涡轴发动机的热力循环分析
基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析
收稿日期：2020-09-04基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：郑华雷（1987），男，硕士，工程师，从事航空发动机总体性能设计工作；E-mail ：****************。
引用格式：郑华雷，蔡建兵，黄兴.基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析及应用[J].航空发动机，2023，49（1）：41-46.ZHENG Hualei ，CAI Ji⁃anbing ，HUANG Xing.Turboshaft thermodynamic cycle analysis based on multi-design point method[J].Aeroengine ，2023，49（1）：41-46.基于多设计点方法的涡轴发动机热力循环分析郑华雷，蔡建兵，黄兴（中国航发湖南动力机械研究所，湖南株洲412002）摘要：针对航空发动机设计中涉及多性能需求和多约束条件的热力循环分析问题，提出了多设计点热力循环分析方法。
详细介绍了多设计点热力循环分析方法的构建以及求解过程，用单设计点方法和多设计点方法对单转子燃气发生器带自由式动力涡轮的涡轴发动机进行热力循环分析，并分析了2种方法得到的设计域。
结果表明：在由传统单设计点方法所获得的设计域内的某些区域，由于性能需求和使用限制的矛盾而不可行，而在这部分不可行区域内，有可能包含性能最优的设计点，从而使最优设计点不可行；在多设计点方法分析中，采用了多个（或所有）有性能需求和使用限制的工作状态作为其设计点，可以在合适的工作状态选取正确的设计变量，从而使设计域内的每一设计点都满足所有工作状态的要求。
关键词：热力循环分析；单设计点方法；多设计点方法；性能需求；多约束条件；涡轴发动机中图分类号：V231.1文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2023.01.005Turboshaft Thermodynamic Cycle Analysis Based on Multi-Design Point MethodZHENG Hua-lei ，CAI Jian-bing ，HUANG Xing（AEEC Hunan Aviation Powerplant Research Institute ，Zhuzhou Hunan 412002，China ）Abstract ：A multi-design point method was developed to investigate the thermodynamic cycle analysis utilizing multiple performance requirements and multiple constraints in the aircraft engine design process.This paper illustrates the construction and solution process to perform on-design cycle analysis at more than one operating conditions.Cycle design spaces of a single rotor gas generator turbshaft engine with a free power turbine created by the two different design methods were examined.Analysis of the design space demonstrates that theconflict between technology limits and performance requirements at off design operating conditions makes some region of design space ，maybe contains the optimum candidate engine ，created by single design method infeasible ，in the meanwhile ，multi-design point method ，which incorporates multiple （all ）operating conditions where performance requirements and constrains are specified ，can set the design variables at the appropriate operating conditions while meeting the specified performance requirements and constraints for all operating con⁃ditions .Key words ：thermodynamic cycle analysis ；single design point method ；multi-design point method ；performance requirements ；technology limits;turboshaft航空发动机Aeroengine0引言燃气涡轮发动机热力循环分析用于确定发动机的几何尺寸和全包线内的性能，是发动机设计过程中极为重要的一环。
主燃烧室采用增压燃烧的涡扇发动机热力过程和性能分析
收稿日期：2022-11-02基金项目：军科委基础加强课题（2019-JCJQ-ZD-033-00）资助作者简介：王晓东（1988），男，硕士，工程师。
引用格式：王晓东，芮长胜，张彦军.主燃烧室采用增压燃烧的涡扇发动机热力过程和性能分析[J].航空发动机，2023，49（2）：28-36.WANG Xia⁃odong ，RUI Changsheng ，ZHANG Yanjun ，et al.Thermodynamic process and performance analysis of turbofan engine with PGC in main combnstion chamber [J].Aeroengine ，2023，49（2）：28-36.第49卷第2期2023年4月Vol.49No.2Apr.2023航空发动机Aeroengine0引言接近等容循环的增压燃烧（Pressure Gain Com⁃bustion ，PGC ），相比于等压燃烧，具有循环效率高、燃烧过程自增压等特性[1-3]，在传统涡扇发动机主燃烧室中引入增压燃烧，在发动机总增压比和涡轮前温度主燃烧室采用增压燃烧的涡扇发动机热力过程和性能分析王晓东，芮长胜，张彦军（中国航发沈阳发动机研究所，沈阳110015）摘要：为了研究主燃烧室采用增压燃烧（PGC ）的涡扇发动机性能，建立了其热力循环过程计算模型，采用考虑增压特性的传统涡扇发动机性能计算方法，分析了增压比、涡轮前温度、涵道比、飞行速度、飞行高度等循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能影响，并与传统涡扇发动机的性能进行了对比评估。
结果表明：增压燃烧发动机循环效率高于等压燃烧发动机的，且加热比越大，增压燃烧发动机性能优势越明显。
初步获得了不同循环参数对增压燃烧涡扇发动机的性能影响规律。
与同参数的传统涡扇发动机相比，在总增压比为25~45、涡轮前温度为1500~1800K 内，增压燃烧涡扇发动机的单位推力增大4.7%~8.6%，耗油率降低4.6%~8.5%；在飞行高度为15km 、马赫数为0~3内，增压燃烧涡扇发动机的推力增大4.1%~27.6%，耗油率降低2.3%~11.4%，并且飞行马赫数越高，增压燃烧涡扇发动机的性能优势越大。
发动机原理(航空)课件：第一章第一节 涡轮喷气发动机热力循环
2020年9月27日
21
四、实际循环
• 各部件损失和热力 过程的不可逆性 • 加热前后工质成分 发生变化
2020年9月27日
22
四、实际循环
• 实际循环，四个热力过程
0 2：多变压缩 3 9：多变膨胀
2 3：不等压加热 9 0：等压放热
2020年9月27日
W f ( , ,c ,e, )
• 由于热力过程损失的存在：
– 实际循环效率除受增压比影响外，还受加热比 以及压缩过程和膨胀过程效率影响，且比理想 循环热效率低；
– 实际循环功低于理想循环功。
2020年9月27日
27
五、结论
1. 为提高循环热效率，应尽可能提高循环增 压比
2. 为提高循环功，应尽可能提高循环加热比 3. 存在有最佳增压比，使循环功最大，增压
2020年9月27日
32
发动机热力基础
5、热力学第一定律 热量、内能和机械能之间的相互转换和守 恒关系。 dq=du+pdv dq=dh-vdp
p2
q=cp(T2-T1)- vdp p1
2020年9月27日
33
发动机热力基础
6、热力过程
定容过程：W=0 q=Δu=cv(T2-T1) 定压过程： Δu=cv(T2-T1) W=R（T2-T1）
T0
=
－1
th
1
1
－1
2020年9月27日
17
三、理想循环-热效率
th 1
1
－1
• 理想循环热效率只与循环增压比有关，且 与循环增压比成正比。
2020年9月27日
18
【发动机原理】第五章 发动机热力循环分析
气的加热，进气终了的温度Ｔ总是高于大气温度T0，变化
范围约为40K，同压力波动一样温度同样变化不大，值得 注意的是进气门打开时，排气门并没有关闭，而是过了上 止点后某一角度才关闭。
2015年3月2日
发动机原理
发动机热力循环分析
12
第五章 发动机热力循环分析
第一节 发动机理想循环
２)压缩过程
压缩过程中活塞由下止点向上止点移动，压缩过程开
也是不变的。
2015年3月2日
发动机原理
发动机热力循环分析
29
第五章 发动机热力循环分析
第一节 发动机理想循环 (５)发动机的燃烧过程是由假想的热源通过传热，向工质加 入一定的热量来实现的。
(６)循环中的排气放热过程，是由假想的工质通过传热向低
温热源释放一定的热量来实现的。
(７)发动机的压缩和膨胀过程是等熵过程。
(２)确定循环热效率的理论极限，判断实际发动机工
作过程进行的完善程度。 (３)分析和比较发动机不同热力循环方式的经济性和 动力性。
2015年3月2日
发动机原理
发动机热力循环分析
7
第五章 发动机热力循环分析
第一节 发动机理想循环 一、发动机实际工作过程热力循环的简化 由于实际发动机的工作过程是很复杂的，为了从热
上都时刻发生着变化，机械摩擦、散热、燃烧、节流等引 起的不可逆损失也大量存在。 因此，在实际发动机中实 现的实际循环的所有热力过程在某种程度上都是不可逆的， 发动机的实际热力循环是一个非常复杂的不可逆过程。
2015年3月2日
发动机原理
发动机热力循环分析
5
第五章 发动机热力循环分析
第一节 发动机理想循环
(２)忽略发动机压缩、膨胀过程中工质与缸壁间存在
涡轮机械系统的热力分析
涡轮机械系统的热力分析涡轮机械系统作为一种广泛应用于燃气轮机、汽轮机、蒸汽动力等领域的能量转换装置，其热力性能分析具有重要的理论和实际意义。
本文将从涡轮机械系统的基本结构和工作原理入手，探讨其热力过程以及影响因素，并着重分析其能量传递效率和详细研究焓增率，进一步探究提高涡轮机械系统热力性能的途径与方法。
涡轮机械系统由进口、出口、转子等部分组成，利用流体的动能和压力能转化为机械能，完成能量的转换。
其工作原理主要包括流体进口、加速旋转、能量转移和流体出口的过程。
在这个过程中，热力性能是一个重要的指标，直接影响涡轮机械系统的效率和输出功率。
因此，热力分析是对该系统设计、运行和改进的必要手段。
涡轮机械系统的热力过程可以描述为：流体进入涡轮机时具有一定的压力和温度，并且具有一定的流速。
这些能量将通过涡轮的叶片，由流体的加速过程中转化为机械能。
然后，机械能将传递到涡轮机械系统的输出端，完成功率的输出。
因此，涡轮机械系统的热力性能分析包括对流体动力学特性、叶片设计和传热效果等方面的研究。
涡轮机械系统热力性能的影响因素有很多，包括入口温度、压力、比容等参数。
在分析这些因素时，焓增率是一个重要的指标。
焓增率是流体通过涡轮机械系统时，从入口到出口所增加的焓值。
在热力分析中，焓增率可以用来计算涡轮机械系统的效率，并作为性能检验的依据。
提高涡轮机械系统的热力性能，需要从多个角度进行研究。
一方面，可以通过优化叶片的设计和结构，提高流体在流经叶片过程中的加速效果，进而提高能量转换效率。
另一方面，还可以改进流体进口和出口的流动性能，减小流体的能量损失和各种阻力。
此外，研究流体动力学特性和传热效果，也能对提高涡轮机械系统的热力性能起到积极的作用。
在最后进行热力分析时，需要根据实际情况选择合适的数学模型和计算方法进行研究。
在涡轮机械系统中，常用的数学模型包括欧拉方程、雷诺方程等。
通过对这些方程的求解，可以获得流体动力学特性和热力过程的数值结果。
涡轮发动机的热力循环优化
涡轮发动机的热力循环优化在现代工业和航空领域，涡轮发动机扮演着至关重要的角色。
从飞机的动力系统到大型发电设备，涡轮发动机的性能和效率直接影响着相关领域的发展和进步。
而热力循环的优化则是提升涡轮发动机性能的关键所在。
要理解涡轮发动机的热力循环优化，首先得明白涡轮发动机的工作原理。
简单来说，涡轮发动机通过燃料燃烧产生高温高压气体，这些气体推动涡轮旋转，从而产生动力。
而热力循环就是这个过程中能量转化和传递的路径。
在热力循环中，有几个关键的环节和参数对发动机的性能产生重要影响。
首先是压缩比，它决定了进入燃烧室的气体压力和温度。
较高的压缩比通常能提高燃烧效率，但也会带来一些挑战，比如增加了部件的机械负荷和热负荷。
燃烧过程的优化也是至关重要的。
理想的燃烧应该是充分、均匀且快速的，以最大程度地释放燃料的化学能，并减少不完全燃烧带来的能量损失和污染物排放。
为了实现这一点，研究人员在燃料喷射方式、燃烧室设计以及燃烧控制策略等方面不断进行探索和创新。
再来说说涡轮部分。
涡轮的设计和性能直接影响着从高温高压气体中提取能量的效率。
优化涡轮叶片的形状、材料和冷却方式，可以提高涡轮的耐高温性能和工作效率。
另外，热管理也是热力循环优化中不可忽视的一个方面。
有效地控制发动机内部的热量传递和散失，减少热损失，能够提高整体效率。
这包括采用先进的隔热材料、优化冷却系统等措施。
为了实现热力循环的优化，先进的计算流体动力学（CFD）和数值模拟技术发挥了巨大的作用。
通过建立精确的数学模型，研究人员可以在计算机上模拟不同设计方案下的热力循环过程，预测性能表现，从而大大减少了实验次数和研发成本。
同时，材料科学的进步也为热力循环优化提供了支持。
新型高温合金和复合材料的出现，使得发动机能够在更高的温度和压力下工作，从而提高了热效率。
在实际的工程应用中，热力循环的优化还需要综合考虑成本、可靠性和维护性等因素。
有时候，过于追求高性能的设计可能会导致成本大幅增加或者维护难度加大，这在商业应用中是不可接受的。
《涡轴发动机》课件
生高温高压的燃烧气体。
3
排气
4
燃烧气体通过喷气口排出，产生推力， 推动飞机或工业设备前进。
压气
涡轴发动机中，压气涡轮通过高速旋转， 将大量空气压缩，提高空气密度。
膨胀
燃烧气体通过涡轮膨胀，将热能转化为 机械能，推动涡轴发动机的旋转。
涡轴发动机的优势和应用
高功率输出
涡轴发动机相对于传统发动机具有更高的功率 输出，适用于大型飞机和工业设备。
可靠性和耐久性
涡轴发动机经过长期工程实践验证，具有卓越 的可靠性和耐久性，适合长时间运行。
燃烧效率
涡轴发动机采用先进的燃烧技术，燃料利用率 高，减少了能源浪费和环境影响。
广泛应用
涡轴发动机广泛应用于航空、航天、军事和工 业领域，推动了现代工程技术的发展。
涡轴发动机的发展趋势
新材料与先进技术
燃烧效率的提升
涡轴发动机的原理
流体力学原理
涡轴发动机利用气体动力学和导流线理论，实现高效率的空气压缩和高温燃烧，从而产生冲 击推力。
热力学循环
涡轴发动机通过理想的布雷顿循环，在压缩、燃烧、膨胀和排气等过程中充分利用热能，将 化学能转化为机械能。
涡轴设计
涡轴发动机通过设计复杂的涡轮、压气机和燃烧室，实现高效的热能转换和引擎功率输出。
噪音减小与环保
涡轴发动机的发展趋势是采用新 材料和先进技术，提高功率密度、 减轻重量，并增强可持续性。
未来涡轴发动机将致力于提高燃 烧效率，减少对化石燃料的依赖， 并减少排放对环境的影响。
涡轴发动机的发展还将关注降低 噪音和环境污染，提升飞行体验 和可持续发展。
总结和展望
通过本课程，我们深入了解了涡轴发动机的原理、构造和工作过程，以及其 在航空和工业中的重要应用。期望这一先进技术在未来继续发展，推动社会 进步和工程科技的创新。涡轴发动机的构造Fra bibliotek齿轮传动
涡轴发动机 燃油热效率
涡轴发动机燃油热效率涡轴发动机以其高效能、低油耗的特点，成为目前汽车工业的主流发动机之一。
它的燃油热效率高，是由于它与传统发动机相比，采用了新的工作原理和先进的技术。
涡轴发动机通过利用废气能量来提高效率。
在传统发动机中，废气通过排气管排出车身外。
而涡轴发动机通过采用涡轮增压器以及废气循环系统，将废气再利用起来。
废气通过涡轮增压器驱动，进而将压缩空气送入燃烧室中，从而提高了燃烧效率。
这种废气利用的方式，使得涡轴发动机的燃烧更加充分，热效率得到了显著提高。
涡轴发动机还通过优化燃油系统来提高热效率。
它采用高压直喷技术，将燃油直接注入燃烧室，使得燃油与空气更加充分混合，燃烧更加完全。
同时，涡轴发动机还采用了可变气门正时技术，使得进气量和排气量得以精确控制，进一步提高了燃烧效率。
这样一来，涡轴发动机在燃油的利用上更为高效，热效率也得到了大幅度提升。
除此之外，涡轴发动机还采用了多级缸内直喷技术。
传统发动机中，只有一个喷油器对所有气缸进行喷油，这会导致不同气缸之间的燃烧质量不均匀。
而涡轴发动机则采用了多个喷油器，每个气缸都有专属的喷油装置，燃油喷射量可以根据需要进行精确控制，从而实现了每个气缸之间燃烧质量的均衡。
这种技术的应用，使得涡轴发动机的燃烧更加稳定，进一步提高了热效率。
涡轴发动机的燃油热效率高，比传统发动机平均可提高10%以上。
这意味着在相同行驶条件下，涡轴发动机相对于传统发动机，可以节省更多的燃油。
这对于减少环境污染、降低用户使用成本、推动汽车绿色化发展，具有重要意义。
对于用户来说，如何充分利用涡轴发动机的高热效率呢？首先，要合理选择车速和驾驶方式。
涡轴发动机在中低转速时燃烧效率更高，所以在行驶中可以选择经济速度，避免频繁加速和急刹车，以减少能量的损失。
其次，要定期保养发动机，确保其正常工作状态。
及时更换空气滤清器、机油和燃油过滤器，保持发动机清洁和油品的质量。
此外，还可以考虑使用高品质的燃油，以提高燃烧效率。
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图2-13 实际循环功随增压比的 变化曲线（实线），理想循环（虚线）
2019/12/20
13
实际循环
理想条件下
– 理想循环中 认为压缩与膨胀过程都是定熵过 程， 没有考虑流动损失
– 在整个循环过程中， 气体的成分和热容比均 不变。
实际条件下
– 存在着流动损失
– 气体的成分发生了变化， 热容比也随着气体 成分和温度的变化而变化
2019/12/20
14
实际循环处理方法
2 Lrp
Li (V52 V 2 ) 2 Lnet Lrp Lrc
Le (V52 V 2 ) 2 Lnet Li Lrp Lrc
2019/12/20
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实际循环功
循环功等于绝热膨胀过程中的技术功减 去绝热压缩过程中的技术功
w0 w p,t wc,t
对于实际循环：指 示功和有效功是不 相等的
2019/12/20
16
实际循环指示功和有效功
用伯努利方程推导指示功和有效功之间 关系
wc,t
2*
vdp
0
wc,s
V2 2*
2 V 2 2 Lrc
w p,t
5
vdp
2*
wT ,s
Lnet
V52
2 V2* 2
q 2 c p T5 T0
2019/12/20
5
代入热效率公式， 对于定比热容的完全
气 对体于有定:熵过ηt程 10－TT35*2＊TT02有:
1
T2* T0
p2* p0
对于定熵过程3 ＊ -5 ＊有:
1
T* 3
T5
p* 2
涡轴发动机的热力循环
循环的理想化条件
为什么进行理想化假设？ 假设条件
– 假设工质完成的是一个封闭的热力循环 – 假设循环过程是定熵过程 – 燃烧室定压加热过程的假设 – 忽略qmf ，假设气体为定质量的定比热容的
完全气体
2019/12/20
2
布莱顿或定压加热循环
布莱顿或定压加热循环定 义
9
理想循环功
W的推导计算：
w0
q1
q2
cp
T* 3
T* 2
cp
T5 T0
c pT0
T* 3
T0
1
1
1
1
1
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10
c
pT0
1
1 e
cp
1
1
1
T* 3
T0
a取决于增压比，变化范围较小，在1.02与1.05之间，可以取常数
取决于涡轮前温度T3*
2019/12/20
20
实际循环功影响参数：
– 加热比 – 增压比 – 压缩效率 c – 膨胀效率 p
2019/12/20
燃气由 经p绝3* 热多变膨胀过程到 所p作5 的 技术功为（落压比等于增压比）
w p,tw p来自s pcpT3*
1
1
1
p
2019/12/20
18
将空气由经绝热多变压缩过程到所需的
技术功为: 1
wc,t
wc,s
c
c pT0
e
1
其中：
T3*
1
成为加热比，e
T0
故：理想循环功取决于加热比Δ和增压比π
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图形分析
增压比一定， 加热 比愈大， 循环功愈 大。
最佳增压比 opt的定
义
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图2－11 理想循环功与增压比的关系
1
c
所以，实际循环功为：
w0
cpT3*
1
1
1
p
c pT0
1
1
c
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19
w0
c pT0
1
1
c
ac p
1
1
其
中 ，a
c
p
1
1
1
在理想循环的基础上 作如下处理:
– 整个压缩过程(0-2) 是 绝热的多变过程；
– 在整个膨胀过程(3-5) 是绝热的多变过程；
– 燃烧过程按照等压过 程处理（损失折算到 膨胀过程中，用膨胀 效率体现）
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15
实际循环指示功和有效功
指示功：循环包围 的面积
有效功：轴功和动 能变化
t 1
1
1
所以：燃气涡轮喷气发动机理想循环的 热效率取决于发动机的增压比和工质的 热容比
2019/12/20
8
在 一 定的情况下， 取决于空气在压缩过
程中压力提高的程度
发动机的增压比
愈大， 则热效率
愈高。
t
图2－10 热效率随发动机增压比的变化
2019/12/20
p0
2019/12/20
6
引入反映循环特性的参数--增压比 π
p*
2
进气道的冲压比 ： p0 压气机的增压比 ： 所以 * *
p*
i *
1
pp0* 2
p c
*
1
ic
即：循环的增压比等于进气道的冲压比与
压气机的增压比的乘积
2019/12/20
7
热效率推导：
12
最
大循环功w0,max
及最佳增压
比
的
opt
计算
dw0 de
c
pT0
Δ e2
1
0
opt
2 1
T3* T0
2
1
w0,max c pT0
2
1
当实际加热比为5－6时， πopt≈16－30 最大理想循环功为仅取决于加热比
2019/12/20
布莱顿循环p-v图
4
布莱顿循环的热效率
布莱顿循环的热效率
– 热效率的定义
其中：
ηt
wo q1
1
q2 q1
问题：问什么W0=Q1-Q2
η ：循环热效率
t
W0：循 环 过 程 产 生 的 机 械 功
q1 :循环过程中吸收的q热2 :量循环过程中放出的热量
q1 c p T3* T2*
循环组成
– ０-２＊定熵压缩过程 – ２ ＊ -３ ＊ 定压加热过程 – ３ ＊ -５＊ 定熵膨胀过程 – ５ -０ 定压放热过程
布莱顿循环p-v图
2019/12/20
航空发动机原理
3
布莱顿循环的p-v图和T-s图
布莱顿循环的p-v图 过程含义
– 0－1 ＊线 – 1 ＊ －2 ＊线 – 2 ＊ －3 ＊线 – 3 ＊ －4 ＊线 – 4 ＊ －5线