航空宇航推进原理-热力计算34页PPT
航空动力概述PPT课件
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发动机在飞机上的安装位置
➢ 两台涡轮喷气发动机和涡轮风扇发动机的安装位置 ✓ 第三种方法：两台发动机并列在后机身外部的两侧，即尾
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航空动力装置—分类1
• 火箭发动机
火箭工作时间短、控制困难等原因，不适于作飞 机的动力
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航空动力装置—分类1
• 组合发动机
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航空动力装置—分类1
• 冲压喷气发动机
协和号飞机的继任者---洛克希德-马丁公司设计的超音速绿色飞机
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航空动力装置—分类1
• 涡轮风扇发动机
F404涡扇发动机
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航空动力装置—分类1
第4章 航空动力
概述 1
航空动力系统
• 作用：为航空器提供动力，推动航空 器前进的装置，也称航空推进系统。
• 组成：航空发动机及所必需的系统和 附件，如燃油系统、滑油系统、点火 系统、启动系统和防火系统等。
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航空动力装置---分类1
➢按作用力原理： ✓直接反作用力动力装置 •
用力来推进飞行器，又叫喷气式发动机。 ✓间接反作用力动力装置 • 由发动机带动飞机的螺旋桨、直升机的旋
• 吸气（活塞）式发动机：活塞式、冲压喷 气式和燃气涡轮（组合）式发动机；
• 火箭喷射式发动机：化学火箭、核火箭和 电火箭发动机。
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航空动力装置—分类2
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航空动力装置—分类2
➢吸气（活塞式）发动机 • 组合发动机 • 冲压喷气发动机 • 活塞式发动机
国产大飞机发动机“长江”CJ-1000A
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下流动时，空气对螺旋桨产生反作用力来 推进飞行器。
航空航天推进系统 3
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二、理想火箭发动机
1.基本假设 2.理想火箭发动机的热力循环
三、喷管理论及基本关系式
1.一维定常熵流动的基本方程 2.热力学与气体动力学基本关系式
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3 喷管中的等熵流动理论
(1) 喷管形状对流动的影响
对工作时间ta的积分，以I
N·s ( kg·m／s )。
I=∫ta0Fdt
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五、 比冲
火箭发动机在稳态工作状态下，单位质量推进剂所产生的冲量定义为
发动机的比冲，以ISP
N·s／kg ( m／s ) ，即
ISP=I/mp=∫ta0Fdt/∫ta0mdt
比冲是火箭发动机的重要性能参数，它直接影响着火箭的运载能力或 火箭的射程，也影响着火箭发动机的结构尺寸或结构质量。当总冲一 定，比冲越高，则所需的推进剂的质量可减少，其相应的结构尺寸和 结构质量就小；如果推进剂质量确定，比冲越高，则可提高火箭的射 程或增大火箭的运载能力。
① 当Ma<1
d u d A的符号相反 ，
说明气流欲加速时(d u>0)
d A<0,即喷管流动截面积逐
渐减小才使流速逐渐增加；② 当Ma>1时，即超音速流动时，欲使d
u>0
dA>0，即必须逐渐增大
流动截面积；③ 当Ma=1
d A=0,由前面
的①和②结论，流动截面必为最小截面，此时称为临界截面，或叫喉
At——喷管喉部面积。
返回
四、 总冲
由冲量的物理意义可知，火箭发动机的推力与推力作用时间的乘积称 为发动机的推力冲量(或称总冲)
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宇宙航行 课件(共61张)
D. 西昌 ，向东发射
第5节 宇 宙 航 行
小结
1、第一宇宙速度（环绕速度）：v =7.9千米/秒
（地球卫星最大的绕行速度，地球卫星的最小发射速度）
Mm v2 mg G 2 m R R
v
GM R
或
v gR
2、第二宇宙速度（脱离速度）：v =11.2千米/秒
（卫星挣脱地球束缚变成小行星的最小发射速度）
卫星变轨原理
思考：人造卫星在低轨道上运行，要想让其在 高轨道上运行，应采取什么措施？ 在低轨道上加速，使其沿椭 圆轨道运行，当行至椭圆轨 道的远点处时再次加速，即 可使其沿高轨道运行。
万有引力相同
·
1、卫星在二轨道相切点
2、卫星在椭圆轨道运行
速度—内小外大（切点看轨迹） 近地点---速度大，动能大 远地点---速度小，动能小
不行，因为飞船加速后做离心运动会偏离原来的圆 轨道而无法与空间站对接。
对接方法：
• 飞船首先在比空间站低的 轨道运行，当运行到适当 位置时，再加速运行到一 个椭圆轨道。 • 通过控制轨道使飞船跟空 间站恰好同时运行到两轨 道的相切点，此时飞船适 当减速，便可实现对接， 如图示。
空间站
飞船
例：在太空中有两飞行器a、b，它们在绕地 球的同一圆形轨道上同向运行，a在前b在后， 它都配有能沿运动方向向前或向后喷气的发动 机，现要想b 尽快追上a 并完成对接，b应采 取的措施是（ B ） A、沿运动方向喷气 B、先沿运动方向喷气，后沿运动反方向喷气 C、沿运动反方向喷气 D、先沿运动反方向喷气，后沿运动方向喷气
练习：求近地卫星的周期
r T 2 GM 地
3
(6.37 10 ) 2 3.14 s 11 24 6.67 10 5.98 10
航空航天工程师的航空器发动机和推进系统设计原理
航空航天工程师的航空器发动机和推进系统设计原理航空航天工程师在设计航空器时，航空器发动机和推进系统的设计原理至关重要。
发动机和推进系统的有效性直接影响着航空器的性能和安全性。
本文将介绍航空航天工程师在设计航空器发动机和推进系统时所遵循的一些关键原理。
一、燃烧原理燃烧原理是航空器发动机和推进系统设计中的核心。
通过燃烧燃料产生高温高压气体，进而产生推力，推动航空器前进。
在设计过程中，航空航天工程师需要考虑燃料的选择、燃烧室结构、气体流动等因素。
合理的燃烧原理能够提高发动机的效率和推力输出。
二、供油系统设计原理供油系统是航空器发动机的关键组成部分之一。
供油系统的设计需要考虑燃料的储存、输送和喷射等方面。
航空航天工程师需要确保供油系统能够持续稳定地向发动机供应燃料，并在各种工况下保持良好的工作性能。
优秀的供油系统设计原理能够提高燃料利用率和安全性。
三、空气进气系统设计原理航空器发动机空气进气系统的设计对发动机性能和安全性都具有重要影响。
设计过程中，航空航天工程师需要考虑飞行高度、速度、空气密度等因素，确保发动机能够获得足够的气体流入进气道，并且在各种飞行工况下保持稳定的进气流动。
合理的空气进气系统设计原理能够提高发动机的吸气能力和动力性能。
四、涡轮机械系统设计原理涡轮机械系统是航空器发动机的核心组成部分之一。
设计涡轮机械系统时，航空航天工程师需要考虑叶轮的形状、材料和叶片角度等因素，以及涡轮和压气机之间的匹配关系。
良好的涡轮机械系统设计原理能够提高发动机的工作效率和可靠性。
五、制动系统设计原理制动系统是航空器推进系统的重要组成部分。
航空航天工程师在设计制动系统时需要考虑制动器的类型、工作原理，以及制动过程中产生的热量和冷却方式等因素。
科学合理的制动系统设计原理能够提高推进系统的安全性和耐用性。
综上所述，航空航天工程师在航空器发动机和推进系统的设计中需要考虑燃烧原理、供油系统设计原理、空气进气系统设计原理、涡轮机械系统设计原理和制动系统设计原理等关键原理。
南京航空航天大工程热力学课件第四章
§4－1 研究热力过程的目的 及一般方法
研究热力过程的目的
实施热力过程的目的：
实现预期的能量转换，如锅炉中工质定压吸 热，提高蒸汽的焓使之获得作功能力；
达到预期的状态变化，如压气机中消耗功量 使气体升压 热力分析的目的： 揭示过程中工质状态参数的变化规律以及能量转 化情况，进而找出影响转化的主要因素。
k 1
T2 p2 T1 p1
k 1 k
u cV (T2 T1 ) h c p (T2 T1 ) s 0
能量转换
qrev 0 qrev qrev
w u u1 u2 u w wt h h1 h2 h wt
等温线是确定du、dh正负的分界线
热量
ds 0 q 0 q Tds ds 0 q 0
等熵线是确定q正负的分界线
体积变化功
dv 0 w 0 w pdv dv 0 w 0
等压线是确定w正负的分界线
v const. v2 v1 , pv RgT
u cV (T2 T1 ) h c p (T2 T1 )
p2 T2 p1 T1
T2 v2 T2 p2 sv cV ln Rg ln cV ln cV ln T1 v1 T1 p1
能量转换
例题
试在p-v图及T-s图上表示n=1.2的多变膨胀 过程。
试在p-v图及T-s图上表示cn=2 kJ/kg· K 的空 气多变压缩过程。 试在p-v图及T-s图上表示将2/7加热量用于 增加空气热力学能的多变过程。
过程中各能量项正负方向分析
热力学能与焓
dT 0 du 0, dh 0 dh c p dT dT 0 du 0, dh 0 c p、cV 均恒大于0 du cV dT
航空航天工程师的工作中的航天器推进系统
航空航天工程师的工作中的航天器推进系统航空航天工程师是研究、设计和开发航空航天技术的专家。
他们负责创建和改进航天器，其中一个关键的方面是航天器的推进系统。
航天器推进系统在航天任务中发挥着至关重要的作用，为航天器提供必要的推力，使其能够进入太空并进行各种任务。
一、推进系统的基本原理航天器推进系统的基本原理是根据牛顿第三定律，即作用与反作用的原理。
推进系统通过排出高速喷流使航天器获得反作用的推力，从而产生加速度。
这种推力产生的关键是通过航天器燃料的燃烧，将化学能转化为动能。
推进系统通常由燃料和氧化剂、推进剂、发动机和喷管等组件组成。
二、推进系统的组成和功能1. 燃料和氧化剂航天器推进系统中的燃料和氧化剂一般为高能燃料，如液体氢、液体氧、固态燃料等。
燃料和氧化剂的有效组合可以产生高温和高压的燃烧产物，从而提供足够的推力。
2. 推进剂推进剂是推进系统中的另一个重要组成部分。
推进剂一般是燃烧产物中的未燃烧部分或未反应的废气。
它们与被喷出的高速喷流一起形成推力。
3. 发动机发动机是推进系统的核心组件，负责控制燃料和氧化剂的混合和燃烧过程。
航天器推进系统中常用的发动机类型包括化学火箭发动机、离子推进器、核动力发动机等。
不同类型的发动机具有不同的推力和效率特点，根据任务需求选择合适的发动机是航空航天工程师的重要任务之一。
4. 喷管喷管是航天器推进系统中的一个关键组件。
它可以将产生的高温高压喷流引导到合适的方向，并通过喷流的反作用力产生推力。
喷管的设计要考虑喷流速度、喷流圆锥角和喷管材料等因素，以提高推力效率和减少功耗。
三、航天器推进系统的主要挑战航天器推进系统的设计和开发是一项复杂而具有挑战性的任务。
以下是其中几个主要挑战：1. 高推力和高效率航天器推进系统需要提供足够的推力，以克服地球引力和大气阻力，使航天器能够进入太空。
同时，为了提高任务效率，航天器需要具备较高的推进系统效率，以减少燃料的消耗。
2. 燃料存储和供应由于航天器的运行时间较长，燃料的存储和供应成为重要的考虑因素。
南京航空航天大学_工程热力学课件_第二章
本章的基本要求
深入理解热力学第一定律的实质，熟练掌握热 力学第一定律及其表达式。能够正确、灵活地 应用热力学第一定律表达式来分析计算工程实 际中的有关问题。 掌握能量、储存能、热力学能、迁移能的概念 掌握体积变化功、推动功、轴功和技术功的概 念及计算式。 焓的定义
§2－1 热力学第一定律的实质
Q dECV (dE2 p2 dV2 ) (dE1 p1dV1 ) Wi
E me, V mv, eu 1 2 c gz ,
2 f
h u pv
Q dECV
2 2 cf 2 cf1 h2 gz 2 m2 h1 gz1 m1 Wi 2 2
19世纪30-40年代，迈尔· 焦耳（德国医生）发现 并确定了能量转换与守恒定律。恩格斯将这列为19世 纪三大发现之一（细胞学说、达尔文进化论）。
能量转换与守恒定律定律指出：一切物质都具有 能量。能量既不可能创造，也不能消灭，它只能在一 定的条件下从一种形式转变为另一种形式。而在转换 中，能量的总量恒定不变。 至今为止，没有一个人提出一个事实不符合这条 自然规律的，相反，在各个领域：天文、地理、生物、 化学、电磁光、宏观、微观各领域都遵循 这条规律。 热力学是研究能量及其特性的科学，它必然要遵循这 条规律。
思考题
开口系实施稳定流动过程，是否同时满足下列 三式：
Q dU W Q dH Wt Q dH
1 2 mdc mgdz Wi
2 f
§2－7 能量方程式的应用
一、开口系稳定流能量方程在几种 常见热力设备中的应用
动力机
wi h1 h2 wt
升空的推力原理
升空的推力原理
升空的推力原理是飞行学中非常重要的概念，是指在飞行器开始起飞时所需要的推力。
在这个过程中，推力需要和飞行器的重力作用进行平衡，以产生飞行的助推作用。
而推力的产生原理主要涉及到牛顿力学中的三大定律。
第一定律是惯性定律，即物体在没有外力作用下将保持匀速直线运动或者静止状态，这是推力能够使飞行器产生动能的前提。
第二定律是牛顿定律，即物体的加速度与受力成正比，与物体的质量成反比。
这意味着，如果想要产生较大的加速度，需要施加较大的力，同时，这个力也需要与物体质量成反比。
第三定律是作用反作用定律，即任何一种力都会产生一个对应的反作用力。
这意味着，如果想要产生一个向上的推力，就需要产生一个向下的反作用力。
在升空的过程中，主要承担推力作用的是发动机，在发动机中，燃烧的燃料会释放出高温高压的气体，这些气体进入喷嘴后喷出，形成一个向下的高速气流，而这个气流同样会推动发动机向上，产生一个反作用力，从而使得整个飞行器升空。
在产生推力的过程中，需要考虑推力大小和方向，这个是通过喷嘴的形状、喷口的角度和气流的速度来进行调整的。
同时，还需要考虑燃油的供给和燃烧的效率，这个是通过控制燃油喷射和点火时间来实现的。
在实际应用中，推力的实际大小和方向受到很多因素的影响，比如飞行器的质量、燃油的品质、高度、飞行速度、空气密度等等。
因此，需要综合考虑这些因素，并根据具体情况进行调整和优化。
总之，升空的推力原理是飞行学中非常重要的概念，它能够解释在航空航天领域中，飞行器如何通过发动机的推力产生动能，并最终实现升空的目的。
同时，推力的大小和方向需要综合考虑多个因素，并通过优化技术进行调整。