第5次课_航空燃气轮机基础知识..
航空燃气轮机五、六章部分作业题
1答：离心式压气机 离心式压气机由导风轮、叶轮、扩压器等组成。空气由进气道进入压气机、经过与叶轮一起旋转的导风轮的导引进入叶轮。在高速旋转叶轮作用下，空气由叶轮中心被离心力甩向叶轮外缘，压力也逐渐提高，由叶轮流出的空气进入扩压器后速度降低，压力再次提高，最后由出气管流出压气机。
轴流式压气机，气体从进口流入压气机，经收缩器时流速得到初步提高，进口导向叶片使气流改为轴向，同时还起扩压管的作用，使压力有所提高。转子在外力作用下作高速转动，固装在转子上的动叶片推动气流，使气流获得很高的流速。高速气流进入导叶，气流动能降低而压力升高，相邻导叶叶片间的通道相当于一个扩压管。气体流经每一级连续进行类似的过程，使气体压力逐渐升高。
它和压气机基元机的完全一样。
20答：①单级功率不够；②轴流式压气机由于受到 的限制，圆周速度一般较低；③有时涡轮的最大尺寸受到限制或者需要保证一定的效率时，也不宜采用单级。
21答：一般来说，采用膨胀功逐级下降为佳，它有以下优点：
1末级功小，易使末级出口气流接近轴向，能量损失较小；
2第一级功大则焓降大，反力度一定时，第一级静叶片中气流的膨胀功就大，气流在静叶中的温度降低就多。第一级动叶片以及后面各级动叶叶片温度就低，对强度有利。
22答：对略去对外散热的情况下。涡轮全体实际膨胀过程由于“再生热”作用，在相同的落压比下，膨胀终了的气体总温高于等熵膨胀终了的总温。在多变指数n值相同和落压比相同的情况下，气体总温愈高，则其所作的膨胀功愈大，因此在气体膨胀过程中发生的“流阻”损失，可以在以后的膨胀过程中回收一部分。落压比愈大，则回收的愈多，涡轮效率也就愈高。
4 答：原因是具有锐边前缘，适合于超声来流，切向孔的锐边前缘具有把不均匀来流调匀的作用，从而减少损失。在管式扩压器的圆管中二次损失将大为减少。
燃气轮机工作原理课件 PPT
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
燃机转子
压气机叶轮 中空轴
透平叶轮
中心拉杆
Hirth齿啮配
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
Hirth齿轮盘结构
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
压气机叶轮和端面齿
径向的Hirth齿使叶轮能单独
热膨胀并且保持同心 可有效的传递扭矩 现场转子可以拆卸，而且不 需再做动平衡 端面齿加工精度高，制造难度大
1. 燃机本体MBA/MBD
2.燃机本体MBA/MBD
1.燃机本体MBA/MBD
1.燃机本体MBA/MBD
压差过低 表示即将发生喘振
高流速 低流速 压力能转化为动能
1.燃机本体MBA/MBD
2.燃机本体MBA/MBD
2.燃机本体MBA/MBD
2.燃机本体MBA/MBD
2.燃机本体MBA/MBD
机械能转换成压力 能
热能转换成机械能
燃气轮机应用
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
旧编号
新编号
V94.3A
环形燃烧室 发展阶段：3=第3代 压气机大小 转速 9 = 50 Hz 8 = 60 Hz 6 = 50 Hz 或 60 Hz 德文：燃气轮机开头字母
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
燃烧室&燃烧器
燃烧室内 腔，空气 与燃料在 这里燃烧、 掺混
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
燃烧室&燃烧器
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
透平
5、9、13级抽气
SGT5-4000F型燃气轮机结构介绍
透平—叶片
动叶片 静叶片 燃气透平均为4级 1～2级动叶片为单晶叶片， 外面加两层涂层 第3级动叶片为定向结晶 叶片，加一层涂层 第4级由于温度相对比较
【知识讲解】燃气轮机燃烧室
【知识讲解】燃气轮机燃烧室展开全文燃烧室在燃机中的作用：1将天然气与空气混合后燃烧，生成的燃烧产物送入压气机中做功2控制燃烧温度3控制燃烧产物的温度使其能满足透平第一级做功的温度需求燃烧室的燃烧方式：1扩散燃烧：扩散燃烧时始终满足过量空气系数=1,燃烧火焰温度高，燃烧稳定，产生的NOx 多由催化剂还原，2预混燃烧：在预混燃烧时过量空气系数可根据燃烧温度的需要进行调节，燃烧温度可控，较扩散燃烧，不如扩散燃烧时稳定，但能控制NOx的生成。
以GE机组为例：GE机组使用的是分管式燃烧室，每个燃烧室都有五个喷嘴，每个喷嘴上都有扩散燃烧和预混燃烧的管线。
图上为一个喷嘴的结构图。
一部分燃气进过扩散通道进入喷嘴，在B处与空气边汇合边燃烧，此时为扩散燃烧。
一部分冷却空气从喷嘴的中心通过各结构，给各结构进行冷却后在B处参与燃烧。
另一部分燃气进入预混燃气通道，在A处和压气机的排气进行混合，然后在B处燃烧，此时为预混燃烧。
压气机的一部分排气进入喷嘴后，首先对燃料喷嘴组件进行冲击冷却，再逆流向前在A处前端的开口和燃气混合。
燃烧室有三根管线供燃料，分别是D5 ，PM1，PM4管线。
D5管线给燃烧室的每个燃烧喷嘴的扩散通道提供燃料。
PM1给每个燃烧室中的一个燃烧喷嘴的预混燃气通道提供燃料PM4 给每个燃烧室中的四个燃烧喷嘴的预混燃气通道提供燃料。
燃烧的方式有扩散燃烧，次先导预混燃烧，和预混燃烧在扩散燃烧时，D5管线供燃气，PM1，PM4不供燃气。
此时在B出口只有扩散燃烧的燃气，其余的管线出来的均为空气。
在次先导预混燃烧时，由D5管线，PM1管线供燃气，PM4管线不供气，此时只有扩散燃烧，和一个喷嘴进行预混燃烧，其余喷嘴的预混燃气通道在B出口均为空气在预混燃烧时，由D5管线，PM1，PM4管线供燃气，此时五个喷嘴均有扩散燃烧和预混燃烧。
后来经过改进变成下图将PM1移至中心位置，并去除中心喷嘴的扩散燃烧管线。
此时周围五个喷头既有扩散燃烧过线又有预混燃烧管线，而中心喷头只有预混燃烧管线。
《燃气轮机》PPT课件
n 1s
p1 1
H2s 2s* H’2s
2s 2s’
Hu实际焓降 P2*
2*
2’*
p2
余速损失H c= c22/2
2
H r
s
三、涡轮级的能量损失
1、喷嘴损失 Hn
H n c 1 2 s2 c 1 2 ( 1 2 )c 2 1 2 s (1 2 1 )c 2 1 2
2、动叶损失 Hr 轮周损失
界无功的 交换
00 1d p1 2(c0 2c1 2)L R 1
c1>c0
01dp12(c12c02)LR1
压 能 绝 对 动 能
p0>p
1
⑵分析动叶栅(1-2)
转 减
压 动
增 喷
管 速
外界加
给气体
LT 12dp12(c12c22)LR2
c2<c1
(绝对坐标系）
的功
压能 动能 流 阻
L u u 1 c 1 u u 2 c 2 u
轴流式涡轮，设u1= u2= u
L u u ( c 1 u c 2 u )
cu wu L u u ( w 1 u w 2 u )
ucu
uwu
u(c1uc2u)
u(w 1uw 2u)
提高轮周功的途径
T>0
(1)un
取决于材料强度和技术要求
3 有效效率
——考虑外部损失Hm
eH H e s H H ismim
e* i*m
H e H i H m H u H H m H s ( n r c ) H H m
五、速度比对效率的影响
u轮周损失
(1流 ) 动 损 H n 失 H r叶栅效率
燃气轮机知识点总结1122.doc
燃气轮机知识点总结1122结构部分Ø压气机1.大型压气机的工作温度范围是常温-400℃左右；压气机不需要特殊的降温手段，但在结构上应满足强度和刚度要求。
(C1p2)2.压气机通流部分的四种型式为：等外径、等内径、等平均直径、混合型。
(C1p7-10)3.轴流式压气机静子主要由气缸和静子叶片组件组成。
它是压气机中不旋转的部分。
(C1p11)4.工业型机组的压气机气缸一般是铸造的。
为了减小气缸的厚度，通常采用在气缸外表面加筋的办法来增强刚性。
气缸一般采用分段布置。
(C1p13)5.压气机静叶的功能是把气流在动叶中获得的动能转变为压力能，同时使气流转弯以适应下级动叶的进口方向。
工作时静叶只承受气流作用力，与动叶相比较强度问题不大，但应考虑共振问题。
通常，压气机静叶设计成直叶片，且沿叶高各截面的型线一样。
(C1p22)6.转子的刚度问题主要反映在临界转速上，机组的工作转速应避开临界转速。
最大工作转速低于一阶临界转速的称刚性转子，它要求临界转速高于最大工作转速提高10℃左右。
航空燃机早已达到1400℃。
H级重型燃机燃气初温已达1430℃。
(C3p18)8.目前燃气透平叶片常用的冷却方式：对流冷却、冲击冷却、气膜冷却以及综合冷却。
(C3p30)9.透平叶片的典型涂层主要用于防腐蚀和隔热。
防腐蚀涂层对高硫燃料或含盐量较多的燃气下工作的透平叶片有效。
陶瓷涂层热障层可使金属温度降低100℃左右。
F级叶片普遍采用涂层，有效地减低表面温度值和防腐蚀。
(C3p49)原理部分2、什么是燃气轮机？有哪些组成部分？P33燃气轮机是以连续流动的气体为工质带动叶轮高速旋转，将燃料的能量转变为有用功的内燃式叶轮动力机械，是一种旋转叶轮式热力发动机。
四个组成部分包括：压气机、燃烧室、透平、控制系统。
3、影响燃气轮机效率的两个主要因素。
P66压气机的压比和燃气透平进口温度（称为燃气初温、或者温比）是影响燃气轮机效率的两个主要因素。
发动机原理：第一章2、3、4、5节航空燃气涡轮发动机工作原理
2021年1月18日
20
一、性能指标
1、推力 发动机推力大小仅仅反映飞机的推力需求， 不能反映不同推力级发动机之间的性能优劣 例如: GE90(BY777) F=392000N, qma=1420kg/s
D=3.524m wp-11(无人机) F=8500N, qma=13kg/s
D=0.3m
2021年1月18日
qmf=1kg/s，Hu=42900kJ/kg，求th 、p 、 0 。
2021年1月18日
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第一章 航空燃气涡轮发动机工作原理
• 第一节 涡轮喷气发动机热力循环 • 第二节 推力公式 • 第三节 性能指标和基本要求 • 第四节 能量转换与效率 • 第五节 发展方向
2021年1月18日
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第五节 发展方向
提供推动力的作用：
(1) 克服飞行阻力 (2) 飞机达到一定速度机翼产生升力 (3) 矢量推力俯仰（偏航）力矩
推力分布
2021年1月18日
3
二、推力公式推导
• 取发动机单独安装于短舱的安装形式
– 远前方为“0”截面 – 短舱进口为“01”截面 – 尾喷管出口为 “9”截面
2021年1月18日
4
二、推力公式推导
Hale Waihona Puke 21一、性能指标2、单位推力 单位：N ·s/kg
Fs F qma
每秒钟流过发动机的每公斤空气产生的推力. 忽略进出口流量变化，完全膨胀：Fs V9 V0 又进行地面台架试验： Fs V9
2021年1月18日
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一、性能指标
2、单位推力 大涵道比民用涡扇：300 高性能小涵道比军用涡扇：700-1200
2021年1月18日
01航空燃气轮机结构设计概论
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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%
2006年3月
航空发动机结构设计
48
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
2006年3月
航空发动机结构设计
78
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
2006年3月
航空发动机结构设计
79
波音777双发客机
2006年3月
航空发动机结构设计
60
第 3.5代战斗机
EF2000
2006年3月
Rafale“阵风”
航空发动机结构设计
61
第3.5代战斗机的发动机 (1)
EJ200 推力＝88.3 kN 推重比=10.0
2006年3月
航空发动机结构设计
62
第3.5代战斗机的发动机 (2)
M88-2 推力＝75 kN 推重比=8.5
飞机 波音707、波音727、波音737、三叉戟、快帆， 伊尔62、图154、DC-9
发动机 JT3D、JT8D、康维、斯贝、D-30。
2006年3月
航空发动机结构设计
44
燃气轮机原理 燃烧室
燃烧室性能之间的矛盾：
火焰稳定性
压力损失大
高容热强度
使用寿命长
解决办法：
根据用途，做折衷考虑（trade-off）
4-3 燃烧室中燃烧过程的组织
燃烧室中发生的整个工作过程包括：
¾燃烧区中气流流动过程的组织； ¾燃烧区中燃料浓度场的组织； ¾燃烧区中可燃混合物的形成、着火与燃烧； ¾混合区中二次掺冷空气与高温燃气掺混过程
冷却措施的发动机可达1600K。
由于涡轮叶片耐温的限制，燃烧室内供
油受到制约。燃烧室内供油只能烧掉空 气 中 氧 的 1/4 。 在 贫 油 的 均 匀 混 气 情 况 下，火焰不能传播，燃烧不能进行。
一个矛盾
若达到烧着的程度，涡轮叶片承受不了； 若考虑涡轮叶片耐温程度而减少供油，又 烧不着。
这种“分流”方法，相对于把燃料直接喷到 “全部空气”中去的燃烧方法，可以保证燃烧 区具有相当高的燃烧温度，有利于提高燃 烧反应的速度。
在分流方法中，控制“一次空气”的数量是改 善燃烧工况的关键。试验表明：在燃烧柴 油和天然气时，在满负荷工况下的一次空
气量控制在 α =1.1~1.3（相当于燃烧区温
采用第o种供气方式
α > 14.4
ηb ≥ 92%
燃烧室中空气流的组织
2.采用火焰稳定器以稳定高速气流中的火焰
利用火焰稳定器在火焰管的前部造成一个 特殊形态的速度场，以便强化燃料与空气 的混合作用，并为燃烧火焰的稳定提供条 件。
火焰稳定器：造成高速气流中的局部低速 区，从而保证燃烧火焰不被吹灭，如同大 风中背风点火吸烟一样。
¾定义：随着火焰长度的伸缩能自动调整直 接参与燃烧反应的一次空气量的特性。
z 机组负荷降低，燃烧火焰的长度缩短，通过开在 火焰长度之后的一次空气射流孔供入的空气量不 会直接射到火焰中去掺冷火焰，低负荷时，燃烧 温度仍很高；