02 第二章 涡轮喷气发动机的性能.
涡喷2
18．内外涵发动机的一个重要设计特点是涵道比，即通过外涵道的冷空气流量与通过高压系统的空气流量之比。涵道比低，比如在1：1的量级时，这二股气流通常在从发动机排出之前混合在一起。风扇发动机可视为内外涵原理的扩展。高达5：1的高涵道比的要求大多是用双轴或三轴结构中的前风扇求满足(风扇就装于轴上，实际上成为低压压气机)。两股气流可以混合。也可以不混合。很高的涵道比(在15：1的量级)是用螺桨风扇来实现。它是涡轮螺桨理论的演变，但具有能在高飞行速度下高效率工作的先进技术螺旋桨。
8.在发动机工作循环中有三个主要状态会发生上述变化。在压缩过程中，通过做功来增加空气的压力和减小其体积，温度相应上升。燃烧期间，当燃油加入空气并燃烧以提高其温度时，体积相应增大，而压力保持几乎不变。膨胀时，当涡轮部件从燃气流中将功抽出来时，温度和压力减小，而体积相应增大。
9．从图2-5中的气流图可以看出空气的温度和压力在一台发动机中的变化。由于气流是连续的，速度变化时就出现体积的变化。
4．图2-2用最简单的形式表示了燃气涡轮发动机运行的工作循环。也即在压力-体积图上画出来的循环。点A表示大气压下的空气，它沿AB线得到压缩。从B到C靠引入燃油并在等压下燃烧向空气加热，因而空气的体积增加很多。燃烧室(第4章)中的压力损失用B和C间的压降表示。从C到D表示燃烧产生的燃气通过涡轮和喷管膨胀并且排入大气。在循环的这 一部分，膨胀燃气中的部分能量靠涡轮转变成机械功率；其余的能量，在它排入大气时提供推进喷气流。
13．这些不同的变化受空气流过发动机时的涵道尺寸和形状的影响。在要求速度(动)能转换成压力的地方，通道呈扩张形。反之，在要求将燃气中储存的能量转换成速度能的场合，便采用收敛通道或喷管工作循环和气流(图2-3)。这些形状适用于气流速度是亚音速或音速(即当地声速)的燃气涡轮发动机。在遇到超音速的场合，如火箭的推进喷管，冲压式空气喷气发动机和某些喷气发动机(第6章)。便采用收敛-扩散喷管即文氏管(图2-4)，以便将燃气中的能量最大限度地转换成动能。
第二章习题第二部分
第二章习题第二部分2-1 一速度场在扩压器中为L x e U V /20-=，且其密度场L x e /0-=ρρ，求其在L x =处密度的变化率。
2-2 如附图1所示，体积为V 的罐内盛有初始密度为i ρ的液体，第二种密度为()i s ρρ<的液体以不变的质量流量m流入罐内并与罐内液体完全混合。
罐侧面有溢流孔，以保持罐内液面不变，试推导：①罐内液体密度为时间的函数关系式；②使罐内液体密度达()i f ρρ<所需时间。
2-3 一火箭初始质量为0M ，喷管出口排气速度e V 、质量流量m 保持不变，设火箭垂直上升，导出火箭运动速度()t V 之微分方程。
不考虑空气阻力。
2-4 如上题，火箭由静止竖直向上运动。
出口排气速度s m V e /1500=，质量流量s kg m/0.1= ，若开始时质量为kg 100，则10秒后火箭的速度为多少？此时火箭升高多少？2-5 流体经多孔性导管流动，如附图2所示。
假设壁面摩擦力可以忽略不计，且W V 比1V 、2V 小得多。
试就不可压缩流动，计算下游压力2p ，并表示成W V 及流体密度的函数。
第二章习题附图1 第二章习题附图2第二章习题附图42-7 空气通过压气机，进口C t 201=，s m V /101=；出口C t 1002=，s m V /802=，质量流量为s kg m /561.0= 。
设为定常流动，忽略热量交换，计算作用于流体上的机械功率。
()K kg J c p ⋅=/1005。
2-8 最早计算声速的科学家是牛顿，他假设声波的传播过程是等温过程，推导出的声速公式为ρ/p c =，因而在标准状况下，s m c /287≈。
试推导牛顿声速公式。
2-9 一架飞机以s m V /75=的速度在高度为m H 10000=的高空飞行。
计算飞机相对于空气的马赫数。
2-10 空气流的速度为s m /250，静温为K 300，静压为Pa 5100133.1⨯。
涡轮喷气发动机
涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机(涡轮喷气发动机)涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机。
特点是完全依赖燃气流产生推力。
通常用作高速飞机的动力。
油耗比涡轮风扇发动机高。
涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力参加了1945年末的战斗。
相比起离心式涡喷发动机，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。
目录概述工作原理发展历史结构收缩展开概述综述涡轮喷气发动机应用喷气推进避免了火箭和冲压喷气发动机固有的弱点。
因为采用了涡轮驱动的压气机，所以在低速时发动机也有足够的压力来产生强大的推力。
涡轮喷气发动机按照“工作循环”工作。
它从大气中吸进空气，经压缩和加热这一过程之后，得到能量和动量的空气以高达2000英尺/秒（610米/秒）或者大约1400英里/小时（2253公里/小时）的速度从推进喷管中排出。
在高速喷气流喷出发动机时，同时带动压气机和涡轮继续旋转，维持“工作循环”。
涡轮发动机的机械布局比较简单，因为它只包含两个主要旋转部分，即压气机和涡轮，还有一个或者若干个燃烧室。
然而，并非这种发动机的所有方面都具有这种简单性，因为热力和气动力问题是比较复杂的。
这些问题是由燃烧室和涡轮的高工作温度、通过压气机和涡轮叶片而不断变化着的气流、以及排出燃气并形成推进喷气流的排气系统的设计工作造成的。
发动机的推进效率在很大程度上取决于它的飞行速度。
当飞机速度低于大约450英里/小时（724公里/小时）时，纯喷气发动机的效率低于螺旋桨型发动机的效率，由于螺旋桨的高叶尖速度造成的气流扰动，在350英里/小时（563公里/小时）以上时螺旋桨效率迅速降低。
因而，纯涡轮喷气发动机最适合较高的飞行速度。
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
涡轮喷气式发动机
涡轮喷气发动机李飞龙运航1101 201173619涡轮喷气发动机，它包括有外壳、轴承、转轴、进气外定子、进气定子、轴套、尾排气定子、整流罩、尾轴螺母、排气定子、排气叶轮、控制装置，它还包括有前轴螺母、大轴套、燃烧室，所述转轴的前轴伸端和后轴伸端设有外螺纹，在转轴的前轴伸端的外螺纹上旋有前轴螺母，并且在转轴上向后依次设置有进气叶轮、轴套、一对支撑轴承、轴套、排气叶轮，在后轴伸端的外螺纹上旋有尾轴螺母，所述进气叶轮和排气叶轮与转轴相固定连接。
涡轮喷气发动机包含四节：压缩器，燃烧室，涡轮节，和排气节。
压缩器部分空气以高速度通过进气道到达燃烧室。
燃烧室包含燃油入口和用于燃烧的点火器。
膨胀的空气驱动涡轮，涡轮通过轴连接到压缩器，支持发动机的运行。
从发动机排出加速的排气提供推力。
这是基本应用了压缩空气，点燃油气混合物，产生动力以自维持发动机运行，和用于推进的排气。
进气道在飞行中，发动机前方的空气经进气道流过压缩器。
其气道前方未受扰动气流的速度，与飞行速度大小相等，方向相反。
空气流出进气道的速度(c1)就是压缩器的进口气流速度。
在飞行速度大于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道，流速减小，压力和温度升高，空气受到了压缩。
在飞行速度小于压缩器进口气流速度的情况下，空气流过进气道时，流速增大，压力和温度降低，这时没有动力压缩。
目前，飞机平飞时的速度，一般都大于压缩器进口气流速度。
因此，在飞行中空气流过进气道时，一般都受到动力压缩。
空气流经进气道时的流动损失，包括摩擦损失、分离损失和激波损失等三种1.摩擦损失进气道内的摩擦损失是由于空气具有粘性，在管壁表面形成了附面层而产生的。
摩擦损失的大小，除了取决于气流速度以外，还直接与进气道管壁的光滑程度有关。
因此，机务人员应当重视进气道的维护工作，注意防止划伤进气道的表面，并且保持进气道的清洁，以免增大摩擦损失，使发动机推力减小。
2.分离损失分离损失主要是由于气流在进气道进口的流动方向与进气道前缘内壁的方向不一致而产生的。
飞行力学知识点
《飞行动力学》掌握知识点第一章掌握知识点如下：1）现代飞机提高最大升力系数采取的措施包括边条翼气动布局或近耦鸭式布局。
2）飞行器阻力可分为摩擦阻力、压差阻力、诱导阻力、干扰阻力和激波阻力等。
3）试描述涡喷发动机的三种特性：转速（油门）特性，速度特性，高度特性并绘出变化曲线。
（P7）答：涡轮喷气发动机的性能指标推力T和耗油率f C等均随飞行状态、发动机工作状态而改变。
下面要简单介绍这些变化规律，即发动机的特性曲线，以供研究飞行性能时使用。
1）转速（油门特性）在给定调节规律下，高度和转速一定时，发动机推力和耗油率随转速的变化关系，称为转速特性。
图1.10为某涡轮喷气发动机T和f C随转速n的变化曲线。
由于一定转速对应一定油门位置，故转速特性又称油门特性或节流特性。
2）速度特性在给定调节规律下，高度和转速一定时，发动机推力和耗油率随飞行速度或Ma的变化关系，称为速度特性。
图1.11为某涡轮喷气发动机T和f C随Ma变化曲线。
3）高度特性在发动机转速和飞行速度一定时，发动机推力和耗油率随飞行高度的变化关系，称为高度特性。
图1.12为某涡轮喷气发动机的T和f C随H的变化曲线。
第二章掌握知识点如下：1）飞机飞行性能包括平飞性能、上升性能、续航性能和起落性能。
2）飞机定直平飞的最小速度受到哪些因素的限制？（P40）答：最小平飞速度m in V 是指飞机在某一高度上能作定直平飞的最小速度。
1）受最大升力系数m ax L C 限制的理想最小平飞速度S C W V L ρmax min 2=；2）受允许升力系数a L C .限制的最小允许使用平飞速度S C W V a L a ρ.2=；3）受抖动升力系数sh L C .限制的抖动最小平飞速度SC W V sh L sh ρ.2=； 4）受最大平尾偏角m ax .δL C 限制的最小平飞速度SC W V L ρδδmax max .min 2)(=；5）发动机可用推力a T 。
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；
02第二章涡轮喷气发动机的性能
2.2 燃气涡轮发动机的性能
1 燃气涡轮发动机的性能指标（ performance criteria ）
(1)推力（Thrust） (2)耗油率（Specific Fuel Consumption, SFC）
发动机的耗油率是发动机的第一性能指标，它反映了发动机的 经济性。降低发动机的耗油率始终是发动机设计、研制中的一项重 要目标。
第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数 1 空气流量（ Air mass flow rate ） 2 压气机的增压比（ Compressor pressure ratio / Compression ratio ） 3 涡轮前的最高燃气温度（ TIT-Turbine Inlet Temperature / EGT-Exhaust Gas Temperature ） 4 喷气速度（发动机压力比 EPR） 2.2 燃气涡轮发动机的性能 1 燃气涡轮发动机的性能指标（ performance criteria ） 2 涡轮喷气发动机的转速特性（节流特性） 3 涡轮喷气发动机的速度特性 4 涡轮喷气发动机的高度特性
2 压气机的增压比（ Compressor pressure ratio / Compression ratio）
发动机的增压比和它的功率输出能力与效率有很大的关系，增 压比越高，单位空气量的输出功率越大，同时，效率也越高。
提高增压比的过程中主要解决单级增压比和多级匹配问题、压 气机的稳定性和高温材料与冷却问题。
Q
燃油消耗率与单位空气流量推力的关系为 sfc ?
H uT
随着增压比的提高，压气机出口空气温度也越高，可加入的燃油量 便越少。
? ? Q ? C p T4* ? T3*
航空航天概论思考题
第一章 思考题1.什么是航空？什么是航天？航空与航天有何联系？2.飞行器是如何分类的？3.航空器是怎样分类的？各类航空器又如何细分？4.航天器是怎样分类的？各类航天器又如何细分？5.火箭和导弹有哪些相同和不同之处？6.要使飞机能够成功飞行，必须解决什么问题？7.战斗机是如何分代的？各代战斗机的典型技术特征是什么？8.直升机主要以什么技术标准进行分代？9.载人航天的工具或方式有哪几种？它们之间有什么区别？10.巡航导弹和弹道导弹有什么不同？11.航空航天在国防和国民经济中占有什么样的地位？发挥什么样的作用？12.新中国成立以来，我国的航空工业取得了哪些重大成就？13.什么是“两弹一星”？14.我国的运载火箭共有几个系列？多少个型号？各自有什么用途？15.熟悉航空器、航天器、火箭和导弹发展史上的第一次和重大历史事件发生的时间和地点。
16.通过阅读教材中的航天航天技术现状和未来的发展趋势，谈谈你对未来我国航空航天技术发展途径的看法。
第二章 思考题1.大气分几层？各层有什么特点？2.什么是国际标准大气？3.大气的状态参数有哪些？4.什么是大气的粘性？5.何谓声速和马赫数？6.什么是飞机相对运动原理？7.什么是流体的连续性定理和伯努利方程？它们所代表的物理意义是什么？8.低俗气流和超声速气流的流动特点有何不同？9.拉瓦尔喷管中的气流流动特点是什么？10.平板上的空气动力是怎样产生的？11.什么是翼型？什么是迎角？12.升力是怎样产生的？它和迎角有何关系？13.影响升力的因素有哪些？14.简述飞机增升装置的种类和增升原理。
15.飞机在飞行过程中会产生哪些阻力？试说明低速飞机各种阻力的影响因素及减阻措施。
16.为了保证风洞试验结果尽可能与飞行实际情况相符，必须保证飞机和模型之间的哪几个相似？17.什么是雷诺数？18.风洞试验有何作用？19.什么是激波？超声速气流流过正激波时，流动参数有哪些变化？20.什么是正激波和斜激波？二者在流动上有何区别？21.什么是临界马赫数？22.什么是局部激波？23.飞机的动态布局式有哪些？24.机翼的几何参数有哪些？25.试简述超声速飞机的外形特点？如何减小超声速飞机的激波阻力？26.试简述后掠机翼、三角形机翼、小展弦比机翼、变后掠机翼、边条机翼、“鸭”式布局和无尾式布局等飞机各有什么特点？27.低速飞机和超声速飞机在外型上有何区别？28.什么是超声速飞机的声爆和热障？如何消除热障？29.飞机的飞行性能包括哪些指标？30.什么是最小平飞速度？什么是最大平飞速度？什么是巡航速度？31.什么是静升限？32.衡量飞机起飞着陆性能的指标有哪些？如何提高飞机的起飞着陆性能？33.什么是飞机的机动性？什么是飞机的过载？34.什么是飞机的稳定性？飞机包括哪几个方向上的稳定性？35.影响飞机纵向稳定性的因素有哪些？影响飞机横向稳定性的因素有哪些？影响飞机方向稳定性的因素有哪些？36.什么是飞机的操纵性？驾驶员是如何操纵飞机的俯仰、偏航和滚转运动的？37.直升机有何特点？38.试说明直升机旋翼的工作原理。
02 第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
发动机的增压比和它的功率输出能力与效率有很大的关系，增 压比越高，单位空气量的输出功率越大，同时，效率也越高。 提高增压比的过程中主要解决单级增压比和多级匹配问题、压 气机的稳定性和高温材料与冷却问题。
2 压气机的增压比（Compressor pressure ratio / Compression ratio）
k 2 ( k 1)
最大单位空气流量推力的最佳增压比为
燃油消耗率与单位空气流量推力的关系为
opt m c e
sfc Q H uT
随着增压比的提高，压气机出口空气温度也越高，可加入的燃油量 便越少。
* Q C p T4 T3*
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
3、涡轮前的最高燃气温度（TIT-Turbine Inlet Temperature / EGTExhaust Gas Temperature）
涡轮前的最高燃气温度是发动机热力循环的重要参数，温度越高，加热量越大，循 环有效功也越大。温度的限制主要来自材料的承受能力。不仅是燃烧室结构材料，更重要 的是涡轮叶片的承受能力。60年来，提高涡轮前燃气温度花费了大量的人力、物力，获得 了巨大的进展。涡轮前燃气温度由1000K提高到目前的1850K。 关键是两方面：提高材料的耐热性能和有效的冷却措施，这两者的贡献基本上是对半 分，有效的冷却可以使零件实际受到的温度比燃气温度低350-400K。目前，在这两方面仍 然在继续研究发展。
FN, sfc sfc FN
n%
2.2 燃气涡轮发动机的性能
3 涡轮喷气发动机的速度特性
发动机的推力与飞行速度有密切关系，由推力公式可见，当迎 面气流速度增大时， 在相同的排气速度下，推力成比例下降；另 一方面，进气速度提高将引起空气流量的增加。这两个相互矛盾的 影响，使推力出现先下降而后提高，在一定的速度下，达到最大值， 而后，迅速下降，直到完全没有推力。 随着飞行速度提高，单位推力下降，故耗油率不断上升。
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主要的民用涡轮发动机的性能数据
型号 CFM56-5B4/P CFM56-7B24 CF6-80A CF6-80E1A2 CF6-80C2B6F GE90-76B GE90-115B GP7270 GP7277 V2500-A1 RB211-524G RB211-535E4B Trent 970 JT9D-7R4H1 P2037 P4084 推力（千牛） 120 108 213 292 270 341 510 310 344 110 257 191 311 249 170 373 耗油率 0.34 0.37 0.344 0.332 0.323 ----0.35 0.58（巡航） 0.61（巡航） 0.51（巡航） 0.364 0.335 0.33 总增压比 29.3 26 27.3 32.4 31.4 40 40 44 44 29.7 32.9 25.8 38.5 26.7 27.6 34.2 涵道流量比 6.0 6.0 4.66 -5.05 9 9 8.7 -5.42 4.4 4.3 -5.2 5.8 -用途 A320 B737-700/800 B767-200 A330 B767-300ER B777-200 B777-200LR A380-800 A380-800F A320-200 B747-400 B757 A380-800 A300-600 B757 B777
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
发动机的增压比和它的功率输出能力与效率有很大的关系，增 压比越高，单位空气量的输出功率越大，同时，效率也越高。 提高增压比的过程中主要解决单级增压比和多级匹配问题、压 气机的稳定性和高温材料与冷却问题。
2 压气机的增压比（Compressor pressure ratio / Compression ratio）
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
发动机的单位空气流量推力可用循环有效功L来表示
1 * L R g T4 1 k g 1 kg 1 k g kg ka Ra To e ka 1
k a 1 ka
1 1 c
第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数 1 空气流量（Air mass flow rate） 2 压气机的增压比（Compressor pressure ratio / Compression ratio） 3 涡轮前的最高燃气温度（TIT-Turbine Inlet Temperature / EGT-Exhaust Gas Temperature） 4 喷气速度（发动机压力比EPR） 2.2 燃气涡轮发动机的性能 1 燃气涡轮发动机的性能指标（performance criteria） 2 涡轮喷气发动机的转速特性（节流特性） 3 涡轮喷气发动机的速度特性 4 涡轮喷气发动机的高度特性
2.2 燃气涡轮发动机的性能
1 燃气涡轮发动机的性能指标（performance criteria）
(1)推力（Thrust） (2)耗油率（Specific Fuel Consumption, SFC） 发动机的耗油率是发动机的第一性能指标，它反映了发动机的 经济性。降低发动机的耗油率始终是发动机设计、研制中的一项重 要目标。 早期的涡轮喷气发动机的耗油率超过120g/N/h，而现代战斗机 用发动机的耗油率约为70g/N/h;民用涡扇发动机的耗油率只有 35g/N/h左右，新一代发动机的耗油率要再降低大约20%左右。 耗油率与涵道比的关系最密切，涵道比越高，耗油率越低。这 也就是为什么许多民用发动机尽力在提高涵道比的根本原因。GEnx 的涵道比超过10。压气机增压比也有密切关系，新一代发动机的总 增压比达到50。对于军用发动机，经济性不占首位，而应服从于推 力、机动性等战术技术性能指标的需求。
kg
* g 4
k 2 ( k 1)
2 opt m e c
k k 1
1 ka R T m kk1 kkaa1 1 1 0 L R T 1 k 1 e c k g e ka 1 a o kg 1 c k 1 k mec g
T Fn / M
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1
π
opt
π
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π
2 opt
2.2 燃气涡轮发动机的性能
1 燃气涡轮发动机的性能指标（performance criteria）
（1）推力（Thrust）
发动机的推力是发动机的第一性能指标。 推力是一种需要，根据需要确定所需要的发动机尺寸，以适应 某个飞机的具体需要。正因为如此，推力在一定意义上，也成为表 征发动机性能的重要指标。 代表发动机性能水平的是指单位推力。通常指每公斤空气流量 所能发出的推力值。大多数军用发动机要求有较高的单位推力，约 600牛/公斤/秒，带加力燃烧室的发动机超过1000牛/公斤/秒。高 涵道比的民用涡扇发动机，只有250-300牛/公斤/秒。 另一种单位推力是指单位迎风面积推力，它反映发动机的相对 迎风面积的大小。 对于高速飞行用的发动机，尤其是军用发动机，有比较高的要 求；对于亚音速飞行的民用发动机，要求就比较放宽。
FN, sfc
m
FN
Vj-V0
sfc
M
M
Subsonic
Supersonic
2.2 燃气涡轮发动机的性能
4 涡Байду номын сангаас喷气发动机的高度特性
在一定转速和速度条件下，随着飞行高度的增加，由于大气密 度下降，空气流量减小；另一方面，由于大气温度随着高度的提高 而降低（在对流顶以下），故推力随高度单调下降，下降率低于大 气密度下降率。而在同温层，下降率增加，与大气密度下降率相当。 由于随高度的增加，大气温度下降，故耗油率相应降低；在同 温层，大气温度不变，故耗油率也保持不变。
FN, sfc sfc FN
n%
2.2 燃气涡轮发动机的性能
3 涡轮喷气发动机的速度特性
发动机的推力与飞行速度有密切关系，由推力公式可见，当迎 面气流速度增大时， 在相同的排气速度下，推力成比例下降；另 一方面，进气速度提高将引起空气流量的增加。这两个相互矛盾的 影响，使推力出现先下降而后提高，在一定的速度下，达到最大值， 而后，迅速下降，直到完全没有推力。 随着飞行速度提高，单位推力下降，故耗油率不断上升。
k 2 ( k 1)
最大单位空气流量推力的最佳增压比为
燃油消耗率与单位空气流量推力的关系为
opt mc e
sfc Q H uT
随着增压比的提高，压气机出口空气温度也越高，可加入的燃油量 便越少。
* Q C p T4 T3*
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
opt mc e
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
4 喷气速度（发动机压力比EPR）
高温燃气从尾喷管喷出的速度决定了发动机可发出的推力的水 平，而喷气速度的大小取决于气体在尾喷管中的可能的压降，也就 是燃气还有多少压头可以用来转变成为动能。故在民用飞机上，把 发动机的推力状态用“发动机压力比”（EPR）来表征。
FN, sfc FN
sfc
H 11000m
第二章 涡轮喷气发动机的性能
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
1 空气流量（Air mass flow rate）
在其它各参数一定的条件下，发动机的推力与通过发动机的空 气流量成正比。 空气流量增加意味着发动机的径向尺寸加大，其迎面阻力也相 应加大。因此，空气流量的大小，只意味着发动机的大小，不代表 发动机的性能水平的高低。 当然，设计与制造空气流量特别大的发动机具有很多技术难题 需要解决，这也就是当今世界在研制大推力发动机方面所面临的挑 战。B777需要单台发动机推力超过400千牛顿，代表了当前推力的 最高水平，发动机的转子最大直径超过3米，通过发动机的空气流 量超过1000公斤/秒。
主要的军用涡轮发动机的性能数据
型号 F404-GE-400 F414 F101-GE-102 F110-GE-100 F110-GE-129 TF-34-GE-100 TF30-P-3 TF30-P-414 F100-PW-100 F100-PW-229 PW1128 Pegasus11 M53-5 M88-2 RB199-104 AЛ -31Ф T700-701C 推力 71.1/47.0 --/98 75.6/133.2 70.6/121.5 --/157.5 41.3 --/82 --/93.1 66.6/111.1 --/130 --/121.8 95.6 54.9/88.2 46.1/73.3 41/73 79.4/123 1342 SKW 0.89/2.1 0.9/1.8 0.612/2.3 0.683/-0.279 0.377/---/2.55 --/2.84 --/2.6 --/2.09 6.36 4.55 5.0 8.0 8.0 8.5 6.6 6.2 8.33 7.63 8.2 8.7 14.8 8.5 24 23 20 15 1.4 0.3 0.5 1.1 0.4 0.765/2.0 耗油率 推重比 8 9 7.69 7.14 总压比 25 30 26.5 30 31 21 17 19.8 25 32 2.01 0.87 0.76 6.2 1.5 0.9 0.7 0.4 涵道比 0.34 用途 F-18, F-20 F/A-18E/F B1B F-15, F-16 F-15E, F-16 A-10A F-111, A-7A F-14A F-15A, F-16 F-15E, F-16E F-15E, F-16E Harrier Mirage 2000 Rafale Typhoon Su-27 AH-64
2.1 燃气涡轮发动机的主要热力参数
3、涡轮前的最高燃气温度（TIT-Turbine Inlet Temperature / EGTExhaust Gas Temperature）