航空发动机原理第八讲 涡轮喷气发动机
飞机发动机推力的原理
飞机发动机推力的原理
好的,我来详细解释飞机发动机推力的生成原理:
1. 飞机发动机一般采用涡轮喷气发动机,主要原理是利用高速喷出气体的反作用力产生推力。
2. 发动机前端的压气机将空气压缩,压縮过的空气进入燃烧室与燃料混合燃烧。
3. 燃烧后高温高压气体膨胀向后喷出,驱动涡轮进行工作,带动压气机运转。
4. 喷口设计成可调节面积,通过改变出口截面积,可以加速或减速喷流。
5. 高速喷流撞击空气,将动量传递给外部空气,根据反作用原理,产生向前的推力。
6. 喷管设计为扩张段,利用喷流在扩张段的辅助燃烧,可以增大喷速,提高推力。
7. 喷管出口加装反推器,利用反推器反向偏转喷流,增大dynamics压力,以增加推力。
8. 螺旋桨发动机利用桨叶给空气加速,空气反作用产生向前推力。
9. 螺旋桨桨距设计合理,避免桨叶旋涡对流影响后方桨叶工作。
10. 固定螺旋桨桨距角度合理,不同飞行速度需使用不同螺旋桨或定距螺旋桨。
11. 发动机推力受空速、空气密度和发动机进气道设计影响,需要根据飞行条件调整。
综上所述,这些是飞机发动机产生推力的基本原理。
飞机航空涡轮喷气发动机原理分析
飞机航空涡轮喷气发动机原理分析航空涡轮喷气发动机是现代飞机的主要动力装置，其原理基于牛顿第三定律和伯努利定律，能够将燃油的化学能转化为推力，推动飞机前进。
本文将对飞机航空涡轮喷气发动机的原理进行分析。
首先，我们需要了解航空涡轮喷气发动机的基本构造。
航空涡轮喷气发动机主要由压气机、燃烧室、涡轮和喷管组成。
它通过压气机将外界空气压缩，然后与燃料混合并燃烧，产生高温高压的气体。
气体通过涡轮转动涡轮叶片，带动压气机工作，并同时通过喷管喷出高速气流，产生推力。
在分析原理之前，我们先来了解一下牛顿第三定律。
牛顿第三定律表明，作用在物体1上的力与物体1对物体2的作用力大小相等、方向相反。
这意味着航空涡轮喷气发动机通过喷射出的废气产生的反作用力推动飞机向前。
接着，我们来看一下伯努利定律。
伯努利定律是描述流体动力学中液体或气体流动的定律。
根据伯努利定律，流速增大时，压力就会降低。
这个定律在航空涡轮喷气发动机中起到了非常重要的作用。
当飞机运行时，外界空气通过飞机前部的进气口进入压气机。
压气机中的叶片将空气不断压缩，并将其送入燃烧室。
同时，燃料通过喷嘴喷入燃烧室，与压缩空气混合并燃烧。
燃烧后的高温高压气体进入涡轮，涡轮中的叶片被气流推动转动，同时将能量转移到涡轮轴上。
由于转动的涡轮与压气机相连，涡轮的转动也带动压气机工作，进一步压缩空气。
这种通过连续的转动和压缩过程，使得空气压力和温度升高，同时增加了气体的能量。
与此同时，高温高压气体也通过喷管排出，并形成一股高速的喷气流。
根据伯努利定律，当喷气流从喷管中排出时，流速增大，压力减小。
由于航空涡轮喷气发动机作为封闭系统，流出的气体需要通过喷管排出，从而产生推力。
根据牛顿第三定律，喷射出的废气产生的反作用力推动整个飞机向前。
通过仔细控制喷气流的速度、方向和喷量，飞机可以改变自身的速度、高度和方向，实现飞行器的操纵。
总结起来，航空涡轮喷气发动机通过将外界空气压缩、混合燃料并燃烧，产生高温高压气体。
涡轮喷气发动机的推力产生原理
涡轮喷气发动机的推力产生原理涡轮喷气发动机是一种常见的航空发动机，其推力产生原理主要涉及到气体压缩、燃烧和喷射三个方面。
涡轮喷气发动机的推力产生是通过气体的压缩来实现的。
当空气进入发动机内部时，首先经过进气道被压缩。
进气道内部设置了一系列的转子和定子，通过它们的相对运动，将空气压缩。
在转子的作用下，进气道内的空气被迫缩小截面积，从而导致空气分子之间的碰撞频率增加，分子的平均动能增加，使得气体温度和压力都得到提高。
这种压缩能够增加气体的密度和能量，为后续的燃烧提供了条件。
涡轮喷气发动机的推力产生还涉及到燃烧过程。
在压缩后，高温高压的空气进入燃烧室。
燃烧室内喷入燃料，并在火花的点燃下，燃料与空气发生燃烧反应。
燃烧过程中，燃料氧化产生大量的热能，使得气体温度和压力进一步增加。
燃烧产生的高温高压气体迅速膨胀，推动了燃烧室的尾部，形成了高速的喷气流。
涡轮喷气发动机的推力产生还依靠喷射原理。
由于燃烧产生的高温高压气体具有很高的动能，喷气发动机通过向后喷射这些燃烧产物实现推力的产生。
在发动机尾部设置了喷管，喷管内部有一系列的导向叶片和扩张段，通过喷管内部的喷气流的加速和扩张，将高速高温的气体转化为高速的喷气流。
喷气流向后喷射，产生了相反方向的冲量，即推力。
喷气流的速度和喷气量决定了推力的大小，同时也受到喷管的设计和流体力学原理的影响。
总结起来，涡轮喷气发动机的推力产生原理是通过气体的压缩、燃烧和喷射三个过程相互作用来实现的。
首先，空气被压缩，增加了气体的密度和能量；然后，燃料与空气发生燃烧反应，产生高温高压气体；最后，喷射这些高速喷气流，产生了推力。
这种推力产生原理是涡轮喷气发动机能够提供强大动力的基础。
涡轮喷气发动机在航空领域具有广泛的应用，其独特的推力产生原理使其成为现代航空的重要组成部分。
飞机发动机原理动画图解了解涡轮喷气式发动机和涡轮风扇发动机
飞机发动机原理动画图解了解涡轮喷气式发动机和涡轮风扇发
动机
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大小反差今天13:27
航空发动机是一种高度复杂和精密的热力机械，为航空器提供飞行所需动力的发动机。
作为飞机的心脏，被誉为"工业之花"，它直接影响飞机的性能、可靠性及经济性，是一个国家科技、工业和国防实力的重要体现。
一、涡轮风扇发动机
涡扇发动机优点 : 推力大、推进效率高、噪音低、燃油消耗率低，飞机航程远。
缺点 : 风扇直径大，迎风面积大，因而阻力大，发动机结构复杂，设计难度大。
涡扇引擎最适合飞行速度400至1,000公里时使用，因此现在多数的飞机引擎都采用涡扇作为动力来源。
二、涡轮喷气式发动机
涡轮喷气式发动机具有加速快、设计简便，高速性能要优于涡扇，特别是高空高速性能。
涡轮喷气式发动机燃油经济性要差一些。
涡喷发动机适合航行的范围很广，从低空低亚音速到高空超音速飞机都广泛应用。
目前，世界上能够独立研制高性能航空发动机的国家只有美国、俄罗斯、英国、法国等少数几个国家，技术门槛很高。
图片源于网络。
涡轮喷气发动机的推力产生原理
涡轮喷气发动机的推力产生原理涡轮喷气发动机是一种常见的航空发动机，它通过涡轮喷气推力产生原理实现飞机的推进。
涡轮喷气发动机的工作原理可以简单概括为：通过压缩空气、燃烧燃料产生高温高压气体，然后将这些气体喷出来产生反作用力，推动喷气发动机和飞机向前运动。
涡轮喷气发动机的核心部件是涡轮。
涡轮由高温高压气体驱动，它通过转动带动其他部件的旋转，最终将能量传递给喷气口，形成喷气推力。
涡轮喷气发动机主要由压气机、燃烧室和涡轮三部分组成。
压气机是涡轮喷气发动机中的第一个关键部件，它负责将外界空气进行压缩。
当空气进入压气机时，经过多级叶片的压缩，使空气密度增加、压力升高。
这样做的目的是为了在燃烧室中提供足够的氧气，以支持燃料的燃烧。
燃烧室是涡轮喷气发动机的第二个关键部件。
在燃烧室中，燃料与压缩后的空气混合并点燃，产生高温高压气体。
这些气体的温度可以达到数千摄氏度，压力也非常高。
燃烧室需要具备良好的密封性和耐高温能力，以确保高温高压气体不泄漏，同时保证燃烧过程的稳定性。
涡轮是涡轮喷气发动机的核心部件，也是推力产生的关键。
涡轮由一系列的叶片组成，这些叶片被高温高压气体推动旋转。
涡轮的旋转带动压气机和燃烧室中的气体流动，同时也带动喷气口的旋转。
当高温高压气体经过喷气口喷出时，会产生相应的反作用力，推动喷气发动机和飞机向前运动。
涡轮喷气发动机的推力产生原理可以用牛顿第三定律解释。
根据牛顿第三定律，任何一个物体施加的力都会有一个相等大小、方向相反的力作用在施力物体上。
在涡轮喷气发动机中，喷气口向后喷出高速气流，产生的反作用力就是推力。
推力的大小取决于喷气口喷出气流的质量流量和喷出速度。
涡轮喷气发动机的推力产生原理是基于热力学和动力学的原理，通过压缩和燃烧空气，将化学能转化为动力能，最终产生推力。
这种推力产生原理使涡轮喷气发动机在航空领域得到广泛应用，成为现代飞机的主要动力装置。
涡轮喷气发动机的高效率和高推力使得飞机能够快速、安全地在空中飞行，极大地推动了航空事业的发展。
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机的诞生:二战以前，活塞发动机与螺旋桨的组合已经取得了极大的成就，使得人类获得了挑战天空的能力。
但到了三十年代末，航空技术的发展使得这一组合达到了极限。
螺旋桨在飞行速度达到800千米/小时的时候，桨尖部分实际上已接近了音速，跨音速流场使得螺旋桨的效率急剧下降，推力不增反减。
螺旋桨的迎风面积大，阻力也大，极大阻碍了飞行速度的提高。
同时随着飞行高度提高，大气稀薄，活塞式发动机的功率也会减小。
这促生了全新的喷气发动机推进体系。
喷气发动机吸入大量的空气，燃烧后高速喷出，对发动机产生反作用力，推动飞机向前飞行。
早在1913年，法国工程师雷恩"洛兰就提出了冲压喷气发动机的设计，并获得专利。
但当时没有相应的助推手段和相应材料，喷气推进只是一个空想。
1930年，英国人弗兰克"惠特尔获得了燃气涡轮发动机专利，这是第一个具有实用性的喷气发动机设计。
11年后他设计的发动机首次飞行，从而成为了涡轮喷气发动机的鼻祖。
涡轮喷气发动机的原理:涡轮喷气发动机简称涡喷发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。
部分军用发动机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡喷发动机属于热机，做功原则同样为：高压下输入能量，低压下释放能量。
工作时，发动机首先从进气道吸入空气。
这一过程并不是简单的开个进气道即可，由于飞行速度是变化的，而压气机对进气速度有严格要求，因而进气道必需可以将进气速度控制在合适的范围。
压气机顾名思义，用于提高吸入的空气的的压力。
压气机主要为扇叶形式，叶片转动对气流做功，使气流的压力、温度升高。
随后高压气流进入燃烧室。
燃烧室的燃油喷嘴射出油料，与空气混合后点火，产生高温高压燃气，向后排出。
高温高压燃气向后流过高温涡轮，部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，驱动涡轮旋转。
由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。
从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。
飞机涡轮喷气发动机的工作原理
飞机涡轮喷气发动机的工作原理飞机涡轮喷气发动机是现代航空器最常见的动力装置，其工作原理复杂而又高效。
本文将详细分析涡轮喷气发动机的工作原理，并列出关键要点。
一、基本构造- 压气机：负责将空气压缩，并提供给燃烧室燃烧。
- 燃烧室：将压缩后的空气与燃料混合并燃烧，产生高温高压气体。
- 高压涡轮：利用高温高压气体的能量，驱动高压涡轮转动。
- 低压涡轮：由高压涡轮驱动，从而带动压气机转动，形成气流。
- 喷嘴：将高速喷射的气流转化为推力，推动飞机前行。
二、工作过程1. 空气进入：飞机在飞行中，空气通过风口进入发动机的进气道。
2. 压气机工作：进入发动机后，空气被压气机连续的转子和静子压缩，提高其密度和压力。
3. 燃烧室燃烧：经过压缩后的空气进入燃烧室，与燃料混合并点燃，形成高温高压气体。
4. 高压涡轮驱动：高温高压气体通过燃烧室后，进入高压涡轮，驱动其转动。
5. 低压涡轮转动：高压涡轮转动时，将部分能量转移到低压涡轮上，低压涡轮随之转动。
6. 压气机运转：低压涡轮的转动将压气机带动转动，进而继续压缩空气。
7. 推力产生：同时，高速喷射的气流从喷嘴喷出，形成推力，推动飞机前行。
三、关键要点1. 压气机：是涡轮喷气发动机的核心部件，通过旋转的转子和静子将空气压缩，提高了空气密度和压力，为燃烧提供条件。
2. 燃烧室：将经过压缩的空气与燃料充分混合，并由火花点火或者高温点火器点燃，发生燃烧反应，产生高温高压气体。
3. 涡轮：由高温高压气体驱动，分为高压涡轮和低压涡轮。
高压涡轮驱动压气机和燃气发生器转动，低压涡轮则由高压涡轮带动，形成气流。
4. 喷嘴：将高温高压气体转化为高速喷射的气流，产生推力。
通过喷嘴喷出的气流的质量和速度可以调整，以控制飞机的推力和速度。
5. 高效节约：涡轮喷气发动机具有高效节约的特点，其过程中燃料与空气的比例可控，同时高温高压气体的能量也得到了充分利用，使得动力输出效率高。
总结：飞机涡轮喷气发动机工作原理复杂而高效。
涡轮喷气发动机的工作原理
涡轮喷气发动机的工作原理涡轮喷气发动机（Turbofan）工作原理：1、涡轮喷气发动机由一个压缩机和两个涡轮组成，压缩机用于将引气进行压缩，涡轮则分别负责把压缩后的空气和燃料混合后燃烧，并将热量转化成动胡。
2、进气口涡轮的叶片将空气从压缩机中导入，称为“冷空气”。
在叶片的内侧，有一个称为“燃烧室”的空间，其中混合了空气与燃料，然后点燃后进行燃烧，形成“燃烧气体”。
3、有一种技术称为“绕流技术”，它可以把冷空气中的一部分通过外部灵活风叶把引擎外壁流向推力叶片，而另一部分空气被送入燃烧室中。
使得一部分空气先进入推力体，再经过燃烧室燃烧，将两部分空气的能量结合起来，产生更大的动力。
4、推力叶片将排出的热空气推向后方。
推力壁的第二部分流向尾部的排气口，形成一个流场，从而能够将飞机向前推进。
5、排气口周围有叶片，这些叶片把热空气折射一定角度，形成一个轴流发动机，其特点是动力比特超大。
6、另外，还有一部分叶片被称为“转子”，它可以使空气推力环流，从而形成真空室，起到节流的作用，把动能变为动力来推动飞机的前进。
涡轮喷气发动机的结构：1、压缩机：它由金属叶片组成，它能够将大量的空气压缩，并把空气导进燃烧室。
2、燃烧室：燃烧室内部将空气与燃料混合，并进行燃烧。
3、推力叶片：它负责将热空气推力向後方，把动能变为动力来推进飞机。
4、转子：它负责把空气涡流节流，以形成真空室，并从而提供推力。
5、尾部排气口：它将热空气推向后方，形成一个流场，来实现飞机的前进。
涡轮喷气发动机的优点：1、燃料经济性高：涡轮喷气发动机经额外的空气绕流技术，可以使发动机的动力更大，提高飞机的燃料经济性。
2、更安静、更省油：与其他类型的发动机相比，涡轮喷气发动机排放的噪音更小，且耗油更低。
3、操作简单：发动机的抗失效性更强，可以更方便的进行操作，使用成本更低。
4、更高效：发动机的效率更高，能耗更低，可以大大降低重量，提高飞行效率。
5、更安全：涡轮喷气发动机有更强的可靠性，能够有效避免事故发生。
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发动机共同工作线 在压气机特性图上的表示
一台几何不变的发动 机，当尾喷管处于临 界工作状态时： 无论飞行条件或发 动机工作转速如何变 化 发动机的共同工作 点总在同一条工作线 上移动 共同工作线与每一条 等相似转速线有唯一 交点
发动机共同工作线
当飞行条件一定时： 转速增加，工作点沿 工作线右上移 转速降低，工作点沿 工作线左下移 当转速一定时： 飞行M数增加，工作点 沿工作线左下移 飞行高度增加（低于 11公里），工作点沿 工作线右上移
=
nnd
转速 调节器
Байду номын сангаас
qm
f
n
发动机
T3*将随飞行条件 变化。
T3* = T3*d， A8=C
当飞行条件变化
qmf T 3* = T 3 * d T3* 被调参数 qmf 调节中介 n将随飞行条件变
化
T3*T3*d
调节器
T3*
qm
f
T3*
发动机
n = nd， T3* = T3*d
T3 T4
2 n n 1 *
*
引入多变指数n’
T8
*
* K p4 e A8 q(8 )
涡轮和尾喷管临界 状态或超临界时 q(dx)=1；q( 8) =1 且Adx、A8固定不变
qmgT qmgN
T
*
* p3
T*=常数
p4
*
[
dx Adxq(dx )
e A8 q(8 )
压气机与涡轮功率平衡
单位压气机功 单位涡轮功
wk CpT1*[( k ) wT CpT [1
* 3
1 *
* 1)] / k
1
* ( T ) * 3
* ] T 1
功平衡
当涡轮膨胀比 等于常数时：
B为常数
wTm wk CpT [1
最大状态调节规律
目的： 在任何飞行条件下，发 动机尽可能发出最大推 力。 三种可能的调节规律
n = nd，
A8=C T3* = T3*d， A8=C
n = nd， T3* = T3*d
n = nd，
当飞行条件变化
A8=C
qmf n nd
n 被调参数 qmf 调节中介
飞行条件、转速变化归结为
n T1*
发动机共同工作线
当A8变化时，引起 涡轮膨胀比变化，共 同工作线移动， A8 越小，越靠近喘振边 界。 当尾喷管进入亚临界 状态时，对应每一个 飞行M数有一条共同 工作线，M数越低， 越靠近喘振边界。
* T
涡轮膨胀比随尾喷管 p4 dx Adxq(dx ) 喉道截面积成正比变 化 1 * wTm wk CpT3*[1 ] k 1 T m 为维持功平衡，涡轮 * k ( T ) 前温度必须变化
*
* p3
[
e A8 q(8 )
]
2 n n 1
涡轮前温度变化引起 共同工作点移动
A8 减小，工作点移 向喘振边界 A8 增大，工作点远 离喘振边界
重要结论
发动机各部件共同工作的结果共同工作 线。 无论飞行条件或发动机工作转速如何变化 ，发动机的工作点总在共同工作线上移动 。 当A8变化时，引起涡轮膨胀比变化，共 同工作线移动， A8 越小，越靠近喘振边 界。
k
*
p2 p1
* *
D
T3 T1
* *
q (1 )
发动机共同工作方程
联立消去 温度比
膨胀比=常数 几何尺寸固定
* k * p2
p1
*
D
T3* T1
* k
*
q (1 )
T T
* 3 * 1
B e
1
* k
获得 共同工作方程 共同工作线
* ek (
压气机与涡轮流量连续
压气机 进口空气流量 涡轮导向器 喉道燃气流量 涡轮导向器 当处于临界 或超临界时 q(dx)=1 增压比与温比、 q(1)的关系
qma qmg qmg
* Kp1 A1q (1 )
T1*
* K pdx Adxq (dx ) * Tdx * K p2 b dx Adxq (dx )
当飞行条件变化
qmf n = nd A 8 T3* = T 3*d n 、T3* 被调参数 qmf 、 A8调节中介
nnd
转速 调节器
qm
f
n
发 动 机
A8将随飞行条件变化 T3*T3*d
调节器
T3*
A8
T3*
在实际应用中常采用第一种调节规律
n
=
nd
保持转速，可以获得最大推力 某些飞行条件下，可能超温 温度作为被调参数有一定困难。 尾喷管喉道截面积连续可调，增加调节机构的复 杂性。
Aero Engine Principle– Lecture #5 /turbojet engine Nov. 10, 2014
涡喷发动机
黄玥
助理教授 物理机电航空大楼313 18250894250 huangyue@ 物理与机电工程学院 厦门大学
第五章 涡喷发动机
研究涡喷发动机在各种条件下性能的变化
* T3* B ek 1 * * T1 k * ek ( k )
1 ( )
* T
* ] T m 1
1 *
wTm wk CpT [1
* 3
1 ( T )
1 *
] m
* T
压气机所需功率与涡轮前温度、涡轮膨胀比的 关系 当飞行条件变化引起压气机功变化时，为维 持功平衡，必须改变涡轮前温度或涡轮膨胀 比，否则将导致转子转速变化。
* k
1
)
q(1 )
k
ek 1
*
*
k
*
C
涡轮与尾喷管共同工作
涡轮导向器 喉道截面流量 尾喷管 喉道截面流量 流量连续条件
qmgT qmgN
* K pdx Adxq(dx )
Tdx
* K p8 A8 q(8 )
*
* K p3 dx Adxq(dx )
T3*
* p2
qmg qma qcool qmf qma
* k
p1
*
Dq (1 )
T3* T1*
* k
* p2
p1
*
D
T3* T1
*
q (1 )
当温度比一定时， 发动机流通能力与 增压比成正比； 温度比越高，等值 线越陡； 当进气温度一定时 ，提高涡轮前温度 将导致压气机工作 点移向喘振边界。
功平衡方程
wTm wk
* CpT1*[( K ) * k
1
1]
当涡轮膨 胀比为常数 时
CpT [1
* 3
1
* ( T )
* ] Tm 1
* T3* B ek 1 * * T1 k * ek ( k )
1 *
流量连续
二、调节规律
由各部件共同工作关系，发动机工作点构成共同工 作线，但即使已知飞行条件，仍不能确定发动机在 工作线的哪一点工作。 为控制工作点在工作线上的落点，必须对发动机进 行自动调节。 自动调节装置的目的： 最大限度发挥性能潜力和最有利使用发动机 满足飞机在不同飞行条件下的要求； 确保发动机工作安全； 便于驾驶员操作。
影响发动机性能变化的原因: 1. 飞行条件 2. 油门位置 3. 调节规律 4. 大气条件
2 2014年11月20日
第一节 各部件的共同工作
一、共同工作及共同工作线
各部件组合成整台发动机，部件间的相互作用 和影响称为“共同工作”。 各部件必须满足的共同工作条件： 流量连续 压气机与涡轮功率平衡 压气机与涡轮转速相等：nk＝nT 压力平衡：P2*b=P3*