航空发动机燃烧学_(一) 燃烧化学热力学_
航空发动机的热力学性能分析
航空发动机的热力学性能分析航空发动机，作为现代航空领域的核心组件，其性能的优劣直接决定了飞行器的飞行能力和效率。
而在评估航空发动机性能的众多因素中，热力学性能无疑占据着至关重要的地位。
航空发动机的工作原理本质上是一个复杂的热力学过程。
燃料在燃烧室内燃烧，产生高温高压的燃气，这些燃气通过涡轮和喷管等部件，将热能转化为机械能和动能，从而为飞机提供动力。
在这个过程中，热力学的基本定律，如热力学第一定律（能量守恒定律）和热力学第二定律（熵增定律），始终发挥着关键的指导作用。
从热力学第一定律的角度来看，航空发动机中的能量转换必须遵循能量守恒的原则。
燃料燃烧所释放的化学能，一部分转化为有用的机械功，推动飞机前进；另一部分则以热能的形式散失，或者被用于克服各种摩擦和阻力。
为了提高发动机的效率，就需要尽量减少能量的损失，让更多的化学能转化为有用的功。
这就要求发动机的设计和制造具备极高的精度和优化程度，例如减小部件之间的摩擦、提高燃烧效率、优化气流通道等。
而热力学第二定律则告诉我们，在任何自发的过程中，系统的熵总是增加的。
这意味着在航空发动机中，能量的转换和传递总是伴随着一定的不可逆性，从而导致效率的损失。
为了降低这种不可逆性带来的影响，需要采取一系列措施，比如采用先进的冷却技术来降低热损失，优化燃烧过程以减少熵的产生等。
在分析航空发动机的热力学性能时，燃烧过程是一个关键的环节。
燃烧的效率和稳定性直接影响着发动机的性能和可靠性。
为了实现高效燃烧，需要精确控制燃料和空气的混合比例、燃烧温度和压力等参数。
同时，燃烧室内的气流组织和火焰传播特性也对燃烧过程有着重要的影响。
如果燃烧不充分，不仅会导致能量的浪费，还可能产生有害的污染物，对环境造成破坏。
另一个重要的方面是涡轮的工作性能。
涡轮需要在高温高压的燃气作用下高速旋转，并将燃气的能量有效地转化为机械能。
涡轮叶片的设计和材料选择至关重要。
一方面，叶片的形状和角度需要经过精心设计，以确保能够最大程度地利用燃气的能量；另一方面，由于涡轮工作在极端恶劣的环境下，需要选用耐高温、高强度的材料，以保证其可靠性和寿命。
航空发动机的燃烧与热力学分析
航空发动机的燃烧与热力学分析航空发动机是飞机的重要组成部分，而一台发动机的表现关键在于它所产生的推力。
要确保发动机相应的性能，在燃烧和热力学过程的控制上，需要有深入的理解和准确的分析。
在本篇文章中，我们将分析航空发动机的燃烧过程以及相应的热力学原理，以期深入了解发动机的运行机制。
发动机燃烧过程的问世，标志着飞行器技术进入了新时代。
航空发动机的燃烧过程有两个基本特征：一是燃烧室内有燃料和氧气的混合物，二是燃料和混合物在燃烧室内燃烧产生大量热量，推动发动机工作。
航空发动机的燃烧过程，一般可分为点火、燃烧和烟气排除三个阶段。
点火是指通过点火器，在燃烧室中将混合气点亮，引发燃烧。
燃烧是指由氧与燃料燃烧产生热量，使燃料与氧化剂反应放出化学能，并将热能转化为机械能。
烟气排出是指燃烧室内的烟气通过排气管排出，其中含有锅炉产生的废气及其它非燃烧产物。
航空发动机的燃烧过程具体可表述为：通过进气口将空气加压后导入燃烧室，与燃料混合后点燃。
燃料和氧气混合比例的不同，会影响到燃烧的速度、稳定性和完全程度。
同时，在燃烧过程中产生的热量会导致燃烧室内的气压增加，形成推进气流，从而推动涡轮叶片转动，进而带动整个发动机旋转。
热力学原理是指在燃烧过程中描述热能传递的科学原理。
航空发动机的热力学原理涉及到能量转换与传递、热传导和热量分配等方面。
能量转换和传递是指在燃烧过程中将化学能转化为机械能，并将热量从燃烧室中传递到发动机的底部，转化为推进气流。
热传导是指温度差驱动热量从高温区向低温区传导的过程，发动机的外表面和涡轮叶片上均存在热流，需考虑隔热和散热的问题。
热量分配是指在整个发动机内部的工作环境下，热量如何分配和传递。
发动机内部需要维持一定的温度，以确保机械部件和电子元件的正常工作。
在以上燃烧与热力学原理的基础上，我们可以通过实验、模拟和计算等方法，对发动机的燃烧过程和相应的热力学问题进行分析和优化。
例如，在研究气轮机时，需要通过数值计算、实验测试与发动机运行试验相结合，获取航空发动机燃烧效率、温度和压力等数据，以便进一步优化整个发动机系统的性能。
航空发动机的热力学性能分析
航空发动机的热力学性能分析航空发动机作为现代航空领域的核心组件，其性能优劣直接决定了飞机的飞行能力和效率。
而热力学性能则是评估航空发动机工作特性和效能的关键指标之一。
航空发动机的工作过程本质上是一个复杂的热力学循环。
从进气道吸入的空气经过压气机压缩，提高了压力和温度。
随后，在燃烧室中与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
这些燃气膨胀做功，推动涡轮旋转，一部分能量用于带动压气机，其余的则转化为飞机的推力。
在这个过程中，热力学第一定律和第二定律起着至关重要的作用。
热力学第一定律，也就是能量守恒定律，表明在航空发动机中，输入的能量（燃料燃烧释放的化学能）等于输出的能量（推力做功、热能排放等）。
而热力学第二定律则涉及到能量转化的方向和效率，它指出在任何自发的过程中，系统的熵总是增加的。
这意味着在航空发动机的工作中，不可避免地会存在能量的损耗和效率的限制。
为了更好地理解航空发动机的热力学性能，我们先来看看几个关键的热力学参数。
首先是压力比。
压气机出口压力与进口压力的比值直接影响着发动机的性能。
较高的压力比意味着在燃烧室内可以注入更多的燃料，从而产生更大的推力。
然而，提高压力比也会带来一系列挑战，如压气机的设计难度增加、机械负荷增大等。
其次是温度。
燃气温度是影响发动机性能的另一个重要因素。
高温燃气能够提供更多的膨胀功，但同时也对发动机的材料和冷却系统提出了极高的要求。
目前，先进的航空发动机采用了各种耐高温材料和冷却技术，以承受高达数千摄氏度的燃气温度。
然后是流量。
空气和燃料的流量直接决定了发动机的功率输出。
合理控制流量，实现最佳的油气混合比例，对于提高燃烧效率和发动机性能至关重要。
航空发动机的热力学循环主要有几种常见的类型，如布莱顿循环、奥托循环和柴油循环等。
不同类型的循环具有不同的特点和适用范围。
在航空领域，目前广泛应用的是布莱顿循环。
在布莱顿循环中，有几个关键的过程需要特别关注。
压缩过程中，压气机需要消耗大量的功来提高空气的压力。
航空航天工程师的航空器热力学和燃烧学能力
航空航天工程师的航空器热力学和燃烧学能力航空航天工程师是负责设计、制造和维护航空器的专业人士。
在设计和操作航空器的过程中，热力学和燃烧学是航空航天工程师必须掌握的重要领域。
本文将介绍航空器热力学和燃烧学的基本概念、应用以及工程师必备的能力。
一、航空器热力学概述航空器热力学是研究航空器在运行中热能转换和传递的学科。
在航空器中，热力学原理广泛应用于动力系统、空气动力学、材料科学和燃料储存等方面。
航空航天工程师需要具备以下能力：1.1 热力学基础知识首先，航空航天工程师需要掌握热力学基本概念，如能量守恒定律、热力学过程等。
这些基础知识对于理解和分析航空器热力学系统非常重要。
1.2 热力学模型建立其次，航空航天工程师需要能够建立热力学模型来描述航空器的热能转换过程。
例如，对于喷气发动机，工程师需要建立一个模型来分析燃料燃烧产生的热量和推进力的关系。
1.3 热传导分析在航空器中，热量的传导对于系统的热平衡至关重要。
航空航天工程师需要能够分析热传导现象，设计和选择适当的材料和结构来控制热传导，保证航空器的安全性和性能。
二、航空器燃烧学概述航空器燃烧学是研究燃料燃烧和燃烧产物特性的学科。
在航空器中，燃烧学应用广泛，涉及到燃料的选择、燃烧效率和燃烧产物的控制等方面。
航空航天工程师需要具备以下能力：2.1 燃烧基本概念首先，航空航天工程师需要了解燃烧的基本概念，如燃烧反应、燃烧温度和燃烧产物等。
这些知识对于理解燃烧过程和控制燃烧性能至关重要。
2.2 燃料选择与性能分析燃料是航空器燃烧的核心。
航空航天工程师需要能够选择适当的燃料，并分析其燃烧性能，包括燃烧热值、燃烧速率和燃烧产物等。
这些分析可为航空器设计和运行提供重要参考。
2.3 燃烧控制与优化航空航天工程师需要能够控制和优化航空器的燃烧过程，以提高燃烧效率和减少污染物排放。
例如，他们需要设计高效的燃烧室和喷嘴，优化燃烧条件来最大限度地利用燃料能量。
三、航空航天工程师的培养和综合应用能力除了上述的热力学和燃烧学基础知识，航空航天工程师还需要培养和综合应用各种相关能力。
航空发动机燃烧过程热力学模型的建立与分析
航空发动机燃烧过程热力学模型的建立与分析航空发动机是现代航空运输的核心装置，其燃烧过程是发动机工作的关键环节。
为了研究和优化发动机燃烧过程，科学家们建立了各种热力学模型，用于描述和分析燃烧过程的物理现象和能量转化。
燃烧过程的热力学模型主要包括燃烧室流场模型、燃烧过程模型和燃气特性模型等。
其中，燃烧室流场模型用于描述燃烧室内部的流场分布和燃料与空气的混合状况，燃烧过程模型用于描述燃料的燃烧过程和生成物的分布情况，燃气特性模型用于描述燃烧产生的燃气的物理性质和参数。
在建立航空发动机燃烧过程的热力学模型时，研究人员需要考虑以下几个关键因素：首先，燃烧过程的理想化模型是基于一系列假设和简化，以方便分析和计算。
在建立模型时，需要考虑燃料的化学组成和热分解反应机理，同时需要考虑燃烧产生的热量和压力变化等，以确定模型中所需的参数和变量。
其次，燃烧过程的热力学模型需要考虑燃烧室的几何形状和结构参数。
不同类型的发动机具有不同的燃烧室设计，而这些设计会直接影响燃烧过程的流动和传热。
因此，在建立模型时需要充分考虑燃烧室的几何形状和结构参数，以确保模型的准确性和可靠性。
第三，燃烧过程的热力学模型需要考虑燃料和空气的混合过程。
在航空发动机中，燃料和空气的混合过程是燃烧过程的关键环节之一。
因此，在建立模型时，需要考虑燃料和空气的混合方式和速度，以及燃料和空气的比例和相对分布等参数。
最后，燃烧过程的热力学模型需要考虑燃烧产生的燃气特性。
燃烧过程会生成大量的燃烧产物，这些产物的特性对于发动机的性能和排放有着重要影响。
因此，在建立模型时，需要考虑燃烧产物的化学组成和物理性质，以及它们对热力学过程的影响。
总之，航空发动机燃烧过程的热力学模型的建立与分析是航空发动机设计和优化的关键一步。
科学家们通过对燃烧过程的详细研究和分析，建立了各种热力学模型，用于描述和预测燃烧过程的相关参数和性能。
这些模型不仅为航空发动机的设计和改进提供了重要依据，同时也为航空工业的发展做出了积极贡献。
航空发动机的热力学循环分析
航空发动机的热力学循环分析航空发动机作为现代航空领域的核心部件，其性能和效率直接影响着飞机的飞行能力和经济性。
而热力学循环则是理解航空发动机工作原理和性能特点的关键。
航空发动机的工作本质上是一个将燃料的化学能转化为机械能的过程，这个过程遵循着特定的热力学循环规律。
常见的航空发动机热力学循环主要包括布雷顿循环和奥托循环等。
布雷顿循环是目前大多数燃气涡轮发动机所采用的循环方式。
在布雷顿循环中，气体经历了一系列的压缩、加热、膨胀和冷却过程。
首先，空气被压缩机压缩，这使得空气的压力和温度都升高。
随后，被压缩的高温高压空气进入燃烧室，与燃料混合并燃烧，从而进一步提高气体的温度和压力。
高温高压的气体接着进入涡轮膨胀做功，推动涡轮旋转，涡轮再带动压缩机和其他部件工作。
最后，气体从涡轮排出，经过尾喷管加速喷出，产生推力。
为了更深入地理解布雷顿循环，我们需要分析其中的几个关键参数。
压缩比是一个重要的指标，它是压缩机出口压力与进口压力的比值。
较高的压缩比通常会带来更高的热效率，但同时也会增加压缩机的工作负荷和发动机的重量。
另一个关键参数是涡轮前温度，即气体进入涡轮前的温度。
提高涡轮前温度可以显著提高发动机的性能，但这也对发动机材料的耐高温性能提出了极高的要求。
奥托循环则在一些小型航空发动机中有所应用。
奥托循环的过程相对简单，包括进气、压缩、燃烧和排气四个冲程。
在进气冲程，燃料和空气的混合物被吸入气缸；在压缩冲程，混合物被压缩，温度和压力升高；然后在燃烧冲程，混合物被点燃，产生高温高压气体推动活塞做功；最后在排气冲程，燃烧后的废气被排出气缸。
与布雷顿循环相比，奥托循环的结构相对简单，但热效率相对较低。
然而，在一些对功率要求不高、结构紧凑的应用场景中，奥托循环的发动机仍具有一定的优势。
航空发动机的热力学循环效率还受到许多其他因素的影响。
例如，燃烧过程的完全程度直接影响了能量的释放和利用效率。
如果燃烧不完全，不仅会浪费燃料，还可能产生有害的排放物。
航空发动机的燃烧过程与热力学分析
航空发动机的燃烧过程与热力学分析航空发动机是现代航空运输的核心机械装置，负责提供足够的推力使飞机正常运行。
而发动机的燃烧过程则是其能量转化的核心环节，它涉及到火焰的形成、能量的释放以及热力学循环等关键问题。
在本篇文章中，我们将以热力学的角度来探讨航空发动机的燃烧过程。
航空发动机的燃料燃烧主要分为两个阶段：预混合燃烧和均质燃烧。
预混合燃烧是指燃料与空气在喷嘴附近预先混合，形成可燃混合物，然后在火花塞的引燃下发生燃烧。
均质燃烧是指在发动机燃烧室内，燃料和空气充分混合，形成可燃混合物，然后通过点火器点燃。
燃料在燃烧过程中会发生氧化反应，释放出大量的热能。
而热能的释放会使燃烧室内的温度急剧上升，使燃料和空气更好地混合，形成火焰。
这种燃烧反应是一个复杂的非平衡过程，涉及到燃料的氧化、燃烧产物的生成以及燃烧室内的能量转化等多个方面。
热力学分析可以帮助我们理解燃烧过程中能量的流动和转化，进而优化航空发动机的性能。
在燃烧室内，燃料和空气的混合比例对燃烧过程有着重要的影响。
如果空气过多，燃料无法充分燃烧，会产生大量的不完全燃烧产物，影响到发动机的效率。
如果燃料过多，燃料会在燃烧室内燃烧不完全，增加了发动机的排放量。
因此，确定合适的混合比例对于优化燃烧过程至关重要。
燃烧室内的温度分布也会对燃烧过程产生重要影响。
温度过高会导致燃烧产物中的氮氧化物形成，对环境污染严重；温度过低则会影响燃料的燃烧效率。
因此，通过调整燃烧室的结构和燃烧参数，可以实现温度的控制以及燃烧产物的有效处理。
除了燃料和空气的混合比例和温度分布，燃烧室内的压力变化也是热力学分析的关键之一。
燃料燃烧产生的高温高压气体通过喷嘴排出，形成喷气推力。
而热力学循环则解释了燃烧室内气体由高压、高温到低压、低温的变化过程。
这一过程中，部分能量转化为做功，推动飞机的运行，而部分能量则通过排气系统散失。
因此，热力学分析可以帮助我们了解航空发动机的热能转化效率，从而提出改进建议。
航空发动机燃烧学_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年
航空发动机燃烧学_西北工业大学中国大学mooc课后章节答案期末考试题库2023年1.在燃烧室的【图片】曲线中，随【图片】参数的增大，燃烧效率增大。
参考答案:正确2.预混可燃混气一维燃烧波分析中，没有用到以下哪个守恒方程（）。
参考答案:组分守恒方程3.只要在发动机工作过程中不熄火，那么燃烧室就是稳定工作的。
参考答案:错误4.下列哪个实例采用的燃烧方式不是湍流扩散燃烧（）。
参考答案:辐射加热炉5.层流预混燃烧与湍流预混燃烧的主要区别有（）。
参考答案:湍流燃烧由湍流流动性质和化学动力学因素共同起作用；6.对于扩散燃烧，当化学反应时间与混合时间相当时，燃烧过程同时受反应动力学和扩散控制。
参考答案:正确7.根据谢苗诺夫热自燃理论，在生热量一定的情况下，装有可燃气体的容器面容比越大，可燃气体（）。
参考答案:越容易熄火8.下面关于熄火的说话哪些是正确的（）。
参考答案:混气性质对着火和熄火都有影响9.根据Chapman-Jouguet假说下面哪一个是不可能发生的：（）。
参考答案:弱爆震10.以下对缓燃波的描述错误的是（）。
参考答案:波后压力增加11.下列燃烧波中，能够很容易在日常生活过程中被观测到的是（）：参考答案:弱缓燃12.导热通量的方向与温度梯度方向（），绝对值（）比于该梯度值，比例系数称为（）系数。
参考答案:相反，正，导热13.下面关于湍流扩散火焰说法正确的有（）参考答案:当气流速度过大，燃料过稀或过浓，扩散火焰将被吹熄；14.气膜冷却的主要优点是可以在承受高压力和高温热应力下工作几千小时。
参考答案:正确15.对于燃烧室内的燃烧过程，扩压损失为有用损失。
参考答案:错误16.减小散热系数，不利于着火的发生。
参考答案:错误17.燃烧室燃油供应有两种方式，一种是将雾化好的燃油喷入回旋的空气流中，第二种是让燃油预先汽化，然后进入燃烧区。
参考答案:正确18.贫油预混预蒸发燃烧室(LPP)通过避免液滴燃烧，以及在主燃区进行贫油燃烧，使得NOx排放量急剧降低。
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由热力学第一定律得
Hreac nihi H prod nihi
reac
prod
1
等压燃烧绝热火焰温度
-6-
Hreac 1 74,831 2 0 7.52 0
-1-
燃烧学概念及定义
《航空发动机燃烧学》
西北工业大学 航空发动机燃烧学课程组
CONTENTS
-2-
1 化学恰当比 22 当油量气比比 3 当量比 4 余气系数 5 绝对焓和生成焓
0
引言
-3-
1
化学恰当比
-4-
考虑各种元素的质量守恒，一个化学反应可以写成如下形式：
iAi i'Ai
反应物
1 —— 化学恰当比混合物(stoichiometric ~)
2
1 —— 贫燃料混合物(lean mixture)
在燃烧室中，我们用其来表示实际燃油质量与实际空气按化学 恰当比燃烧所需理论燃油质量之比，其定义为
4
余气系数(过量空气系数)
-9-
余气系数α：燃烧室中实际空气质量与实际燃油按化学恰当比燃烧所需 理论空气质量之比，其定义为
H prod nihi Hreac ni hi
prod
reac
hi (T ) = 生成焓+显焓
T1， T2分别为反应初态
和反应终态的温度。
一般产物的组分指的是化学平衡时的组分，而它与产物本 身的温度有关。所以求解能量方程是一个反复迭代的过程。
1
等压燃烧绝热火焰温度
-5-
【例1】初始压力为1atm，初始温度为298K的甲烷和空气以化学计量比混合
后进行绝热等压燃烧，假设（1）“完全燃烧”，即产物中只有CO2，H2O
和 N2；（2）产物的焓用1200K（ 0.5Ti Tad , 其中Tad 假设为2100K）
的定比热估算。试确定该混合物的绝热等压燃烧火焰温度。
【解】混合物总体反应方程式：
CH4 2O2 3.76N2 CO2 2H2O 7.52N2
1
化学恰当比
-6-
空气-燃料化学恰当比（空 — 燃比）：化学恰当反应时消耗的空气—燃料质量 比。若以1kg燃料计，则为理论空气量L0。
L0
A ( F )st
(
mair m fuel
)st
4.76a 1
M r,a Mr, f
st－－stoichiometric
式中， Mr,a 、Mr, f 分别为空气和燃料的相对分子质量。
绝对 焓
生成焓与显焓 的总和
hs ,i
(Tref
)
hi
(T
)
h0 f ,i
(Tref
)
C p (T Tref ) C pT
5
绝对焓和生成焓
- 12 -
说明
1.参考状态一般选 Tref 298.15K ， pref p0 1 atm（标准状态）， 取参考状态的显焓为零；
2.在参考状态下，自然界存在的单质的生成焓等于零； 3.化合物的生成焓等于由单质化合生成该化合物时的热效应的负数。
则有： A1 Cx H y
1 1
1 0
A1A2 C xOH2 y
A3 N2
12 1a
32 3.7a6a
12 0 3230.76a
A3A4NC2O2
AA4 5CHO22O
式中 ：A5a Hx 2Oy 4
34 30.76a 5 0
34 3x.76a
5452y2yx
化学恰当反应：所有参加化学反应的反应物都按化学反应方程规定的比例完全燃烧的反应。
（1）若 （2）若
，表示燃烧后氧被用完，而油有富余，故称为富油。 ，表示燃烧后油被用完，而氧有富余，故称为富氧。
3
当量比（Equivalence ratio，dimensionless fuel/air）
-8-
当量比Φ ：定量地表示燃料和氧化剂的混合物的配比。
(F / A)
(F / A)st
1 —— 富燃料混合物(rich mixture)
A/F 1 ( A / F )st
m a m f L0
1 —— 富燃料混合物
1 —— 化学恰当比混合物
1 —— 贫燃料混合物
5
绝对焓和生成焓
- 10 -
绝对焓（标准焓）和生成焓 （1）反应的热效应 所有化学反应都伴随有能量的吸收或放。反应体系在等温条 件下进行某一化学反时，除膨胀功外，不做其他功，此时体 系吸收或者放出的热量。 （2）盖斯定律 化学反应的热效应只与化学反应 的起始状态和终结状态有关，与 中间变化过程无关，而热效应总 值不变；
- 13 -
Thank You
-1-
绝热火焰温度
《航空发动机燃烧学》
西北工业大学 航空发动机燃烧学课程组
CONTENTS
-2-
1 等压燃烧条件下 2 等容燃烧条件下
0
引言
-3-
对给定的反应混合物及初始温度，如果知道产物气体组分，那么就 可以利用热力学第一定律计算燃烧产物的温度。
绝热火焰温度（Tad）
5
绝对焓和生成焓
- 11 -
上标“0”代表“标准态” （可读作“标准”），下角
标f代表“生成”(formation)
上标“—” 表示摩尔比焓
h0 f ,i
(Tref
)
hs,i (Tref )
hi (T )
生成 焓
与化学键（或无 键）相关的焓，
可查表获得
显焓
只与温度相关的 焓，可查表或通 过比热计算获得
当燃料和空气的初始状态，即燃料/空气比及温度一定时，绝热 过程燃烧产物所能达到的温度，这个温度成为绝热燃烧（火焰） 温度（最理想状态，最高温度）。
下面将讨论两种极限情况——等容燃烧和等压燃烧
1
等压燃烧绝热火焰温度
-4-
对等压绝热燃烧，初态与终态的总焓相等,第一定律可以 表示为：
H prod (T2 ) Hreac (T1)
化学恰当（化学当量）的特点： •在化学反应过程中，反应物能够全部消耗完毕 •燃料和空气的量的配比在化学当量时，燃烧强度最高 •对于一般的燃油反应，理论空气量在15左右
2
油气比
-7-
油气比：燃烧室中燃油和空气组成的混气中油与气的质量之比。
fБайду номын сангаас
m f m a
用 表示化学恰当油气比，可由燃料的化学反应计量方程计算出，
生成物
式中： Ai ——组分 i Aii（反应物i或Ai生成物）的化学元素符号；
ii、ii
——分别是组分 i在反应物和生成物中的化学
计量系数。
1
化学恰当比
-5-
对于碳氢燃料 CxH y 和空气的化学反应，上式可以写成
Cx H y a(O2 3.76 N2 ) xCO2 ( y / 2)H 2O 3.76aN2