航發(fā)原理總結

1、總 結,進氣道和尾噴管工作原理 各種類型發(fā)動機基本工作原理 發(fā)動機設計點性能 各部件共同工作及控制規(guī)律 發(fā)動機非設計點性能（特性,進氣道工作原理及特性,功能、設計要求及分類 亞音進氣道 三種流譜(0) 結構形式 超音進氣道 氣動設計原理(多波系結構) 三種結構形式(內壓、外壓、混壓) 外壓式超音速進氣道的特性 飛行M數（影響斜激波的強度和波角） 進氣道出口反壓變化（發(fā)動機在共同工作線上移動）影響結尾正激波位置三種不同工作狀態(tài)：臨界、超臨界、亞臨界 防止喘振,三種流譜(0,三種不同工作狀態(tài)： 臨界、超臨界、亞臨界,超音進氣道,亞音進氣道,尾噴管工作原理,功能、設計要求及分類 收斂型 三種工作狀態(tài)

2、 臨界、超臨界、亞臨界 取決于噴管壓比與臨界壓比的關系 臨界、亞臨界：完全膨脹 超臨界：不完全膨脹 出口氣流所能達到的最大速度 C9max=當地音速f(排氣總溫） 收斂-擴張型 幾何固定的收擴噴管有三種工作狀態(tài) 完全膨脹、不完全膨脹、過度膨脹 取決于噴管壓比和面積比 為減小損失，面積比（A9/A8）應設計成可調節(jié)，且與噴管可用膨脹比成正比,基本工作原理及熱力循環(huán),不同類型發(fā)動機的組成、工作過程 推力的產生及計算公式 渦噴 渦扇（分排、混排） 渦槳 性能指標（定義、單位、計算公式） 渦噴、渦扇：單位推力、推重比、耗油率 渦軸：軸功率（單位軸功率）、功重比、耗油率 渦槳：軸功率（單位軸功率）、螺槳

3、功率、拉力等,能量轉換及效率（定義、能量損失形式） 熱機熱效率 熱能循環(huán)有效功 熱焓形式損失（排熱損失） 推進器推進效率 機械能推進功率 動能形式損失（余速損失） 發(fā)動機總效率 總效率與耗油率的關系 提高熱效率（發(fā)動機熱力循環(huán)） 提高推進效率（質量附加原理,基本工作原理及熱力循環(huán),理想熱力循環(huán)分析 不加力渦噴發(fā)動機 熱力循環(huán)的組成（P-V圖、T-S圖） 理想循環(huán)功受循環(huán)增壓比、循環(huán)增溫比的影響 與循環(huán)增溫比成正比、存在有最佳增壓比 最佳增壓比正比于循環(huán)增溫比 理想循環(huán)熱效率正比于循環(huán)增壓比,基本工作原理及熱力循環(huán),復燃加力發(fā)動機 復燃加力使推力增加的原理 可在不改變主機狀態(tài)條件下，提高排氣溫度

4、排氣速度單位推力推力 理想熱力循環(huán)組成（P-V圖、T-S圖） 理想循環(huán)總加熱量取決于（加力溫度進氣溫度） 復燃加力使理想循環(huán)功增加 復燃加力使理想循環(huán)熱效率下降 在總加熱量一定，主燃燒室加熱量增加有利于改善加力循環(huán)功和熱效率,基本工作原理及熱力循環(huán),基本工作原理及熱力循環(huán),渦扇發(fā)動機熱力循環(huán)和質量附加原理 分排、混排發(fā)動機的內、外涵氣流理想熱力循環(huán)組成及其在P-V圖和T-S圖上的表示 “同參數”渦噴和渦扇具有相同的熱機循環(huán)有效功和熱效率 渦扇發(fā)動機將從熱機中獲取的循環(huán)有效功分配給了更多的工作介質（涵道比0），參與產生推力工質增多，因此推力增大 在“同參數”條件下渦扇發(fā)動機的排氣速度低，減小了余

5、速損失，具有更高的推進效率，因此提高了總效率，降低了耗油率,實際熱力循環(huán)分析 熱力循環(huán)組成（P-V圖、T-S圖） 循環(huán)功f(增溫比、增壓比、部件效率) 與循環(huán)增溫比成正比 存在有最佳增壓比 與部件效率成正比 循環(huán)熱效率f(增溫比、增壓比、部件效率) 與循環(huán)增溫比成正比 存在有最經濟增壓比 與部件效率成正比,基本工作原理及熱力循環(huán),發(fā)動機設計點性能,設計參數值的選擇對性能參數的影響及其原因 提高增壓比設計值 存在最佳增壓比、最經濟增壓比 提高增壓比（不利于提高單位推力和推重比、有利于降低耗油率） 提高渦輪前溫度設計值 對于超音速用途：有利于提高單位推力、高推重比，但耗油率也相應增加 對于亞聲速用

6、途：有利于高涵道比設計（增加推力、降低耗油率） 提高加力溫度設計值 高單位推力，但同時付出高耗油率的代價 提高涵道比設計值 低單位推力、低耗油率 風扇增壓比設計值 遵循最佳分配原則,不同用途飛機，發(fā)動機設計循環(huán)參數參數的發(fā)展趨勢 大型亞音速運輸機為追求盡可能低的耗油率 大多采用三高設計 軍用超音速戰(zhàn)斗機為追求盡可能高的單位推力和推重比 采用一高、一中、一低設計 提高加力溫度 高加力單位推力 同時帶來高加力耗油率,發(fā)動機設計點性能,各部件共同工作條件（相互制約） 流量連續(xù) 壓氣機渦輪Tt4/Tt2等值線及物理意義 流通能力正比于增壓比，反比于增溫比 渦輪尾噴管膨脹比與幾何通道面積的關系 對于渦噴

7、和分排渦扇發(fā)動機，當幾何不可調節(jié)和渦輪、尾噴管均處于臨界或超臨界狀態(tài)時，渦輪膨脹比不變 復燃加力發(fā)動機A8必須可調，以保證主機的工作狀態(tài)不受復燃加力燃燒室工作的影響 由涵道比定義和流量連續(xù)條件 涵道比將隨飛行條件、轉子轉速的變化而變化 發(fā)動機流通能力變化使進氣道的工作狀態(tài)受到影響 亞音進氣道（三種流普） 超音進氣道（三種工作狀態(tài)） 功率平衡 壓氣機功與渦輪前溫度和膨脹比的關系 當壓氣機功變化時，為維持功平衡，必須改變渦輪前溫度或渦輪膨脹比以維持功平衡關系，否則轉速將發(fā)生變化,發(fā)動機穩(wěn)定狀態(tài)各部件共同工作,發(fā)動機各部件共同工作的結果共同工作方程，將共同工作方程表示在壓氣機特性圖上可獲得共同工作線

8、 共同工作線的討論 共同工作線的物理意義 發(fā)動機的工作線，飛行條件變化、外界大氣條件變化、發(fā)動機轉子轉速變化將引起共同工作點在工作線上移動 工作線位置受A8調節(jié)的影響 單軸渦噴（調小A8則共同工作線移向喘振邊界） 雙軸渦噴（ A8變化不影響高壓轉子共同工作線，調小A8對低壓共同工作線的影響與單軸發(fā)動機相反） 當工作點向左下移動時，壓氣機喘振欲度減小，因此必須采取防喘措施 幾何參數不可調節(jié)時，采用不同控制規(guī)律不會對發(fā)動機共同工作線位置產生影響，但共同工作點將隨不同控制規(guī)律而不同，因而導致發(fā)動機性能將不同 雙轉子發(fā)動機自動防喘機理 雙轉子發(fā)動機各部件共同工作 高壓轉子（或核心機）共同工作方程表達式

9、相同 低壓轉子共同工作方程表達式取決于發(fā)動機類型 渦扇發(fā)動機工作點沿共同工作線變化時，涵道比將發(fā)生變化,發(fā)動機穩(wěn)定狀態(tài)各部件共同工作,共同工作方程及共同工作線,發(fā)動機控制規(guī)律,控制規(guī)律制定的目的和制定原則 為控制共同工作點在工作線上的落點 最大限度發(fā)揮性能潛力和最有利使用發(fā)動機 確保發(fā)動機工作安全 因推力正比于轉速、渦輪前溫度、加力溫度，且代表最大負荷，因此通常被選擇為被控參數 調節(jié)中介為燃燒室燃油流量（包括主、加力燃燒室）、噴管喉道面積 單軸渦噴不同控制規(guī)律（被控參數、調節(jié)中介、控制回路、及其他主要參數隨飛行條件變化的特點） n=const, A8=const Tt4=const, A8=c

10、onst n=const, Tt4=const 雙軸渦噴不同控制規(guī)律（被控參數、調節(jié)中介、控制回路、及其他主要參數隨飛行條件變化的特點） n1=const, A8=const n2=const, A8=const Tt4=const, A8=const,單變量控制 被控參數： n 調節(jié)中介： wf,雙變量控制 被控參數：n、 Tt4 調節(jié)中介： wf、A8,單變量控制只能保證被控參數按設定的規(guī)律變化，其他參數將由共同工作條件確定并隨飛行條件變化,控制規(guī)律的制定將決定最終所獲得的發(fā)動機性能，因此控制規(guī)律的設計至關重要,發(fā)動機穩(wěn)態(tài)特性,發(fā)動機典型工作狀態(tài) 節(jié)流特性（油門特性、轉速特性） 定義 典型

11、曲線及參數變化原因 防喘措施的防喘機理及其對特性的影響 速度特性 典型噴氣式發(fā)動機速度特性曲線及參數變化原因 不同設計參數特性 不同控制規(guī)律 不同類型發(fā)動機速度特性（渦噴、渦扇、復燃加力發(fā)動機、渦槳、渦軸）的特點及其適應范圍,發(fā)動機穩(wěn)態(tài)特性,高度特性 典型特性曲線及參數變化原因 大氣壓力和溫度對性能參數的影響 氣壓低，推力?。ǜ咴痫w） 溫度高，推力低，耗油率高（熱天起飛） 發(fā)動機工作狀態(tài)相似準則及臺架性能換算,典型節(jié)流特性（油門特性,渦噴、小涵道比渦扇典型速度特性,渦輪噴氣發(fā)動機、小涵道比渦扇適應于超音速飛機使用推力大、總效率高,低速條件下，大涵道比設計的渦扇發(fā)動機推力大，耗油率低 設計涵道

12、比越大，高速條件下發(fā)動機的相對推力（F/F起飛）越小 隨飛行速度增加渦扇發(fā)動機涵道比迅速加大，氣流的排氣速度C9渦扇遠低于C9渦噴，單位推力迅速減小，導致推力小、耗油率高。高速條件下渦扇發(fā)動機的速度特性不如渦噴發(fā)動機 大涵道比的渦扇發(fā)動機隨著Ma0增加，推力一直下降 Bd越大，推力下降越快,大涵道比設計的不加力渦扇發(fā)動機在亞音速飛行范圍內優(yōu)良性能，使它成為現代民航機和運輸機的主要動力裝置 大涵道比設計渦扇發(fā)動機不適用于高速飛行飛機,不同類型發(fā)動機速度特性比較,km/h,km/h,復燃加力發(fā)動機速度特性,在任何飛行速度下，加力推力與不加力推力比（簡稱加力比）大于1 加力使推力達到峰值所對應的飛行

13、馬赫數更高 加力溫度越高，上述特點越顯著 加力使耗油率增加，經濟性變差，但隨飛行速度提高，加力和不加力耗油率的差距減小 加力渦扇與加力渦噴發(fā)動機相比較： 加力比更大，有利于提高飛機機動性 亞音速飛行條件下不加力耗油率較低，有利于增加作戰(zhàn)半徑,高度增加，空氣流量顯著減小 推力 決定了飛機的升限 H 11km 隨高度增加，氣溫降低，發(fā)動機共同工作點沿工作線上移，增壓比增加，單位推力增加， 耗油率 H 11km 隨高度增加，氣溫不變，發(fā)動機共同工作點不再移動，單位推力不變 耗油率 H 11km耗油率最低,典型高度特性,飛機巡航高度通常為11公里上下,大氣條件對特性的影響,氣溫影響,氣壓影響,發(fā)動機過渡過程,加、減速過程 定義、轉子動力學方程 加速性及其提高加速性的重要意義 提高加速性措施（提高T4和渦輪膨脹比） 加、減速過程受到的限制 材料耐熱限制 風扇/壓氣機喘振限制 燃燒室熄火限制 加、減速過程線在壓縮部件特性圖上的表示,雙軸發(fā)動機低壓和