民用航空燃气涡轮发动机原理发动机推力燃油消耗率计算
第三章 燃气轮机的主要性能指标
FS = FN Wa
气体冲量函数
气体冲量函数定义如下：
f (λ ) = p + ρv 2 / pt
(
)
在发动机净推力表达式中引入气体 冲量函数，可以得到净推力的表达：
⎡p ⎤ FN = A9 p 0 ⎢ t 9 f (λ9 ) − 1⎥ − W0 v0 ⎣ p0 ⎦
第二节
涡喷发动机的推进效率
推进效率定义为推进功与有效循环功之比，其物理意义在于评价发动机有效 功转化为推进器推进功的程度。
循环加热量 循环热效率 有效循环功 推进效率 推进功
涡喷发动机的推进效率
假定尾喷管完全膨胀，并忽略燃 油流量，得到推进功的表达：
L p = FS v0 = (v9 − v0 ) v0
迎面推力 ( frontal area thrust ) 迎风面积 ( frontal area )
发动机推力与发动机迎风面积之比 称为迎面推力，即：
Fa = FN Am
发动机迎风面积指发动机最大直径 处的截面面积。 发动机迎风面积直接影响到飞行器 的阻力特性和隐身性能。
GE 公司生产的发动机的推重比发展趋势
第四节
涡轴发动机和涡桨发动机的主要性能指标 涡桨发动机
当量功率和单位当量功率： N e = N B + F j v0 / η B
Le = N e / Wa
涡轴发动机
功率和单位功率：
N s = L sW a Ls = LT − LC
耗油率：
sfc = 3600W f Ns
耗油率：
sfc = 3600W f Ne
功率质量比：涡轴发动机功率与 质量之比。
功率质量比：涡桨发动机功率与质 量之比。 总效率：
航空燃气涡轮发动机概述
航空燃气涡轮发动机概述航空燃气涡轮发动机是现代航空工业中最重要的动力装置之一、它具有高效率、高功率密度和高可靠性等优点，被广泛应用于各类飞机中。
本文将概述航空燃气涡轮发动机的工作原理、结构组成、分类、性能指标以及未来发展方向等内容。
航空燃气涡轮发动机的工作原理基于燃烧室内的燃气推动涡轮。
它由压气机、燃烧室和涡轮组成。
首先，压气机将空气压缩，提高其温度和压力。
然后，压缩空气进入燃烧室，与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
最后，高压燃气通过涡轮使其旋转，产生推力，并从尾喷管排出。
可见，航空燃气涡轮发动机的工作原理是通过涡轮驱动压气机，提供压缩空气并将其推向尾喷管。
航空燃气涡轮发动机的结构组成包括压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管和附属系统等。
压气机主要通过叶片的旋转将空气压缩，提高其温度和压力。
燃烧室用于将燃料与压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
涡轮通过燃气的膨胀驱动压气机，使其继续工作，并产生推力。
尾喷管用于将高压燃气排出，并产生反作用力。
附属系统包括供油系统、冷却系统和控制系统等，用于保证发动机的正常运行。
航空燃气涡轮发动机可以根据压气机的工作循环分类为单转子和双转子发动机。
单转子发动机只有一个压气机和一个涡轮，如连杆式发动机。
双转子发动机具有两个对称的压气机和涡轮，如军用飞机上常用的分段式发动机。
根据尾喷管的形式，航空燃气涡轮发动机还可分为直喷式和径向喷管式。
航空燃气涡轮发动机的性能指标主要包括推力、燃油消耗率、比功率、绕程推力比和起动性能等。
推力是发动机提供的推动力量，决定飞机的加速能力和最大速度。
燃油消耗率是单位推力下消耗的燃油量，直接影响飞机的航程和经济性。
比功率是单位发动机质量下产生的推力，用于衡量发动机的功率密度。
绕程推力比是发动机在巡航状态下产生的推力与起飞推力的比值，用于衡量发动机的高空巡航性能。
起动性能包括发动机的起动时间和起动能力，在冷启动和热启动时对飞机的起飞和复飞具有重要影响。
航空燃气涡轮发动机概述
w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
布莱顿循环的理想循环效率为：
T
w0 q1
1 q2 q1
1 T4 T1 T3 T2
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比： 外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
4、单位迎面推力FA
定义：发动机推力/发动机最大迎风面积
最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量
推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
改写为：
T
1 T4 T1 T3 T2
1 T1(T4 T1 1) T2 (T3 T2 1)
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1
(
p1
k 1
)k
T2 p2
T4
(
p4
)
k 1 k
T3 p3
民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算
民⽤航空燃⽓涡轮发动机原理,发动机推⼒,燃油消耗率计算民⽤航空燃⽓涡轮发动机原理课程设计学院：航空⼯程学院班级：姓名：学号：指导⽼师：⽬录⼀、序⾔ (1)⼀.热⼒计算的⽬的和作⽤---------------------------------2⼆.单轴涡喷发动机热⼒计算------------------------------3三.分别排⽓双轴涡扇发动机设计点热⼒计算-------7四.结果分析---------------------------------------------------14五.我的亮点-----------------------------------------------------18序⾔航空燃⽓涡轮发动机是现代飞机与直升机的主要动⼒，为飞机提供推⼒，为直升机提供转动旋翼的功率。
飞机或直升机在飞⾏中，⼀旦发动机损坏⽽停车，就会由于失去推⼒⽽丧失速度与⾼度，如果处理不当就会出现极为严重的事故。
因此发动机的正常⼯作与否，直接影响到飞⾏的安全，故称发动机为飞机的⼼脏。
在这次课程设计中，为了使结果更加准确，充分利⽤Matlab 在数值计算上的强⼤功能，运⽤polyfit 函数对a h 2*，a h 3*进⾏数值拟合，拟合的结果R=1，相关性⾮常的好。
其中空⽓的低压⽐热容与温度有关，使⽤与温度有关的经验公式，减⼩了误差。
热⼒计算的⽬的和作⽤发动机的设计点热⼒计算是指在给定的飞⾏和⼤⽓条件（飞⾏⾼度、马赫数和⼤⽓温度、压⼒），选定满⾜单位性能参数要求（单位推⼒和耗油率）的发动机⼯作过程参数，根据推⼒（功率）要求确定发动机的空⽓流量和特征尺⼨（涡轮导向器和尾喷管喉部尺⼨）。
设计点热⼒计算的⽬的：对选定的发动机⼯作过程参数和部件效率或损失系数，计算发动机各界⾯的⽓流参数以获得发动机的单位性能参数。
发动机设计点热⼒计算的已知条件：1)给定飞⾏条件和⼤⽓条件：飞⾏⾼度和飞⾏马赫数，⼤⽓温度和压⼒。
航发原理第三章
航发原理第三章涡轮喷气发动机的工作原理航空发动机知识发动机性能计算发动机设计是一个复杂的过程，需考虑应用对象、重量、成本、体积、寿命及噪音等诸多限制因素，需进行发动机设计点下的一些参数优化选择，继而进行发动机总体性能计算。
发动机设计点的性能将取决于设计状态下各部件的热力过程。
本章将介绍发动机主要工作过程参数对发动机单位性能参数的影响及设计点发动机性能计算方法。
航空发动机知识涡轮喷气发动机的主要单位性能参数发动机最重要的两个单位性能参数：1. 单位推力定义：Fs=F/qm ;2. 单位燃油定义：耗油率sfc=3600qmf/F。
发动机推力F通常由用户给定，提高Fs可降低流量qm,这意味着将减少发动机的重量和最大迎风面积，因此该参数对发动机总体性能影响十分重要。
如假定尾喷管完全膨胀(p9=p0),且忽略燃气与空气流量的差别，即qm=qmg , 则有单位推力：Fs=V9-V0航空发动机知识发动机主要工作过程参数概念在发动机工作过程中，用来描述气流沿程流动状态变化的参数,如P0、P1、pc 、T0、T1、T3* 。
.. 等参数称为发动机的工作过程参数。
其中压气机压比pc和涡轮前温度T3*是发动机的主要工作参数，也是设计时需要选择的重要参数。
航空发动机知识工作参数对单位性能的影响首先研究一下循环功。
若把压气机和进气道作为一个总的压缩过程，则每千克气体输入功为：Wc C p (T2* T0 ) C pT0 (p11) / hc其中：hc 为压缩过程的总效率，p=P2*/P0为总增压比。
若把涡轮和尾喷管作为一个总的膨胀过程(不计燃烧引起的总压损失),则每千克气体输出功：' ' * Wp C p (T3* T9 ) C p T3 (1 1 p' 1 ')h p其中hp 为膨胀过程的总效率。
航空发动机知识循环功与工作过程参数之间的关系发动机循环功代表发动机可以使用的能量(可用能量), 可以表示为：W循环功1 1 ' * W p Wc C pT3 1 ' 1 h p C pT0 p 1 hc ' p ' , T3* T0 , C p (1 1若取：e p1p1 '') C p (1 1p1)e 1 a hch p 则循环功：W循环功C pT0 ( 1) hc e(1)航空发动机知识循环功影响参数分析e 1 a hch p W循环功C pT0 ( 1) hc e 影响发动机循环功W的主要参数是压比p、温比, =1.02-1.04。
民航燃气涡轮发动机相关知识提纲
5．5。2．1 离心式压气机
1．组成 离心式压气机又称：径向外流压气机，由进气系统、叶轮、
扩压器和集气管等局部组成
图2-3 离心式压气机
叶轮分：单面叶轮和双面叶轮两种〔见图2-4〕。 双面叶轮：从两面进气，可以增大进气量，而且对于平衡作用在轴承上 的轴向力也有好处。
涡轮前温度提高，热效率增大；压气机增压比提高，热 效率增大。
当增压比等于最经济增压比时，实际热循环效率到达最大。 继续提高增压比，热效率反而下降； 压气机和涡轮效率增大，热效率也提高。
推进效率〔外效率〕ηp ： 推进功率与单位时间流过发动机的气体
获得的动能 增量的比。 表示发动机产生的可用功有多少转变成推
5。5。1 进气道
涡轮发动机进气道的功能： 一是：尽可能多的恢复自由气流的总压并输送该压
力到压气机，这就是冲压恢复或压力恢复。 另一个功能是：提供均匀的气流到压气机使压气机
有效地工作。
5。5。1。2 亚音速进气道
亚音速进气道：是为在亚音速或低超音速范围内飞行的飞 机所设计的进气道。
它的进口局部为圆形唇口，进气道内部通道为扩张通 道，使气流在进气道内减速增压。
民航燃气涡轮发动机相关知识提纲
燃气涡轮发动机的主要类型有： 涡轮喷气发动机〔主要用于军机〕； 涡轮风扇发动机〔主要用于干线飞机和军机〕； 涡轮螺旋桨发动机〔主要用于支线飞机〕； 涡轮轴发动机〔主要用于直升机〕〔见图1-5〕。 此外还有螺旋桨及风扇组合的桨扇发动机〔见图1-6〕。
涡轮螺桨发动机 由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成。由于涡轮轴转速远高于螺旋桨的工 作转速，它们之间装有减速器。在涡轮螺桨发动机，涡轮输出功率带 动螺旋桨，使其产生拉力，而从喷管喷出的燃气产生的推力对整个推 进力占很小的份额。 螺旋桨可由压气机轴直接驱动或由自由涡轮轴驱动。
民用航空蜗轮燃气发动机原理100习题集
民用航空蜗轮燃气发动机原理100习题集1. 燃气涡轮发动机的分类（5种），它们结构上有什么区别（了解）2. 燃气涡轮发动机基本组成及各部件工作原理3. EGT 含义，为什么它是一个监控参数，压力比的定义4. 表征发动机推力的参数5. 理想循环热效率的推导以及它与*c π之间的关系6. 理想循环功的计算以及最佳增压比的含义、以及其影响因素7. 实际循环功的与哪些参数有关，最佳增压比的定义8. 实际循环热效率、循环功与哪些参数有关，最经济增压比的定义9. 为什么最经济增压比大于最佳增压比（考虑斜率的变化），为什么q 随着增压比增大而减小10. 实际循环中，指示功是否等于有效功，，有效功在各种发动机中的表现形式，如何理解下列公式rc rp i net e L L L L V V L --=+-=2)(22511. 发动机推力计算公式()()0555p p A V V q F m -+-=，()[]V q p f p A F m --=05*55λ如何应用，参考计算题12. 热效率、推进效率、总效率定义表达式以及它们之间的关系，热能—机械能---推进功过程中，损失如何分布？13. 单位推力的定义、sfc 的定义及表达式、Ma 一定，推导sfc 与0η之间的关系，su p F T T H c sfc )(3600*2*3-=推导14. 课后习题（第7题除外）15. 进气道的分类和组成16. 进气道总压恢复系数定义以及含义17. 进气道冲压比10212211211--???? ??-+=??? ??-+=γγγγγγσγσπRT V Ma i i i 影响因素 18. 压气机的分类19. 离心式压气机的组成及各部件简单工作原理20. 离心式压气机的优缺点21. 在离心式压气机中,静压的提高有两方面的原因22. 轴流式压气机的组成以及优缺点23. 轴流式压气机的基元级以及基元级平面叶栅是如何得到的？（理解）24. 掌握简化基元级速度三角形及其四个决定参数25. 基元级增压原理（见课后题）26. 基元级焓熵图的理解，如何在焓熵图上标出理想功和绝热功27. 掌握公式u w u c w u u c ?=?=（不要求推导）28. 如何理解“不论是叶轮还是整流器，空气增压都是高速旋转的叶片对空气作功的结果”29. 公式222222②①③②w w c c w c -+-=的含义30. 平面叶栅的几何参数、安装参数、气动参数，尤其是攻角定义、以及攻角与落后角、气流转折角关系δθαβ-+=?31. 叶型损失包括哪些损失？32. 攻角特性以及曲线变化原因分析？33. 从两个角度解释压气机叶片为什么作成扭转的？34. 多级轴流式压气机主要采取什么流程形式35. 轴流式压气机机匣的结构型式有哪几种？36. 多级轴流式压气机中各级的特点37. 压气机进气导向器内气流参数如何变化？掌握整流器与导向器的区别38. 压气机增压比与各级增压币之间的关系39. c w 与s c w ,*c η定义及表达式，熟练应用这些公式--=-*111*1,γγπγγc s c T R w 、()****-=-=1212T T c h h w p c 、*=c sc c w w η, 40. 压气机包括哪些损失41. 利用焓熵图证明整台压气机的效率低于各级压气机的效率42. 压气机功率计算公式、它随n 的变化规律43. 根据公式分析增压比、流量随n 的变化规律，12221136001-***+-=γγηπμγγπc cn D RT 44. 压气机特性以及流量特性的定义45. 喘振边界和堵塞边界的理解46. 根据攻角特性分析单极压气机流量特性曲线的变化原因47. 掌握流量、a c 1、攻角、c w 之间关系48. 流量系数以及它与攻角的关系，失速与堵塞概念49. 理解多级压气机偏离工况逐级放大作用，这里的偏离放大是指*,c C π的逐级放大50. 理解：如果两种流动状态相似，那么对应点上的所有无量刚参数都相等，对于压气机来说，也就意味着增压比和效率相等。
涡轮发动机基础知识—发动机推力原理
F m（
a c5 c）
空气流量
进排气速度差值
高压 、高温
二 推力原理
讨论
超高速飞行器上会使用喷气发动机吗
高速飞行器（M>3）会采用涡轮喷气发动机吗
A
会采用
B
不会采用
提交
小 结
航空发动机推力产生原理
发动机特性
一、发动机工作状态
飞行中不同的飞行阶段对发动机的推力（功率）有不同要求，因而发
速一致。
2）流量连续：
对于压气机设有放气装置的发动机来说，流过涡轮的燃气流量等于流
过压气机的空气流量与在燃烧室内加入的燃料流量之和，再扣除由压气机
引往其他部分（如对涡轮进行冷却）的空气量。一般认为加入的燃料流量
与扣除的空气流量近似相等。所以，可以认为流过涡轮的燃气流量与流过
4.巡航状态：飞机作巡航飞行时所使用的发动机状态。连续使用时间不受
限制，发动机转速为最大转速的85%。
巡航状态用于飞机巡航飞行，连续使用时间不受限制。
5.慢车状态：发动机稳定、连续工作的最小转速工作状态。连续使用时间
不受限制。发动机推力约为最大推力的5%，转速为最大转速的20~35%。这
一状态下涡轮前总温较高，连续工作时间限制在30~60min。
由热能转换成气体动能增量过程中的能量损失大小，评定涡轮喷气发动机作为
热机的经济性。目前燃气涡轮发动机的热效率为25%～40%。
燃料的理论放热量，不可能全部转换成气体动能增量，其中损失的能量有：
（1）高温燃气自喷管喷出时所带走的热量；
（2）发动机表面的散热损失和滑油所带走的热量；
（3）燃烧室中不完全燃烧和燃烧产物的离解损失，因未释放出热能的燃料及
➢ 推力相等的发动机，可以用燃油消耗量来比较经济性；
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民用航空燃气涡轮发动机原理发动机推力燃油消耗率计
算
民用航空燃气涡轮发动机是现代飞机上最常用的发动机之一、它的工
作原理是利用燃油燃烧产生的高温高压气体来驱动涡轮，并通过涡轮的转
动来带动飞机的前进运动。
下面我将详细介绍燃气涡轮发动机的工作原理、推力和燃油消耗率的计算方法。
首先，我们来了解燃气涡轮发动机的工作原理。
燃气涡轮发动机由三
个主要部分组成：进气系统、燃烧室和涡轮。
当飞机在地面开始起飞时，
空气从飞机前部进入进气系统，经过增压器增压后进入燃烧室。
在燃烧室中，燃油和压缩空气混合并燃烧，产生高温高压的气体。
这些气体经过涡轮，驱动涡轮的转动。
同时，涡轮的转动通过轴传递给飞机的前进推进器，使飞机向前推进。
接下来，我们来了解燃气涡轮发动机的推力计算。
燃气涡轮发动机的
推力与燃烧室内的燃气流速和喷射速度相关。
喷射速度实际上是燃气速度，它可以通过马赫数和声速计算得到。
具体计算公式如下：
推力=燃料流量×(喷射速度-进气速度)
其中，燃料流量表示燃油的消耗速率，单位为千克/秒；喷射速度和
进气速度分别表示喷射出口和进气口的速度，单位为米/秒。
最后，我们来了解燃气涡轮发动机的燃油消耗率计算。
燃油消耗率与
燃气涡轮发动机的推力和效率相关。
燃气涡轮发动机的效率可以通过喷气
比来计算，喷气比表示喷射出口的质量流量与进气流量之比。
根据热力学
理论，喷气比可以通过下面的公式计算得到：
喷气比=1/(1+空气-燃料比)
其中，空气-燃料比表示进入燃烧室的空气质量流量与燃料质量流量
之比。
燃油消耗率可以通过以下公式计算：
燃油消耗率=燃料流量/推力
通过这些公式，我们可以计算燃气涡轮发动机的推力和燃油消耗率。
这些参数可以在设计和优化飞机性能、计划航程和决策燃油储备等方面提
供指导意义。
综上所述，民用航空燃气涡轮发动机的工作原理涉及进气系统、燃烧
室和涡轮三个主要部分。
推力和燃油消耗率的计算可以通过公式计算得到。
掌握这些知识有助于我们更好地理解飞机发动机的工作原理和性能计算方法。