燃气涡轮发动机16A.ppt

激波损失：
气体经过激波时，速度和温度都发生突跃变化，粘性和导热作用很大。
在气体温度很高，激波很强的情况下，甚至气体的热力学平衡状态也会遭到破坏。这
种破坏过程是不可逆过程，按热力学第二定律，气体的熵增加，同时有很大一部分机
械能转化为热能，这就是所谓激波损失。在超声速流动中，一般总会产生激波。对于
作超声速运动的飞行器，激波的出现会引起很大的阻力；对于超声速风洞（见风洞）、
运动定律：牛顿三大定律 牛顿第一定律（惯性定律）：任何一个物体在不受外力或
受平衡力的作用时（Fnet=0），总是保持静止状态或匀速直线运动状态 ，直到有作用在它上面的外力迫使它改变这种状态为止。
牛顿第二运动定律 ：物体的加速度跟物体所受的合外力成
正比，跟物体的质量成反比，加速度的方向跟合外力的方向相同。
不可压流中任意一点流体的静压与动压之和保持不变
5. 音速
音速与气体状态参数之间的关系：
a = kRT
a = dp / d
k ：比热比； R ：气体常数； T ：气体静温； p ：静压;
ῤ : 密度；
马赫数：流场中任一点处的流速v与该点处气体的音速a的比值，叫该点 处 气流的马赫数，用Ma表示，即
Ma = v/a 亚音速流动：Ma 《1.0 音速流动：Ma =1.0
进气道和压气机等内流设备，在气流由超声速降为亚声速时出现的激波，会降低风洞
和发动机的效率。所以，减弱激波强度以减小激波损失是实际工作中的一项重要课题。
基本分类：
激波就其形状来分有正激波、斜激波。在超声速来流中，尖头体头部通常形成附 体激波，在钝头体前部常形成脱体激波。
人们在实践中发现，在飞行速度达到音速的十分之九，即马赫数M0.9空中时速约 950公里时，局部气流的速度可能就达到音速，产生局部激波，从而使气动阻力剧 增。要进一步提高速度，就需要发动机有更大的推力。更严重的是，激波能使流经 机翼和机身表面的气流，变得非常紊乱，从而使飞机剧烈抖动，操纵十分困难。同 时，机翼会下沉、机头往下栽；如果这时飞机正在爬升，机身会突然自动上仰。这 些讨厌的症状，都可能导致飞机坠毁。这就是所谓“音障”问题。由于声波的传递 速度是有限的，移动中的声源便可追上自己发出的声波。当物体速度增加到与音速 相同时，声波开始在物体前面堆积。如果这个物体有足够的加速度，便能突破这个 不稳定的声波屏障，冲到声音的前面去.突破音障时，由于物体本身对空气的压缩无 法迅速传播，逐渐在物体的迎风面积累而终形成激波面，在激波面上声学能量高度 集中。这些能量传到人们耳朵里时，会让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声，称为 音爆(Sonic Boom)。

推力18000-22000 kg 耗油率比小涡扇低1/3 授课人 贾斯法
高涵道比涡扇发动机特点
起飞推力大 耗油率低 噪声低
授课人 贾斯法
第一代宽体客机
B747
1970年
L1011 (1972) DC-10 (1971)
71
高涵道比涡扇发动机
已在现代民机上广泛采用 A300、A310、A320、A330、A340, B737、B747、B757、B767、B777, A3XX B747-500X、 B717、A318、湾流Ⅴ
授课人
贾斯法
51
F-22用发动机－F119-PW-100
总压比 35 涵道比 ~0.2 涡轮前燃气温度 ~1850~1950 K 3+6___1+1 反向转动的双转子 推力 157.5 kN 推重比 10.0
授课人 贾斯法
52
F119 与 F100 比较
级数 17---11 少 6 级 零件数少 40% 中间推力大 47% 可使战斗机超声速巡航 巡航耗油率低 11% 可靠性、维修性好
授课人
贾斯法
40
加力式涡轮风扇发动机扇发动机 F-4“鬼怪”式战斗机 用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后 飞机性能的改进 最大M数 由 2.2→2.4 最大航程 ↑54% 加速到M=2的时间 ↓1/3 爬升到12000m的时间 ↓20%
授课人 贾斯法
41
加力式涡轮风扇发动机
60年代后期采用高循环参数 总压比≈25、T3≈1600K 发展高性能核心机 研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一 级8的发动机 F100-PW-100→F-15 (1974)
2006年3月
航空发动机结构设计

(2)大气温度
飞行速度保持不变时，大气 温度越低，空气越易于压缩，冲 压比越大；反之，大气温度越高， 冲压比越小。 飞行高度变化时，冲压 比是否变化，取决于大气温度的 变化。在11000米高度以下，飞行 高度升高时，大气温度降低，冲 压比增大；在11000米高度以上， 飞行高度改变时，大气温度保持 不变，冲压比也就保持不变。在 没有流动损失的情况下，冲压比 随飞行高度变化的情形，如图2— 5的曲线所示。
影响冲压比的因素
• 影响冲压比的因素有飞行速度(V)、大气温度(T0)和流动损 失。下面进行分析。 • (1)飞行速度 • 大气温度不变时，飞行速度越大，空气流过进气道时速度降 低得越多，有更多的动能用来提高空气的压力，所以飞行速 度增大时冲压比增大。 • 图2—4的曲线表示在没有流过损失的情况下。冲压比随飞行 速度变化的情形。图上表明，飞行速度增大时，冲压比增大， 而且飞行速度越大，冲压比增加得越快
燃气涡轮发动机（第二版）
第3章 发动机部件 刘成英
• 航空燃气涡轮喷气发动机主要由进气道（Intake）、压气 机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡 轮（turbine）、喷管（Exhaust）等部分构成。
•
3.1
• 3.1.1 1.类型 类型和参数
进气装置
安装在叶轮的进口处， 其通道是收敛形的
功用
使气流拐弯并以一定 方向均匀进入工作叶 轮, 以减小流动损失 此过程中气流加速， 防止出现拐弯分离流
气流参数变化
空气在流过它时速度 增大,而压力和温度 下降
叶轮：
1. 单面叶轮 2. 双面叶轮 叶轮高速旋转，对流过的空气做功，加速空气的 流速，同时提高空气压力。
压气机特性实验

• 飞行条件、燃气发生器转速变化归 结为 n
2024年7月27日T * 1
共同工作线的求法
• 共同工作线的具体求法需要试凑
• 步骤：
–根据压气机设计点的参数和共同工作方程计算Cd
q(1 )
* k
1
* k
k*
1
C
•在等换算转速线上任取一点a •将a点的参数代入共同工作方程式，得C’
•比较Cd和C’，若两者差值小于允许误差，
2024年7月27日
2.4 非线性方程组
E1
f1
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E2
f
2
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E3
f3
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E4
f
4
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
2024年7月27日
这个方程组是多元非线性方程组，而且无法用 显式表达，只能按照发动机流程热力计算步骤 进行计算才能得到偏差量E和试取值V之间的关 系。
T*=常数
燃气发生器共同工作方程
• 将各共同工作方程式联立，获得
共同工作方程
q(1 )
* k
1
* k
k*
1
C
将压气机特性图上所有使方程式
得到满足的点连成线获得燃气发 生器的共同工作线
2024年7月27日
燃气发生器共同工作线
• 一台几何不变的发动 机，当自由涡轮处于 临界工作状态时：

大气温度上升，空气
密度减小，在同样的 转速下,流过发动机的 空气流量减小，压气 机增压比下降,使发动 机推力减小，使燃油 消耗率增加。 大气压力上升,使总压 上升,造成流量和沿流 程各截面上的总压增 加，推力增加，但燃 油消耗率不受影响。
涡轮喷气发动机的高度特性 : 在一定转速和速度条件
下，在H<11 000m时，随 着飞行高度的增加,发动机推 力下降,燃油消耗率下降。在 H> 11000m的同温层,随着 飞行高度的增加，发动机的 推力随高度的增加而继续下 降,而且下降得更快一些，而 燃油消耗率保持不变。
(2)涡轮前温度。涡轮前温度 T * :对发动机总效率的影响较为 3 复杂。T * 增加时，一方面气体动能增量增加,发动机热效率 3 增加;另一方面喷气速度增加使离速损失增加，发动机推进 效率降低。所以, T * 对发动机总效率的影响随不同的发动机 3 类型而不同。
(3)压气机效率和涡轮效率，压气机效率和涡轮效率增加， 气流损失减小，发动机热效率增加,总效率增加。
4.3.1 工作原理和结构特点
当从涡喷发动机基本部分（常常称为燃气发生器） 的排气用于旋转附加的涡轮通过减速器驱动螺旋 桨，这就是涡桨发动机
直接传动涡轮螺桨发动机：附加功率直接从压气 机传动轴驱动螺旋桨减速器产生。
自由涡轮带动：在现代涡轮螺桨发动机中更多的 有自由涡轮，它独立于驱动压气机的涡轮，在发 动机排气流中自由转动。自由涡轮轴通过减速器 驱动螺旋桨。
第4章 燃气涡轮发动机的 性能和特性
涡喷和涡扇发动机的性能参数
发动机的推力和经济性是涡喷发动机和涡扇发动机主 要的性能参数。
4.1.1表征推力的参数
1.转速n
当油门前推时,进人燃烧室的燃油量增加.涡轮前温度增 加，涡轮功增加，发动机转速增加压气机增压比增加,进人 发动机的空气流量增加:同时燃气的膨胀能力增加，有更多 的能量在喷管中转换成气体的动能,从而排气速度增加。所 以.发动机推力随着发动机转速的增加而增大:发动机转速是 影响发动机推力的最主要参数。这样,就可以通过测量发动 机转速的大小来反映此时推力的大小。

6-3 燃氣輪機的種類
一、開放循環式燃氣輪機
此型燃氣輪機係於燃燒氣轉 動輪機產生動力後直接排放 於大氣中，其種類尚可分為 單軸式、雙軸式以及三軸式 三種。
１、單軸式
２、雙軸式
３、三軸式
二、密閉循環式燃氣輪機
氣體係在密閉的引擎內部循環，旋轉輪機的氣體 是空氣，而燃燒氣只用於空氣的加熱。
6-4 燃氣輪機的優缺點
6-2 燃氣輪機的性能
燃氣輪機的性 能主要取決於 空氣流量、壓 力比、輪機入 口的氣體溫度 三者。其性能 曲線如右圖所 示。
熱效率
η ＝(Q1-Q2)/Q1＝１- Q2/Q1
(註) η：熱效率 Q1：供應熱量 Q2：放出熱量
壓力比
γ ＝P2/ P1
(註) P2 ：壓縮機出口的壓力 P1 ：壓縮機入口的壓力
燃氣輪機的 構造主要分 成生氣部份 及動力部份， 其機件包含： 空氣壓縮機、 燃燒器、輪 機以及改善 熱效率用的 熱交換器等。
一、空氣壓縮機
空氣壓縮機係被輪機所驅動，可分成離心式與 軸流式兩種。其作用係由進氣口將外界空氣吸 入，並將其壓入燃燒器中。空氣壓縮機出口的 空氣壓力和入口的壓力比值對於引擎的性能影 響甚鉅，一般稱為壓力比，其值約為3~6：1。
二、燃氣輪機的缺點
熱效率低，燃料消耗率大，輕負載、低轉速時 性能差。
燃燒器、輪機、噴嘴等機件長時間暴露於高溫 中，需要有高級耐熱材料。
因高速旋轉，需要有高級軸承、高精度減速齒 輪。
需要大量空氣，配管以及高溫排氣的處理困難。 運轉時吸氣、排氣噪音大。 加速性不良。
6-5 燃氣輪機的用途
(太空汽車 第5單元 3’42“~10‘’00”)
第六章 習題
1. 燃氣輪機的作用原理為何？ 2. 燃氣輪機的主要構造包括那幾項？ 3. 熱交換器有何功能？ 4. 何謂燃氣輪機的壓力比？ 5. 燃氣輪機的複合引擎有那幾種？

燃气轮机的应用领域
能源发电
燃气轮机广泛应用于能 源发电领域，包括联合 循环发电和分布式能源
系统。
工业用途
在石油、化工、冶金等 领域，燃气轮机作为驱 动和工艺流程的动力源
。
航空航天
在航空航天领域，燃气 轮机作为飞机和火箭的
发动机。
军事用途
在军事领域，燃气轮机 用于舰船、坦克和导弹
等装备的动力系统。
02 燃气轮机的工作流程
应急维修
在燃气轮机发生故障时，应尽快进行应急维修，以尽快恢复其正常运行 。应急维修包括诊断故障原因、更换损坏部件、检查其他潜在问题等。
05 燃气轮机的发展趋势与挑 战
高效能燃气轮机的研究进展
高效能燃气轮机的研究重点在 于提高热效率、降低排放和降 低燃料消耗。
先进的气动设计、热力学优化 和材料技术的研发是实现高效 能燃气轮机的重要手段。
未来高效能燃气轮机将更加注 重智能化和自动化技术的应用 ，提高运行效率和可靠性。
清洁能源利用在燃气轮机上的挑战
燃气轮机作为清洁能源利用的重 要手段，面临排放控制和燃料多
样化的挑战。
需要研发低排放、低噪声的燃气 轮机技术，以满足环保要求。
同时，需要开发适用于不同燃料 类型的燃气轮机，以满足多样化
的能源需求。
停车
当需要停车时，应按照规定的停车程序进行操作，并确保燃气轮机完全停止运行。同时，需要对燃气轮机进行全 面检查，确保其处于良好的工作状态。
燃气轮机的运行监控
参数监控
在燃气轮机运行过程中，需要对其各项参数进行实时监控，如功率、效率、排气温度等。这些参数的 变化可以反映燃气轮机的运行状态，及时发现并处理异常情况。
工作原理
燃气轮机的工作原理基于布雷顿 循环，通过吸入空气、压缩、燃 烧和排气四个过程实现能量的转 换。

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21
燃烧室的性能， 一般可近似地认为效率B和压力保持系数2不变，
即和设计工况时一样，故未画性能曲线。
实质：是压气机和透平平衡运
行点的连线，是透平性能在压
气机性能曲线图上的描述。
平衡运行点主要是在压气机和透平性能的基 础上求得的。
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22
不变，转速n 时 LT Pe
11
4、机械牵引负荷特性
用机械方式（如联轴器、齿轮等）传动各 种车辆。
启动时有最大扭矩，即 nL=0， M=Mmax
转速升高时，扭矩减小；
nL=nmax， M=Mmin。
PL
负荷功率：PL∝MnL
PL随nL增加而增大。
nL
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12
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13
平衡工况：稳定运行工况，燃气轮机输出功
2 可带动各种负荷，应用广泛
恒速、变速、牵引等
3 两轴转速不同
nC= nHT > nPT C和HT体积小，节省耐高温材料
4 在HT和PT之间可采用再热
燃气发生器
1-压气机C 2-高压透平HT 3-动力透平PT 4-发电机
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35
二、分轴燃气轮机的性能曲线网 和平衡运行带
1、性能曲线网
等弧线
虚线
率等于负载所消耗的功率，即Pe= PL， 两者处 于平衡状态。
不平衡工况：是从一个平衡工况变化到另一
个平衡工况的过渡过程，这时燃气轮机的输出 功率与负载所消耗的功率不相同，即Pe≠PL， 两者不平衡。
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14
四、燃气轮机的平衡运行条件
机组在不同负荷下稳定运行时，各部件的 参数（流量、转速、压比、功率）应满足 的相互配合的条件。

F100-PW-229
129.4 kN
推重比=8.0
F110-GE-129
129.1 kN
推重比=8.0
AL-31F(АЛ-31Ф) 122.6 kN
推重比=8.0
授课人 贾斯法
4
第4代战斗机的特点
❖高的敏捷性 ❖好的隐身性 ❖短距起飞着陆能力 ❖超声速巡航能力
授课人 贾斯法
5
四代机对发动机的要求
授课人 贾斯法
2
4.涡轮喷气发动机—压气机
❖ 作用: ❖提高进入燃烧室的空气压力
❖ 重要参数: ❖增压比(P出口/P进口)
❖ 影响发动机性能好坏的一个主要参数
授课人 贾斯法
3
4.涡轮喷气发动机—燃烧室
❖ 作用、特点、构造
授课人 贾斯法
4
4.涡轮喷气发动机—涡轮
❖作用： ❖燃气膨胀作功驱动压气机
授课人 贾斯法
8
联合攻击机 JSF
❖一机三型 ❖ 一条生产线完成三型飞机生产
一机三型 ❖ CTOL型 常规起降 23 t 空军用 ❖ STOVL短距起飞垂直降落型 23 t
海军陆战队、英海军用 ❖ CV即舰载型 海军用 较前二者重
授课人 贾斯法
9
联合攻击机 JSF
❖ ~2010年服役 ❖ 将与F-22成为美国主力战斗机 ❖ 投资约160亿美元 ❖ 计划生产3000架 ❖ 供英海军60架、英空军200架
0
高涵道比涡扇发动机
❖ 2001年11月19月 ❖ GE-90推力达到
535 kN
授课人 贾斯法
1
2006年3月 航空发动机发展特点
航空发动机结构设计
❖对产品的设计要求 ❖适用性、可靠性、维修性 ❖经济性、耐久性

图 10
-8 断 续 器 式 直 流 点 火 器
2. 晶体管式直流点火器
晶体管式直流点火器的工作原理与断续器式直流点火 器相似。区别只是用晶体管断续电路即晶体管脉冲发生器 取代直流断续器机构。
图10-9 晶体管式直流点火器
二、交流高能点火器
交流高能点火器由变压器、整流器、储能电容、扼流线 圈、放电间隙、放电电阻和安全电阻等组成。如图10-10 所 示。
输入电源：直流电和交流电两种。
▪
断续器式
▪
直流点火系统
▪ 点火系统
晶体管式
▪
交流点火系统
▪
▪ 高能电容复合式 ▪

直流输入低压(2000伏) 交流输入高压(20000伏)
一、直流高能点火器
直流高能点火器分为断续器控制和晶体管控制两种。
1. 断续器式直流点火器
断续器式直流点火器由断续器机构、感应线圈、高压整 流器、储能电容器、扼流线圈、放电间隙、放电电阻和安全 电阻等组成。
典型的起动和点火系统
起动系统
本章介绍JT8D发动机的起动和点火系统。 起动系统
JT8D发动机的起动系统所使用的起动机为空气涡轮发动 机。起动机使用的低压气源来自：机载的辅助动力装置 （APU）、己工作的另一台发动机或地面气源车。
起动系统主要附件为起动机与空气控制活门。
一、空气涡轮起动机 空气涡轮起动机主要由单级气动涡轮、减速器、离合
优点是：起动功率大、不依赖地面电源、可以多次重复 使 用。
燃气涡轮起动机
三、空气涡轮起动机 空气涡轮起动机属于无压气机的涡轮起动机，由单级涡
轮，减速器，离合器和传动轴等组成。 空气涡轮所需的空气，可来自地面气源车、辅助动力装
置 或已起动的发动机。 优点：输出扭矩大、重量轻、结构简单、工作可靠、使用方 便。 缺点：是需要外界气源，不能单独起动发动机。