同,推力随Ma的变化规律不同Yd大于1,推力随Ma增加呈下降趋势Yd越大,耗油率随Ma增加上升越剧烈原因:随Ma增加,涵道比增大,导致单位推力下降严重。大涵道比涡扇发动机只适