航發(fā)原理總結-文檔資料

1、1總總 結結2進氣道和尾噴管工作原理進氣道和尾噴管工作原理各種類型發(fā)動機基本工作原理各種類型發(fā)動機基本工作原理發(fā)動機設計點性能發(fā)動機設計點性能各部件共同工作及控制規(guī)律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）發(fā)動機非設計點性能（特性）3進氣道工作原理及特性進氣道工作原理及特性功能、設計要求及分類功能、設計要求及分類亞音進氣道亞音進氣道 三種流譜三種流譜(0 ) 結構形式結構形式超音進氣道超音進氣道 氣動設計原理氣動設計原理(多波系結構多波系結構) 三種結構形式三種結構形式(內壓、外壓、混壓內壓、外壓、混壓) 外壓式超音速進氣道的特性外壓式超音速進氣道的特性飛行飛行M數(shù)（影響斜激波的強度

2、和波角）數(shù)（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）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影響結尾正激波位置三種不同工作狀態(tài)：臨界、超三種不同工作狀態(tài)：臨界、超臨界、亞臨界臨界、亞臨界 防止喘振防止喘振4三種流譜三種流譜(0 0），參與產生推力），參與產生推力工質增多，因此推力增大工質增多，因此推力增大 在在“同參數(shù)同參數(shù)”條件下渦扇發(fā)動機的排氣速度低，條件下渦扇發(fā)動機的排氣速度低，減小了余速損失，具有更高的推進效率，因此提減小了余速損失，具有更高的推進效率，因此提高了總效率，降低了耗油率高了總效率，降低了耗油率11實際熱力循環(huán)分析實際熱

3、力循環(huán)分析 熱力循環(huán)組成（熱力循環(huán)組成（P-V圖、圖、T-S圖）圖） 循環(huán)功循環(huán)功f(增溫比、增壓比、部件效率增溫比、增壓比、部件效率)與與循環(huán)增溫比成正比循環(huán)增溫比成正比存在有存在有最佳增壓比最佳增壓比與部件效率成正比與部件效率成正比 循環(huán)熱效率循環(huán)熱效率f(增溫比、增壓比、部件效率增溫比、增壓比、部件效率)與與循環(huán)增溫比成正比循環(huán)增溫比成正比存在有存在有最經濟增壓比最經濟增壓比與部件效率成正比與部件效率成正比 基本工作原理及熱力循環(huán)基本工作原理及熱力循環(huán)12發(fā)動機設計點性能發(fā)動機設計點性能設計參數(shù)值的選擇對性能參數(shù)的影響及其原因設計參數(shù)值的選擇對性能參數(shù)的影響及其原因 提高增壓比設計值提高

4、增壓比設計值存在最佳增壓比、最經濟增壓比存在最佳增壓比、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）耗油率） 提高渦輪前溫度設計值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油率也相應增加對于亞聲速用途：有利于高涵道比設計（增加推力、降低對于亞聲速用途：有利于高涵道比設計（增加推力、降低耗油率）耗油率） 提高加力溫度設計值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 提高涵道比設計值提

5、高涵道比設計值低單位推力、低耗油率低單位推力、低耗油率 風扇增壓比設計值風扇增壓比設計值遵循最佳分配原則遵循最佳分配原則13不同用途飛機，發(fā)動機設計循環(huán)參數(shù)不同用途飛機，發(fā)動機設計循環(huán)參數(shù)參數(shù)的發(fā)展趨勢參數(shù)的發(fā)展趨勢l大型亞音速運輸機為追求盡可能低的耗大型亞音速運輸機為追求盡可能低的耗油率油率l大多采用三高設計大多采用三高設計l軍用超音速戰(zhàn)斗機為追求盡可能高的單軍用超音速戰(zhàn)斗機為追求盡可能高的單位推力和推重比位推力和推重比l采用一高、一中、一低設計采用一高、一中、一低設計l提高加力溫度提高加力溫度l高加力單位推力高加力單位推力l同時帶來高加力耗油率同時帶來高加力耗油率發(fā)動機設計點性能發(fā)動機設計

6、點性能14各部件共同工作條件（相互制約）各部件共同工作條件（相互制約） 流量連續(xù)流量連續(xù)壓氣機渦輪壓氣機渦輪Tt4/Tt2等值線及物理意義等值線及物理意義 流通能力正比于增壓比，反比于增溫比流通能力正比于增壓比，反比于增溫比渦輪尾噴管渦輪尾噴管膨脹比與幾何通道面積的關系膨脹比與幾何通道面積的關系 對于渦噴和分排渦扇發(fā)動機，當幾何不可調節(jié)和渦輪、尾對于渦噴和分排渦扇發(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)不受必須可調，以保證主機的工作狀態(tài)不受復燃加力燃燒

7、室工作的影響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）亞音進氣道（三種流普） 超音進氣道（三種工作狀態(tài)）超音進氣道（三種工作狀態(tài)） 功率平衡功率平衡壓氣機功與渦輪前溫度和膨脹比的關系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)生變化或渦輪

8、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)動機穩(wěn)定狀態(tài)各部件共同工作15發(fā)動機各部件共同工作的結果發(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表示在壓氣機特性圖上可獲得共同工作線共同工作線的討論共同工作線的討論 共同工作線的物理意義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變化將引起共同工作點在工作線上移動 工作線位置受工作線位置受A8調節(jié)的影響調節(jié)的影響單

9、軸渦噴（調小單軸渦噴（調小A8則共同工作線移向喘振邊界）則共同工作線移向喘振邊界）雙軸渦噴（雙軸渦噴（ A8變化不影響高壓轉子共同工作線，調小變化不影響高壓轉子共同工作線，調小A8對低壓共同工對低壓共同工作線的影響與單軸發(fā)動機相反）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(shù)不可調節(jié)時，采用不同控制規(guī)律不會對發(fā)動機共同工作線幾何參數(shù)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，因而導致位置產生影響，但共同工作點將隨不同控制規(guī)

10、律而不同，因而導致發(fā)動機性能將不同發(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)動機自動防喘機理雙轉子發(fā)動機各部件共同工作雙轉子發(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相同高壓轉子（或核心機）共同工作方程表達式相同 低壓轉子共同工作方程表達式取決于發(fā)動機類型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)各部件共同工作發(fā)動機穩(wěn)定狀態(tài)各部件共同工作16共同工作方程及共同工作線共同工作方程及共同工作線2.5()1CHCHCHqeconst共同工作線共同工作線等相似

11、轉速線等相似轉速線22(1)()(1)(1)()1(1)(1 1/)CLCLCHCLCLCLCTLTLCHLBeqconsteqconBest 211()CHCLCLCLeqconst17發(fā)動機控制規(guī)律發(fā)動機控制規(guī)律控制規(guī)律制定的目的和制定原則控制規(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(shù)因此通常

12、被選擇為被控參數(shù) 調節(jié)中介為燃燒室燃油流量（包括主、加力燃燒室）、噴管喉調節(jié)中介為燃燒室燃油流量（包括主、加力燃燒室）、噴管喉道面積道面積單軸渦噴不同控制規(guī)律（被控參數(shù)、調節(jié)中介、控制單軸渦噴不同控制規(guī)律（被控參數(shù)、調節(jié)中介、控制回路、及其他主要參數(shù)隨飛行條件變化的特點）回路、及其他主要參數(shù)隨飛行條件變化的特點） n=const, A8=const Tt4=const, A8=const n=const, Tt4=const雙軸渦噴不同控制規(guī)律（被控參數(shù)、調節(jié)中介、控制雙軸渦噴不同控制規(guī)律（被控參數(shù)、調節(jié)中介、控制回路、及其他主要參數(shù)隨飛行條件變化的特點）回路、及其他主要參數(shù)隨飛行條件變化的特

13、點） n1=const, A8=const n2=const, A8=const Tt4=const, A8=const18n nd 轉速轉速調節(jié)器調節(jié)器發(fā)動機發(fā)動機wfn=nd 轉速轉速調節(jié)器調節(jié)器 發(fā)發(fā) 動動 機機n ndwf Tt4調節(jié)器調節(jié)器Tt4 Tt4 dA8Tt4 = Tt4 dn=nd單變量控制單變量控制被控參數(shù)：被控參數(shù)： n調節(jié)中介：調節(jié)中介： wf雙變量控制雙變量控制被控參數(shù)：被控參數(shù)：n、 Tt4 調節(jié)中介：調節(jié)中介： wf、A819Tt2n1n2Tt4高速高速低速低速Tt2n1n2Tt4低速低速高速高速單變量控制只能保證單變量控制只能保證被控參數(shù)按設定的規(guī)被控參數(shù)按設

14、定的規(guī)律變化，其他參數(shù)將律變化，其他參數(shù)將由共同工作條件確定由共同工作條件確定并隨飛行條件變化并隨飛行條件變化控制規(guī)律的控制規(guī)律的制定將決定制定將決定最終所獲得最終所獲得的發(fā)動機性的發(fā)動機性能，因此控能，因此控制規(guī)律的設制規(guī)律的設計至關重要計至關重要20發(fā)動機穩(wěn)態(tài)特性發(fā)動機穩(wěn)態(tài)特性發(fā)動機典型工作狀態(tài)發(fā)動機典型工作狀態(tài)節(jié)流特性（油門特性、轉速特性）節(jié)流特性（油門特性、轉速特性） 定義定義 典型曲線及參數(shù)變化原因典型曲線及參數(shù)變化原因 防喘措施的防喘機理及其對特性的影響防喘措施的防喘機理及其對特性的影響速度特性速度特性 典型噴氣式發(fā)動機速度特性曲線及參數(shù)變化原因典型噴氣式發(fā)動機速度特性曲線及參數(shù)變

15、化原因 不同設計參數(shù)特性不同設計參數(shù)特性 不同控制規(guī)律不同控制規(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力發(fā)動機、渦槳、渦軸）的特點及其適應范圍21發(fā)動機穩(wěn)態(tài)特性發(fā)動機穩(wěn)態(tài)特性高度特性高度特性 典型特性曲線及參數(shù)變化原因典型特性曲線及參數(shù)變化原因大氣壓力和溫度對性能參數(shù)的影響大氣壓力和溫度對性能參數(shù)的影響 氣壓低，推力?。ǜ咴痫w）氣壓低，推力小（高原起飛） 溫度高，推力低，耗油率高（熱天起飛）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發(fā)動機工作狀態(tài)相似準則及臺架性能換算換算22典

16、型節(jié)流特性（油門特性）典型節(jié)流特性（油門特性）23渦噴、小涵道比渦扇典型速度特性渦噴、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渦輪噴氣發(fā)動機、小涵道比渦扇適應于超音速飛機使用超音速飛機使用推力大、總效率高推力大、總效率高24p 低速條件下，大涵道比設計的低速條件下，大涵道比設計的渦扇發(fā)動機推力大，耗油率低渦扇發(fā)動機推力大，耗油率低p 設計涵道比越大，高速條件下設計涵道比越大，高速條件下發(fā)動機的相對推力（發(fā)動機的相對推力（F/F起飛起飛）越小越小 p隨飛行速度增加渦扇發(fā)動機涵道隨飛行速度增加渦扇發(fā)動機涵道比迅速加大，氣流的排氣速度比迅速加大，氣流的排氣速度C9渦扇渦扇遠低于遠低

17、于C9渦噴渦噴，單位推力迅速，單位推力迅速減小，導致推力小、耗油率高。減小，導致推力小、耗油率高。高速條件下渦扇發(fā)動機的速度特高速條件下渦扇發(fā)動機的速度特性不如渦噴發(fā)動機性不如渦噴發(fā)動機 p 大涵道比的渦扇發(fā)動機隨著大涵道比的渦扇發(fā)動機隨著Ma0增加，推力一直下降增加，推力一直下降p Bd越大，推力下降越快越大，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)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(xiàn)代民航機和運輸機的主要動力裝置良性能，使它成為現(xiàn)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大涵道比設計渦扇發(fā)動機不適用于高速飛

18、行飛機25不同類型發(fā)動機速度特性比較不同類型發(fā)動機速度特性比較(km/h)(km/h)26復燃加力發(fā)動機速度特性復燃加力發(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馬加力使推力達到峰值所對應的飛行馬赫數(shù)更高赫數(shù)更高加力溫度越高，上述特點越顯著加力溫度越高，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，加力和不加力耗油隨飛行速度提高，加力和不加力耗油率的差距減小率的差距減小l加力渦扇與加力渦噴發(fā)動機相比較：加力渦扇與加力渦噴發(fā)動機相

19、比較：l 加力比更大，有利于提高飛機機動性加力比更大，有利于提高飛機機動性l 亞音速飛行條件下不加力耗油率較低，亞音速飛行條件下不加力耗油率較低，有利于增加作戰(zhàn)半徑有利于增加作戰(zhàn)半徑751abttFTFFT761abttFTFFT27高度增加高度增加，空氣流量顯著減小空氣流量顯著減小 推力推力 決定了飛機的升限決定了飛機的升限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，工作點沿工作線上移，增壓比增加，單位推力增加，單位推力增加， 耗油率耗油率 H 11km 隨高度增加，氣溫不變，發(fā)動機共同隨高度增加，氣溫不變，發(fā)動機共同工作點不再移動，單位推力不變工作點不再移動，單位推力不變 耗油率耗油率H 11km耗油率最低耗油率最低典型高度特性典型高度特性飛機巡航高度通常為飛機巡航高度通常為11公里上下公里上下28大氣條件對特性的影響大氣條件對特性的影響氣溫影響氣溫影