航空发动机工作原理

null思考思考题简述航空发动机的发展历程 四代机（飞机和发动机）的技术特点是什么？代机型是什么？ 热力学第一、第二定律 焓、总温、总压 激波、正激波、斜激波 相似理论null航空发动机的发展经历第2章 航空燃气轮机的工作原理 Principle of Aero Gasturbine Engine第2章 航空燃气轮机的工作原理 Principle of Aero Gasturbine Engine2.1 航空燃气轮机概述 涡轮喷气发动机五大部件： 进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管2.1 航空燃气轮机概述 进气道压气机燃烧室涡轮排气喷管null附件系统(燃油、润滑、启动、空气、电气等)2.1 航空燃气轮机概述 2.1 航空燃气轮机概述 涡喷发动机工作时连续不断地吸入空气，空气在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产生高温高压燃气从尾喷管喷出，气体动量增加，使发动机产生反作用推力涡轮喷气发动机与活塞式发动机涡轮喷气发动机与活塞式发动机2.1 航空燃气轮机概述 进气道将工质引入  压气机增压 燃烧室喷油燃烧加热  涡轮膨胀作功带动压气机  尾喷管膨胀加速  高速排气到体外2.1 航空燃气轮机概述 工作过程：沿涡喷发动机流程参数变化沿涡喷发动机流程参数变化喷气发动机的分类喷气发动机的分类涡喷发动机涡喷发动机相比活塞式发动机，推力大、效率高、迎风面小 使人类实现超音速飞行 适用范围：高速（超音速）飞行的飞机 优点：高速下性能优越 缺点：低速下经济性差喷气发动机分类喷气发动机分类涡轮喷气发动机（涡喷发动机）双转子不加力涡轮喷气发动机单转子不加力涡轮喷气发动机复燃加力涡喷发动机复燃加力涡喷发动机由5个主要部件和加力燃烧室组成 适用范围：超音速飞行的飞机（战斗机） 复燃加力使推力增加50％－70％ 扩大飞行包线、提高机动性能； 缺点：加力使发动机经济性更差。喷气发动机分类喷气发动机分类离心式涡轮喷气发动机WP5发动机喷气发动机分类喷气发动机分类涡轮风扇发动机构成风扇＋核心机＋低压涡轮（排气系统）喷气发动机分类喷气发动机分类涡轮风扇发动机（涡扇发动机）分开排气式涡轮风扇发动机（分排涡扇发动机）混合排气式涡轮风扇发动机（混排涡扇发动机） 喷气发动机分类喷气发动机分类涡扇发动机分类之一 按风扇位置分 1、前风扇　　 2、后风扇 3、高位风扇喷气发动机分类喷气发动机分类涡扇发动机分类之二 按转子数目划分 1、单转子　　　　　　2、双转子 3、带增压级的双转子 4、三转子喷气发动机分类喷气发动机分类涡轮螺旋桨发动机（涡桨发动机）涡桨６发动机：装备运８涡轮涡桨发动机涡轮涡桨发动机由5个主要部件和螺旋桨组成 低速飞行时具有优越的经济性 适用范围：Ma < 0.6 装备于：支线客机、短途运输机。喷气发动机分类喷气发动机分类涡轮轴发动机典型的涡轮轴发动机（RTH322）涡轴发动机涡轴发动机由5个主要部件和动力涡轮组成 装备于：直升机喷气发动机分类喷气发动机分类螺桨风扇发动机（桨扇发动机） 8~10片后掠叶片组成桨扇 克服一般螺旋桨在飞行马赫数达到0.65后效率就急剧下降的缺点 推进效率较高，优越性保持到飞行马赫数0.8左右 更适用于巡航马赫数为0.7~0.8的短途运输机 燃气发生器螺桨－风扇桨扇发动机桨扇发动机装有D-27桨扇发动机的AN-70飞机 民用涡轮风扇发动机民用涡轮风扇发动机民用涡轮风扇发动机民用涡轮风扇发动机特点 大涵道比、分开排气方式 优点 起飞推力大，巡航经济性好。 适用 干线、支线客机和运输机null大型燃气涡轮发动机80000磅级推力发动机— 双发宽体客机 允许不着陆跨洋飞行推力 >40000 kgB777民用飞机发动机民用飞机发动机亚音运输机 进一步降低耗油率 超大涵道比、浆扇 超音运输机 实现环球更快捷飞行 低涵道比涡扇发动机 变循环发动机军用涡轮风扇发动机军用涡轮风扇发动机特点 小涵道比、混合排气、带加力 优点 加力比大，亚声巡航经济性好 适用 超音速飞机 军用小涵道比涡扇发动机军用小涵道比涡扇发动机高推重比矢量喷管发动机（F119） 双轴涡喷发动机截面双轴涡喷发动机截面2--压气机入口，2.5--低压压气机出口，3--燃烧室入口，4--涡轮入口，4.5--高压涡轮出口，5--尾喷管入口，8--尾喷管临界截面，9--尾喷管出口带加力燃烧室的涡喷发动机截面带加力燃烧室的涡喷发动机截面2--压气机入口，2.5--低压压气机出口，3--燃烧室入口，4--涡轮入口，4.5--高压涡轮出口，5--尾喷管入口，6--加力燃烧室入口，7--加力燃烧室出口，8--尾喷管临界截面，9--尾喷管出口涡扇发动机基本工作情形涡扇发动机基本工作情形涡扇发动机基本工作情形涡扇发动机基本工作情形压力（静压、总压）的变化规律 涡扇发动机基本工作情形涡扇发动机基本工作情形温度（静温、总温）的变化规律涡扇发动机基本工作情形涡扇发动机基本工作情形速度的变化规律固体火箭发动机固体火箭发动机返回液体火箭发动机液体火箭发动机返回原子能发动机原子能发动机返回冲压发动机冲压发动机返回脉冲发动机脉冲发动机返回2.3 燃气发生器 理想循环： 发动机工作时，不断从外界吸入空气，经过一系列热力过程，最后高速喷出，排出气体在外界逐步散失能量最终达到与外界大气平衡，构成一个不断循环的过程。 循环过程作如下假设以后称为理想循环： (1)工质为空气 ，可视为理想气体，比热为常数； (2)忽略流动损失；压缩过程与膨胀过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损失(排热过程除外)和机械损失。 (3)气流在尾喷管达到完全膨胀。2.3 燃气发生器 理想燃气轮机循环由布雷顿(Brayton)于1872年提出，它由4个过程组成： 绝热压缩 等压加热 绝热膨胀 等压放热 发动机特征截面定义发动机特征截面定义理想循环由四个热力过程组成 0  2i：等熵压缩 2i  3i：等压加热 3i  9i：等熵膨胀 9i  0：等压放热理想循环衡量燃气发生器性能的指标衡量燃气发生器性能的指标热效率ηt,i（Thermo Efficiency)，即加入每千克空气的热量中所产生的可用功与所加热量之比。 比功w(Specific Work)，单位质量空气所作的功。描述循环过程的参数描述循环过程的参数增压比 ：压气机出口静压与周围大气压力之比。包括进气道的冲压增压和压气机的加功增压 加热比Δ：燃烧室出口温度与外界大气温度之比 压缩功 WC 膨胀功 Wp 加热量 q1 放热量 q2增压比 增压比 加热比 Δ 加热比 Δ 压缩功和膨胀功压缩功和膨胀功压缩功:“a02iba”所包围的面积 膨胀功:“a9i3iba”所包围的面积比功和热效率比功和热效率理想燃气轮机循环的比功为 热效率ηt,i只与增压比π有关，ηt,i随π增大而增加，与燃烧过程加热量q1无关。 最佳增压比最佳增压比理想燃气轮机的加热量q1和比功wi不仅与增压比π有关还与加热比Δ有关。当大气温度和增压比π一定时，加热量q1和比功wi随加热比Δ的提高而增大。 使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)，记为πopt,i 最佳增压比最佳增压比由理想循环功的公式，求循环功对增压比的偏导数，并令其等于零，获最佳增压比：理想燃气轮机循环的3个重要结论理想燃气轮机循环的3个重要结论1、理想燃气轮机的热效率ηt,i只与增压比π有关，ηt,i随π增大而单调增加，与燃烧过程加热量q1或加热比Δ无关。 2、在加热比Δ一定的条件下,有一个使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)记为πopt,i。最佳增压比随加热比增加而增大。 3、在增压比相同的条件下，比功随加热比增大而增加 null思考题 涡轮发动机组成部件 航空燃气轮机工作过程 喷气发动机的分类 什么是理想循环，理想循环有哪些重要结论？ 实际循环实际循环 实际燃气轮机中气体的比热随着气体的成分和温度不断地发生变化，而且各个工作过程都存在着流动损失。 各部件损失和热力过程的不可逆性 组成： 多变（不等熵）压缩过程 不等压加热过程 多变（不等熵）膨胀过程 等压放热过程（当P9＝P0时）实际循环实际循环实际循环实际循环实际燃气轮机循环的比功和热效率：P65为便于计算，实际循环分析在理想循环分析的基础上作如下处理：  ①在压缩和膨胀二个绝热过程中，由于存在流动损失，过程中熵增加。  ②把燃烧室中的压力损失归入总的膨胀过程。而燃烧过程仍看作等压加热过程。 实际燃气轮机循环的比功和热效率 实际燃气轮机循环的比功和热效率 实际燃气轮机循环的比功 热效率为： null实际燃气轮机循环的最佳增压比 最佳增压比不仅与加热比Δ有关，还与反映流动损失的多变指数n和n'有关。 实际燃气轮机循环的4个重要结论实际燃气轮机循环的4个重要结论1、实际循环的热效率不仅与增压比有关，而且与循环加热比Δ有关 。 2、实际循环的热效率随增压比的增加，并不是单调的增大，而是有一个极大值，使热效率达极大值的增压比称为最经济增压比 。 3、在加热比Δ一定的条件下，有一个使比功达极大值的增压比称为最佳增压比(或称最有利增压比)，记为πopt 。实际循环的πopt小于理想循环的πopt,i 。各增压比下，实际循环的比功都小于理想循环的比功。 4、在实际循环中随着循环加热比Δ的加大，损失所占加热量的比例相对减少，因此，Δ愈大，实际循环的热效率愈高，实际循环的最佳增压比和最经济增压比也愈高。 null为提高循环热效率，应尽可能提高循环增压比； 为提高循环功，应尽可能提高循环加热比； 存在有最佳增压比，增压比过大将使循环功减小； 提高循环加热比，使循环最佳增压比增加； 提高部件效率，有利于提高循环功和热效率。压气机最佳增压比和最经济增压比 压气机最佳增压比和最经济增压比 最佳和最经济增压比是指气流通过进气道和压气机时的总增压比。气流通过进气道的增压比是随着飞行Ma数的增加而加大，因此，飞行Ma数愈大，则最佳和最经济 压气机增压比愈低 双轴式结构的燃气发生器 双轴式结构的燃气发生器 双轴燃气发生器具有如下优点： (一) 双轴燃气发生器可以使压气机在更广阔的转速范围内稳定地工作，是防止压气机喘振的有效之一; (二) 双轴燃气发生器在低转速下具有较高的压气机效率，因而可使燃气发生器在较低的涡轮前温度下工作。由于涡轮前温度较低而且压气机不易产生喘振，在加速时可以喷入更多的燃油，使双轴燃气轮机具有良好的加速性能; (三) 由于双轴燃气发生器在非设计工况下具有较高的压气机效率，因此非设计工况下的耗油率比单轴燃气发生器低; (四) 双轴燃气发生器在起动时，起动机只需带动一个转子，与同样参数的单轴燃气发生器相比，可以采用较小功率的起动机。核心机 核心机 将燃气轮机的高压转子部分称为核心机，核心机可以作为燃气发生器。但是在双轴燃气轮机中的核心机(高压转子)并不是它的燃气发生器，双轴燃气轮机的燃气发生器部分还应该包括低压转子中的低压压气机和带动低压压气机的那一部分低压涡轮。发展高性能的核心机和燃气发生器的重要意义 发展高性能的核心机和燃气发生器的重要意义 原则上讲，如果能发展一台采用高循环参数、高新技术装备的高性能核心机，则可发展一系列的发动机包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机以及地面及舰船用的动力。另外，按相似理论放大、缩小，可以将核心机尺寸加大或缩小，以改变发动机的推力或功率大小。因此，一些著名的航空发动机公司在20世纪60年代中期均开展了高性能核心机和燃气发生器的研制工作，并取得可观的效果。我国也正在努力发展高性能核心机和燃气发生器。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国通用电气(GE)公司于60年代中期接受美国空军的委托，开展了编号为GE9的“第二代先进涡轮发动机燃气发生器”的发展工作。由于发展了该燃气发生器，因此，1969年GE公司在在争夺用于“先进有人驾驶战略轰炸机”(即后来命名为B-1的轰炸机)的发动机竞争中取胜，并在1970年6月取得美国空军研制用于B-1轰炸机的发动机。该公司在GE9燃气发生器的基础上，配上2级风扇、2级低压涡轮与加力燃烧室研制了F101加力式涡轮风扇发动广机，该 总压比为26.5, 涡轮前燃气温度为1643K，F101于1976年9月完成了定型试验。装F101发动机的B-1B轰炸机于1986年中交付美国空军投入使用。国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 美英三大航空发动机公司的国际inter网网址分别为： ①http//www.geae.com ②http：//www.pratt.whitney.com ③http：//www.rolls-royce.com     国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 80年代初期，美国空军鉴于当时用于F-15、F-16战斗机的F100发动机可靠性较差，影响飞机的正常使用，于是让GE公司发展一种与F100相当的发动机，以便为F-15、F-16择优选用发动机创造条件。GE公司利用F101的燃气发生器，配上直径减小(由1.397m减至1.181m)、级数由2级增加为3级的风扇，发展了可用于F-15、F-16的F110发动机。F110的涵道比为0.87，总压比为30.4，于1985年初定型，并装于F-16上交付美国空军使用，后来又装到F-15上使用，从而形成了美国空军同一型战斗机有二家公司的发动机竞争的局面，改变了一型飞机只有一家发动机公司垄断的现象。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 1971年底，法国国营航空发动机研究制造公司决定与GE公司合作，发展一种能满足80年代旅客机低油耗、低噪声、低排污要求的发动机。1971年底二家公司决定，在采用F101燃气发生器的基础上联合研制推力为100kN级的高涵道比涡轮风扇发动机。1974年9月两公司按投资比例50%:50%组成了CFM国际公司，研制上述发动机并将发动机命名为CFM56。 null1979年11月CFM56的第1个型号CFM56-2同时取得美、法两国的适航证，并换装了四发DC-8旅客机的JT8D发动机，飞机的名称改为DC-8超70；CFM56-2还用于美国空军的KC-135R、C-135FR加油机，E-3、KE-3、E-6预警机上。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 由于CFM56的核心机采用先进的F101燃气发生器，一方面缩短了研制周期，另一方面，更重要的是发动机各方面的性能均较好，因此很快发展了用于波音737-200旅客机的CFM56-3型发动机，将波音737原用的JT8D发动机换成CFM56-3后，飞机改名为波音737-300，这型飞机目前是世界上使用最多的中程旅客机，据1997年9月统计，使用中的波音737-300、-400、-500(均采用CM56-3发动机)约1800余架。随后又发展了用于A320、A340旅客机CFM56-5型以及用于波音737-600、-700、-800的CFM56-7型。截至1997年9月共有6000余台各型CFM56发动机。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 前苏联在研制、发展新型发动机中，也采用了先研制出先进的燃气发生器，然后以它为基础发展系列发动机的途径。前苏联伊伏琴柯设计局于60年代中期，为了研制大推力、三转子高涵道比涡轮风扇发动机，由于缺少经验，先进行了小尺寸的技术验证发动机的研制工作，该验证机(推力约为64kN)于1971年进行了地面试车台的试验，随后装在飞机上进行飞行试验，试验结果表明，所设计的三转子高涵道比涡轮风扇发动机在技术上是可行的，可以在此基础上研制大推力的三转子涡轮风扇发动机。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 在西方的发动机研制公司一般是不将验证机作为产品应用，但伊伏琴柯设计局却将该验证机命名为Д-36，并作为雅克-42、安-72等中程旅客机的动力，于1977年投入使用。 1979年伊伏琴柯设计局，将Д-36的核心机按比例放大设计了推力为230-294kN的三转子高涵道比涡轮风扇发动机Д-18T，该发动机于1982年底装于安-124远程运输机原型机上进行飞行试验，1986年，装有4台Д-18T发动机的、起飞总重超过美国C-5A的远程重型运输机安-124交付使用。 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 国外发展高性能核心机和燃气发生器的情况 1977年伊伏琴柯设计局以Д-36的核心机为基础，研制了用于当今世界上最重的米-26重型直升机、功率为7457kW的双转子涡轮轴发动机Д-136。随后又在Д-36的基础上发展了Д-236桨扇发动机、Д-336地面用燃气轮机以及Д-436高涵道比涡轮风扇发动机(推力为73.6kN)。 由上述的美国GE公司F101、F110、CFM56发动机发展途径和前苏联伊伏琴柯设计局Д-36、Д-18T、Д-136、Д-236、Д-336及Д-436系列发动机发展进程可以看出，研制高性能的核心机和燃气发生器在研制新型发动机中的重要意义。 GE90 GE90发动机是由通用电气公司下属的GEAE“通用电气航空发动机公司”研制的的高涵道比商用超大推力涡扇发动机。GE90-115B这一型号的发动机是吉尼斯世界纪录所记载的世界上推力最大的航空发动机，地面台架试验中曾经达到过56.9吨的最大推力。GE90在1995年11月正式投放商业市场，目前用于波音777系列客机。 GE90GE90 GE90首次发表于1995年11月，搭载于英国航空所新订购的波音777飞机。GE90目前仅有波音777使用，在777-200、-200ER及-300是选配引擎之一（另可选用劳斯莱斯的Trent 800或普惠的PW4000），但在777-200LR及-300ER则是唯一可用的引擎。GE90-115B发表于2004年5月。GE90GE90 GE90发动机以及后续衍生出的GENX发动机都是美国一系列民用涵道比涡扇发动机预研工程的技术结晶。GE90采用突破性的单级大直径宽弦复合材料风扇叶片而不是大涵道比涡扇发动机所采用的传统钛合金风扇叶片，大大减轻了风扇组件的重量。该风扇采用低叶尖速度、弹性变形吸收冲击能量并重新分布、叶根在榫槽中偏摆减缓冲击和局部包裹钛合金的办法成功地保证了风扇叶片的抗外物打击性能；采用涂覆聚氨酯抗腐蚀涂层和使用特殊丝线缝合复材脱层部位等方式提高了风扇叶片的抗腐蚀性能。 GE90GE90 GE90的最大特征就是有极大的进气口（3.43米）以及弯曲的进气叶片，其材质为实心复合材料，不同于以往的发动机使用钛合金实心叶片。弯曲的设计是源自于NASA于1990年代所进行UEET（Ultra Efficient Engine Techonology）的研究成果，用意在于降低噪音及提升效能。据说，一具GE90可以在一分钟之内，抽去相当于麦迪逊广场花园大小建筑物的空气。GE90GE90不过，由于GE90的直径，比波音737的机身直径（3.4米）更大，普通的波音747货机货舱门，根本无法让一整台发动机进入机舱，因而需要使用特制的超大型运输机（如安东诺夫安-124）运输（拆去风扇的GE90例外）。如果一架波音777因为发动机故障而需要紧急转飞，而转飞的机场欠缺GE90的后备零件，那就需要等候超大型运输机把备用的发动机送过来，然后由同样的飞机将故障的发动机送回适当的地点进行维修。2005年12月17日，一架法国航空的波音777-200ER从首尔飞往巴黎途中，其中一具GE90-94B发生故障，因而需要在西伯利亚的伊尔库斯克紧急降落。一架安-124运输机将一台备用发动机送去伊尔库斯克进行更换。发动机故障的原因，至今仍在调查之中。 GE90GE90的十级高压压气机具有23的压比，结构强度和气动载荷设计与GE公司与法国合作研制的CFM56发动机比较相似。由于GE90推力要求相当高，因而选取了流量和尺寸很大的核心机，该机高压压气机叶片长度明显大于其他大涵道比涡扇发动机。GE90采用了GE公司独特的双环腔低污染燃烧室设计而且应用了以往在涡轮叶片上采用的气膜冷却手段。这样的设计有效降低了氮化物的排放并且提高了发动机性能和耐久性。GE90采用两级高压涡轮和多达六级低压涡轮，热负荷较低因而寿命较长。GE90的十级高压压气机具有23的压比，结构强度和气动载荷设计与GE公司与法国合作研制的CFM56发动机比较相似。由于GE90推力要求相当高，因而选取了流量和尺寸很大的核心机，该机高压压气机叶片长度明显大于其他大涵道比涡扇发动机。GE90采用了GE公司独特的双环腔低污染燃烧室设计而且应用了以往在涡轮叶片上采用的气膜冷却手段。这样的设计有效降低了氮化物的排放并且提高了发动机性能和耐久性。GE90采用两级高压涡轮和多达六级低压涡轮，热负荷较低因而寿命较长。GE90 通用电器GEnx（General Electric Next-generation）发动机是一款先进的双转子轴流式大涵道涡轮风扇发动机，使用于波音787、747-8及空中客车A350。此外，GEnx也是作为CF6的替代产品 GEnx GEnx GEnx 1.设计和开发 在三大航空发动机制造商中，GEnx和罗尔斯罗伊斯公司的遄达1000被波音选为新一代飞机的使用引擎。GEnx运用了一些在GE90涡轮风扇发动机中的技术，包括复合材料制造的风扇叶片以及更小的体积的核心组件。通用电气在GEnx项目中承担了64%的风险共担，其他利益相关者包括：石川岛播磨重工业公司（15%）、AVIO（12%），沃尔沃航空、Techspace航空、 三菱重工以及三星Techwin公司持有余下的9％。 GEnx GEnx GenX的结构设计源于超高推力的GE90发动机，是GE90基准结构的第五次应用，而且GE90已在双发飞机上得到了验证，所以，GenX将是一种采用成熟技术的低风险发动机。 B787有一个标准的接口以兼容GEnx和Trent1000。预计未来25年内，B787的发动机市场超过400亿美元。GEnx淘汰了引气系统取而代之采用高温/高压空气为飞机提供能量，比如飞机的启动，空调和除冰系统。 GEnx GEnx 在2006年的首次测试中，GEnx产生的推力为53000磅-75000磅(240-330 kN)，并计划于2008年投入使用（现B787被延迟交付）。波音预测此将减少20%的燃油消耗以及比目前涡轮风扇发动机更安静的声音。另外，推力达66500磅(296kN)的另一版本发动机（GEnx-2B67）将被用于B747-8。不同与最初用于B787的版本，此版本依然采用传统的引气系统。同时将缩小尺寸以便容纳于B747。 通用电气于2006年3月19日对GEnx进行首次试车，第一次用于飞行为2007年2月22日，被安装在一架B747-100的2号发动机位置上。 GEnx GEnx 2.技术 作为GE90的衍生品，GEnx在减轻重量方面做了许多革新： *风扇直径2.8米（787-8）/2.7米（747-8） *复合材料制成的风扇叶片 *钛铝合金制成的第6、7级低压涡轮风扇叶片。 GEnx GEnx 减少燃油消耗的技术包括： *19：2的涵道比，同时也有助于降低噪音 *整流罩导向叶片有助于减少了二次流。 *双环预混旋流(TAPS)燃烧室减少对环境的污染，提升空气流量。 降低维修成本，提高发动机的使用寿命： *采用更有效的降低发动机内部温度的冷却技术。 *排出在低压压缩机和高压压缩机中杂物的保护装置。 GEnx GEnx 在耗油率方面，GenX比CF6-80C2低15%，降低油耗一部分将通过发动机循环获得，另一部分是通过增加部件效率。 　　通用电气非常严格地监控采购和维修费用，GenX的总费用会低于其预计值，公司的目的是GenX的在翼时间比CF6-80C2发动机的长30%。 GEnx GEnx GEnx 部件技术概况 风扇：其叶片将采用三维气动技术设计，是一种高流量后掠型叶片，这种第三代复合材料叶片（带钛前缘）重量轻、耐久性好、效率高、噪声低。 压气机：GenX的压气机系统从GE90-94B的压气机缩尺而来，压比23，这种压气机的压比也是航空发动机中较高的，可满足787的燃油效率和全电要求。该系统采用4级增压级，增压级的叶片采用新铝合金制造，而压气机仍将采用10级，其前2级为整体叶盘结构。 燃烧室：GenX的燃烧室是以CFMI公司为CFM56系列发动机研究的低污染双环形预旋技术燃烧室为基础的改进型。试验表明，它能使NOx比现有规定低约36%。 涡轮：为改进循环耐久性，2级高压涡转子采用新的粉末冶金材料制造，7级低压涡轮对转，可减轻系统重量和复杂性。 GEnx GEnx 3.规格 (GEnx-1B64) 一般特性 类型:涡轮风扇发动机 长度: 498cm 直径: 366cm 干重: 5816kg 组件 压缩机：轴流式，1级风扇，4级低压压缩机，10级高压压缩机 燃烧室：环形 涡轮机：轴流式，2级高压涡轮，7级低压涡轮 性能 最大推力：63800磅（284kN)GEnx 习题：习题：发动机的热效率表示作为一个热机将热能转变为机械能的程度，其主要损失为： （A）喷出发动机燃气的动能损失  （B）燃料不完全燃烧，以及通过发动机外壁向外界散热  （C）喷出发动机燃气所带走的热能   （D）发动机各个部件内部气流分离及转动部件的摩擦损失习题：习题：关于理想涡轮喷气发动机循环的最佳增压比，正确的说法是： （A） 由于压比越高热效率越高，因此不存在最佳增压比 。 （B） 在最佳增压比处，热效率最高 。 （C） 在一定的加热比条件下，加热量q1达到极大值 。 （D） 最佳增压比是加热比的函数。 习题：习题：其他条件不变时，实际发动机的最经济增压比大于最佳增压比，这是因为当增压比大于最佳增压比以后，继续增加增压比使 （A） 发动机可用功继续增大 （B） 加入发动机的热量q1继续减小 （C） 各部件效率有所提高   （D） 燃气喷射速度减小，使推进效率提高 习题：习题：选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能提高单位推力，应该 （A） 提高空气流量 （B） 尽可能提高压气机的设计增压比 （C） 尽可能提高涡轮前燃气温度设计值   （D） 尽可能减轻发动机的重量 习题：习题：进行循环分析时必须使用静参数，这是因为： （A） 用静参数分析比较简单   （B） 在循环分析中必须作种种假设   （C） 它能表示流动中气体微团的压缩膨胀程度   （D） 循环分析方法是由活塞式内燃机的循环分析继承下来的习题：习题：选择涡轮喷气发动机设计参数时，为了尽可能降低耗油率，应该 （A） 正确的选择调节规律  （B） 尽可能提高压气机的设计增压比 （C） 尽可能提高涡轮前燃气温度设计值   （D） 提高燃油泵工作效率，并完善主燃油调节器的设计2.4 涡轮喷气发动机的推力计算2.4 涡轮喷气发动机的推力计算力学原理（牛顿定律）： 流经发动机的气流受到力的作用产生加速度，气流必定产生一个大小相等、方向相反的反作用力作用于发动机 。 反作用力  推力2.4 涡轮喷气发动机的推力计算2.4 涡轮喷气发动机的推力计算涡喷发动机的推力是发动机内外气体在各个部件表面上作用力的合力。气体在各个部件上作用力的轴向分力并不都是与推力方向相同的。2.4 涡轮喷气发动机的推力计算2.4 涡轮喷气发动机的推力计算用计算各部件轴向力合力的方法来计算发动机的推力十分困难； 把发动机看成一个整体，通过计算发动机进口和出口气流动量的变化来确定发动机的推力。 发动机推力公式推导发动机推力公式推导理论依据 动量定理 假设： 流量系数Φ0等于1，即， 其中A0为发动机远前方气流截面积，A1进气道进口截面积。 发动机外表面受均匀压力，且等于外界大气压力p0 。 气体流经发动机外表面时，没有摩擦阻力。发动机推力公式推导发动机推力公式推导取发动机单独安装于短舱的安装形式 远前方为“0”截面 短舱进口为“1”截面 尾喷管出口为 “9”截面根据动量定理，周界上作用于气体的力＝每秒流出和流入发动机气体的动量差发动机推力公式推导用Fin表示发动机内表面对气流的作用力，根据动量定理，周界上作用于气体的力应等于流出和流进发动机的气体每秒动量差。 发动机推力公式推导根据假设1)，Ф0=A0/A1=1，可得                                              于是(2.4-1)式可改写为 或      (2.4-1)发动机推力公式推导发动机推力公式推导作用在发动机外表面的力用Fout表示，可得：                        (2.4-3)     根据发动机推力的定义，发动机推力是作用在发动机内外表面所有力的合力，因此得                    (2.4-4)发动机推力公式推导发动机推力公式推导由于 于是(2.4-4)式又可写成：                (2.4-5)     f的数值大约在0.015～0.020之间，在近似计算中可以忽略不计，这样，推力公式可简化为                    (2.4-6)发动机推力公式推导发动机推力公式推导当燃气在尾喷管内完全膨胀时p9=p0，推力公式可进一步简化为下列简单形式：                           (2.4-7)    式中（c9 -c0）为通过发动机每公斤空气所产生的推力，称为单位推力，用Fs表示:  以上几个公式是计算涡轮喷气发动机推力的基本公式。计算计算某涡轮喷气发动机在地面试车台工作，已知A9=1520cm2，p0=101322Pa, p9=135822Pa，c9=538m/s，qmg=50.7kg/s，求发动机的推力。 由于在地面试车台工作，c0=0 用气动函数表示的推力公式 用气动函数表示的推力公式 一、有效推力一、有效推力有效推力(可用推力) 发动机提供的推进飞机向前运动的力，其大小等于流经发动机内、外的气流对发动机各部件表面反作用力的轴向合力，用“Fef”表示。附加阻力 由于在推导理论推力公式时，假设流量系数等于1，与实际情况不符时，应以附加阻力的形式修正。附加阻力 由于在推导理论推力公式时，假设流量系数等于1，与实际情况不符时，应以附加阻力的形式修正。 附加阻力是由于作了“发动机外表面受均匀压力，且等于外界大气压力”的假设，并从0截面开始计算推力而产生的计算错误，实际上并不存在这样一种阻力 波阻Ds波阻Ds在超音速飞行条件下，由于激波的出现，压力将发生剧烈变化，压差阻力将增大，出现波阻。 发动机外表面上压力p和周围大气压力p0之差在发动机轴向投影的总和称为发动机的波阻。 波阻的大小与飞行速度、发动机短舱的外形、发动机在飞机上的安装情况以及尾喷管喷出的高速燃气流的干扰有很大的影响。一般要用实验方法确定。外表摩擦阻力外表摩擦阻力发动机短舱外表摩擦阻力的大小与短舱的外形以及与飞行Ma数和雷诺数Re的大小有关，也要用实验方法确定。 后面的章节，不使用发动机的有效推力，仍然采用假设条件下的推力公式，这是因为附加阻力、波阻和外表摩擦阻力这三者的大小与发动机短舱形状、发动机在飞机上的安装位置以及飞机飞行条件等有密切关系。 因此，不联系到某架具体的飞机，单独讨论发动机推力时，不考虑这三项阻力。 习题：习题：1、 某涡轮喷气发动机在地面试车台工作，已知A9=1520cm2，p0=101322Pa, p9=135822Pa，c9=538m/s，qmg=50.7kg/s，求发动机的推力。  2、 某装有收敛形尾喷管的涡轮喷气发动机，其尾喷管出口面积A9=1520cm2，在地面试车台工作时，测出周围大气压力p0=101322Pa，尾喷管出口总压p9*=250418Pa，求发动机的推力。 3、某单轴涡轮喷气发动机，测得其尾喷管出口直径为0.558m。发动机在地面标准大气条件下工作时，测得其尾喷管出口总压为200397Pa、总温为899K 。求发动机的推力。 习题：习题：从推力公式F=qma(c9-c0)+A9(p9-p0)可以看出：    （A） 上式正确的反映了作用在发动机内外表面作用力的合力。 　（B）上式中忽略了燃油流量。   　（C） 上式中已经考虑了发动机的附加阻力。  　（D）  上式中假定了燃气在尾喷管中完全膨胀。习题：习题：附加阻力是   （A）由于假设发动机外壁受均匀大气压p而产生的计算误差。 （B）由于发动机短舱外表粗糙而产生的一种阻力。 （C）由于假设流量系数φ0=1而产生的计算误差。   （D）实际上存在的一种阻力，可以用正确的计算方法加以修正。2.5 航空燃气轮机的推进器部分2.5 航空燃气轮机的推进器部分推进器包括：尾喷管、螺桨、风扇和喷管。推进器要求把燃气发生器所产生的可用功转换成尽可能大的推进功，即获得尽可能大的推力。 可以证明，在燃气发生器相同，可用功相等的条件下，将可用功分配给更大量的气体，可以得到更大的推力。 在运输机和旅客机上采用涡轮螺桨发动机或大涵道比的涡轮风扇发动机就是根据这个原理。 null可用功可用功燃气轮机的推进器要求把燃气发生器所产生的可用功转换成尽可能大的推进功，或者说获得尽可能大的推力。 通过燃气发生器每千克空气产生的可用功w是该气体在尾喷管中等熵膨胀至外界大气压后的动能增量。发动机的推进效率发动机的推进效率发动机推进效率是衡量将可用功转变为飞机前进的推进功的程度。 飞机的推进功等于推力与前进距离的积，通过发动机每1kg空气每秒钟所作的推进功用wp表示发动机的推进效率发动机的推进效率当气体在尾喷管内完全膨胀，并忽略燃料重量时，可用功的转变可写成下列恒等式： 发动机推进效率可用下式表示 发动机的推进效率随着飞行速度c0的变化，可以在很大范围内变动，通常不超过55％～75％(当c0/c9=0.4～0.6时)。 发动机的推进效率发动机的推进效率从加大发动机单位推力的角度，希望(c9-c0)值愈大愈好；但从减小动能损失以增加推进效率的角度，希望(c9-c0)值愈小愈好，但不可能没有动能损失，若没有动能损失，必须使c9=c0，那就不可能产生推力。 既要增大发动机的推力，又要保持较高的推进效率，最佳的是用加大喷射气流质量，降低喷射气流速度的方法。既增大了推力，又推高了推进效率。这就是采用涡轮螺桨发动机或大涵道比的涡轮风扇发动机的根本原因。螺旋桨的发展螺旋桨的发展螺桨风扇发动机（桨扇发动机） 8~10片后掠叶片组成桨扇 克服一般螺旋桨在飞行马赫数达到0.65后效率就急剧下降的缺点 推进效率较高，优越性保持到飞行马赫数0.8左右 更适用于巡航Ma＝0.7~0.8的短途运输机 20世纪70年代世界能源危机中，一些国家开展了称为桨扇的新型螺桨的研究，它由二个旋转方向相反的螺桨一起工作，桨叶较多，叶片较宽， 弯曲而后掠呈马刀形，可适应于高亚声速飞行。 null装有D-27桨扇发动机的AN-70飞机 桨扇的直径比涡扇发动机的风扇直径大，可以有更高的推进效率，耗油率更低。后来由于颤振与噪声问题未获解决，而能源危机有所缓解，暂停了研制工作。仅俄罗斯于1994年研制成的D-27桨扇发动机试飞成功 计算计算1 某涡轮喷气发动机飞行速度360 km／h，已知A9=1600cm2，p0=95300Pa,求下列情况发动机推力 （1） p9=122800Pa，c9=560m/s， qmg=51 kg/s （2） 同（1），另外， qma=50 kg/s （3） qma=50 kg/s， c9=600m/s，燃气在尾喷管内完全膨胀 （4） c9=600m/s，求燃气在尾喷管内完全膨胀时单位推力Fs计算计算2 某涡喷发动机，当速度为900km/h时，尾喷管中燃气完全膨胀，尾喷管出口燃气速度为600m/s。忽略燃油流量，求通过该发动机每千克空气的可用功、推进功和排气动能损失，以及发动机的推进效率。 3 将上题中的涡轮喷气发动机改为涵道比为1的涡轮风扇发动机，其飞行速度和燃气发生器的可用功与上题相同，忽略能量传递过程中的各种损失，可用功均匀分配给内外涵气流，求通过该发动机每千克空气的推进功和排气动能损失，以及发动机的推进效率。计算结果对比计算结果对比2.6 航空燃气轮机的性能指标 2.6 航空燃气轮机的性能指标 (1) 推力 单位：牛顿(N) 或 拾牛顿(daN) 发动机推力大小仅仅反映飞机的推力需求, 不能反映不同推力级发动机之间的性能优劣 例如: GE90(Boeing777) F= 392000 N, qma= 1420 kg/s D=3.524m wp-11(无人机) F= 8500 N, qma= 13 kg/s D=0.3m性能指标null(2) 单位推力(Specific Thrust) (2) 单位推力(Specific Thrust) 发动机推力与通过发动机的空气质量流量之比，称为发动机的单位推力,是航空燃气轮机最重要的性能参数之一。 Fs = F / qma 完全膨胀时: Fs =c9 – c0 单位: daN• s / kg 涡轮喷气发动机在地面最大状态工作时的单位推力约为 600 ~ 750 N • s / kg2.6 航空燃气轮机的性能指标 (3) 推重比 (Thrust Weight Ratio) (3) 推重比 (Thrust Weight Ratio) 发动机的推力和发动机重量之比，称为发动机的推重比。它直接影响飞机的重量和有效载荷，因此它对于飞机的最大平飞速度、升限、爬升速度等机动性能都有直接的影响。 目前，涡轮喷气发动机在地面时的推重比约为3.5～4.0，加力涡轮喷气发动机约为5.0～6.0，加力小涵道比涡轮风扇发动机已达到并超过8.0，用于垂直起落的升力发动机已达16以上。 发展要求 飞机推重比≥1.15 发动机推重比≥10(4) 单位迎面推力(Thrust per Front Area) (4) 单位迎面推力(Thrust per Front Area) 发动机的推力和发动机的迎风面积之比。迎风面积是指发动机的最大截面面积。当发动机安装在单独的发动机短舱里时，迎风面积的大小决定了发动机短舱外部阻力的大小。 单位迎面推力的单位是N/m2或daN/m2。 目前涡轮喷气发动机的单位迎面推力约为8000～10000daN/m2。(5) 单位燃油消耗率（Specific Fuel Consumption）(5) 单位燃油消耗率（Specific Fuel Consumption）耗油率sfc：产生1N(或1daN)推力每小时所消耗的燃油量，其单位为             (或kg·h-1·N-1)。它是发动机在一定飞行速度下的经济性指标。 qmf──发动机的燃油流量，单位是kg/s 耗油率是决定飞机的航程和续航时间的重要参数。涡轮喷气发动机在地面静止时的耗油率为0.8～1.0kg·h-1·daN-1左右，涡轮风扇发动机已降到0.5～0.6kg·h-1·daN-1，甚至更低。 (6) 总效率(Total efficiency) 1kg燃料具有的化学能，即理想发热量。(6) 总效率(Total efficiency) 总效率η0来衡量经济性， 表示加入发动机的燃料完全燃烧所放出的热量有多少转变为发动机的推进功。 发动机总效率应等于发动机热效率和发动机推进效率的乘积。 涡喷发动机飞行时的总效率通常在20％～30％左右。航空燃气轮机的总效率不仅与sfc有关，而且与飞机的飞行速度直接有关。在地面静止状态下，发动机的总效率等于0。由于经常在地面静止状态下评定发动机的经济性，因此，往往把耗油率作为评定发动机经济性的指标。 使用性能要求使用性能要求1.发动机的起动要迅速可靠，无论在地面不同大气条件下起动，或是在空中停车后起动，都要求起动成功率高。 t = (30～60 ) s 2.发动机的加速性要好，通常从慢车状态的转速增加到最大转速(或最大 推力)所需要的时间作为发动机加速性的指标，加速所需要的时间愈短愈好。 目前涡喷发动机的加速性时间约为5～18s。3.工作稳定、可靠性好3.工作稳定、可靠性好使用中避免发生：熄火、超温、超转、喘振等。 结构完整性； 安全可靠 事故率：发动机故障引起飞行事故次数/10万小时 空中停车率：空中停车次数/工作千小时（IFSD） 返修率（Shop Visit Ratio / 1000hr） 平均无故障间隔时间(Mean Time Between Failures) 正点率 null4.寿命长 两次返修之间发动机工作小时数 军用: 100-400小时 民用:上千-上万小时 5.其他 可维修性、低成本、低排放污染、低噪音等四、基本要求四、基本要求高推重比（高单位推力） 低耗油率 高稳定可靠性 低成本 低污染典型亚音速飞机发动机典型亚音速飞机发动机一、能量转换一、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2.7 航空燃气轮机的能量转变和效率 二、热效率二、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 bnull 每秒钟流过发动机的1千克工质的能量守恒方程 对涡喷发动机而言：Wk=WT “热损失”部分 （1）不完全燃烧 1-2% （2）壁面散热qout 2% （3）排热损失Cp(T9 -T0) 55-75% th = 0.25 ~ 0.35 q0  W=(V92 - V02)/2  产生推力  (V9 - V0)null思考题 涡轮发动机组成部件 航空燃气轮机工作过程 涡轮喷气发动机的分类 什么是理想循环，理想循环有哪些重要结论？ 实际循环有哪些重要结论？ 双轴燃气发生器与单轴相比有哪些优点？ 发展高性能核心机和燃气发生器有什么重要意义？null思考题 推导发动机推力公式作了哪些假设？ 什么是有效推力？ 附加阻力的实质是什么？ 发动机的激波阻力与哪些因素有关？ 采用涡轮螺桨发动机或大涵道比的涡轮风扇发动机有哪些优点，为什么？ 航空燃气轮机的主要性能指标有哪些？ 什么是sfc？ 发动机的使用性能包括哪些内容？ 什么是发动机的总效率？