北航 航空发动机原理总结.docx
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北航航空发动机原理总结
总结
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进气道和尾喷管工作原理
各种类型发动机基本工作原理
发动机设计点性能
各部件共同工作及控制规律
发动机非设计点性能（特性）
进气道工作原理及特性
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功能、设计要求及分类
亚音进气道
–三种流谱（0<ϕ<∞）
–结构形式
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超音进气道
–气动设计原理（多波系结构）
–三种结构形式（内压、外压、混压）
–外压式超音速进气道的特性
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飞行M数（影响斜激波的强度和波角）
-
进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动）
影响结尾正激波位置→三种不同工作状态：
临界、超
临界、亚临界
–防止喘振
超
音
进
气
道
三种流谱（0<ϕ<∞）
亚音进气道
三种不同工作状态：
临界、超临界、亚临界
尾喷管工作原理
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功能、设计要求及分类
收敛型
–三种工作状态
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临界、超临界、亚临界
取决于喷管压比与临界压比的关系
临界、亚临界：
完全膨胀
超临界：
不完全膨胀
–出口气流所能达到的最大速度
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C9max=当地音速＝f（排气总温）
-
收敛-扩张型
–几何固定的收－扩喷管有三种工作状态
-
完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀
取决于喷管压比和面积比
-
–为减小损失，面积比（A9/A8）应设计成可调节，
且与喷管可用膨胀比成正比
基本工作原理及热力循环
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不同类型发动机的组成、工作过程
推力的产生及计算公式
–涡喷
–涡扇（分排、混排）
–涡桨
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性能指标（定义、单位、计算公式）
–涡喷、涡扇：
单位推力、推重比、耗油率
–涡轴：
轴功率（单位轴功率）、功重比、
耗油率
–涡桨：
轴功率（单位轴功率）、螺桨功率、
拉力等
基本工作原理及热力循环
-
能量转换及效率（定义、能量损失形式）
–热机－热效率
–热能→循环有效功
–热焓形式损失（排热损失）
–推进器－推进效率
–机械能→推进功率
–动能形式损失（余速损失）
–发动机－总效率
–总效率与耗油率的关系
–提高热效率（发动机热力循环）
–提高推进效率（质量附加原理）
基本工作原理及热力循环
-
理想热力循环分析
–不加力涡喷发动机
-
-
热力循环的组成（P-V图、T-S图）
理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
–与循环增温比成正比、存在有最佳增压比
–最佳增压比正比于循环增温比
-
理想循环热效率正比于循环增压比
1.0
0.9
η
0.8
t
0.7
0.6
0.5
0.4
0.3
0.2
0.1
0.0
0
20
40
60
80
100
π
基本工作原理及热力循环
–复燃加力发动机
-
复燃加力使推力增加的原理
–可在不改变主机状态条件下，提高排气温度→排气速度→
单位推力→推力
-
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-
-
理想热力循环组成（P-V图、T-S图）
理想循环总加热量取决于（加力温度－进气温度）
复燃加力使理想循环功增加
复燃加力使理想循环热效率下降
在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力
循环功和热效率）
基本工作原理及热力循环
-
涡扇发动机热力循环和质量附加原理
–分排、混排发动机的内、外涵气流理想热力循环
组成及其在P-V图和T-S图上的表示
–“同参数”涡喷和涡扇具有相同的热机循环有效
功和热效率
–涡扇发动机将从热机中获取的循环有效功分配给
了更多的工作介质（涵道比>0），参与产生推力
工质增多，因此推力增大
–在“同参数”条件下涡扇发动机的排气速度低，
减小了余速损失，具有更高的推进效率，因此提
高了总效率，降低了耗油率
基本工作原理及热力循环
-
实际热力循环分析
–热力循环组成（P-V图、T-S图）
–循环功＝f（增温比、增压比、部件效率…）
-
-
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与循环增温比成正比
存在有最佳增压比
与部件效率成正比
–循环热效率＝f（增温比、增压比、部件效率…）
-
-
-
与循环增温比成正比
存在有最经济增压比
与部件效率成正比
发动机设计点性能
-
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
–提高增压比设计值
-
-
存在最佳增压比、最经济增压比
提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低
耗油率）
–提高涡轮前温度设计值
-
对于超音速用途：
有利于提高单位推力、高推重比，但耗
油率也相应增加
-
对于亚声速用途：
有利于高涵道比设计（增加推力、降低
耗油率）
–提高加力温度设计值
-
高单位推力，但同时付出高耗油率的代价
–提高涵道比设计值
-
低单位推力、低耗油率
–风扇增压比设计值
-
遵循最佳分配原则
发动机设计点性能
-
不同用途飞机，发动机设计循环参
数参数的发展趋势
●
●
●
大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗
油率
●
大多采用三高设计
军用超音速战斗机为追求尽可能高的单
位推力和推重比
●
采用一高、一中、一低设计
提高加力温度
●
●
高加力单位推力
同时带来高加力耗油率
发动机稳定状态各部件共同工作
-
各部件共同工作条件（相互制约）
–流量连续
-
压气机～涡轮→Tt4/Tt2等值线及物理意义
–流通能力正比于增压比，反比于增温比
-
涡轮～尾喷管→膨胀比与几何通道面积的关系
–对于涡喷和分排涡扇发动机，当几何不可调节和涡轮、尾
喷管均处于临界或超临界状态时，涡轮膨胀比不变
–复燃加力发动机A8必须可调，以保证主机的工作状态不受
复燃加力燃烧室工作的影响
-
-
由涵道比定义和流量连续条件
–涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
–亚音进气道（三种流普）
–超音进气道（三种工作状态）
–功率平衡
-
压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
–当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度
或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化
发动机稳定状态各部件共同工作
发动机各部件共同工作的结果→共同工作方程，将共同工作方程
-
-
表示在压气机特性图上可获得共同工作线
共同工作线的讨论
–共同工作线的物理意义
-
发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速
变化将引起共同工作点在工作线上移动
–工作线位置受A8调节的影响
-
-
单轴涡喷（调小A8则共同工作线移向喘振边界）
双轴涡喷（A8变化不影响高压转子共同工作线，调小A8对低压共同工
作线的影响与单轴发动机相反）
–当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施
–几何参数不可调节时，采用不同控制规律不会对发动机共同工作线
位置产生影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致
发动机性能将不同
-
-
双转子发动机自动防喘机理
双转子发动机各部件共同工作
–高压转子（或核心机）共同工作方程表达式相同
–低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型
–涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时，涵道比将发生变化
共同工作方程及共同工作线
q（λ2.5）eCH-1
=const
πCH
ηCH
eCL-11
ηCLπCLπCHq（）const
λ=
2
等相似转速线
q（λ2）
（eCL-1）
πCLπCHηCL（1+B）
=const
q（λ2）
πCLπCHηCL（1+B）
（eCL-1）
∙
1
（1-1/eTL）ηTL
共同工作线
=const
发动机控制规律
-
控制规律制定的目的和制定原则
–为控制共同工作点在工作线上的落点
–最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机
–确保发动机工作安全
–因推力正比于转速、涡轮前温度、加力温度，且代表最大负荷，
因此通常被选择为被控参数
–调节中介为燃烧室燃油流量（包括主、加力燃烧室）、喷管喉
道面积
-
-
单轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制
回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
–n=const,A8=const
–Tt4=const,A8=const
–n=const,Tt4=const
双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制
回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
–n1=const,A8=const
–n2=const,A8=const
–Tt4=const,A8=const
n≠nd
单变量控制
被控参数：
n
调节中介：
wf
n=nd
wf
转速
调节器
发动机
双变量控制
被控参数：
n、Tt4
n=nd
n≠nd
A8
调节中介：
wf、A8
转速
调节器
发
动
机
Tt4
调节器
wf
Tt4≠Tt4d
Tt4=Tt4d
Tt4
单变量控制只能保证
高速被控参数按设定的规
律变化，其他参数将
由共同工作条件确定
并随飞行条件变化
n2
低速
n1
Tt2
控制规律的
制定将决定
最终所获得
的发动机性
能，因此控
制规律的设
计至关重要
n2
低速
高速
Tt4
n1
Tt2
发动机稳态特性
-
-
发动机典型工作状态
节流特性（油门特性、转速特性）
–定义
–典型曲线及参数变化原因
–防喘措施的防喘机理及其对特性的影响
-
速度特性
–典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因
–不同设计参数特性
–不同控制规律
–不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加
力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围
发动机稳态特性
-
-
高度特性
–典型特性曲线及参数变化原因
大气压力和温度对性能参数的影响
–气压低，推力小（高原起飞）
–温度高，推力低，耗油率高（热天起飞）
-
发动机工作状态相似准则及台架性能
换算
典型节流特性（油门特性）
涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性
涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于
超音速飞机使用→推力大、总效率高
☐低速条件下，大涵道比设计的
涡扇发动机推力大，耗油率低
☐设计涵道比越大，高速条件下
发动机的相对推力（F/F起飞）
越小
☐随飞行速度增加涡扇发动机涵道
比迅速加大，气流的排气速度
C9涡扇远低于C9涡喷，单位推力迅
速减小，导致推力小、耗油率高。
高速条件下涡扇发动机的速度特
性不如涡喷发动机
☐大涵道比的涡扇发动机随着
Ma0增加，推力一直下降
☐Bd越大，推力下降越快
Ø大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优
良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置
Ø大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机
不同类型发动机速度特性比较
（km/h）
（km/h）
复燃加力发动机速度特性
-
-
在任何飞行速度下，加力推力与不加
力推力比（简称加力比）大于1
F=FFab
Tt7
Tt5
∝
>1
加力使推力达到峰值所对应的飞行马
赫数更高
-
-
加力温度越高，上述特点越显著
加力使耗油率增加，经济性变差，但
随飞行速度提高，加力和不加力耗油
率的差距减小
●
加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：
●加力比更大，有利于提高飞机机动性
●亚音速飞行条件下不加力耗油率较低，
有利于增加作战半径
F=Fab
Tt7
Tt6
∝
>1
F
典型高度特性
-
高度增加，空气流量显著减小
推力↓决定了飞机的升限
-
H<11km
随高度增加，气温降低，发动机共同
工作点沿工作线上移，增压比增加，
单位推力增加，
耗油率↓
-
H≥11km
随高度增加，气温不变，发动机共同
工作点不再移动，单位推力不变
耗油率→
H＝11km耗油率最低
飞机巡航高度通常为11公里上下
大气条件对特性的影响
气温影响
气压影响
发动机过渡过程
-
加、减速过程
–定义、转子动力学方程
–加速性及其提高加速性的重要意义
–提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比）
–加、减速过程受到的限制
-
-
-
材料耐热限制
风扇/压气机喘振限制
燃烧室熄火限制
–加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示
π
t=（）2JZ
30
n
η-
Tm
n
⎰
max
NNCdn
nidle
双轴发动机低压和高压转子加、减速线
高压转子
低压转子
加速过程的限制：
•材料耐热限制
•高压压气机喘振限制
•燃烧室富油熄火限制
1－稳态共同工作线
2－加速线
3－减速线
减速过程的限制：
•低压压气机喘振限制
•燃烧室贫油熄火限制
起动过程
-
地面起动
–0转速到慢车状态
–必须借助于外动力源
分三个阶段
I起动机带转，NT＝0
II起动机和涡轮共同带转
III涡轮单独带转，Nst＝0
n1–点火转速
n’–最小平衡转速
n2–起动机脱开转速
π
dn=+-η
NNN/
m
2
（）Jn
st
T
C
30dt
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