第五章單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

1、第5章單軸渦輪噴7發(fā)動機(jī)Single shaft turbo-jet engine第51卒 穗態(tài)工作時各部件的相互制約關(guān)系Engine components restrained each other on stable state在軍用殲擊機(jī)和民用旅客機(jī)上，單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)僅僅在航空燃?xì)廨啓C(jī)發(fā) 展的早期（約在20世紀(jì)40年代末和50年代初）曾經(jīng)使用過，后來很快被雙軸渦 輪噴氣發(fā)動機(jī)和雙軸渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)所代替。然而，在學(xué)習(xí)航空燃?xì)廨啓C(jī)工作原 理的過程中，認(rèn)真學(xué)習(xí)單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，仍然是十分必要的，單軸渦輪噴氣 發(fā)動機(jī)的燃?xì)獍l(fā)生器乃是其他各類航空燃?xì)廨啓C(jī)的核心機(jī)。通過單軸渦輪噴氣發(fā) 動機(jī)的學(xué)

2、習(xí)，可以由淺入深，牢固地建立各主要部件（燃燒室、加力燃燒室、進(jìn) 氣道和尾噴管）之間的相互制約關(guān)系和相互匹配要求，為學(xué)習(xí)其他各類航空燃?xì)?輪機(jī)打下良好的基礎(chǔ)。一、概述一臺己經(jīng)設(shè)計制成的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)可以在不同的飛行狀態(tài)下工作，駕 駛員可以通過油門操縱桿使燃油自動調(diào)節(jié)器供給發(fā)動機(jī)不同的燃油流量，根據(jù)給 定的條件改變某些部件的兒何參數(shù)（如進(jìn)氣道的幾何形狀、壓氣機(jī)的可調(diào)節(jié)導(dǎo)流 葉片或放氣門位置、渦輪導(dǎo)向器最小截面積、尾噴管臨界截面積等）。當(dāng)發(fā)動機(jī)在一定的飛行狀態(tài)下工作時，如果保持燃油流量以及各部件的幾 何參數(shù)不變，那末，發(fā)動機(jī)將穩(wěn)定的工作，即發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速以及發(fā)動機(jī)各截面的 氣體參數(shù)將保持一定的數(shù)值

3、。如果改變飛行狀態(tài)或者改變?nèi)加土髁炕蛘吒淖儼l(fā)動機(jī)某一部件的幾何參數(shù) 都將使發(fā)動機(jī)進(jìn)入另一個新的工作狀態(tài)。由于發(fā)動機(jī)的各個部件是協(xié)同工作的， 任何一個部件工作狀態(tài)的變化都將影響其他部件的工作，它們互相影響、互相制 約。舉例來說，某單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在一定的飛行狀態(tài)下，駕駛員拉回油 門操縱桿，減小發(fā)動機(jī)的燃油流量，燃燒室出口燃?xì)鉁囟冉档停瑴u輪功率減小， 與此同時，根據(jù)渦輪導(dǎo)向器出口處流量方程（5. 1-1） 由于燃燒室出口燃?xì)鉁囟冉档?，通過渦輪導(dǎo)向器的燃?xì)饬髁靠梢栽黾?，因而增?了通過壓氣機(jī)的空氣流量，在壓氣機(jī)特性圖上，當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速還沒有來得及改變 的瞬間，共同工作點(diǎn)向遠(yuǎn)離喘振邊界的方向移動（增大

4、流量、降低壓比），壓氣機(jī) 所需功率也隨之變化。主要由于渦輪功率的減小，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速下降，降到某一個 較低的轉(zhuǎn)速下，壓氣機(jī)所需功率與渦輪功率相等時為止（如下圖所示）。上面的例子形象地說明了發(fā)動機(jī)在穩(wěn)定狀態(tài)下工作時各部件之間的相互制 約關(guān)系。歸納起來，發(fā)動機(jī)各個部件之間是通過下列因素互相影響、互相制約。首先，通過發(fā)動機(jī)各個截面的氣體流量應(yīng)該相等。如果出現(xiàn)流量不等的情況, 就必然通過氣流壓力或流量本身的改變來影響相鄰部件的工作。例如突然減小尾 噴管出口截面積As,就會使渦輪出口靜壓P5增加，影響渦輪的工作。其次，當(dāng)發(fā)動機(jī)在穩(wěn)定狀態(tài)下工作時，渦輪產(chǎn)生的功率與壓氣機(jī)消耗的功率 應(yīng)該相等。如果出現(xiàn)功率不等的

5、情況，就會使發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速發(fā)生變化。第三個相互制約的條件是壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速與渦輪轉(zhuǎn)速相等。眾所周知，轉(zhuǎn)速與渦 輪轉(zhuǎn)速在任何情況下必然是相等的，因為它們是連結(jié)在同一根軸上。當(dāng)利用壓氣 機(jī)的特性曲線和渦輪的特性曲線來確定它們的工作狀態(tài)時，必須用這個條件。事 實上，往往不使用渦輪的特性曲線，因為在一般情況下，渦輪導(dǎo)向器處于臨界或 超臨界工作狀態(tài)，使用渦輪流量相似參數(shù)為常數(shù)和渦輪效率為常數(shù)的條件就己相 當(dāng)準(zhǔn)確，即臥=const這時，渦輪功的大小決定于渦輪前燃?xì)鉁囟萒,和渦輪膨脹比而與渦輪 轉(zhuǎn)速無關(guān)，于是就沒有必要應(yīng)用轉(zhuǎn)速相等的條件了。發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的數(shù)值只有在分 析壓氣機(jī)特性圖上工作點(diǎn)的位置時才需要用到它。下面主要

6、從流量相等和功相等的條件出發(fā)，分析各部件之間的相互制約關(guān) 系。二、壓氣機(jī)與渦輪流量相等的條件(Mass flow equalization condition of compressor and turbine)根據(jù)壓氣機(jī)和渦輪流量相等的條件，可得式中q圧一燃油流量；q“冷卻渦輪盤和渦輪葉片等熱部件用的冷卻空氣流量?？梢越频恼J(rèn)為：3叫,因此下面討論時認(rèn)為根據(jù)渦輪導(dǎo)向器出口處流量方程式中J渦輪導(dǎo)向器的總壓恢復(fù)系數(shù); A渦輪導(dǎo)向器出口面積；渦輪導(dǎo)向器出口處速度系數(shù)。乂因 所以整理后得到令則尬屈Wg乂今GJ彳巧琉(5. 1-1)(5. 1-2)當(dāng)渦輪導(dǎo)向器處于臨界或超臨界狀態(tài)工作時，9億卜1,懇匕

7、垃出（兒）值為常數(shù)。當(dāng)渦輪前燃?xì)鉁囟认嗨茀?shù)兀/巧為常數(shù)時，壓氣機(jī)增壓比叭”與流量相似 參數(shù)滄說成直線關(guān)系，其斜率為cj”/石,這表示增壓比加大，使燃?xì)?密度加大，才能流過更多的流量。取一系列的溫度相似參數(shù)值，便可以在壓氣機(jī)特性圖上得到一組通過原點(diǎn)的 直線，如圖5. 1. 1所示。圖5. 1.1在壓氣機(jī)特性圖上作T.7T；等值線必須說明，這一組直線是對應(yīng)于某一個渦輪導(dǎo)向器排氣面積的，當(dāng)渦輪導(dǎo)向 器排氣面積A：減小時，這組經(jīng)過原點(diǎn)的直線的斜率就增加。有了圖5. 1.1以后，給定壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的相似參數(shù)以尿和渦輪前燃?xì)鉁?度相似參數(shù)兀巧，就可以確定壓氣機(jī)在特性圖上工作點(diǎn)的位置?？梢赃@樣來理 解它的物理

8、意義：當(dāng)渦輪導(dǎo)向器排氣面積化給定時，渦輪前燃?xì)鉁囟认嗨茀?shù) 巧巧的變化影響壓氣機(jī)出口氣流的流通能力，起了壓氣機(jī)出口節(jié)氣門的作用。 當(dāng)壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速的相似參數(shù)以尿保持不變，渦輪前燃?xì)鉁囟认嗨茀?shù)兀/巧增 加時，壓氣機(jī)在特性圖上的工作點(diǎn)向喘振邊界移動，相當(dāng)于對壓氣機(jī)起了 “關(guān)小 節(jié)氣門的作用”。根據(jù)上述分析，還可以知道，發(fā)動機(jī)在起動和加速過程中如果 瞬間T；增加過多，將會引起壓氣機(jī)喘振。應(yīng)該指出當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速下降，壓氣機(jī)增壓比兀：很低時，渦輪導(dǎo)向器處于亞 臨界工作狀態(tài)，心)Fa.發(fā)動機(jī)最大工作狀態(tài)推力大于飛機(jī)所需要的推力，發(fā) 動機(jī)有剩余的推力可以使飛機(jī)加速或爬高。根據(jù)剩余推力的大小和飛機(jī)的參數(shù)， 可以計

9、算飛機(jī)的機(jī)動性能。對各個飛行高度都進(jìn)行上述計算，就可確定飛機(jī)在各 個高度上的最大平飛速度、升限、爬升速度、盤旋半徑等飛機(jī)的性能參數(shù)。由此 可見，研究發(fā)動機(jī)的速度特性和高度特性是十分必要的。在給定的飛行狀態(tài)下(例如在地面靜止?fàn)顟B(tài)下)發(fā)動機(jī)推力F和單位燃油消 耗率sfc隨油門位置的變化關(guān)系稱為發(fā)動機(jī)的油門特性或稱為節(jié)流特性。油門特 性與巡航狀態(tài)調(diào)節(jié)規(guī)律的選擇有密切的關(guān)系。二、單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的飛行特性(Flight performance of single shaft gas turbine engine)發(fā)動機(jī)的飛行特性包括速度特性和高度特性。在一定的飛行高度上，發(fā)動機(jī) 的推力F和耗油率sf

10、c隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系稱為發(fā)動機(jī)的速度特性。在一定 的飛行Ma數(shù)下，發(fā)動機(jī)的推力F和耗油率sfc隨飛行高度的變化關(guān)系稱為發(fā)動 機(jī)的高度特性。發(fā)動機(jī)的飛行特性對于不同型別的發(fā)動機(jī)，由于所選擇的設(shè)計參數(shù)、部件特 性以及調(diào)節(jié)規(guī)律的不同可以有很大的差別。下面在研究發(fā)動機(jī)的飛行特性時，假 設(shè)發(fā)動機(jī)的最大工作狀態(tài)調(diào)節(jié)規(guī)律為：二常數(shù)和常數(shù)，并假設(shè)氣流 在尾噴管中完全膨脹。顯然，在上述條件下，尾噴管的臨界截面積和出口截面積 應(yīng)該都是可調(diào)的。單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的速度特性一簽上飛&EI0C50151057/=|6O0K/7/=400Kr/1200KI 23123Ma fiA 伽圖5.4.2在一定高度下，單軸渦輪

11、噴氣發(fā)動機(jī)的速度特性曲線圖5. 4.2給出了地面設(shè)計增壓比為6,飛行高度為6Km的單軸渦輪噴氣發(fā)動 機(jī)的速度特性曲線。圖上給出了渦輪前溫度為1600K、1400K、1200K三種不同數(shù) 值的速度特性。從圖5. 4. 2可以看出：隨著飛行Ma數(shù)的增大，單位推力巳不斷減小。當(dāng)飛行Ma數(shù)增大至某一 數(shù)值時，單位推力降為零。例如當(dāng)為1400K、飛行Ma數(shù)為3. 5時，單位推力降為零。隨著飛行Ma數(shù)的增大，空氣流量q“不斷增大。在亞聲速范圍內(nèi)增加較慢, 而在超聲速范圍內(nèi)增加較快。隨著飛行Ma數(shù)的增大，發(fā)動機(jī)的推力F起初略為下降或增加得很緩慢， 隨后迅速增大，達(dá)到某一最大值后，推力隨Ma數(shù)的增大而減小。最

12、后，發(fā)動機(jī) 的推力下降為零。隨著飛行Ma數(shù)的增大，耗油率sfc不斷增加，至某一飛行Ma數(shù)后，急劇 加大。下面解釋上述變化的原因。在分析發(fā)動機(jī)的單位推力幾隨飛行Ma數(shù)的變化規(guī)律時，必須涉及到發(fā)動機(jī) 的可用功w隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系。發(fā)動機(jī)的可用功可表示為（勺+勺）（勺-）二（勺+%）尸于是得到了單位推力巳與發(fā)動機(jī)可用功w之間的關(guān)系:（5.4-1） 為了便于分析，先假定當(dāng)飛行血數(shù)增加時，發(fā)動機(jī)可用功w保持不變。那 么從下式可以看出，隨著飛行速度C。的增大，尾噴管出口燃?xì)鈬娚渌俣菴9必然 相應(yīng)的增大。又從(5. 4-1)式中可以看出，當(dāng)可用功w保持不變時，C9和c的增加必然導(dǎo) 致發(fā)動機(jī)單位推力巳的下

13、降。實際上隨著飛行血數(shù)增加，發(fā)動機(jī)可用功是不斷降低的。在第二章中曾經(jīng) 分析過使發(fā)動機(jī)可用功達(dá)極大值的最佳增壓比Hopto當(dāng)飛行速度為零時，壓氣機(jī) 的增壓比往往己經(jīng)超過了最佳增壓比，當(dāng)飛行速度增加時，由于速度沖壓增加， 發(fā)動機(jī)的總增壓比不斷增大，使發(fā)動機(jī)的可用功不斷下降。再考慮到隨著總增壓 比和總膨脹比的增加，進(jìn)氣道中氣體壓縮過程以及尾噴管中燃?xì)馀蛎涍^程的總壓 損失不斷增加，這就使得飛行Ma數(shù)增大時，發(fā)動機(jī)可用功下降得更為迅速。在這種情況下，盡管發(fā)動機(jī)可用功不斷下降，但是尾噴管出口燃?xì)鈬娚渌俣?C9仍然隨飛行Ma數(shù)增加而有所加大。這是因為當(dāng)渦輪前燃?xì)鉁囟缺３植蛔儠r, 尾噴管中燃?xì)鉁囟萒,基本上保

14、持不變(可以近似的認(rèn)為壓氣機(jī)功和渦輪功保持 不變)，而尾噴管中的氣體壓力P,則隨著總增壓比的增加總是增加的。由于尾噴 管中的燃?xì)鈮毫,增加，若燃?xì)庠谖矅姽苤型耆蛎?，尾噴管出口燃?xì)鈬娚渌?度C9加大。通過上述分析，再結(jié)合(5. 4-1)式，可以看出，當(dāng)飛行Ma數(shù)增大時，由于發(fā) 動機(jī)可用功W不斷下降以及C9和c。增加使得發(fā)動機(jī)單位推力已下降。當(dāng)飛行Ma數(shù)增大到3以上時，壓氣機(jī)出口空氣溫度T,接近燃燒后的燃?xì)鉁?度T，加入發(fā)動機(jī)的熱量很少了，它僅僅用以克服各種損失，使發(fā)動機(jī)的可用 功w和單位推力巳都降為零。怎樣才能使得發(fā)動機(jī)適應(yīng)高速飛行的要求，在高飛行Ma數(shù)下仍然有較大的 發(fā)動機(jī)可用功w?根據(jù)高

15、飛行Ma數(shù)下發(fā)動機(jī)可用功降低的原因，可以從以下三個方面來提高 發(fā)動機(jī)在高M(jìn)a數(shù)下的性能：在高M(jìn)a數(shù)下，正是由于速度沖壓增加，發(fā)動機(jī)總增壓比不斷提高，使得 發(fā)動機(jī)加熱量不斷減小，以致引進(jìn)發(fā)動機(jī)可用功急速降低。因此，釆用低設(shè)計增 壓比的壓氣機(jī)，英至使用無壓氣機(jī)的沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)是比較合適的。但是，低 設(shè)計增壓比的發(fā)動機(jī)在低速飛行時耗油率較高，而沖壓式噴氣發(fā)動機(jī)則更不適宜 于低速飛行，并且不能在地面靜止條件下起動。提高渦輪前燃?xì)鉁囟取翱梢约哟蟀l(fā)動機(jī)在高M(jìn)a數(shù)的工作范圍，但是渦輪 前燃?xì)鉁囟萒；的提高受到渦輪部件材料耐熱性以及冷卻技術(shù)的限制。可以采用 渦輪后復(fù)燃加力的方法改善發(fā)動機(jī)在高M(jìn)a數(shù)下的性能。

16、以后將討論渦輪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)的優(yōu)點(diǎn)，這種發(fā)動機(jī)在低速飛行時具有較低的耗 油率，而釆用復(fù)燃加力的方法以后則具有良好的高M(jìn)a數(shù)下的使用性能。除此以外，在高M(jìn)a數(shù)下，超聲進(jìn)氣道的設(shè)計質(zhì)量對于空氣壓縮過程的效 率有著重要的影響。同時，尾噴管的膨脹比較大，超聲尾噴管的設(shè)計性能將影響 燃?xì)馀蛎涍^程的效率。因此，對于高M(jìn)a數(shù)下使用的發(fā)動機(jī)必須具有性能良好的 可調(diào)節(jié)的超聲速進(jìn)氣道和超聲尾噴管。上面分析了發(fā)動機(jī)的單位推力玖隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系。下面再分析通過 發(fā)動機(jī)的空氣流量L隨飛行Ma數(shù)的變化。由于渦輪導(dǎo)向器的臨界截面起著相當(dāng)空氣機(jī)節(jié)氣門的作用，根據(jù)的條件，可以看出，當(dāng)渦輪前燃?xì)鉁囟萒；保持不變時，通過發(fā)動機(jī)的

17、空氣流量 q“與燃燒室出口總壓P；成正比。隨著飛行血數(shù)不斷增加，燃燒室出口總壓訂不斷提高，因此通過發(fā)動機(jī)的 空氣流量亦不斷增加。通過發(fā)動機(jī)的空氣流量匸亦隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系 如圖5. 4. 2所示。圖5.4.2所表示的發(fā)動機(jī)推力F隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系正是由發(fā)動機(jī)單位 推力巳和通過發(fā)動機(jī)的空氣流量張隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系所決定的。當(dāng)飛行 Ma數(shù)增加時，發(fā)動機(jī)單位推力巳下降而通過發(fā)動機(jī)的空氣流量q“卻增加，由于 二者變化程度不同，而形成發(fā)動機(jī)推力F隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系。耗油率求門堪隨飛行Ma數(shù)的變化取決于f和已的變化。隨著飛行Ma數(shù)的增大,T,是增大的,T；-T；減小,故如減小，但由于玖下降

18、得更快,所 以耗油率總是隨飛行血數(shù)的增加而增大。當(dāng)飛行Ma數(shù)增大到單位推力趨于零時, 耗油率急劇增大。值得注意的是，耗油率隨飛行血數(shù)的增大，并不意味著發(fā)動機(jī)的經(jīng)濟(jì)性也 變壞了，在第二章中曾經(jīng)講過，衡量發(fā)動機(jī)經(jīng)濟(jì)性的指標(biāo)應(yīng)該是發(fā)動機(jī)的總效率 Hoc在一定的飛行速度下，耗油率與總效率成反比。但是在討論發(fā)動機(jī)的飛行 速度特性時，飛行速度是改變的，要衡量發(fā)動機(jī)經(jīng)濟(jì)性的好壞，要看發(fā)動機(jī)總效 率的高低。推進(jìn)效率、熱效率、總效率隨飛行Ma數(shù)的變化關(guān)系如圖5.4.3所示。Mliq圖5.4.3推進(jìn)效率、熱效率、總效率隨飛行血數(shù)的變化關(guān)系隨著飛行血數(shù)的增大，推進(jìn)效率（巾=2耳1+5匕）從零增大至極限值l.Oo這時

19、發(fā)動機(jī)的單位推力和推力都降為零。熱效率為式中cpo燃燒過程中的平均比熱。當(dāng)飛行Ma數(shù)增大時，T,增大，T.-T；減小，所以，加給流過發(fā)動機(jī)的每公斤 空氣的熱量6總是減小的；起初由于總增壓比的增加，循環(huán)的有效功w是增大 的，使熱效率增大。在某一飛行Ma數(shù)以后，w隨Ma數(shù)的增大而下降，而且比 的減小還要快，使熱效率降低，循環(huán)功降為零時，熱效率也為零?？傂适峭七M(jìn)效率和熱效率的乘積。由圖5.4.3可以看出，當(dāng)飛行Ma數(shù)為 3.0時，總效率最大。也就是說，在這一飛行Ma數(shù)下，發(fā)動機(jī)的經(jīng)濟(jì)性最好。 然而，這時的耗油率并不是最低的。圖5. 4. 4給出了地面設(shè)計增壓比為4、6、12的三臺單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)

20、在 H二6Km時的速度特性。它的渦輪前溫度都是1400Ko一 SM龍咅h圖5.4.4不同設(shè)計增壓比的發(fā)動機(jī)速度特性由圖可見，在低飛行Ma數(shù)時，高設(shè)計增壓比的發(fā)動機(jī)比低設(shè)計增壓比的發(fā) 動機(jī)更接近最佳增壓比，所以它的單位推力較大而耗油率較低。但是，由于高設(shè) 計增壓比的發(fā)動機(jī)中壓氣機(jī)的溫升較大，即X較大，所以，隨著飛行Ma數(shù)的增 大，它的單位推力下降較快，在較低的飛行Ma數(shù)下，單位推力就變?yōu)榱?。它?耗油率也增加得比較快，且在較低的飛行Ma數(shù)下就開始急劇增大。在討論各部件共同工作時己經(jīng)知道，不同設(shè)計增壓比的發(fā)動機(jī)，在飛行Ma 數(shù)增大，T,增大，監(jiān)下降時，壓氣機(jī)進(jìn)口的流量氣動函數(shù)q(X2)變化的快慢不

21、 同，高設(shè)計增壓比的q(X2)下降較快。因此，隨著飛行Ma數(shù)增大時，它的空氣 流量增加比低設(shè)計增壓比的慢。圖5.4.4中推力的變化規(guī)律是由空氣流量和單位 推力兩者的變化所決定的。在低飛行Ma數(shù)時，不同設(shè)計增壓比的發(fā)動機(jī)的空氣 流量基本上相同，而高設(shè)計增壓比的發(fā)動機(jī)單位推力大，所以發(fā)動機(jī)的推力大。 但是隨著飛行Ma數(shù)的進(jìn)一步增大，它的空氣流量加大得慢而單位推力減小得快, 因而，推力增大較慢，在較低的飛行Ma數(shù)下達(dá)到最大值和在較低的飛行Ma數(shù)下 推力為零。由此可見，用于低飛行Ma數(shù)的發(fā)動機(jī)，釆用較高的設(shè)計增壓比比較有利； 反乙用于高飛行Ma數(shù)的發(fā)動機(jī)，用較低的設(shè)計增壓比可以得到較好的推力特 性和較

22、低的耗油率。單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的高度特性發(fā)動機(jī)的高度特性是：飛行速度（或飛行Ma數(shù)）一定時，在給定的發(fā)動機(jī)最 大狀態(tài)調(diào)節(jié)規(guī)律下，推力和耗油率隨飛行高度的變化規(guī)律。和討論速度特性時一 樣，仍假設(shè)發(fā)動機(jī)的最大狀態(tài)調(diào)節(jié)規(guī)律為n二n込二常數(shù)和TPR二二常數(shù)，氣流在尾 噴管中完全膨脹。飛行高度改變時，大氣壓力、大氣溫度都隨著變化。圖5.4.5是國際標(biāo)準(zhǔn)的 大氣壓力、大氣溫度隨高度的變化關(guān)系。圖5. 4. 5大氣壓力、大氣溫度隨高度的變化關(guān)系從圖可以看出，在llKm以下，高度增加時，大氣壓力、大氣溫度都下降； llKm以上為同溫層，大氣溫度不隨高度而變化，而大氣壓力隨高度增加繼續(xù)下 降?？梢钥闯觯髿鈮毫?/p>

23、在低高度時變化較快。圖5.4.6是一臺地面設(shè)計增壓比為6的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在飛行Ma數(shù)為 0.9時的高度特性。WI5019J身召壬澄4.IDH/km圖5.4.6單軸渦倫噴氣發(fā)動機(jī)的髙度特性由圖5. 4.6可見，在HWllKm時，隨著飛行高度的增加，單位推力增加，耗 油率下降，發(fā)動機(jī)的推力下降。在HllKm時，單位推力和耗油率都不變，發(fā)動 機(jī)的推力隨高度增加而繼續(xù)下降。下面解釋參數(shù)變化的原因：飛行高度增加，大氣溫度T。下降，在飛行Ma數(shù) 一定時，To TA T,下降。根據(jù)給定的最大狀態(tài)調(diào)節(jié)規(guī)律為n二常數(shù)和TPT二尸 常數(shù)，轉(zhuǎn)速一定，壓氣機(jī)功基本上不變，由可見，T,是隨高度增加而下降的，打一定時

24、,疋_增大。這就是說,隨著高度的增加，加給發(fā)動機(jī)的每公斤空氣的熱量是加大的。T,減小及n不變時，咖將 增大，共同工作點(diǎn)將沿著共同工作線向右上方移動，兀；將增大，熱量的利用程 度也得到改善。這兩個因素都使單位推力隨飛行高度增高而增大。當(dāng)飛行高度大 于llKm時。T,不再變化，引起上述變化的外界條件不復(fù)存在，單位推力也就保 持不變。當(dāng)飛行高度小于llKm時，隨著飛行高度的升高，增壓比增大，熱量的利用 程度改善，使耗油率略有下降。當(dāng)飛行高度大于llKm時，耗油率也將保持不變。流過發(fā)動機(jī)的空氣流量是隨飛行高度的增大、大氣密度急劇下降而減小的, 通常渦輪導(dǎo)向器是在超臨界狀態(tài)下工作的，尼心；=力沁。在T：

25、二常數(shù)時, 空氣流量和渦輪進(jìn)口處氣流的總壓P,成比例地變化。當(dāng)飛行高度小于llKm時， 隨著飛行高度的增加，增壓比還有所增大，P,的減小將比P,的減小慢，因此， 空氣流量的減小將比大氣壓力下降得慢。當(dāng)飛行高度大于llKm時，T,不變，增 壓比也不再變化，當(dāng)飛行高度增加時，空氣流量和大氣壓力以相同的速度減小。推力隨飛行高度的增加總是下降的。其決定性的因素是隨飛行高度的增加大 氣壓力和空氣流量的下降。當(dāng)飛行高度小于llKm時，隨著飛行高度的增加，空氣流量的下降比大氣壓力的下降慢，而且還因為單位推力是增大的，所以，推力 的減小比大氣壓力的下降慢。當(dāng)飛行高度大于llKm時，隨著飛行高度的增加， 單位推

26、力不變，推力和空氣流量一樣，隨大氣壓力以同樣的比例減小。應(yīng)該注意 到，飛行高度增高時，發(fā)動機(jī)推力的數(shù)值變化很大。以上的討論中，沒有考慮隨著飛行高度的增加，燃燒室工作條件惡化而使完 全燃燒系數(shù)仇下降的影響。發(fā)動機(jī)在高空低飛行Ma數(shù)下工作時，燃燒室在很 不利的條件下工作，完全燃燒系數(shù) 趴將下降很多，耗油率將與完全燃燒系數(shù)U 成反比地增加。另外，當(dāng)發(fā)動機(jī)在高空低飛行Ma數(shù)下工作時，由于大氣壓力下降，溫度降 低,將使雷諾數(shù)Re降低。例如，飛行Ma數(shù)一定,高度由地面增加到15000m時, Re數(shù)可能減小到地面的六分之一，這將使氣流粘性的影響增加。實驗結(jié)果表明, 只有當(dāng)雷諾數(shù)大于臨界值時，才可以忽略雷諾數(shù)

27、的影響。對于軸流壓氣機(jī)，臨界 雷諾數(shù)約為1.5X1062.5X106。發(fā)動機(jī)在地面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下工作時，氣流的 雷諾數(shù)大于臨界值，但是在高空條件下工作時，Re數(shù)可能低于臨界值，這將使 壓氣機(jī)、渦輪的效率下降、流過發(fā)動機(jī)的仗沁局玩發(fā)生變化，這就會使發(fā)動 機(jī)的性能發(fā)生變化。一般來說，耗油率將加大，在轉(zhuǎn)速為常數(shù)的調(diào)節(jié)規(guī)律下，渦 輪前燃?xì)鉁囟葘⒃龃?，推力可能略有增大或減小。速度特性和高度特性可以表示在同一張?zhí)匦詧D上。圖5.4.7是一臺地面設(shè)計 增壓比為6,渦輪前燃?xì)鉁囟葹?400K的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的高度速度特性圖, 發(fā)動機(jī)的調(diào)節(jié)規(guī)律為n二“尸常數(shù)和T；=T.=常數(shù)。6 O圖5. 4.7單軸渦輪噴氣

28、發(fā)動機(jī)的高度速度特性圖上圖給出了不同高度下的速度特性。不同的設(shè)計參數(shù)、或不同的部件特性、 或不同的調(diào)節(jié)規(guī)律，發(fā)動機(jī)的高度速度特性會有很大的差異。在飛機(jī)、發(fā)動機(jī)設(shè) 計過程中，發(fā)動機(jī)設(shè)計部門在選定一系列可能選用的設(shè)計參數(shù)和部件特性后，可 以用電子計算機(jī)算出如圖5.4.7這樣的發(fā)動機(jī)特性圖，供飛機(jī)設(shè)計部門選用。飛 機(jī)設(shè)計部門可以根據(jù)發(fā)動機(jī)特性和飛機(jī)的設(shè)計方案，計算出如圖5. 4. 8的飛行包 線，即飛機(jī)可能工作的高度和速度范圍。圖5. 4.8飛機(jī)飛行包線示意圖圖5. 4.8中的飛機(jī)飛行包線由最大飛行高度虹、最大飛行Ma數(shù)Ma_、最小 飛行Ma數(shù)最大動壓頭g等線段組成。最大飛行高度肛和最大飛行Ma數(shù)M

29、a：通常由發(fā)動機(jī)所能提供的最大性能 或飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度所允許的值所確定。最小飛行Ma數(shù)Ma通常由飛機(jī)在飛行中不 發(fā)生抖振的迎角來確定。最大動壓頭q込是它通常是由飛機(jī)或發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度條件所限制。由于大氣壓力P。是隨飛行高 度的增高而降低的，所以，q込所對應(yīng)的最大允許Ma數(shù)是隨飛行高度的增高而增 大的。三、單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的節(jié)流特性單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在使用中，大部分時間是在推力小于最大值的狀態(tài)下工 作，對于流道兒何面積不可調(diào)節(jié)的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，減小推力的最簡單的辦 法是通過減少供油量來降低發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速。供油量的改變可由駕駛員操縱油門桿 來實現(xiàn)。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的節(jié)流特性就是在一定的飛行條件下，發(fā)

30、動機(jī)的推力和 耗油率隨發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速（或其他對應(yīng)的參數(shù)，例如渦輪后總壓P,和壓氣機(jī)進(jìn)口總壓 卅之比p,/p,）的變化規(guī)律，如果以轉(zhuǎn)速作為調(diào)節(jié)參數(shù)，通常稱為轉(zhuǎn)速特性，也 可稱為油門特性：渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在研制、生產(chǎn)過程中，要進(jìn)行大量的地面臺架試驗，以檢驗 發(fā)動機(jī)是否達(dá)到設(shè)計要求，是否需要進(jìn)行調(diào)整和修改，使其達(dá)到預(yù)定的性能指標(biāo)。 發(fā)動機(jī)在地面臺架試驗中，錄取發(fā)動機(jī)的節(jié)流特性（轉(zhuǎn)速特性），并對它進(jìn)行分析 研究。發(fā)動機(jī)節(jié)流過程中幾個基本工作狀態(tài)最大狀態(tài)在這個工作狀態(tài)下，發(fā)動機(jī)的推力為最大。通常發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速和渦輪前燃?xì)?溫度也為最大。因此，發(fā)動機(jī)的動力負(fù)荷和熱負(fù)荷都接近其極限允許值。發(fā)動機(jī) 在這一狀態(tài)下連續(xù)工

31、作的時間有嚴(yán)格的限制，一般不超過5lOmino最大狀態(tài)一般只用于起飛、爬升、短時間加速和獲得最大平飛速度。額定狀態(tài)通常規(guī)定推力為最大推力的0. 850. 90時為發(fā)動機(jī)的額定工作狀態(tài)，發(fā)動 機(jī)在額定工作狀態(tài)可以較長時間的連續(xù)工作。有的發(fā)動機(jī)對額定工作狀態(tài)的工作 時間仍有限制，如3060mino有的發(fā)動機(jī)則沒有限制。額定狀態(tài)是軍用殲擊機(jī)的主要工作狀態(tài)，民航機(jī)爬高時也使用這一工作狀 態(tài)。巡航狀態(tài)通常規(guī)定推力小于或等于最大推力的0. 50. 8時為發(fā)動機(jī)的巡航工作狀 態(tài)。使用時間不受限制。用于長時間及遠(yuǎn)距離飛行。慢車狀態(tài)慢車狀態(tài)是發(fā)動機(jī)啟動以后能夠穩(wěn)定工作的最小轉(zhuǎn)速工作狀態(tài)。通常其推力 為最大推力的

32、3%5%。由于這一狀態(tài)下的渦輪前燃?xì)鉁囟纫埠芨?，所以，這 一工作狀態(tài)下允許連續(xù)工作的時間也有限制。慢車工作狀態(tài)常用于著陸及滑行。幾何面積不可調(diào)的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性圖5. 4.9為一臺地面設(shè)計參數(shù)為n ：二6、T1400K的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的 地面試車臺上的轉(zhuǎn)速特性。007000600400000003002000 - / / 121000 乙.().6 0J 0.X0.9圖5.4.9幾何而積不可調(diào)的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性從圖看出，當(dāng)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速從設(shè)計轉(zhuǎn)速下降時，發(fā)動機(jī)的推力急劇下降，發(fā)動 機(jī)的耗油率起先略有下降，在n =0. 85附近達(dá)最小值后，隨發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的下降而 增大。圖中

33、虛線部分表示當(dāng)轉(zhuǎn)速下降至小于n二0.720.73時，壓氣機(jī)的喘振裕 度小于最小允許值，如果不釆取適當(dāng)?shù)恼{(diào)節(jié)措施，發(fā)動機(jī)不可能穩(wěn)定工作。下面來分析轉(zhuǎn)速特性上述變化的原因。發(fā)動機(jī)的推力取決于流過發(fā)動機(jī)的空氣流量L和發(fā)動機(jī)的單位推力巳。分 別討論如下：流過發(fā)動機(jī)的空氣流量也）圖5. 4. 10 n二6的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)特性和共同工作線圖5. 4. 10給出了這臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的壓氣機(jī)特性和共同工作線。在某一 飛行狀態(tài)下（例如在地面臺架條件下）q（X2）與空氣流量q“成正比，因此空氣流 量隨轉(zhuǎn)速的增大而增加。單位推力Fs在地面臺架上，假設(shè)氣流在尾噴管中完全膨脹，則FFC式中單位推力隨轉(zhuǎn)速n的

34、變化，取決于排氣速度6的變化，也就是取決于渦輪 后燃?xì)鉁囟萒,和總壓p,的變化。下面進(jìn)一步分析渦輪后燃?xì)鉁囟萒,和總壓p,隨轉(zhuǎn)速的變化關(guān)系。1.0O.X0.6040 2(H)3n00(X)Z3.&10O90Hi i i1 11 x.crLohb221 8I4(IO(6( 一蟲手?01gO0L 22. 5）使渦輪噴氣發(fā)動機(jī)有較好的飛行特 性，發(fā)動機(jī)的設(shè)計參數(shù)應(yīng)作如下考慮：C高的壓氣機(jī)設(shè)計增壓比和中等渦輪前燃?xì)鉁囟菴壓氣機(jī)設(shè)計增壓比和渦輪前燃?xì)鉁囟榷紤?yīng)較低C低的壓氣機(jī)設(shè)計增壓比和高的渦輪前燃?xì)鉁囟葔簹鈾C(jī)設(shè)計增壓比和渦輪前燃?xì)鉁囟榷紤?yīng)較高從渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的高度特性曲線可以看出，在HKm以下隨著飛行高

35、度增加, 耗油率下降，為什么？某單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)采用n二二常數(shù)和Tr=T；o,=常數(shù)的最大工作狀態(tài)調(diào)節(jié) 規(guī)律，當(dāng)飛行血數(shù)不變，隨著飛行高度的增加（HW11公里）FJsfc油氣比fl發(fā)動機(jī)從最大工作狀態(tài)到最小轉(zhuǎn)速的整個工作范圍內(nèi)一般規(guī)定哪兒個常用的 基本工作狀態(tài)？試解釋兒何面積不可調(diào)的單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速特性曲線的形狀。對于單軸渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在地面標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的轉(zhuǎn)速特性，在慢車條件下推力較小，是因為壓氣機(jī)增壓比和渦輪前燃?xì)鉁囟榷己艿虲 T；高是因為渦輪膨脹比和各部件效率都較低C較小是因為尾噴管進(jìn)入亞臨界狀態(tài)工作C sfc較高是因為燃油流量cu過小，噴咀霧化不良，燃燒效率較低分別說明壓氣機(jī)中

36、間級放氣、可調(diào)壓氣機(jī)導(dǎo)流葉片、以及放大尾噴管最小截面 積對渦輪噴氣發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速特性曲線的影響。第55節(jié) 發(fā)動機(jī)待性的獲車方法The methods to get engine performance獲取渦輪噴氣發(fā)動機(jī)特性最根本最可靠的方法是進(jìn)行實驗。因為發(fā)動機(jī)及其部件 在非設(shè)計狀態(tài)下工作時氣體流動情況十分復(fù)雜，不依靠實驗，而用理論計算的方 法準(zhǔn)確地獲取發(fā)動機(jī)特性幾乎是不可能的。當(dāng)有了發(fā)動機(jī)各個部件特性的實驗數(shù)據(jù)以后，可以通過計算的方法得到發(fā)動 機(jī)的特性。這種方法就是一般所說的用計算方法獲取發(fā)動機(jī)特性，但是從本質(zhì)上 來說還是實驗的方法，因為這種方法是以部件實驗數(shù)據(jù)作為計算的依據(jù)。一、用實驗的方法確

37、定發(fā)動機(jī)的特性(Get engine performance by experiment) 用實驗的方法測取發(fā)動機(jī)的特性，使用以下幾種設(shè)備和方法：地面試車臺圖5.5.1地面試車臺實驗時，將發(fā)動機(jī)固定在地面試車臺的臺架上。發(fā)動機(jī)工作時從周圍大氣中 吸進(jìn)空氣。因此周圍大氣的溫度和壓力就是發(fā)動機(jī)進(jìn)口的總溫和總壓，尾噴管出 口處的靜壓等于周圍大氣壓力。圖5. 5.1所示為一般常用的地面試車臺簡圖。地面試車時，測取發(fā)動機(jī)的推力、轉(zhuǎn)速、燃油流量、發(fā)動機(jī)各截面的氣體溫 度和壓力，如果需要測量通過發(fā)動機(jī)的空氣流量，可以把地面試車用的發(fā)動機(jī)進(jìn) 氣道做成測流量管，如圖5.5.2所示。圖5. 5.2用于測量空氣流量

38、的地面試車用發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道用地面試車臺只能測得在地面靜止條件下發(fā)動機(jī)的油門特性（轉(zhuǎn)速特性），發(fā) 動機(jī)的進(jìn)氣溫度、進(jìn)氣壓力和尾噴管出口靜壓都受到試車時周圍大氣條件的限 制地面試車臺的進(jìn)氣系統(tǒng)和排氣系統(tǒng)往往都裝有消音裝置，設(shè)置消音裝置增加 了氣體的流動阻力，使得發(fā)動機(jī)進(jìn)口處的氣體總壓略低于周圍大氣壓力，而發(fā)動 機(jī)尾噴管外的靜壓略高于周圍大氣壓力。如果消音裝置的流動阻力造成的壓差損 失很小，而發(fā)動機(jī)的試車數(shù)據(jù)要求不是十分精確的話，那么消音裝置的流阻給發(fā) 動機(jī)性能帶來的影響可以略去不計。如果發(fā)動機(jī)的試車數(shù)據(jù)要求比較精確，那么 就應(yīng)該利用標(biāo)準(zhǔn)的“野外試車臺”對地面試車臺的進(jìn)排氣系統(tǒng)的流動阻力給發(fā) 動機(jī)性能

39、（主要是推力參數(shù)）帶來的影響進(jìn)行修正。發(fā)動機(jī)在野外試車臺試車時裝 有地面試車專用的進(jìn)氣損失很小的喇叭形進(jìn)氣道。這時，可以認(rèn)為壓氣機(jī)進(jìn)口總 壓與周圍大氣壓力相等，尾噴管出口處的靜壓也與周圍大氣壓力相等。以同一臺 標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)分別在野外試車臺和室內(nèi)地面試車臺進(jìn)行試車，將試車結(jié)果進(jìn)行比 較，確定修正值。其修正值對于不同型別的發(fā)動機(jī)是各不相同的。修正值對于同 一型別發(fā)動機(jī)的不同工作狀態(tài)也是各不相同的，發(fā)動機(jī)工作狀態(tài)減小時，空氣流 量減小，進(jìn)排氣系統(tǒng)損失降低，修正值也隨著減少。因此，對于每一個試車臺， 應(yīng)該根據(jù)實驗的結(jié)果，得出各個型別發(fā)動機(jī)性能參數(shù)的修正值隨發(fā)動機(jī)工作狀態(tài) 的變化關(guān)系。高空試車臺如果需要在

40、地面模擬發(fā)動機(jī)在高空飛行時的情況，也就是人為的給發(fā)動機(jī)造 成在高空飛行時的工作條件，這樣的地面實驗室稱為高空試車臺。從原則上講，高空試車臺上應(yīng)具有超聲速風(fēng)洞，給發(fā)動機(jī)進(jìn)口提供超聲速氣 流，這股超聲速氣流的Ma數(shù)等于飛機(jī)的飛行速度，超聲速氣流的靜壓和靜溫應(yīng) 符合所要模擬的高度的情況。由于發(fā)動機(jī)的空氣流量很大，這種具有大流量超聲 速風(fēng)洞的高空試車臺需要耗費(fèi)巨大的功率。為了節(jié)省設(shè)備的功率，可以把發(fā)動機(jī)與超聲速進(jìn)氣道分別進(jìn)行試驗。對于發(fā) 動機(jī)，只要模擬高空情況下壓氣機(jī)進(jìn)口的總壓和總溫、以及尾噴管出口處的靜壓 反壓P。就可以了。對于超聲速進(jìn)氣道可以進(jìn)行縮小尺寸的模型試驗。這樣就可 以避免在高空試車臺上建

41、立大流量超聲速風(fēng)洞。圖5.5.3為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)高空 試車臺示意圖。圖5. 5.3高空試車臺示意圖發(fā)動機(jī)在高空試車臺上試車時，測取的數(shù)據(jù)和地面試車臺試驗時基本相同。飛行試車臺飛行試車臺乂稱為飛行實驗室，它設(shè)置在多發(fā)動機(jī)的飛機(jī)上。被試驗的發(fā)動 機(jī)一方面經(jīng)受試驗，同時亦作為飛機(jī)的動力。如果被試驗的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)將應(yīng)用于高空高速殲擊機(jī)上，那么設(shè)置在多發(fā) 動機(jī)飛機(jī)上的飛行試車臺所能達(dá)到的高度和速度范圍就顯得太窄，但畢竟比地面 試車臺和高空試車臺更加符合實際使用情況。在多發(fā)動機(jī)的飛機(jī)上設(shè)置飛行試車臺是比較安全的，一旦被試驗的發(fā)動機(jī)發(fā) 生故障，飛機(jī)仍能安全飛行降落。己經(jīng)經(jīng)過地面試車臺和飛行試車臺試驗的發(fā)動

42、機(jī)，可以安裝在單發(fā)動機(jī)的飛 機(jī)上進(jìn)行飛行試驗，被試驗的發(fā)動機(jī)是飛機(jī)的唯一動力，在這種情況下，發(fā)動機(jī) 可以達(dá)到較高的飛行高度和較大的飛行速度。發(fā)動機(jī)在飛行試車臺上試車時，測取的數(shù)據(jù)項目和地面試車時基本相同。在飛行試車臺上準(zhǔn)確的測定發(fā)動機(jī)的推力比地面試車時要困難得多，這是由 于二方面的原因造成的：由于飛機(jī)的飛行姿態(tài)經(jīng)常在變化，使發(fā)動機(jī)的軸線與水平面之間產(chǎn)生一定 的角度，形成了發(fā)動機(jī)本身重力在發(fā)動機(jī)軸線方向的分力，因此在測量發(fā)動機(jī)推 力的同時必須測出發(fā)動機(jī)軸線與水平面之間的夾角，然后根據(jù)發(fā)動機(jī)重量求出發(fā) 動機(jī)重力的分力。由于發(fā)動機(jī)短艙受到氣動阻力，因此在測量發(fā)動機(jī)推力時必須排除發(fā)動機(jī) 短艙阻力對推力

43、的影響。使用以上兒種設(shè)備和方法進(jìn)行渦輪噴氣發(fā)動機(jī)試驗的目的不僅僅是為了測 取發(fā)動機(jī)的特性，往往亦為了檢驗發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)和強(qiáng)度、檢驗和調(diào)整發(fā)動機(jī)的自 動控制系統(tǒng)和操縱系統(tǒng)、考驗發(fā)動機(jī)工作的可靠性、確定發(fā)動機(jī)的工作壽命等一 系列的要求。二、用相似理論換算發(fā)動機(jī)的特性(Performance calculation by simulation theory)渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的地面試車和飛行試驗是在不同的周圍大氣條件下進(jìn)行的。 即使利用高空試車臺進(jìn)行模擬試驗，發(fā)動機(jī)進(jìn)口的壓力和溫度范圍亦可能受到設(shè) 備能力的限制。為了把發(fā)動機(jī)實驗數(shù)據(jù)換算到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下或者換算到其它的 飛行狀態(tài)，都要利用相似理論。相似準(zhǔn)則

44、及基本假設(shè)根據(jù)第一章中介紹的相似理論，要進(jìn)行相似理論換算，首先要滿足兒何相似 的條件。對于同一型別的發(fā)動機(jī)，可以認(rèn)為它們的形狀是相同的。如果發(fā)動機(jī)上 有可調(diào)節(jié)的部件(如超聲進(jìn)氣道的活動錐體、壓氣機(jī)的可調(diào)節(jié)導(dǎo)流葉片、可調(diào)尾 噴管等)，那么在討論發(fā)動機(jī)的相似工作時應(yīng)該保持這些部件有相同的位置。在 這里不考慮由于溫度變化而使發(fā)動機(jī)的尺寸產(chǎn)生微小的變形。對于同一型別的發(fā) 動機(jī)不考慮由于零件加工裝配造成的尺寸誤差。其次要保證各相似參數(shù)相等，對于航空燃?xì)廨啓C(jī)主要是保證絕對運(yùn)動和相對 運(yùn)動中的Ma數(shù)相等。對于包括進(jìn)氣道在內(nèi)的全臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)來說，保持絕對運(yùn)動中的Ma數(shù) 相等，就是要保證進(jìn)氣道前方迎面氣流M

45、a數(shù)相等，即飛行Ma數(shù)相等JV/tZg =7= const4保持相對運(yùn)動中的Ma數(shù)相等，就是要保證第一級壓氣機(jī)工作輪進(jìn)口平均半 徑處切線速度比所算得的M吐數(shù)相等。即因此把Ma。數(shù)和May數(shù)作為全臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的相似準(zhǔn)則。在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的燃燒室中進(jìn)行著復(fù)雜的物理化學(xué)過程，這些過程的相似 條件是由許多準(zhǔn)則來確定的，而這些準(zhǔn)則在燃燒室兒何形狀相似和燃燒室進(jìn)口氣 流Ma數(shù)相等的條件下不能保持不變。但是實驗結(jié)果證明，盡管燃燒室內(nèi)工作過 程不相似，只要燃燒室進(jìn)口氣流Ma數(shù)相等以及在燃燒室內(nèi)具有相應(yīng)的加熱量， 那么燃燒室出口處氣流的平均參數(shù)仍然可以認(rèn)為是相似的，也能保證燃燒室出口 處的氣流Ma數(shù)相等，因

46、此燃燒室內(nèi)部某些相似準(zhǔn)則不相等并不影響全臺發(fā)動機(jī) 的相似工作狀態(tài)。當(dāng)把Ma。數(shù)和Mav數(shù)作為全臺渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的相似準(zhǔn)則時，作了以下的基 本假設(shè)：在相應(yīng)位置上，氣體的氣體常數(shù)、比熱和絕熱指數(shù)相同。與外界沒有熱交換。氣體流動對雷諾數(shù)Re自動?；?。氣體重力與慣性力相比，重力的影響可以略去不計。在燃燒室內(nèi)不考慮物理化學(xué)過程的相似。實驗證明，這些假設(shè)不會引起大的錯誤。但是在某些條件下，是會產(chǎn)生較大 誤差的，例如高空低速飛行，壓氣機(jī)進(jìn)口雷諾數(shù)Re減小，以致粘性力與慣性力 相比，粘性力的影響不能忽略不計；燃燒室中壓力降低較多，以致燃燒過程顯著 惡化時。乂例如在高M(jìn)a數(shù)飛行時，發(fā)動機(jī)進(jìn)口總溫T,增加，使空氣

47、比熱發(fā)生較 大變化時。發(fā)動機(jī)性能的相似參數(shù)當(dāng)發(fā)動機(jī)處于相似狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)各截面上氣體參數(shù)的無因次比值、 效率等都保持不變。例如：冬 二 const = const 2 二 const = const TZT = const列 ，鞏 ，石 ，松 ，爲(wèi) ,當(dāng)發(fā)動機(jī)處于相似狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速n、通過發(fā)動機(jī)的空氣流量q“、 發(fā)動機(jī)的單位推力F八發(fā)動機(jī)推力F、耗油率sfc以及燃油流量等性能參數(shù) 的絕對值一般各不相同，但是它們的相似參數(shù)則保持不變。這些性能參數(shù)的相似 參數(shù)可以推導(dǎo)如下：發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的相似參數(shù)將發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速n寫成Mav數(shù)的函數(shù)當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，Mau數(shù)等于常數(shù)，于是nf=

48、= const 屈由于n =忌 =瓦 7或w| = const因此，當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的相似參數(shù)mJ石和 以尿保持不變。通過發(fā)動機(jī)空氣流量q“的相似參數(shù)將通過發(fā)動機(jī)空氣流量缶寫成Ma。數(shù)的函數(shù)。式中Ao一一為發(fā)動機(jī)前方空氣的流通面積。當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，Ao. Ma。、兀（入。）、t （Xo）等參數(shù)保持不變, 于是因次，當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，通過發(fā)動機(jī)空氣流量3的相似參數(shù) 嗣屈）W；保持不變。發(fā)動機(jī)單位推力巳的相似參數(shù) 根據(jù)發(fā)動機(jī)單位推力公式，可以寫出:7? =(c9-c0)iwtj當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，唧屈和皿聶等參數(shù)保持不變，于是因此，當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似

49、狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)單位推力E的相似參數(shù)即 屆 保持不變。發(fā)動機(jī)推力F的相似參數(shù)根據(jù)發(fā)動機(jī)推力公式（假設(shè)QO, P9二p）,可以寫出當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，-押）宀；、Q賦等參數(shù)保持為常數(shù), 于是因此，當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)推力F的相似參數(shù)阮保持 不變。耗油率sfc的相似參數(shù)根據(jù)耗油率的公式（2. 6-3）式，可以寫出_ 3600/ _ 36000 _ 3600如 _ 3600c；當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，T.t7T0 T；/V和賦等參數(shù)保持為常數(shù)。如果使用相同的燃料，則燃油熱值比相同。假定燃燒室放熱系數(shù) 畀和燃燒室中 燃?xì)馄骄葻?都相同，那么，上式可寫成因此，當(dāng)發(fā)動機(jī)在相

50、似狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)耗油率的相似參數(shù)訊松保 持不變。燃油流量3的相似參數(shù)根據(jù)燃油流量3的定義，可以寫出歸=-sjc = r= Pq 百7當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，F(xiàn)P；、羽尿等參數(shù)保持不變，于是j = const Po J石因此，當(dāng)發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，發(fā)動機(jī)燃油流量相似參數(shù)保持不變。為了方便起見，將以上發(fā)動機(jī)性能的相似參數(shù)列出如下:發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速的相似參數(shù)z虧通過發(fā)動機(jī)空氣流量q“的相似參數(shù)決屈）厲；發(fā)動機(jī)單位推力幾的相似參數(shù)FJ屈發(fā)動機(jī)推力F的相似參數(shù)叭；耗油率sfc的相似參數(shù)曲/陶燃油流量3的相似參數(shù)地面試車時發(fā)動機(jī)性能的換算館心厲）發(fā)動機(jī)地面試車往往是在不同的大氣條件下進(jìn)行的，每次

51、試車盡管保持相同 的發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速，但是由于周圍大氣條件不同，發(fā)動機(jī)的推力、耗油率等發(fā)動機(jī)性 能參數(shù)可以有很大的差異。為了比較發(fā)動機(jī)的性能，必須把不同大氣條件下的發(fā) 動機(jī)試驗數(shù)據(jù)換算成標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的數(shù)據(jù)。根據(jù)國際標(biāo)準(zhǔn)大氣表，海平面標(biāo)準(zhǔn) 大氣條件為石=2磁pQ = JGOmmHg = 101325Pdt下面根據(jù)相似理論討論發(fā)動機(jī)性能的換算方法。如果發(fā)動機(jī)地面試車時，周圍大氣溫度為T。，周圍大氣壓力為p”測得的發(fā) 動機(jī)轉(zhuǎn)速以及其他發(fā)動機(jī)參數(shù)都分別以腳注“m”表示。首先分析當(dāng)發(fā)動機(jī)以轉(zhuǎn) 速m工作時，發(fā)動機(jī)的工作狀態(tài)與標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下發(fā)動機(jī)哪一個轉(zhuǎn)速的工作狀 態(tài)相似？如果以n込表示在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下與它相似

52、的工作轉(zhuǎn)速，那么，根據(jù)相 似工作原理，與n。之間必須滿足下列關(guān)系：上式可以理解成：假如發(fā)動機(jī)在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下以轉(zhuǎn)速n工作，那么這個 工作狀態(tài)與發(fā)動機(jī)在試驗條件下以轉(zhuǎn)速九工作時的工作狀態(tài)相似。滿足上述條件只是說明發(fā)動機(jī)在相對運(yùn)動中的Mav數(shù)相等。應(yīng)該進(jìn)一步分 析，發(fā)動機(jī)在絕對運(yùn)動中的數(shù)是否相等。前面已經(jīng)分析過，對于全臺渦輪噴 氣發(fā)動機(jī)來說，要保持絕對運(yùn)動中的Ma數(shù)相等，就應(yīng)該保證飛行Ma。數(shù)相等。 地面試車時，發(fā)動機(jī)是靜止的，Ma。數(shù)等于零，所以發(fā)動機(jī)在絕對運(yùn)動中的Ma數(shù) 總是相等的。因而兒何形狀相同的渦輪噴氣發(fā)動機(jī)在地面試車時，只要保證轉(zhuǎn)速 的相似參數(shù)以尿相等，就認(rèn)為發(fā)動機(jī)處于相似狀態(tài)工作。當(dāng)

53、發(fā)動機(jī)在相似狀態(tài)下工作時，不僅各截面上氣體參數(shù)的無因次比值保持不 變，而且發(fā)動機(jī)性能的相似參數(shù)亦保持不變。因此，可以得到一組發(fā)動機(jī)性能參 數(shù)的換算關(guān)系式轉(zhuǎn)速換算關(guān)系式-1) n“稱為換算轉(zhuǎn)速或折合轉(zhuǎn)速?？諝饬髁繐Q算關(guān)系式 _760 盡(5. 5-2)s = 3 百 V288圖5. 5.4某發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性圖5.5.4給出了某發(fā)動機(jī)在to=-2Oc以及Po=75OmmHg條件下試車所獲得的 轉(zhuǎn)速特性以及換算到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的轉(zhuǎn)速特性。從圖中可以看出發(fā)動機(jī)在試車條件下以最大轉(zhuǎn)速(九工二15600r7min)工作時 發(fā)動機(jī)推力為2370Kg,而在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下以最大轉(zhuǎn)速(n_=15600r/min)

54、工作時 發(fā)動機(jī)推力為1768Kgo兩者相比，同樣以最大轉(zhuǎn)速工作，試車條件下的發(fā)動機(jī) 推力比標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的推力大34%左右。成批生產(chǎn)發(fā)動機(jī)時，希望不通過轉(zhuǎn)速特性曲線的測定，直接檢查發(fā)動機(jī)在標(biāo) 準(zhǔn)大氣條件下以最大轉(zhuǎn)速工作時的性能。最簡單的方法是根據(jù)當(dāng)時的大氣溫度 T。按下列關(guān)系式算出發(fā)動機(jī)的測量轉(zhuǎn)速ntt將發(fā)動機(jī)置于轉(zhuǎn)速m下工作，并測出發(fā)動機(jī)的性能參數(shù)人、sfq和如上 等,用公式(5. 5. 2)(5. 5. 5)等進(jìn)行換算，便可得到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下發(fā)動機(jī)以最 大轉(zhuǎn)速n*工作時的性能。例如前面所舉例的發(fā)動機(jī)在to=-2Oc以及po=75OmmHg條件下試車時，可以 將發(fā)動機(jī)置于轉(zhuǎn)速下工作，并測得發(fā)

55、動機(jī)性能為發(fā)動機(jī)推力F=1745Kg耗油率sfc=l. 012Kg/(daN-h)排氣溫度15=603o c經(jīng)換算后，得到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下發(fā)動機(jī)以最大轉(zhuǎn)速15600r/min I作時的發(fā) 動機(jī)性能如下：發(fā)動機(jī)推力 = 1745x2= 1768.3耗油率=10恥/宓M)排氣溫度r= (603+273) -273 = 725 C用這種方法很容易得到發(fā)動機(jī)在標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下最大工作狀態(tài)時的性能。但 是當(dāng)大氣溫度高于288K(15c)時，發(fā)動機(jī)的實際工作轉(zhuǎn)速m將大于發(fā)動機(jī)的最 大轉(zhuǎn)速即發(fā)動機(jī)進(jìn)行超轉(zhuǎn)工作，從而增加了壓氣機(jī)和渦輪等轉(zhuǎn)動部分的機(jī) 械負(fù)荷。能不能避免上述發(fā)動機(jī)超轉(zhuǎn)工作的情況，在任何大氣條件下直接

56、利用最大轉(zhuǎn) 速工作時的性能來檢查發(fā)動機(jī)的性能是否符合要求。如果在任何大氣條件下發(fā)動 機(jī)以最大轉(zhuǎn)速工作，那么，換算到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的轉(zhuǎn)速n込將在很大范圍內(nèi)變化，為了比較發(fā)動機(jī)的性能就需要有一臺作為標(biāo)準(zhǔn)的發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性曲 線。將被試發(fā)動機(jī)在最大轉(zhuǎn)速n込工作時所測得的性能換算為標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下的 數(shù)值，然后與己知的標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性曲線相比較。例如，前面所舉例的發(fā)動機(jī)在to=-2Oc以及Po=75OmmHg條件下試車，發(fā)動 機(jī)轉(zhuǎn)速為最大轉(zhuǎn)速15600r/min I作時，測得發(fā)動機(jī)推力 耗油率 排氣溫度Fn=2370Kgsfc=1.022Kg/(daN-h)t 5=711c經(jīng)換算后，得到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件

57、下的性能參數(shù)如下:發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速“喚厲=1嘶血發(fā)動機(jī)推力= 2370-2g= 2402耗油率於“產(chǎn)1077= 口4呢F （心肚劃排氣溫度poo = （722+273） -273 = 860將上述換算后的發(fā)動機(jī)性能參數(shù)與標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性曲線相比較，就可 以確定發(fā)動機(jī)的性能是否符合要求。用這種方法檢查發(fā)動機(jī)性能時，在任何大氣條件下發(fā)動機(jī)都以最大轉(zhuǎn)速noas 工作，為了使用方便起見，可以對標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性曲線按不同的大氣條件 事先進(jìn)行換算，把標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)的轉(zhuǎn)速特性曲線換算成不同大氣條件下的測量值， 并制成表格（或圖表）。這樣，發(fā)動機(jī)在不同大氣條件下，以最大轉(zhuǎn)速工作時 得到的性能參數(shù)測量值可以直接與

58、換算好的標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)性能測量值的表格（或圖 表）進(jìn)行比較。若將前面所舉例的發(fā)動機(jī)作為標(biāo)準(zhǔn)發(fā)動機(jī)，將其轉(zhuǎn)速特性中的推力曲線換算 成不同大氣條件下的測量值，并制成圖表，如圖5. 5.5所示。圖5. 5.5某發(fā)動機(jī)的推力測量值隨周圍大氣溫度與大氣壓力變化的圖表利用地面試車數(shù)據(jù)建立發(fā)動機(jī)的高度速度特性發(fā)動機(jī)在地面試車臺上進(jìn)行試驗不可能得到與飛行時完全相似的工作狀態(tài)， 因為二者所用的進(jìn)氣道往往是不相同的，而且進(jìn)氣道前方迎面氣流Ma數(shù)二者亦 不相等?？紤]到迎面氣流Ma數(shù)的大小只是影響進(jìn)氣道前方氣流的總溫和總壓。不同 的進(jìn)氣道只是影響氣流進(jìn)入壓氣機(jī)以前的總壓損失。正如在前節(jié)中討論高空試車 臺時曾經(jīng)指出的，發(fā)動

59、機(jī)在高度試車臺上進(jìn)行試驗時，只要模擬壓氣機(jī)進(jìn)口處的 總溫T,、總壓p,以及尾噴管出口處的靜壓p就可以了。有了相似理論，就不必在壓氣機(jī)進(jìn)口處模擬飛行時的總溫和總壓條件，而可 以在地面試車臺條件下改變發(fā)動機(jī)的工作轉(zhuǎn)速，使發(fā)動機(jī)在地面試車時的工作狀 態(tài)與飛行條件下的工作狀態(tài)相似。飛行特性所表示的是發(fā)動機(jī)在各種高度和速度下保持最大工作狀態(tài)時的性 能。對于每一個高度和速度都對應(yīng)著一定的發(fā)動機(jī)折合轉(zhuǎn)速值叫隣廊7石。如 果己經(jīng)有了從地面試車臺得到的發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)速特性以后，就可以根據(jù)相似理論和必 要的計算，作出發(fā)動機(jī)的飛行特性曲線。地面試車時尾噴管出口處的靜壓反壓總是大于飛行條件下尾噴管出口處的 靜壓反壓，只有當(dāng)

60、地面試車時尾噴管出口最小截面處于臨界或超臨界時，尾噴管 外面靜壓反壓的變化不會影響發(fā)動機(jī)內(nèi)部的工作情況。如果地面試車時尾噴管處 于亞臨界工作狀態(tài)，那么，盡管折合轉(zhuǎn)速相等，發(fā)動機(jī)內(nèi)部工作狀態(tài)與飛行時的 工作狀態(tài)亦不相似。因此對于地面試車臺的轉(zhuǎn)速特性曲線，只能利用尾噴管出口 最小截面處于臨界或超臨界的那一段。如果地面試車時尾噴管出口最小截面處于臨界或超臨界工作狀態(tài)，那么發(fā)動 機(jī)內(nèi)部工作與它相似的飛行條件下發(fā)動機(jī)推力的計算方法如下：根據(jù)發(fā)動機(jī)推力公式(2. 4-6)F = 柩（巾 q）+生（礎(chǔ)-a）若用下標(biāo)“dm”表示地面試車臺數(shù)值，T毎p吐為地面大氣溫度和大氣壓力， 則地面試車臺上發(fā)動機(jī)推力為F獺