第三章 燃气轮机的主要性能指标

推进效率定义为推进功与有效循环功的比值，前面有过详细介绍。 总效率定义为推进功与燃料本身热能的比值，推进效率等于有效效率与推进 效率的乘积。即：
η0 =
FS v0 = η eη p fH f
耗油率 ( specific fuel consumption )
每小时产生每单位推力消耗 的燃油质量，称为发动机的耗油 率，即：
单位质量空气流量产生的推力定义为 发动机的单位推力，即：
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 ⎦
Le = 1 2 B 2 2 2 v9 I − v 0 + v9 II − v 0 2 2
(
)
(
)
当内外涵排气速度相等时，分排涡扇发动机获得最大单位推力、推进效率和最 小的耗油率。因此分排涡扇发动机设计中，内涵的排气速度多为声速，而外涵 排气速度则接近声速。 在总增压比一定的前提条件下，可以通过调整风扇和压气机增压比的分配，保 证内外涵排气速度基本相同。 当内外涵排气速度相等时，分排涡扇发动机的推进效率与涡喷发动机推进效率 的表达式相同。 在循环参数相同、燃气发生器空气流量相同的条件下，分排涡扇发动机的排气 速度低于涡喷发动机，因此分排涡扇发动机的具有较高的推进效率。
涡喷发动机的净推力定义为总推力与冲压阻力之差，即： FN = FG − W0 v0 通常我们所指的发动机推力就是净推力。在特定条件下，净推力可作如下简化：
W9 v9 − W0 v0 + (P9 − P0 )A9
完全膨胀
W9 v9 − W0 v0
不计燃油
W0 (v9 − v0 )
静止状态
W0 v 9
单位推力 ( specific thrust )
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
提高涡轮前温度，增加发动机有效循环 功，也有利于增大发动机单位推力。
喷管对推力的影响
收扩喷管的排气速度可能超声速，高的 排气速度对提高发动机推力有利。 不完全膨胀状态，假设存在 L2 段喷管， 气流将继续膨胀到环境压力，同时产生 推力，因此不完全膨胀存在推力损失。 过度膨胀状态只存在于收扩喷管。在过 度膨胀段，负压力产生负推力（阻力）， 因此过度膨胀同样存在推力损失。
Le − L p = 1 (v9 − v0 )2 2
(
)
根据推进效率的定义，有：
ηp =
Lp Le = 2 1 + v9 / v0
分排涡扇发动机的推进效率
分排涡扇发动机的推进功表达：
L p = FS v0 =
(v9 I − v0 ) + B(v9 II − v0 ) v
1+ B
0
分排涡扇发动机的有效循环功表达：
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 Ns
耗油率：
sfc = 3600W f Ne
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
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：
η0 = ηB Ne
H fWf = 3600 η B H f sfc
在地面静止状态，螺旋桨效率不存 在，这时以单位功率产生的拉力进 行评价，其大小为：1.4~1.8 kgf/kW。
小结
混排涡扇发动机推进效率的表达 与涡喷发动机相同。 忽略尾喷管产生的少量推力，涡 轮螺旋桨发动机的推进效率等于 螺旋桨效率。 低速飞行条件下（M<0.5），涡轮 螺旋桨发动机具有较高的推进效 率。 有效循环功相同的条件下，参与 推进的气流质量流量越大，推进 效率越高。 亚声速飞行条件下，随涵道比的 增加，涡扇发动机的推进效率提 高。
民用涡扇发动机耗油率的变化趋势
在耗油率的表达式中引入发动机总效率，可以看出：只有在相同的飞行条件下， 才能用耗油率比较不同发动机的经济性。
推重比 ( thrust to weight )
发动机推力与发动机重量之比称为 发动机推重比。 推重比是无量纲参数。 推重比直接影响到战斗机的机动性 能，是军用小涵道比涡扇发动机和 涡喷发动机的重要设计指标之一。
第三节
涡喷发动机的其它主要性能指标
发动机的效率
效率是从能量转换角度评价发动机性能的指标。飞行中能量转换程度分别 用有效效率、推进效率和总效率评估。
燃料的热能 有效效率 有效功 推进效率 推进功
有效效率定义为有效循环功与燃料本身热能的比值，有效效率等于循环热效 率与燃烧效率的乘积。即：
ηe =
Le = ηbηt fH f
sfc = 3600W f FN = 3600 f 3600 v 0 = FS H f η0
耗 油 率 的 单 位 是 kg/(N.h)， 或kgN-1h-1，而不是kg/N.h。 耗油率是决定飞行器航程和 航时的重要参数。 耗油率是评定发动机经济性 的重要指标，也是中高涵道 比涡扇发动机设计的重要指 标之一。
完全膨胀
不完全膨胀
过度膨胀
轴向力的分布
推力等于气流作用于发动机各部件轴向力的总和。 部件的轴向力等于气流作用于部件的冲量（Wv + pA）变化。 通常情况下，压气机和燃烧室的轴向力向前，涡轮和尾喷管的轴向力向后。
有效推力（安装推力）
发动机安装在飞机上，必然产生 安装阻力，安装阻力随发动机的 安装形式不同而变化。 发动机的有效推力等于净推力与 安装阻力的矢量和。安装阻力主 要包括进气道附加阻力 Xd 和外 部阻力 Xext 。 进气道的附加阻力 Xd 等于远前方未扰动气流流至进气道唇口时的冲量变化。 外部阻力 Xext 包括气流作用于发动机短舱的压差阻力 Xp 和摩擦阻力 Xf 。习惯 上以短舱最大直径处分界，将压差阻力分为前体阻力和后体阻力。 一般来说，亚声速飞机在亚声速飞行条件下，进气道的前缘吸力与附加阻力基本 抵消，因此有效推力近似地等于发动机推力。 超声速飞机在超声速飞行条件下，外部阻力较大，有效推力远小于发动机推力。
单位推力的单位是N/(kg/s)，量纲与速 度相同。 完全膨胀条件下，单位推力等于排气速 度与飞行速度之差。 相同推力级的发动机，单位推力高，则 空气流量小，发动机的尺寸和重量小。 单位推力与有效循环功的关系为：
2 FS = 2 Le + v0 − v0
喷管出口速度为声速时，有：
⎡ ⎤ p FN = A9 p0 ⎢1.2591 t 9 − 1⎥ − W0 v0 p0 ⎦ ⎣
有效循环功是用于增加气流动能 所做的功，即：
Le = 1 2 2 v9 − v 0 2
涡喷发动机的推进效率取决于速度比 v9/v0 。静止状态，推进效率为零；排 气速度与飞行速度相同时，推进效率 最大，发动机却不产生推力。 由于排气速度总是大于飞行速度，因 此总有 ηP＜1。 有效循环功与推进功之差表示气流排 出发动机时所带走的动能，即：
第三章 燃气轮机的主要性能指标
第一节 涡喷发动机的推力 总推力 ( gross thrust )
冲压阻力 W0v0 压力推力 (P9-P0)A9 动量推力 W9v9
涡喷发动机的总推力定义为动量推力与压力推力之和，即： FG = W9 v9 + (P9 − P0 )A9
净推力 (net thrust )