北航航空燃气涡轮发动机课件(全集)
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1航空燃气涡轮发动机概述共97页PPT资料
去带动压气机。
喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
飞机动力装置
第三部分：燃气涡轮发动机 刘熊
第一章 航空燃气涡轮发动机概述
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
燃气涡轮发动机的发展
喷气发动机的分类
发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机 械能的装置
喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机 高速喷出燃气的动能，从而获得反作用力， 推进飞行器飞行的发动机。
喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
0→2：绝热压缩 （进气道、压气机） 2→3：等压加热 （燃烧室） 3→5：绝热膨胀 （涡轮、喷管） 5→0：等压放热 （外界大气）
布莱顿循环
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之
略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽 略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之
喷管：使燃气继续膨胀, 加速, 提高燃气的速度。
一、涡轮喷气发动机的理想循环
布莱顿循环
布莱顿循环由绝热压缩过程 1-2、等压加热过程2-3、绝 热膨胀过程3-4和等压放热过 程4-1组成。由于这个循环在 等压加热，故也称为等压加 热循环。涡轮喷气发动机和 冲压喷气发动机的理想循环 就是布莱顿循环。
燃料使用效率高，噪声小，能获得较大加力比。
（3）涡轮螺旋浆发动机
涡轮螺旋桨发动机
由燃气涡轮发动机和螺旋桨组成,在它们之间还安 排了一个减速器
涡轮螺旋桨发动机的工作原理
螺旋桨产生拉力 气体流过发动机时产生反作用推力
在较低的飞行速度下,具有较高的推进效率, 所以 它在低亚音速飞行时的经济性较好
飞机动力装置
第三部分：燃气涡轮发动机 刘熊
第一章 航空燃气涡轮发动机概述
第一节 航空燃气涡轮发动机简介
燃气涡轮发动机的发展
喷气发动机的分类
发动机：将燃油燃烧释放出的热能转变为机 械能的装置
喷气发动机：把燃料的化学能转化为发动机 高速喷出燃气的动能，从而获得反作用力， 推进飞行器飞行的发动机。
喷入大气中的燃气与大气进行定压的放热过程。
0→2：绝热压缩 （进气道、压气机） 2→3：等压加热 （燃烧室） 3→5：绝热膨胀 （涡轮、喷管） 5→0：等压放热 （外界大气）
布莱顿循环
1kg工质所作的循环功（加热量与放热量之
略去压缩与膨胀过程中工质与各部件之间的热量交换, 忽 略实际过程中的摩擦, 假设在燃烧室中进行的燃油燃烧释 放出热能的化学反应过程为外部热源对工质加热的过程, 并且忽略由流动阻力和加热所引起的压力降低, 从而用定 压加热过程代替之
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
（非加力式发动机的最大推力状态）
2012/11/7 5
最大连续状态
可以连续工作的最高推力状态 推力=85-90% Fmax ， n nmax ，T*4 T*4max 连续工作时间不限 一般用于飞机长时间爬升和高速平态
俄国发动机及其衍生的发动机使用的一种主要工 作状态 在地面试车条件下额定状态 推力=80-85% Fmax ， n = 95% nmax左右 涡桨和涡轴发动机也规定有额定状态 连续工作时间在规定的寿命范围内不受限制 一般常在飞机爬升时使用
其他状态
反推状态 应急状态 风车状态
2012/11/7
2
最大状态
发动机产生最大推力的工作状态
复燃加力发动机的全加力状态 涡轮前燃气温度、转速、空气流量、各部件的气动负 荷和热负荷以及加力温度都达到最大值，等于或接近 于相应的最大允许值 连续工作时间受到限制，通常为10 分钟 （个别发动机 不限制其连续工作时间） 限制这种最大负荷状态的总工作时间，通常不大于发 动机总寿命的30％～35％ 最大状态用于起飞、作战、爬升以及达到最大马赫数 或升限的飞行
13
共同工作关系式
T4* K const * q(2 )........(1) T2
以单轴涡喷发动机为例说明 为什么要制定控制规律 由共同工作条件和压气机特 性，在给定飞行条件，且涡 轮和尾喷管均处于临界和超 临界状态时： 当A8＝ A8d可获得共同 工作线 还需要且只需要补充一 个条件，共同工作点被 唯一确定 补充的条件即被控制参 数，被控参数的变化规 律即控制规律
发动机控制系统的作用非常重要 通过多个控制装置（如主燃油控制器， 加力燃油控制器、可变几何部件的位置 控制器等）实现对发动机的控制 在不同的飞行条件、环境条件、油门角 度下，控制装置用于实现以下控制：
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
获得πTH =const 共同工作方程
2012/11/7
T4* KH 1 1 const * 1 T23 KH (1 )TH eTH
qmcor .23 KH
1
1 KHΒιβλιοθήκη KH CH11
高低压涡轮共同工作
流量连续条件
高压涡轮导向器喉道 截面流量与低压涡轮 导向器喉道截面流量 引入多变指数 nT
1 g 1 g
流量连续
KH
T4* const * qmcor .23 T23
核心机共同工作方程
联立消去温度比 当： πTH =const
(证明见下一页)
KH
T4* const * qmcor .23 T23
1
g 1
eTH THg
几何尺寸固定
2012/11/7 9
WTHm WKH
功平衡方程
1 * eKH 1 c T (1 )TH c pT23 ( ) eTH KH
* pg 4
T4* eKH 1 1 const * T23 KH (1 1 ) TH eTH eKH KH ，eTH TH
图3-3
2012/11/7 13
核心机共同工作线
共同工作线
几何不变的核心机，当低压 涡轮处于临界工作状态时： 无论飞行条件或发动机工作 转速如何变化 核心机的共同工作点总在共 同工作线上移动
共同工作线与每一条等相似 转速线（ n Hcor =const）有唯
2012/11/7
KH
* T4* qm 23 T23 T4* const * const * qmcor .23 * T23 P23 T23
模块10 发动机指示系统《燃气涡轮发动机》教学课件
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《燃气涡轮发动机》
指示与警告系统
目 录
contents
01. 警告系统 02. 指示组件
一、警告系统
警告系统用来提供可能出现故障或存在危险情况的指示，以便采取措施保 护发动机和飞机。虽然一台发动机的各种系统在设计上只要可能就设计成是故 障安全的，但有时仍然装设附加的安全装置。例如，如万一发生功率损失时螺 旋桨自动顺桨和万一涡轮轴损坏时自动关闭高压燃油停车开关。
新型发动机EPR计算在FADEC计算机进行，使用电子式压力传感器，它比电机械式 传感器更加可靠和精确。
二、 转速
所有的发动机都有转速指示，双转子、三转子发动机不仅有高压、低压，或许有中压 转子转速指示。
传感器
每个转子转速指示有3个主要部分： 数据传输
指示
转速测量可由发动机驱动的一个小型发电机经电路传给指示器。
一、警告系统
仪表的颜色标记可以使驾驶员知道仪表指示值是安全的还是危险的 一般绿色弧段表示正常范围；
黄色弧段表示警戒范围；
红色径向线表示不能超越的最大或最小允许值。例如某机型，EGT表上红线是EGT允 许的最大值；
琥珀色示出对于最大连续推力的EGT值，它仅允许在发动机起飞或复飞时短时间超 过琥珀色线。
二、指示组件
电子指示系统将发动机的指示、系统的监视以及向驾驶员告警的功能组合在仪表板上 安装的一个或几个阴极射线管上。有关的参数以刻度盘形式显示在屏幕上，而数字式 读数、警告、注意事项和建议信息则以文本方式显示。
参数显示一般有3种不同类型：
表盘指针型
移动的垂直条型
各型指示器有参数的限制值，有颜色标记。
➢ EICAS允许选择不同的页面，检查飞机及其系统的工作状态。 ➢ 这不仅可以减轻驾驶员的工作负担，从而改善飞行操作条件，也给地
航空发动机结构-涡轮结构设计幻灯片
材料
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 锁片，挡板
2.1 工作叶片
? 高寿命，高可靠性锁紧结构
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 涡轮叶片无 螺栓槽向锁 紧
2.1 工作叶片
?涡轮叶片的无螺栓锁紧
2.1 工作叶片
? 6.冷却叶片 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 带导流板 ? 复合冷却
2.1 工作叶片
2.1 工作叶片
?1.叶身特点:
? 叶片厚且横截面弯曲大； ? 截面沿高度变化大； ? 叶栅通道为收敛形； ? 叶片作功量大； ? 通道形式多为等内径或等中径。
2.1 工作叶片
?2. 叶片结构设计：
? 带冠－－增加叶片间刚度和阻尼 ? 带箍－－增加刚度和阻尼减振 ? 切角调频－－防止叶片振动 ? 叶尖喷涂耐磨涂层－可减小间隙 ? 机匣涂易磨涂层 －减小叶片磨损
? 6.冷却叶片
? 对流换热 ? 冲击冷却 ? 气膜冷却
高压涡轮叶片
高压涡轮叶片
2.1 工作叶片
? 7.叶片材料
? 涡轮部件对材料的要求：
?高温下高的持久强度， ?蠕变强度，疲劳强度， ?热稳定性，好的物理性质和工艺性。
? 材料工艺的选择演变
?A) 锻造 (60年代) B) 精铸 (70年代) ?C) 定向结晶(80年代)D) 单向结晶(80年代)
JT9D
第五节 冷却系统
? 5.1 冷却目的 ? 提高涡轮前温度
? 温度场均匀减小热应 力
? 减低零件的温度 ? 使燃气与零件分开
? 设计的基本原则： ? 冷却效果好 ? 冷却后温度场均匀 ? 减小漏气量 ? 气源
?损失小、可行
第五节 冷却系统
? 5.2 冷却方法
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 锁片，挡板
2.1 工作叶片
? 高寿命，高可靠性锁紧结构
2.1 工作叶片
? 5.锁紧方式
? 涡轮叶片无 螺栓槽向锁 紧
2.1 工作叶片
?涡轮叶片的无螺栓锁紧
2.1 工作叶片
? 6.冷却叶片 ? 对流冷却 ? 气膜冷却 ? 带导流板 ? 复合冷却
2.1 工作叶片
2.1 工作叶片
?1.叶身特点:
? 叶片厚且横截面弯曲大； ? 截面沿高度变化大； ? 叶栅通道为收敛形； ? 叶片作功量大； ? 通道形式多为等内径或等中径。
2.1 工作叶片
?2. 叶片结构设计：
? 带冠－－增加叶片间刚度和阻尼 ? 带箍－－增加刚度和阻尼减振 ? 切角调频－－防止叶片振动 ? 叶尖喷涂耐磨涂层－可减小间隙 ? 机匣涂易磨涂层 －减小叶片磨损
? 6.冷却叶片
? 对流换热 ? 冲击冷却 ? 气膜冷却
高压涡轮叶片
高压涡轮叶片
2.1 工作叶片
? 7.叶片材料
? 涡轮部件对材料的要求：
?高温下高的持久强度， ?蠕变强度，疲劳强度， ?热稳定性，好的物理性质和工艺性。
? 材料工艺的选择演变
?A) 锻造 (60年代) B) 精铸 (70年代) ?C) 定向结晶(80年代)D) 单向结晶(80年代)
JT9D
第五节 冷却系统
? 5.1 冷却目的 ? 提高涡轮前温度
? 温度场均匀减小热应 力
? 减低零件的温度 ? 使燃气与零件分开
? 设计的基本原则： ? 冷却效果好 ? 冷却后温度场均匀 ? 减小漏气量 ? 气源
?损失小、可行
第五节 冷却系统
? 5.2 冷却方法
北航航空燃气涡轮发动机燃烧特性课件
进气道特性
内流特性
总压恢复系数σin
外流特性
作用在进气道外表面 所受气动阻力沿飞行 方向分力的变化
2012/12/3
分类
亚音进气道 超音进气道
6
进气道在机身的位置
亚音飞机
吊装机翼下的短舱 飞机尾部
超音飞机
头部、机身两侧、翼 根、腹部等 后三种采用较多，起 遮蔽即隐身作用 遮蔽会使进气不同于 外界大气并可能引起 畸变风扇/压气机 喘振
2012/12/3 7
亚音进气道
1.结构形式 皮托管式 2.流动模型
飞行M数 发动机工作状态
流量系数大小决定于
K
* p0 A0 q (0 )
T
* 0
K
* p01 A01q (01 )
T
* 01
0 <<
为适应 的变化，减少分 离，具有钝圆形唇口
2012/12/3
A0 q(01 ) A01 q(0 )
第八章
推进系统性能
2012/12/3
1
第一节 推进系统及安装推力
推进系统组成
进气道、发动机和排气装置
安装推力Fa
整个推进系统所能提供的推力称为发动机 安装推力，或称为可用推力
非安装推力F
发动机未安装到飞机前产生的推力
2012/12/3 2
Fa 和F的区别
① 进气道总压恢复系数σin 计算非安装推力F时，σin按标准曲线或标准公式确定， 或令σin等于某个定值 计算安装推力 Fa时， σin用进气道和发动机匹配后的
实际值
②喷管损失系数
计算非安装推力F时，通常按喷管完全膨胀和给定的 排气速度损失系数计算 计算安装推力 Fa 时，按喷管实际的几何参数和喷管 压比计算喷管膨胀程度，并采用安装后的实际喷管 推力系数CFG来计算喷管损失
典型航空燃气涡轮发动机PPT课件
典型航空燃气涡轮发动机
Typical aero gas turbine engines
精品ppt
1
主要内容
• 燃气涡轮发动机的发明 • 航空燃气涡轮发动机的作用和要求 • 航空燃气涡轮发动机的基本类型 • 典型航空燃气涡轮发动机介绍
精品ppt
2
燃气涡轮喷气发动机的发明
弗兰克·惠特尔 (Frank Whittle) 英国航空工程师、 发明家、喷气 推进技术的先驱、空军准将。1907年6月1日生于英国考文垂的伊 尔斯顿。1923年加入皇家空军，入克伦威尔皇家空军学院学习并 接受飞行训练。1928年在一篇《关于燃气涡轮和喷气反作用飞机》的论 文中，首次提出了喷气热力学的基本公式。同年，惠特尔以优异成绩毕业， 成为皇家空军的战斗机驾驶员。1930年又取得第一个涡轮喷气发动机设计 的专利。1931—1932年任新型飞机试飞员。后到皇家空军工程学校和剑桥 大学进修。
6
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
1. 起飞推力和推重比 2. 巡航耗油率 3. 结构和安装 4. 可靠性、寿命和维护性 5. 污染物排放 6. 低噪声
英国在第二次世界大战后期和战后使用的各型喷气战斗机，大都是 根据惠特尔的设计而研制成的。50年代初，惠特尔又先后研制成世界上第 一种涡轮螺旋桨旅客机“子爵号”和第一架涡轮喷气客机“彗星号”。 1953年出版了《喷气机：开拓者的精故品事ppt》。1996年8月9日去世，享年3 89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1. 涡轮喷气发动机 Turbo-jet engine
Typical aero gas turbine engines
精品ppt
1
主要内容
• 燃气涡轮发动机的发明 • 航空燃气涡轮发动机的作用和要求 • 航空燃气涡轮发动机的基本类型 • 典型航空燃气涡轮发动机介绍
精品ppt
2
燃气涡轮喷气发动机的发明
弗兰克·惠特尔 (Frank Whittle) 英国航空工程师、 发明家、喷气 推进技术的先驱、空军准将。1907年6月1日生于英国考文垂的伊 尔斯顿。1923年加入皇家空军，入克伦威尔皇家空军学院学习并 接受飞行训练。1928年在一篇《关于燃气涡轮和喷气反作用飞机》的论 文中，首次提出了喷气热力学的基本公式。同年，惠特尔以优异成绩毕业， 成为皇家空军的战斗机驾驶员。1930年又取得第一个涡轮喷气发动机设计 的专利。1931—1932年任新型飞机试飞员。后到皇家空军工程学校和剑桥 大学进修。
6
航空燃气涡轮发动机的作用和要求
设计要求
军用发动机
民用发动机
1. 性能：推力、耗油率、起动等 2. 适用性：稳定性、加力、吸烟 3. 结构和安装 4. 可靠性 5. 维修性 6. 隐身性、矢量推力
1. 起飞推力和推重比 2. 巡航耗油率 3. 结构和安装 4. 可靠性、寿命和维护性 5. 污染物排放 6. 低噪声
英国在第二次世界大战后期和战后使用的各型喷气战斗机，大都是 根据惠特尔的设计而研制成的。50年代初，惠特尔又先后研制成世界上第 一种涡轮螺旋桨旅客机“子爵号”和第一架涡轮喷气客机“彗星号”。 1953年出版了《喷气机：开拓者的精故品事ppt》。1996年8月9日去世，享年3 89岁。
燃气涡轮喷气发动机的发明
1. 涡轮喷气发动机 Turbo-jet engine
发动机原理完整版：第一章2、3、4、5节
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
2021/7/13
整理课件
D=0.3m
21
一、性能指标
2、单位推力 单位：N ·s/kg
• V9 V0 0 p 1 （0.5~0.75）
• 有效功 推进功的转换必有“损失”
2021/7/13
整理课件
38
三、推进效率
• 损失 = 有效功推进功 = 1 (V V )2
29 0
• 绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 V0)排出 发动机所带走的能量，称为“余速损失”
•
若V0 =0，则全部可用能以动能 损失在空间，不产生推进功。
飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性
飞行速度为零时，只能用耗油率表示经济性
2021/7/13
整理课件
42
四、总效率
• 对于涡喷发动机存在矛盾 0 t h p
– 涡喷发动机将热力循环获得的 机械能全部转换为气体的动能 增量，进、排气速度差大，可 提高热效率和增加推力
– 但排气速度差大，推进效率低 ，总效率低经济性差，耗油率
整理课件
23
一、性能指标
3、推重比 FW = F / W
• 无量纲量 • 综合性指标： 反映气动热力循环的设计水平（如高单位推
力），反映结构设计水平。 • 统计：W增加1kg导致飞机重量增加2.5kg。
2021/7/13
整理课件
24
一、性能指标
3、推重比
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几何相似 运动相似
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
2012/10/31 8
引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
2012/10/31 9
压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
2012/10/31 21
压气机采用可调静子叶片特性的改善
2012/10/31
qm 2
将增压比和效率表示 成相似流量和相似转 速的关系→压气机通 用特性
2012/10/31
10
压气机特性图
实验特性
2012/10/31
通用特性
11
压气机通用特性图
相似流量为横坐标 qm 2 / 2 增压比为纵坐标 相似转速为参变量 n / 2 三种线
等相似转速线 等效率线 不稳定边界线
与进口气流总温、增压比成 正比 与效率成反比
* 3 * 2
K WKad / WK
WK CpT2*[( k ) qmS (kg / s / m )
5
单位迎面流量
质量流量与最大迎风面积A 之比 越高越有利于减小迎风面积 和提高推重比
2012/10/31
1
1]/ K
第二章 燃气涡轮发动机 部件特性
2012/10/31
1
2.1 风扇/压气机
一、风扇/压气机的功能及其主要性能指标 功能
加功增压，即对气体作压缩功以提高气体的压力
对风扇/压气机的主要要求是在满足所需增压 比的条件下:
效率高，尺寸小，重量轻 有足够的稳定工作范围 工作安全可靠
2012/10/31 2
已知压气机进口T*2、P*2和增压比π *K、效率η K以及空 气流量qm，计算压气机出口T*3、P*3、压缩功及功率
* * * p3 p2 K
1 * * * T3 T2 1 K 1 / K
WK CpT2*[ K PC qmWK
2012/10/31 16
2012/10/31
17
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、增加 相似流量引起 PB 负攻角、叶盆分离 扭速减小，增压比下降 效率下降 通道严重时堵塞
2012/10/31
扭速
V1a -i Wu
18
通用特性线的变化原因
当相似转速下降引起 PC
增压比下降 效率先增后降 压气机前面级正攻角 叶背分离 压气机后面级负攻角 叶盆分离
2
2. 性能指标
喘振裕度 影响因素
* K. qm.工作点 喘振边界点 SM * 1 (%) q m K. 工作点 .喘振边界点
本身的气动设计、几何 和结构 来流的畸变度 高空飞行时雷诺数降低 湿度
2012/10/31
6
二、压气机出口气流参数计算
稳定工作范围 高效率区
2012/10/31 12
如果设计点在P点
相似转速一定， 相似流量变化 P A P B 相似转速变化 P C P D
qm T P
* 2
* 2
kA2 q (2 )
攻角
i 1k 1
1k 几何进口角 1 进口气流角 落后角
当相似转速增加引起 PD
2012/10/31
前面级
后面级
19
主要防喘技术措施
调节风扇进口导流叶片角度 αF 和高 压压气机静子叶片角度αCH 压气机中间级放气 采用双轴，甚至三轴 采用机匣处理技术 在飞机上测量“喘振信号”，在测 出此信号时自动进入“消喘过程”， 发动机切油并对 A8 、 αF 、 αCH 作出 相应调整 对于使用中容易出现喘振的工作状 态，在控制规律中增加主动防喘的 功能，如发射导弹时自动进入“防 2012/10/31 喘过程”等
大涵道比涡扇发动机压缩系统
2012/10/31
3
1.热力过程及主要参数
热力过程
理想情况：绝热等熵压缩 实际情况：多变压缩
h 3ad
理想压缩功 等熵
3
多变
P*3
P*2 2
多变压缩功
2012/10/31
S
4
2. 性能指标
增压比 绝热效率
反映压缩过程的损失程度
p K p
单位质量压缩功
2012/10/31
1 *
1] / K
7
三、压气机(风扇)特性
压气机在设计状态下
具有符合设计要求的增压比和较高的效率
一台设计完成的压气机不可能总在设计状 态下工作，当工作条件偏离设计状态时， 压气机的增压比、效率将发生变化 特性
在非设计条件下工作时，压气机增压比、效 率随进口条件、转速和流量的变化关系
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
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引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
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压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
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压气机采用可调静子叶片特性的改善
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qm 2
将增压比和效率表示 成相似流量和相似转 速的关系→压气机通 用特性
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10
压气机特性图
实验特性
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通用特性
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压气机通用特性图
相似流量为横坐标 qm 2 / 2 增压比为纵坐标 相似转速为参变量 n / 2 三种线
等相似转速线 等效率线 不稳定边界线
与进口气流总温、增压比成 正比 与效率成反比
* 3 * 2
K WKad / WK
WK CpT2*[( k ) qmS (kg / s / m )
5
单位迎面流量
质量流量与最大迎风面积A 之比 越高越有利于减小迎风面积 和提高推重比
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1
1]/ K
第二章 燃气涡轮发动机 部件特性
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1
2.1 风扇/压气机
一、风扇/压气机的功能及其主要性能指标 功能
加功增压，即对气体作压缩功以提高气体的压力
对风扇/压气机的主要要求是在满足所需增压 比的条件下:
效率高，尺寸小，重量轻 有足够的稳定工作范围 工作安全可靠
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已知压气机进口T*2、P*2和增压比π *K、效率η K以及空 气流量qm，计算压气机出口T*3、P*3、压缩功及功率
* * * p3 p2 K
1 * * * T3 T2 1 K 1 / K
WK CpT2*[ K PC qmWK
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通用特性线的变化原因
当相似转速一定、增加 相似流量引起 PB 负攻角、叶盆分离 扭速减小，增压比下降 效率下降 通道严重时堵塞
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扭速
V1a -i Wu
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通用特性线的变化原因
当相似转速下降引起 PC
增压比下降 效率先增后降 压气机前面级正攻角 叶背分离 压气机后面级负攻角 叶盆分离
2
2. 性能指标
喘振裕度 影响因素
* K. qm.工作点 喘振边界点 SM * 1 (%) q m K. 工作点 .喘振边界点
本身的气动设计、几何 和结构 来流的畸变度 高空飞行时雷诺数降低 湿度
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二、压气机出口气流参数计算
稳定工作范围 高效率区
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如果设计点在P点
相似转速一定， 相似流量变化 P A P B 相似转速变化 P C P D
qm T P
* 2
* 2
kA2 q (2 )
攻角
i 1k 1
1k 几何进口角 1 进口气流角 落后角
当相似转速增加引起 PD
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前面级
后面级
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主要防喘技术措施
调节风扇进口导流叶片角度 αF 和高 压压气机静子叶片角度αCH 压气机中间级放气 采用双轴，甚至三轴 采用机匣处理技术 在飞机上测量“喘振信号”，在测 出此信号时自动进入“消喘过程”， 发动机切油并对 A8 、 αF 、 αCH 作出 相应调整 对于使用中容易出现喘振的工作状 态，在控制规律中增加主动防喘的 功能，如发射导弹时自动进入“防 2012/10/31 喘过程”等
大涵道比涡扇发动机压缩系统
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3
1.热力过程及主要参数
热力过程
理想情况：绝热等熵压缩 实际情况：多变压缩
h 3ad
理想压缩功 等熵
3
多变
P*3
P*2 2
多变压缩功
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S
4
2. 性能指标
增压比 绝热效率
反映压缩过程的损失程度
p K p
单位质量压缩功
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1 *
1] / K
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三、压气机(风扇)特性
压气机在设计状态下
具有符合设计要求的增压比和较高的效率
一台设计完成的压气机不可能总在设计状 态下工作，当工作条件偏离设计状态时， 压气机的增压比、效率将发生变化 特性
在非设计条件下工作时，压气机增压比、效 率随进口条件、转速和流量的变化关系