第二章航空燃氣輪機的工作原理

1、第2章航空燃氣輪機的工作原理Principle of Aero Gasturbine Engine第2.1節(jié)概述 Introduction渦輪噴氣發(fā)動機是航空燃氣輪機中最簡單的一種，它是飛機的動力裝置。渦輪噴氣發(fā)動機在工作時， 連續(xù)不斷地吸入空氣，空氣在發(fā)動機中經過壓縮、燃燒和膨脹過程產生高溫高壓燃氣從尾噴管噴出，流過發(fā)動機的氣體動量增加，使發(fā)動機產生反作用推力（圖2.1.1）圖2.1.1 單軸渦輪噴氣發(fā)動機渦輪噴氣發(fā)動機（圖2.1.2）作為一個熱機，它將燃料的熱能轉變?yōu)闄C械能。渦輪噴氣發(fā)動機同時又作為一個推進器（， 它利用產生的機械能使發(fā)動機獲得推力。 圖2.1.2 表示熱機和推進器的單軸渦

2、輪噴氣發(fā)動機渦輪噴氣發(fā)動機， 作為熱機，它和工程中常見的活塞式發(fā)動機一樣，都是以空氣和燃氣作為工作介質。它們的相同之處為：    均以空氣和燃氣作為工作介質。它們都是先把空氣吸進發(fā)動機，經過壓縮增加空氣的壓力，經過燃燒增加氣體的溫度，然后使燃氣膨脹作功。燃氣在膨脹過程中所作的功要比空氣在壓縮過程中所消耗的功大得多。這是因為燃氣是在高溫下膨脹的，于是就有一部分富余的膨脹功可以被利用。   它們的不同之處為：· 進入活塞式發(fā)動機的空氣不是連續(xù)的；而進入燃氣輪機的空氣是連續(xù)的。· 活塞式發(fā)動機中噴油燃燒是在一個密閉的固定

3、空間里，稱為等容燃燒，而燃氣輪機則在前后暢通的流動過程中噴油燃燒，若不計流動損失，則燃燒前后壓力不變，故稱為等壓燃燒。    下面給出了渦輪噴氣發(fā)動機的簡圖，圖中標出了發(fā)動機各部件名稱和各個截面的符號。對于單軸和雙軸渦輪噴氣發(fā)動機的尾噴管，若為收斂性噴管，其出口截面9在臨界或超臨界狀態(tài)下成為臨界截面，故也可以標注為8。0-遠前方，1-發(fā)動機進氣道入口，2-壓氣機入口，3-燃燒室入口,4-渦輪入口，5-尾噴管入口，8-尾噴管臨界截面,9-尾噴管出口圖 2.1.3渦輪噴氣發(fā)動機各部分名稱請記住上圖渦輪噴氣發(fā)動機各個截面符號的含義。 思考題: 作為熱機，燃氣輪機與活塞式

4、發(fā)動機有何相同和不同之處？第2.2節(jié) 航空燃氣輪機的分類Kinds of Aerogasturbine Engine一、概述用于飛機的航空燃氣輪機有：1. 渦輪噴氣發(fā)動機，簡稱渦噴發(fā)動機。2. 渦輪風扇發(fā)動機，簡稱渦扇發(fā)動機。3. 渦輪螺槳發(fā)動機，簡稱渦槳發(fā)動機。 用于直升飛機的航空燃氣輪機有：渦輪軸發(fā)動機簡稱渦軸發(fā)動機。 作為燃氣輪機，它們都有一個共同的部分：“燃氣發(fā)生器”。顧名思義，燃氣發(fā)生器為各類燃氣輪機產生可轉化為機械功的高溫高壓燃氣。由于對高溫高壓燃氣使用方法的不同，形成了不同類型的航空燃氣輪機。 燃氣發(fā)生器有單軸（圖2.2.1 ）和雙軸（圖2.2.2 )之分。 二、各類航空燃氣輪機

5、簡圖1、渦輪噴氣發(fā)動機渦輪噴氣發(fā)動機是最簡單的一種航空燃氣輪機，它只是在燃氣發(fā)生器出口處安裝了尾噴管，將高溫高壓燃氣的能量通過尾噴管(推進器) 轉變?yōu)槿細獾膭幽?，使發(fā)動機產生反作用推力。圖2.2.1 單軸渦輪噴氣發(fā)動機圖2.2.2 雙軸渦輪噴氣發(fā)動機對于軍用殲擊機所用的渦輪噴氣發(fā)動機，為了能在飛機起飛和投入戰(zhàn)斗時，在短時間內進一步增加發(fā)動機的推力，在渦輪后面再噴入燃油進行燃燒，為此在渦輪與尾噴管之間設置加力燃燒室，成為加力渦輪噴氣發(fā)動機（圖2.2.3）。圖2.2.3 加力渦輪噴氣發(fā)動機2、渦輪螺槳發(fā)動機圖2.2.4 渦輪螺槳發(fā)動機    在燃氣發(fā)生器出口增加動力渦

6、輪，渦輪螺槳發(fā)動機將燃氣發(fā)生器產生的可用功大部分或全部從動力渦輪軸上輸出，通過減速器驅動飛機的螺槳(圖2.2.4）產生拉力；可用功的少部份作為燃氣的動能從尾噴管噴出，產生較小的反作用推力，當噴射速度與飛行速度相等時，反作用推力為零，顯然，飛機的螺槳是發(fā)動機的主要推進器。    飛行高度低飛行速度慢是使用渦輪螺槳發(fā)動機的主要缺點。裝有渦輪螺槳發(fā)動機的飛機其飛行高度不超過5000米，其飛行速度一般不超過700公里/小時。飛行速度慢是由螺槳特性決定的。3、渦輪風扇發(fā)動機     為了克服渦輪螺槳發(fā)動機的缺點，提高飛機的飛行速度和高

7、度，20世紀50年代中開始發(fā)展渦輪風扇發(fā)動機（圖2.2.5）。    渦輪風扇發(fā)動機有內外兩個涵道，在內涵燃氣發(fā)生器出口增加動力渦輪，將燃氣發(fā)生器產生的一部分或大部分可用功，通過動力渦輪傳遞給外涵通道中的壓氣機，大多數情況下，外涵壓氣機葉片是將內涵壓氣機葉片向外延伸，習慣上將內外涵共用的壓氣機稱為風扇。在外涵道中的風扇葉片、尾噴管和內涵尾噴管是渦輪風扇發(fā)動機的推進器。     外涵空氣流量與內涵空氣流量之比，稱為涵道比，用B表示。目前民用旅客機都采用大涵道比的渦輪風扇發(fā)動機，而軍用殲擊機所用的渦輪風扇發(fā)動機則為帶有加力燃燒室的小涵通比

8、渦輪風扇發(fā)動機。圖2.2.5 渦輪風扇發(fā)動機圖2.2.6 民用大涵道比渦輪風扇發(fā)動機圖2.2.7 軍用小涵道比渦輪風扇發(fā)動機   4、渦輪軸發(fā)動機渦輪軸發(fā)動機如圖2.2.8所示，它用于直升機，與渦槳發(fā)動機相類似，將燃氣發(fā)生器產生的可用功幾乎全部從動力渦輪軸上輸出，帶動直升機的旋翼和尾槳。圖2.2.8 渦輪軸發(fā)動機三、各類發(fā)動機截面劃分對于單軸和雙軸渦輪噴氣發(fā)動機的尾噴管，若為收斂性噴管，其出口截面9在臨界或超臨界狀態(tài)下成為臨界截面，故也可以標注為8。2-壓氣機入口，2.5-低壓壓氣機出口，3-燃燒室入口，4-渦輪入口，4.5-高壓渦輪出口，5-尾噴管入口，8-尾噴

9、管臨界截面，9-尾噴管出口圖 2.2.9 雙軸發(fā)動機截面劃分對于渦扇發(fā)動機，其內涵截面標注方法與渦噴發(fā)動機相同。其外涵截面標注方法在相應截面后加2。如風扇壓氣機出口3截面寫為32截面，尾噴管出口9截面寫為92截面。2-壓氣機入口，2.5（內涵）-低壓壓氣機出口，32（外涵）-外涵風扇出口，3-燃燒室入口，4-渦輪入口，4.5-高壓渦輪出口，5-尾噴管入口，8-尾噴管臨界截面，92-外涵尾噴管出口圖 2.2.10 渦扇發(fā)動機截面劃分對于帶有加力燃燒室的渦噴或混排渦扇發(fā)動機，加力燃燒室進口截面為6截面，加力燃燒室出口截面為7截面。2-壓氣機入口，2.5-低壓壓氣機出口，3-燃燒室入口，4-渦輪入口

10、，4.5-高壓渦輪出口，5-尾噴管入口，6-加力燃燒室入口，7-加力燃燒室出口，8-尾噴管臨界截面，9-尾噴管出口圖 2.2.11 帶加力燃燒室的渦輪噴氣發(fā)動機思考題:     何謂涵道比? 如外涵空氣流量為80kg/s，而內涵空氣流量為40kg/s，問涵道比=？  不能用作飛機發(fā)動機的航空燃氣輪機是哪個？    渦扇發(fā)動機  渦槳發(fā)動機 渦輪軸發(fā)動機   渦噴發(fā)動機   能用于飛機發(fā)動機的幾種航空燃氣輪機其區(qū)別何在？第2.3節(jié) 航空燃氣輪機的熱機部分燃氣發(fā)生器Thermom

11、achine Part of Aerogasturbine EngineGasgenerator一.概述    燃氣發(fā)生器是各類燃氣輪機的熱機部分。它包括了壓氣機、燃燒室和帶動壓氣機的那一部分渦輪。如果渦輪的功率大于壓氣機所需的功率，因而還帶動其它設備，那么假想將這渦輪分為二個功率較小的渦輪，將其中前面一個恰好為帶動壓氣機所需要的渦輪，歸入燃氣發(fā)生器部分。 燃氣發(fā)生器和其它熱機一樣，都是利用工作物質（簡稱工質），重復地進行著某些工作過程而不斷地吸熱作功。為了便于分析研究，需要將燃氣發(fā)生器的實際工作過程加以簡化，并假設為某一團氣體的反復循環(huán)運作，以便作循環(huán)

12、過程的理論分析。循環(huán)過程的理論分析對于提高燃氣發(fā)生器設計狀態(tài)的性能和研究變工況性能都是必不可少的。 燃氣輪機問世以來，通過對其循環(huán)理論的分析研究，認識了怎樣才能使得燃氣發(fā)生器具有良好的性能，提出了一系列提高性能的途徑。二.燃氣輪機的理想循環(huán)分析     循環(huán)過程作如下兩點假設以后稱為理想循環(huán)：    1. 工質是空氣，可視為理想氣體。整個工作過程中，空氣的比熱為常數，不隨氣體的溫度和壓力而變化。    2. 整個工作過程中沒有流動損失，壓縮過程與膨脹過程為絕熱等熵，燃燒前后壓力不變，沒有熱損失(排熱過程除

13、外)和機械損失。 理想燃氣輪機循環(huán)由布雷頓(Brayton)于1872年提出，它由下述過程組成： 絕熱壓縮 等壓加熱 絕熱膨脹 等壓放熱 圖2.3.1給出了燃氣輪機循環(huán)布置，圖中C為壓氣機，B為燃燒室，T為渦輪。圖2.3.1 燃氣輪機循環(huán)布置圖 圖2.3.2給出了 理想燃氣輪機循環(huán)的p-V圖和T-S圖(圖中1、2、3、4不代表發(fā)動機的工作截面)。圖2.3.2 理想燃氣輪機循環(huán)    衡量燃氣發(fā)生器性能的優(yōu)劣有二個指標：    1、熱效率t,i（Thermo Efficiency)，即加入每公斤空氣的熱量中所產生的可

14、用功的百分比。    2、比功w(Specific Work)，單位質量空氣所作的功。表示理想燃氣輪機循環(huán)工作狀態(tài)的有二個重要參數：1、增壓比，壓氣機出口靜壓與周圍大氣壓力之比。其中包括飛機進氣道的沖壓增壓和壓氣機的加功增壓。    2、加熱比，燃燒室出口溫度與外界大氣溫度之比。理想燃氣輪機循環(huán)分析單位質量工質在各個過程中吸熱和作功都可以從能量方程進行計算，定常流的能量方程為            

15、;                           (2.3-1)式中 q工質在過程中吸熱；v0、v過程進口和出口處的流速；h0、h工質在進口和出口處的靜焓；w工質對葉輪機(壓氣機或渦輪)所作的機械功。    1)絕熱壓縮過程(12)    過程中工質吸熱為零，即  

16、0;                          (2.3-2)    過程中對單位質量工質作的機械功，可由能量方程求得。    對于航空燃氣輪機，絕熱壓縮過程分二個階段完成，第一階段是迎面高速氣流在進氣道中的絕能流動，使工質減速增壓，可由下式表示：式中h'1、v'1進氣道出口即壓氣機進口處的靜焓和流速。&

17、#160;   h1、v1進氣道進口處的靜焓和流速。    在進氣道中動能減小靜焓增加，對工質作的壓縮功為    第二階段在壓氣機中完成，壓氣機對工質作功為式中w1,2工質對壓氣機作功。    在整個絕熱壓縮過程中，對單位質量工質所作的總機械功應為    由絕熱過程，上式可改寫為                 

18、60;    (2.3-3)式中全壓縮過程增壓比。    2)等壓加熱過程(23)    等壓加熱過程是在燃燒室內完成的，工質通過燃燒室與外界沒有機械功的傳遞，工質的流速變化也可忽略不計，因此工質所作的機械功為零。即    工質吸熱q23為                        (

19、2.3-4)式中，稱為循環(huán)的加熱比。    3)絕熱膨脹過程(34)    過程中工質吸熱為零，即    過程中單位質量工質所作機械功的情況與絕熱壓縮過程相類似，可由能量方程求得。    對于航空燃氣輪機，絕熱膨脹分二個階段，第一階段在渦輪中完成，渦輪從單位質量工質所獲得的機械功用w3表示，應為w3應等于壓氣機所需的對單位質量工質所作的功。式中h'3渦輪出口處的靜焓。    絕熱膨脹的第二階段在尾噴管(或動力渦輪)中完成，在尾噴管中為絕能

20、流動，而在動力渦輪中則為絕熱流動。在尾噴管中單位質量工質所作的機械功轉變?yōu)闅怏w本身的動能增量。這階段中單位質量工質所作的機械功w4為式中h4尾噴管出口處的靜焓。    v4尾噴管出口處的流速。    整個絕熱膨脹過程中單位質量工質所作的機械功應為    由絕熱過程方程，以及，上式可寫成            (2.3-5)    4)等壓放熱過程(41)  

21、  等壓放熱過程是向大氣放熱過程。與等壓加熱過程相類似，工質與外界沒有機械功傳遞，工質的流速變化也可忽略不計，因此工質所作機械功為零。即    過程中，工質向外界放熱為                      (2.3-6)    5)理想燃氣輪機循環(huán)的比功wi和熱效率t,i    由上述分析可知，燃燒過程

22、加熱量q1為                      (2.3-7)向低溫熱源(周圍大氣)排放熱量q2為    因此，理想燃氣輪機循環(huán)的比功為                (2.3-8)或者說理想燃氣輪機的比功是絕熱膨脹過程的膨脹功wt,i與絕熱

23、壓縮過程的壓縮功wc,i之差              (2.3-8a)可以看出，以上二式完全相同。理想燃氣輪機循環(huán)的熱效率為    （2.3-9)    上式可見，理想燃氣輪機的熱效率t,i只與增壓比有關，t,i隨增大而增加，與燃燒過程加熱量q1無關。    然而理想燃氣輪機的加熱量q1和比功wi不僅與增壓比有關還與加熱比有關。當大氣溫度和增壓比一定時，加熱量q1和比功wi隨加熱比的提

24、高而增大。圖2.3.4和圖2.3.5分別給出了不同加熱比下，加熱量和比功隨增壓比的變化關系。圖2.3.3 理想燃氣輪機的t,i隨p的變化關系圖2.3.4  對q1p關系的影響圖2.3.5  對wip關系的影響由于材料耐熱程度的限制，T4和加熱比不允許超過規(guī)定的數值，在加熱比一定的條件下，由圖2.3.5可以看出，隨著從1開始提高，比功從零開始增大，達極大值wi,max以后又下降。使比功達極大值的增壓比稱為最佳增壓比(或稱最有利增壓比)，記為opt,i。當增壓比增加到使膨脹功wt,i等于壓縮功wc,i時，比功下降到零，這時相對應的增壓比稱為最大增壓比，記為max,i。令式(2.

25、3-8)等于零，即可得到最大增壓比表達式                         (2.3-10)由式(2.3-7)可以看出，循環(huán)達最大增壓比時T3=T4，加熱量也為零。    最佳增壓比可以通過對式(2.3-8)求極值的方法得到，由化簡后便得到     (2.3-11)由式(2.3-8)可以得到與最佳增壓比相對應的比功

26、極大值。    (2.3-12)    顯然，加熱比是影響最佳增壓比和最大增壓比的唯一因素。在理想燃氣輪機循環(huán)中，。圖2.3.6給出了最佳增壓比(黑線)和比功極大值(藍線)隨加熱比的變化關系。圖2.3.6  opt,i和wmax,i隨的變化關系    通過理想燃氣輪機循環(huán)分析，可以得到 以下三個重要的結論：     1、理想燃氣輪機的熱效率t,i只與增壓比有關，t,i隨增大而單調增加，與燃燒過程加熱量q1或加熱比無關(見圖2.3.3)。2、在加熱

27、比一定的條件下,有一個使比功達極大值的增壓比稱為最佳增壓比(或稱最有利增壓比)記為opt,i。最佳增壓比隨加熱比增加而增大。 3、在增壓比相同的條件下，比功隨加熱比增大而增加(見圖2.3.4)。    值得注意的是：在循環(huán)分析中，狀態(tài)參數應該用靜參數而不能用總參數(即滯止參數)表示。這是因為，如果絕熱壓縮和絕熱膨脹過程中用總參數表示，那么在壓縮功和膨脹功中就無法計入與工質動能變化相對應的機械功。也就是無法計入進氣道和尾噴管中由于動能變化而引起的壓縮或膨脹過程。 或者說，用總參數無法表示流動氣體動能變化而產生的氣體微團壓縮或膨脹。三. 燃氣輪機的實際循環(huán)分

28、析      在理想燃氣輪機循環(huán)分析中，認為壓縮與膨脹過程都是等熵的，沒有考慮流動損失，并且認為整個循環(huán)過程中比熱不變。在實際燃氣輪機中氣體的比熱隨著氣體的成分和溫度不斷地發(fā)生變化，而且各個工作過程都存在著流動損失。因此為了便于工程參考和應用，必須進行考慮損失存在的實際循環(huán)分析。    所謂流動損失，是指氣流在流動過程中由于存在附面層、紊流流動或激波，使流動氣流在靜壓不變的條件下降低了流速或者說降低了氣流總壓。在絕能流動中，氣流總溫不變。存在流動損失的絕熱流動過程是熵增過程。 在本節(jié)實際循環(huán)分析中，用多變

29、過程代替等熵過程來考慮流動損失的影響，即在不同的過程中采用各過程的平均比熱進行分析計算。這樣的處理只能作為定性的分析，推導所得的公式可以作為對燃氣輪機進行定性分析時的參考，實際工作中需要進行方案論證和設計參數選擇時，應當采用以后提供的更為準確的熱力計算方法。   為便于計算，實際循環(huán)分析在理想循環(huán)分析的基礎上作如下處理： 在壓縮和膨脹二個絕熱過程中，由于存在流動損失，過程中熵增加。因此，將等熵絕熱過程改為多變過程，用多變指數n代替等熵絕熱指數k。壓縮過程多變指數n大于等熵絕熱指數k，而膨脹過程多變指數n'小于等熵絕熱指數k。在總的壓縮過程中，由于存在流動損

30、失，過程中熵增加。因此，將壓縮過程由等熵絕熱過程改為多變過程，用多變指數n代替等熵絕熱指數k。壓縮過程多變指數大于等熵絕熱指數。    另一種常用的表示壓縮過程流動損失的參數是絕熱壓縮效率c。壓縮過程多變指數n與絕熱壓縮效率c之間的關系如下：                         (2.3-14)用多變指數可

31、以較好的反映壓縮過程的流動損失情況。在相同的多變指數條件下，隨著增壓比的提高，絕熱壓縮效率降低。圖2.3.7給出了不同多變指數下，絕熱壓縮效率隨增壓比的變化情況。 圖2.3.7  n對hcpc變化關系的影響    在總的絕熱膨脹過程中，由于存在流動損失，也是熵增過程。因此將總膨脹過程由絕熱等熵過程改為多變過程，用多變指數n'代替等熵絕熱指數k'。膨脹過程多變指數n'小于等熵絕熱指數k'。    另一種常用的表示膨脹過程流動損失的參數是絕熱膨脹效率e。絕熱膨脹過程多變指數n&

32、#39;與絕熱膨脹效率e之間的關系如下：                         (2.3-15)在相同的多變指數條件下，隨著膨脹比的提高，絕熱膨脹效率增加。圖2.3.8給出了不同多變指數下，絕熱膨脹效率隨膨脹比的變化情況。圖2.3.8  n對hen'變化關系的影響    把燃燒室中的壓力損失

33、歸入總的膨脹過程。而燃燒過程仍看作等壓加熱過程。    經上述處理后，實際簡單燃氣輪機循環(huán)成為由二個多變過程(12，34)和二個等壓過程(23，41)組成。    通過實際燃氣輪機循環(huán)的分析，可以得到4個重要的結論如下：1. 實際循環(huán)的熱效率不僅與增壓比有關，而且與循環(huán)加熱比有關。2. 實際循環(huán)的熱效率隨增壓比的增加，并不是單調的增大，而是有一個極大值，使熱效率達極大值的增壓比稱為最經濟增壓比。3. 在加熱比一定的條件下，有一個使比功達極大值的增壓比稱為最佳增壓比(或稱最有利增壓比)，記為opt 。實際循環(huán)的最佳增

34、壓比opt小于理想循環(huán)的最佳增壓比opt,i 。各增壓比下，實際循環(huán)的比功都小于理想循環(huán)的比功。4. 在實際循環(huán)中隨著循環(huán)加熱比的加大，損失所占加熱量的比例相對減少，因此，加熱比愈大，實際循環(huán)的熱效率愈高，實際循環(huán)的最佳增壓比和最經濟增壓比也愈高。實際燃氣輪機循環(huán)的比功和熱效率可推導如下：    在總壓縮過程(12)中，由多變過程方程得到，加給單位質量工質的功為：                 (2.3-16)&#

35、160;   在總膨脹過程(34)中，由多變過程方程得到，單位質量工質所作的功為：                (2.3-17)式中cp'膨脹過程中燃氣的平均定壓比熱。    等壓加熱過程(23)中，單位質量工質在燃燒室中吸收的熱量為：               &#

36、160; (2.3-18)     由上列各式可得，實際燃氣輪機循環(huán)的比功為：             (2.3-19)     熱效率為：           (2.3-20)   圖2.3.9給出了加熱比=5時，實際燃氣輪機加熱量、比功和熱效率隨增壓比的變化關系，圖中虛線表示在相同條件下理想燃氣輪機循環(huán)的計算結果。

37、    由圖可見，在和相同的條件下，流動損失使實際循環(huán)的加熱量q1、比功w和熱效率t均小于理想燃氣輪機循環(huán)。加熱量減小是因為壓縮過程中流動損失產生的摩擦熱使T3升高所致。而在增壓比較低的范圍內實際循環(huán)加熱量較大是由于實際比熱cp'較大之故。圖2.3.9 q1、w和t隨增壓比的變化關系    由圖2.3.9還可以看出，在不變的條件下，加熱量q1和比功w隨的變化規(guī)律與理想燃氣輪機循環(huán)相類似，但是最佳增壓比和最大增壓比都小于理想燃氣輪機循環(huán)。    實際燃氣輪機循環(huán)的最佳增壓比可由式(2.3.

38、19)求得，由整理便得實際燃氣輪機循環(huán)的最佳增壓比                 (2.3.21)    由上式可見，最佳增壓比不僅與加熱比有關，還與反映流動損失的多變指數n和n'有關。將上式與式(2.3-11)相比較，可以看到，由于n>k、n'<k，因此。是流動損失使最佳增壓比和最大增壓比值降低。    圖2.3.9中t隨的變化規(guī)律明顯的與理想燃氣輪機不同

39、。理想燃氣輪機循環(huán)的熱效率t,i隨升高而單調上升，實際燃氣輪機循環(huán)的熱效率隨變化中有一極大值t,max。這也是流動損失影響所致。由式(2.3-20)可見，熱效率t不僅與有關，還與n和n'有關。=1時，t=0；隨著的提高，由于>1而n>n'，這二個因素共同影響，使t先上升，達極大值后又下降；直到    圖2.3.10和圖2.3.11分別給出了不同加熱比下，比功和熱效率隨增壓比的變化關系。圖2.3.10  對wpc的變化關系的影響圖2.3.11  對cc的變化關系影響    圖2.

40、3.12給出了eco和opt隨加熱比的變化，可以看出，當加熱比相同時，而且隨著加熱比的提高eco迅速提高，其增長率大于opt的增長率如圖2.3.12所示。圖2.3.12 對opteco變化關系影響    由式(2.3-8)和式(2.3-19)可見，理想和實際燃氣輪機循環(huán)中比功都與加熱比有關，在給定增壓比的條件下提高加熱比，二者的絕熱壓縮功都保持不變，而膨脹功都隨加熱比提高而單調增加。因此二種循環(huán)的比功均隨加熱比提高而增加。然而由于實際燃氣輪機循環(huán)中有流動損失，它使膨脹過程多變指數n'小于理想絕熱指數k，因此實際循環(huán)比功隨加熱比的增長速率小于理想循

41、環(huán)的。反之，當加熱比減小到一定程度后，加熱量轉化的機械功只夠用于帶動壓氣機和克服流動損失，循環(huán)的輸出比功下降為零。這時實際循環(huán)的加熱比即為給定增壓比下的最小加熱比min，其值由式(2.3-19)得到增壓比越高，所對應的最小加熱比也越高，圖2.3.13給出了最小加熱比min隨增壓比的變化關系。圖2.3.13  min隨的變化關系    由圖2.3.11可以看出，在給定增壓比的條件下，加熱比越大，熱效率越高，但是由于材料耐熱性的限制，加熱比不能無限提高。另外當加熱比減小到最小加熱比min時，熱效率降為零，因此加熱比又不能低于最小加熱比min。

42、60;   實際燃氣輪機循環(huán)的比功w和熱效率t不僅與增壓比和加熱比有關，而且還與壓縮過程和膨脹過程的效率或多變指數有密切的關系。表2.3.1給出了某實際燃氣輪機在=5、=10、c=0.85、e=0.90的條件下工作時，當上述給定參數分別增加1%時，比功w和熱效率t的變化率。表2.3.1  給定參數分別增加1時，性能參數變化百分比給定參數 性能參數 w    e         c增加1(相當于n減小0.331) +0.94 +0.94 e增加1(相當于n'減

43、小0.359) +1.95 +1.95 增加1 +1.95 +0.69 c增加1(同時使n減小0.0072) -0.16 -0.16     由表2.3.1可以看出，提高絕熱過程效率特別是膨脹過程的效率，對增加比功和熱效率是十分明顯的。    綜上所述，實際燃氣輪機循環(huán)中，由于加熱比越大，循環(huán)的比功和熱效率都越高，所以設計燃氣輪機時，應在材料耐熱性許可的情況下，盡量提高加熱比。  在加熱比選定的條件下，增壓比等于最佳增壓比時比功最大，而增壓比等于最經濟增壓比時熱效率最高。為了降低燃氣輪機的耗油率又能輸出較

44、大的功率，在設計燃氣輪機時，設計增壓比一般超過最佳增壓比而低于最經濟增壓比。在20世紀60年代，各國投產的燃氣輪機設計增壓比一般在618范圍內，加熱比在4左右。目前由于材料耐熱程度的提高和冷卻方法的改善，渦輪前燃氣溫度設計值不斷提高，加熱比設計值已達5.5以上，增壓比的設計值已達30以上。四.壓氣機最佳增壓比和最經濟增壓比    前面分析理想燃氣輪機和實際燃氣輪機循環(huán)所指的壓縮過程包括了氣流在進氣道中的減速增壓和氣流在壓氣機中的加功增壓二個部分，即  式中總增壓比；    氣流通過進氣道的增壓比 

45、0;  氣流通過壓氣機的增壓比    前面所得到的最佳和最經濟增壓比是指氣流通過進氣道和壓氣機時的總增壓比。氣流通過進氣道的增壓比是隨著飛行Ma0數的增加而加大，因此，飛行Ma0數愈大，則最佳和最經濟 壓氣機增壓比愈低(見圖2.3.14)。圖2.3.14壓氣機最佳增壓比opt,i隨飛行Ma0數和加熱比的變化關系五.雙軸式結構的燃氣發(fā)生器 圖2.3.15雙軸式燃氣發(fā)生器    采用雙軸式結構主要是為了使壓氣機在非設計工況下能正常工作和提高工作效率，避免發(fā)生壓氣機喘振。這部分內容將在第六章中作詳細介紹。歸納起

46、來，雙軸燃氣發(fā)生器與單軸燃氣發(fā)生器相比較具有如下優(yōu)點：    (一) 雙軸燃氣發(fā)生器可以使壓氣機在更廣闊的轉速范圍內穩(wěn)定地工作，是防止壓氣機喘振的有效措施之一;    (二) 雙軸燃氣發(fā)生器在低轉速下具有較高的壓氣機效率，因而可使燃氣發(fā)生器在較低的渦輪前溫度下工作。由于渦輪前溫度較低而且壓氣機不易產生喘振，在加速時可以噴入更多的燃油，使雙軸燃氣輪機具有良好的加速性能;    (三) 由于雙軸燃氣發(fā)生器在非設計工況下具有較高的壓氣機效率，因此非設計工況下的耗油率比單軸燃氣發(fā)生器

47、低;    (四) 雙軸燃氣發(fā)生器在起動時，起動機只需帶動一個轉子，與同樣參數的單軸燃氣發(fā)生器相比，可以采用較小功率的起動機。有的雙軸燃氣發(fā)生器同時采用可調導流葉片或壓氣機中間級放氣的結構。也有的燃氣發(fā)生器采用三軸式結構，其工作原理與雙軸燃氣發(fā)生器相同。六. 核心機   圖2.3.16 核心機    人們習慣將燃氣輪機的高壓轉子部分稱為核心機，核心機可以作為燃氣發(fā)生器。但是在雙軸燃氣輪機中的核心機(高壓轉子)并不是它的燃氣發(fā)生器，雙軸燃氣輪機的燃氣發(fā)生器部分還應該包括低壓轉子中的低壓壓氣機和帶動低壓壓氣機

48、的那一部分低壓渦輪。因此，核心機與燃氣發(fā)生器是二個不同的概念。 七. 發(fā)展高性能的核心機和燃氣發(fā)生器的重要意義     原則上講，如果能發(fā)展一臺采用高循環(huán)參數、高新技術裝備的高性能核心機，則可發(fā)展一系列的發(fā)動機包括渦輪噴氣發(fā)動機、渦輪風扇發(fā)動機、渦輪螺旋槳發(fā)動機、渦輪軸發(fā)動機以及地面及艦船用的動力。另外，按相似理論放大、縮小，可以將核心機尺寸加大或縮小，以改變發(fā)動機的推力或功率大小。因此，一些著名的航空發(fā)動機公司在20世紀60年代中期均開展了高性能核心機和燃氣發(fā)生器的研制工作，并取得可觀的效果。我國也正在努力發(fā)展高性能核心機和燃氣發(fā)生器。  &

49、#160;  八.習題    1、發(fā)動機的熱效率表示作為一個熱機將熱能轉變?yōu)闄C械能的程度，其主要損失有那些?    2、為什么進行循環(huán)分析時必須使用靜參數?     3、關于理想渦輪噴氣發(fā)動機循環(huán)的最佳增壓比，正確的說法是：      由于壓比越高熱效率越高，因此不存在最佳增壓比 。  在最佳增壓比處，熱效率最高 。  在一定的加熱比條件下，加熱量q1達到極大值 。   最佳增壓比是加熱比的函數。

50、     4、為什么其他條件不變時，實際發(fā)動機的最經濟增壓比大于最佳增壓比？    5、選擇渦輪噴氣發(fā)動機設計參數時，為了盡可能提高單位推力，應該采取哪些措施？    6、 選擇渦輪噴氣發(fā)動機設計參數時，如何盡可能降低耗油率？思考題:   燃氣輪機的哪些部分稱為燃氣發(fā)生器？    為什么要對燃氣輪機進行循環(huán)分析？   燃氣輪機進行理想循環(huán)分析時，需作那些假設？ 理想燃氣輪機循環(huán)由那幾個過程組成？請畫出其p-V圖和T-S圖。 作為熱機，評定它性能的

51、指標有哪些？ 在進氣道和壓氣機中，氣流是如何增壓的？二者增壓過程有何不同？ 何為循環(huán)的加熱比？加熱比的大小對循環(huán)性能有何影響？ 何為循環(huán)的增壓比？循環(huán)增壓比在航空燃氣輪機的那些部件中完成?其大小對循環(huán)性能有何影響？ 何為理想燃氣輪機循環(huán)的最佳增壓比和最大增壓比？二者相互間在數值上有何聯(lián)系？二者的數值與加熱比有何聯(lián)系？ 在循環(huán)分析中，為什么狀態(tài)參數必須使用靜參數？ 在理想循環(huán)基礎上，作那些處理后才能進行實際循環(huán)分析？ 在實際循環(huán)的絕熱壓縮和絕熱膨脹過程中，如何反映過程中的流動損失？ 在實際循環(huán)的絕熱過程中，為什么用多變指數反映流動損失而不用絕熱過程效率？多變指數與絕熱效率有什么關系？  

52、; 在加熱比相同的條件下，實際循環(huán)的最佳增壓比與理想循環(huán)的最佳增壓比有何差別？何者數值較大？ 為什么只有在實際循環(huán)中才有最經濟增壓比？與最佳增壓比相比(在相同的加熱比條件下)何者數值較大？講述最小加熱比的物理意義，理想循環(huán)的情況如何？ 從循環(huán)分析來看，要設計一臺高性能的燃氣輪機，應如何選擇設計參數？ 燃氣輪機的核心機與燃氣輪機的燃氣發(fā)生器在概念上有何區(qū)別？第2.4節(jié) 渦輪噴氣發(fā)動機的推力計算Performance Parameters of Aerogasturbine Engine一.概述    渦輪噴氣發(fā)動機的推力是發(fā)動機內外氣體在各個部件表面上作用

53、力的合力。氣體在各個部件上作用力的軸向分力并不都是與推力方向相同的。例如渦輪與尾噴管受到的是向后的軸向力，而壓氣機部件受到的是向前的軸向力（它比推力大得多）。圖2.4.1  某渦輪噴氣發(fā)動機各部件所受軸向力的情況     事實上，用計算各部件軸向力合力的方法來計算發(fā)動機的推力是十分困難的。這是因為發(fā)動機各個部件的形狀十分復雜，無法確切地知道部件表面上各處的氣體壓力和粘力 。因此，計算發(fā)動機推力時，把發(fā)動機看成一個整體，通過計算發(fā)動機進口和出口氣流動量的變化來確定發(fā)動機的推力。圖2.4.2  處于機翼下短艙內的發(fā)動機示意圖 二、發(fā)動機推

54、力公式的推導    運用動量方程推導發(fā)動機推力公式時，作如下三點假設：1. 流量系數0等于0，即，其中A0為發(fā)動機遠前方氣流截面積，A1進氣道進口截面積。2. 發(fā)動機外表面受均勻壓力，且等與外界大氣壓力p0 。3. 氣體流經發(fā)動機外表面時，沒有摩擦阻力。      根據以上三個假設條件，可畫出計算發(fā)動機推力用的簡圖，如圖2.4.3所示。  圖2.4.3 計算發(fā)動機推力用的簡圖       用Fin表示發(fā)動機內表面對氣流的作用力，根據動量

55、定理，周界上作用于氣體的力應等于流出和流進發(fā)動機的氣體每秒動量差。                 (2.4-1)     根據假設1)，0=A0/A1=1，可得于是(2.4-1)式可改寫為或                 (2.4-2)  

56、60; 作用在發(fā)動機外表面的力用Fout表示，可得：                       (2.4-3)    根據發(fā)動機推力的定義，發(fā)動機推力是作用在發(fā)動機內外表面所有力的合力，因此得                &#

57、160;  (2.4-4)由于于是(2.4-4)式又可寫成：               (2.4-5)    f的數值大約在0.0150.020之間，在近似計算中可以忽略不計，這樣，推力公式可簡化為(2.4-11)                  

58、; (2.4-6)    當燃氣在尾噴管內完全膨脹時p9=p0，推力公式可進一步簡化為下列簡單形式：                          (2.4-7)   式中（c9 -c0）為通過發(fā)動機每公斤空氣所產生的推力，稱為單位推力，用Fs表示: 以上幾個公式是計算渦輪噴氣發(fā)動機推

59、力的基本公式。三、用氣動函數表示的推力公式的推導    為了使計算簡便起見，推力公式(2.4-5)式可以用氣動函數來表示。    在氣體動力學中，介紹過沖量函數，即或 將上式代入推力公式(2.4-5)，可得                   (2.4-8)當發(fā)動機在地面工作時c0=0，推力公式可簡化為：   

60、;                    (2.4-9)    在地面靜止的條件下用上式計算發(fā)動機的推力是十分方便的。它不必去測量通過發(fā)動機的空氣流量和尾噴管出口處的靜壓。在大多數情況下，尾噴管出口處于臨界狀態(tài)=1。因此，常用上式進行計算。     四、有效推力Fef在推導上述推力公式時，曾經作了三點假設，但是發(fā)動機在實際工作時，這些假設

61、有時與實際情況不相符合，因而使得按上述公式計算的推力結果與實際推力有別。為了糾正這些誤差，針對三個假設條件，考慮相應的三種阻力，從上述推力公式的計算結果Fcal 中扣去這三種阻力便得到發(fā)動機的實際推力，稱為發(fā)動機的有效推力，以Fef表示。這三種阻力是：附加阻力Da、波阻Ds、外表摩擦阻力Df。     下面分別說明這三種阻力。    1.附加阻力Da    推導推力公式時，曾經假設流量系數等于1。0=A0/A1=1。實際上，在飛行過程中流量系數0往往不等于1。0可能大于1，也可能小于1。在亞聲速飛行時，0

62、的大小決定于飛行速度c0和進氣道進口處(1截面處)氣流速度c1 的大小，而進氣道進口處氣流速度c1是由發(fā)動機的工作狀態(tài)決定的。當飛行速度c0低于進氣道進口處氣流速度c1時，0大于1；當飛行速度c0大于進氣道進口處氣流速度c1時，0小于1；只有當飛行速度c0恰恰等于進氣道進口處氣流速度c1時，才能使0等于1。在超聲速飛行時， 0的大小則取決于進氣道前激波的情況。當流量系數1時，應該從1截面開始來計算發(fā)動機的推力。若仍按0截面開始來計算發(fā)動機的推力，會誤將發(fā)動機前方的氣流流管壁當成進氣道的一部分而受到向前的力(無論是<1或是>1)，這部分多算進去的推力應作為附加阻力從推力計算值中扣去。

63、附加阻力的數值如下：                (2.4-10)圖2.4.4  當流量系數<1時，發(fā)動機進氣道前方氣流流動情況圖2.4.5  當流量系數>1時，發(fā)動機進氣道前方氣流流動情況當流量系數<1時，如圖2.4.4所示，應該從1截面開始來計算發(fā)動機的推力。若按0截面計算，推力公式應為：    若按1載面計算，推力公式應為：    因此附加阻力應為&#

64、160;                 (2.4-10)    為什么按0載面計算發(fā)動機的推力會造成錯誤呢？這是因為在0截面與1截面之間氣流的流管是擴張形的，亞聲速氣流沿著擴張形流管流動，壓力增加。在實際流場里，流管壁內外壓力相等，對發(fā)動機也不起作用。但是作了“發(fā)動機外表面受均勻壓力，且等于外界大氣壓力”的假設，并從0截面開始計算推力，這就似乎在0截面與1截面之間用一個薄鐵皮進氣道來代替流管管壁，其外壁為均勻大氣壓

65、，而內壁壓力則逐漸增加， 似乎有一個軸向力作用在這鐵皮進氣道上，這就是按0載面計算發(fā)動機推力時多算進去的那一部分，也就是附加阻力。用這個觀點對發(fā)動機進口前的氣流進行分析也可以得到附加阻力公式。                    (2.4-11)    對擴張形流管內的氣流應用動量方程或    將上式代入(2.4-11)式，并整理之，得附加阻力公式： 上式

66、即(2.4-10)。    當流量系數>1時，如圖2.4.5所示，發(fā)動機前方具有收斂形流管，這時可以用同樣的方法推導得到與(2.4-10)式完全相同的附加阻力公式。    以上分析說明，附加阻力是由于作了“發(fā)動機外表面受均勻壓力，且等于外界大氣壓力”的假設，并從0截面開始計算推力，而產生的計算錯誤，實際上并不存在這樣一種阻力    2.波阻Ds    推導推力公式時，曾經假設發(fā)動機外壁受均勻大氣壓力p0 。這在亞聲速飛行時與實際情

67、況差別不大。然而在超聲速飛行時，由于發(fā)動機短艙外存在激波，使發(fā)動機外表面壓力大于周圍大氣壓力p0 。發(fā)動機外表面上壓力p和周圍大氣壓力p0之差(p-p0)。在發(fā)動機軸向投影的總和叫做發(fā)動機的波阻，以Ds表示。                      (2.4-11)波阻的大小與飛機的飛行速度、與發(fā)動機短艙的外形、與發(fā)動機在飛機上的安裝情況以及與尾噴管噴出的高速燃氣流的干擾有很大的影響。一般須要用

68、實驗的方法來確定。    3.外表摩擦阻力    發(fā)動機短艙外表摩擦阻力的大小與短艙的外形以及與飛行Ma數和雷諾數Re的大小有關，也須要用實驗的方法來確定。   在后面的章節(jié)里，并不使用發(fā)動機的有效推力，仍然采用在三個假設條件下計算的推力公式，這是因為附加阻力、波阻和外表摩擦阻力這三者的大小與發(fā)動機短艙的形狀、發(fā)動機在飛機上的安裝位置以及飛機的飛行條件等有密切的關系。 因此，不連系到某架具體的飛機，單獨討論發(fā)動機推力時，不考慮這三項阻力。五.習題    某渦輪噴氣發(fā)動機在地面

69、試車臺工作，已知A9=1520cm2，p0=101322Pa, p9=135822Pa，c9=538m/s，qmg=50.7kg/s，求發(fā)動機的推力。    某裝有收斂形尾噴管的渦輪噴氣發(fā)動機，其尾噴管出口面積A9=1520cm2，在地面試車臺工作時，測出周圍大氣壓力p0=101322Pa，尾噴管出口總壓p9*=250418Pa，求發(fā)動機的推力。某單軸渦輪噴氣發(fā)動機，測得其尾噴管出口直徑為0.558m。發(fā)動機在地面標準大氣條件下工作時，測得其尾噴管出口總壓為200397Pa、總溫為899K 。求發(fā)動機的推力。與習題三相同，但是用氣動函數法計算發(fā)動機的推力。思考題:

70、     渦輪噴氣發(fā)動機中，哪些部件受向前的軸向力，哪些部件受向后的軸向力？氣流在尾噴管中加速流動，為什么尾噴管所受的氣動力卻是向后的？     使用下列推力公式時，作了哪些假設？    用氣動函數f()計算發(fā)動機的推力，有何方便之處？     有效推力是否發(fā)動機在工作時的實際推力？為什么在計算和評定發(fā)動機性能時不使用有效推力？     什么叫附加阻力？從推力公式F=qma(c9-c0)+A9(p

71、9-p0)可以看出：      上式正確的反映了作用在發(fā)動機內外表面作用力的合力。   上式中忽略了燃油流量。    上式中已經考慮了發(fā)動機的附加阻力。    上式中假定了燃氣在尾噴管中完全膨脹。 附加阻力是      由于假設發(fā)動機外壁受均勻大氣壓p而產生的計算誤差。  由于發(fā)動機短艙外表粗糙而產生的一種阻力。  由于假設流量系數0=1而產生的計算誤差。 實際上存在的一種阻力，可以用正確的計算方法加以修正。第2.5

72、節(jié) 航空燃汽輪機的推進器部分尾-噴管、螺槳、風扇和噴管Propulsor Part of Aerogasturbine EngineNozzle,Propellor,Fan and Nozzle一.  概述       航空燃氣輪機的推進器部份是尾噴管、螺槳、風扇和噴管，作為推進器，要求把燃氣發(fā)生器所產生的可用功W轉換成盡可能大的推進功，或者說獲得盡可能大的推力。  在燃氣發(fā)生器相同，可用功相等的條件下，將可用功分配給更大量的氣體，可以得到更大的推力。證明：通過燃氣發(fā)生器每公斤空氣產生的可用功(比功w)的

73、表達方法是以該氣體在尾噴管中等熵膨脹至外界大氣壓后的動能增量來表示。根據物理學原理，如果每公斤空氣的可用功，不僅使本身的動能增加，而且將能量傳遞給更多的空氣一起增加動能，雖然氣流噴射的速度較低，但具有較大的噴射質量?？梢宰C明、在可用功相同的條件下，質量較大的噴射流可以獲得較大的推力。證明如下：(2.5-1)式中  qma較小的氣體流量          qma,g較大的氣體流量          c9較小流量的氣體噴

74、射速度          c9,g較大流量的氣體噴射速度          c0飛行速度由上式可以看出，由于因此，現(xiàn)在比較兩者產生的推力，流量小的其推力為：                        （2.5-2)流量大的其推力為：                         (2.5-3)將式(2.5-2)和式(2.5-3)代入式(2.5-1)，可以得到：由于         所以