燃气涡轮发动机16A.ppt

燃气涡轮发动机1

激波损失：
气体经过激波时，速度和温度都发生突跃变化，粘性和导热作用很大。
在气体温度很高，激波很强的情况下，甚至气体的热力学平衡状态也会遭到破坏。这
种破坏过程是不可逆过程，按热力学第二定律，气体的熵增加，同时有很大一部分机
械能转化为热能，这就是所谓激波损失。在超声速流动中，一般总会产生激波。对于
作超声速运动的飞行器，激波的出现会引起很大的阻力；对于超声速风洞（见风洞）、
运动定律：牛顿三大定律牛顿第一定律（惯性定律）：任何一个物体在不受外力或
受平衡力的作用时（Fnet=0），总是保持静止状态或匀速直线运动状态，直到有作用在它上面的外力迫使它改变这种状态为止。
牛顿第二运动定律：物体的加速度跟物体所受的合外力成
正比，跟物体的质量成反比，加速度的方向跟合外力的方向相同。
不可压流中任意一点流体的静压与动压之和保持不变
5. 音速
音速与气体状态参数之间的关系：
a = kRT
a = dp / d
k ：比热比； R ：气体常数； T ：气体静温； p ：静压;
ῤ : 密度；
马赫数：流场中任一点处的流速v与该点处气体的音速a的比值，叫该点处气流的马赫数，用Ma表示，即
Ma = v/a 亚音速流动：Ma 《1.0 音速流动：Ma =1.0
进气道和压气机等内流设备，在气流由超声速降为亚声速时出现的激波，会降低风洞
和发动机的效率。所以，减弱激波强度以减小激波损失是实际工作中的一项重要课题。
基本分类：
激波就其形状来分有正激波、斜激波。在超声速来流中，尖头体头部通常形成附体激波，在钝头体前部常形成脱体激波。
人们在实践中发现，在飞行速度达到音速的十分之九，即马赫数M0.9空中时速约 950公里时，局部气流的速度可能就达到音速，产生局部激波，从而使气动阻力剧增。要进一步提高速度，就需要发动机有更大的推力。更严重的是，激波能使流经机翼和机身表面的气流，变得非常紊乱，从而使飞机剧烈抖动，操纵十分困难。同时，机翼会下沉、机头往下栽；如果这时飞机正在爬升，机身会突然自动上仰。这些讨厌的症状，都可能导致飞机坠毁。这就是所谓“音障”问题。由于声波的传递速度是有限的，移动中的声源便可追上自己发出的声波。当物体速度增加到与音速相同时，声波开始在物体前面堆积。如果这个物体有足够的加速度，便能突破这个不稳定的声波屏障，冲到声音的前面去.突破音障时，由于物体本身对空气的压缩无法迅速传播，逐渐在物体的迎风面积累而终形成激波面，在激波面上声学能量高度集中。这些能量传到人们耳朵里时，会让人感受到短暂而极其强烈的爆炸声，称为音爆(Sonic Boom)。

第一讲燃气涡轮发动机概述

推力18000-22000 kg 耗油率比小涡扇低1/3 授课人贾斯法
高涵道比涡扇发动机特点
起飞推力大耗油率低噪声低
授课人贾斯法
第一代宽体客机
B747
1970年
L1011 (1972) DC-10 (1971)
71
高涵道比涡扇发动机
已在现代民机上广泛采用 A300、A310、A320、A330、A340, B737、B747、B757、B767、B777, A3XX B747-500X、 B717、A318、湾流Ⅴ
授课人
贾斯法
51
F-22用发动机－F119-PW-100
总压比 35 涵道比 ~0.2 涡轮前燃气温度 ~1850~1950 K 3+6___1+1 反向转动的双转子推力 157.5 kN 推重比 10.0
授课人贾斯法
52
F119 与 F100 比较
级数 17---11 少 6 级零件数少 40% 中间推力大 47% 可使战斗机超声速巡航巡航耗油率低 11% 可靠性、维修性好
授课人
贾斯法
40
加力式涡轮风扇发动机扇发动机 F-4“鬼怪”式战斗机用涡扇(斯贝MK202)换装涡喷(J79)后飞机性能的改进最大M数由 2.2→2.4 最大航程 ↑54% 加速到M=2的时间 ↓1/3 爬升到12000m的时间 ↓20%
授课人贾斯法
41
加力式涡轮风扇发动机
60年代后期采用高循环参数总压比≈25、T3≈1600K 发展高性能核心机研制成专为先进战斗机用的、推重比为8.0一级8的发动机 F100-PW-100→F-15 (1974)
2006年3月
航空发动机结构设计

燃气涡轮发动机(第二版)第3章

(2)大气温度
飞行速度保持不变时，大气温度越低，空气越易于压缩，冲压比越大；反之，大气温度越高，冲压比越小。飞行高度变化时，冲压比是否变化，取决于大气温度的变化。在11000米高度以下，飞行高度升高时，大气温度降低，冲压比增大；在11000米高度以上，飞行高度改变时，大气温度保持不变，冲压比也就保持不变。在没有流动损失的情况下，冲压比随飞行高度变化的情形，如图2— 5的曲线所示。
影响冲压比的因素
• 影响冲压比的因素有飞行速度(V)、大气温度(T0)和流动损失。下面进行分析。 • (1)飞行速度 • 大气温度不变时，飞行速度越大，空气流过进气道时速度降低得越多，有更多的动能用来提高空气的压力，所以飞行速度增大时冲压比增大。 • 图2—4的曲线表示在没有流过损失的情况下。冲压比随飞行速度变化的情形。图上表明，飞行速度增大时，冲压比增大，而且飞行速度越大，冲压比增加得越快
燃气涡轮发动机（第二版）
第3章发动机部件刘成英
• 航空燃气涡轮喷气发动机主要由进气道（Intake）、压气机（compressor）、燃烧室（combustion chamber）、涡轮（turbine）、喷管（Exhaust）等部分构成。
•
3.1
• 3.1.1 1.类型类型和参数
进气装置
安装在叶轮的进口处，其通道是收敛形的
功用
使气流拐弯并以一定方向均匀进入工作叶轮, 以减小流动损失此过程中气流加速，防止出现拐弯分离流
气流参数变化
空气在流过它时速度增大,而压力和温度下降
叶轮：
1. 单面叶轮 2. 双面叶轮叶轮高速旋转，对流过的空气做功，加速空气的流速，同时提高空气压力。
压气机特性实验

涡轴发动机(PPT)

• 飞行条件、燃气发生器转速变化归结为 n
2024年7月27日T * 1
共同工作线的求法
• 共同工作线的具体求法需要试凑
• 步骤：
–根据压气机设计点的参数和共同工作方程计算Cd
q(1 )
* k
1
* k
k*
1
C
•在等换算转速线上任取一点a •将a点的参数代入共同工作方程式，得C’
•比较Cd和C’，若两者差值小于允许误差，
2024年7月27日
2.4 非线性方程组
E1
f1
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E2
f
2
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E3
f3
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
E4
f
4
(
* K
,
T3*
,
* T
,
* TZ
)
2024年7月27日
这个方程组是多元非线性方程组，而且无法用显式表达，只能按照发动机流程热力计算步骤进行计算才能得到偏差量E和试取值V之间的关系。
T*=常数
燃气发生器共同工作方程
• 将各共同工作方程式联立，获得
共同工作方程
q(1 )
* k
1
* k
k*
1
C
将压气机特性图上所有使方程式
得到满足的点连成线获得燃气发生器的共同工作线
2024年7月27日
燃气发生器共同工作线
• 一台几何不变的发动机，当自由涡轮处于临界工作状态时：

燃气涡轮发动机(第二版)第4章

大气温度上升，空气
密度减小，在同样的转速下,流过发动机的空气流量减小，压气机增压比下降,使发动机推力减小，使燃油消耗率增加。大气压力上升,使总压上升,造成流量和沿流程各截面上的总压增加，推力增加，但燃油消耗率不受影响。
涡轮喷气发动机的高度特性 : 在一定转速和速度条件
下，在H<11 000m时，随着飞行高度的增加,发动机推力下降,燃油消耗率下降。在 H> 11000m的同温层,随着飞行高度的增加，发动机的推力随高度的增加而继续下降,而且下降得更快一些，而燃油消耗率保持不变。
(2)涡轮前温度。涡轮前温度 T * :对发动机总效率的影响较为 3 复杂。T * 增加时，一方面气体动能增量增加,发动机热效率 3 增加;另一方面喷气速度增加使离速损失增加，发动机推进效率降低。所以, T * 对发动机总效率的影响随不同的发动机 3 类型而不同。
(3)压气机效率和涡轮效率，压气机效率和涡轮效率增加，气流损失减小，发动机热效率增加,总效率增加。
4.3.1 工作原理和结构特点
当从涡喷发动机基本部分（常常称为燃气发生器）的排气用于旋转附加的涡轮通过减速器驱动螺旋桨，这就是涡桨发动机
直接传动涡轮螺桨发动机：附加功率直接从压气机传动轴驱动螺旋桨减速器产生。
自由涡轮带动：在现代涡轮螺桨发动机中更多的有自由涡轮，它独立于驱动压气机的涡轮，在发动机排气流中自由转动。自由涡轮轴通过减速器驱动螺旋桨。
第4章燃气涡轮发动机的性能和特性
涡喷和涡扇发动机的性能参数
发动机的推力和经济性是涡喷发动机和涡扇发动机主要的性能参数。
4.1.1表征推力的参数
1.转速n
当油门前推时,进人燃烧室的燃油量增加.涡轮前温度增加，涡轮功增加，发动机转速增加压气机增压比增加,进人发动机的空气流量增加:同时燃气的膨胀能力增加，有更多的能量在喷管中转换成气体的动能,从而排气速度增加。所以.发动机推力随着发动机转速的增加而增大:发动机转速是影响发动机推力的最主要参数。这样,就可以通过测量发动机转速的大小来反映此时推力的大小。

燃气轮机培训PPT

6-3 燃氣輪機的種類
一、開放循環式燃氣輪機
此型燃氣輪機係於燃燒氣轉動輪機產生動力後直接排放於大氣中，其種類尚可分為單軸式、雙軸式以及三軸式三種。
１、單軸式
２、雙軸式
３、三軸式
二、密閉循環式燃氣輪機
氣體係在密閉的引擎內部循環，旋轉輪機的氣體是空氣，而燃燒氣只用於空氣的加熱。
6-4 燃氣輪機的優缺點
6-2 燃氣輪機的性能
燃氣輪機的性能主要取決於空氣流量、壓力比、輪機入口的氣體溫度三者。其性能曲線如右圖所示。
熱效率
η ＝(Q1-Q2)/Q1＝１- Q2/Q1
(註) η：熱效率 Q1：供應熱量 Q2：放出熱量
壓力比
γ ＝P2/ P1
(註) P2 ：壓縮機出口的壓力 P1 ：壓縮機入口的壓力
燃氣輪機的構造主要分成生氣部份及動力部份，其機件包含：空氣壓縮機、燃燒器、輪機以及改善熱效率用的熱交換器等。
一、空氣壓縮機
空氣壓縮機係被輪機所驅動，可分成離心式與軸流式兩種。其作用係由進氣口將外界空氣吸入，並將其壓入燃燒器中。空氣壓縮機出口的空氣壓力和入口的壓力比值對於引擎的性能影響甚鉅，一般稱為壓力比，其值約為3~6：1。
二、燃氣輪機的缺點
熱效率低，燃料消耗率大，輕負載、低轉速時性能差。
燃燒器、輪機、噴嘴等機件長時間暴露於高溫中，需要有高級耐熱材料。
因高速旋轉，需要有高級軸承、高精度減速齒輪。
需要大量空氣，配管以及高溫排氣的處理困難。運轉時吸氣、排氣噪音大。加速性不良。
6-5 燃氣輪機的用途
(太空汽車第5單元 3’42“~10‘’00”)
第六章習題
1. 燃氣輪機的作用原理為何？ 2. 燃氣輪機的主要構造包括那幾項？ 3. 熱交換器有何功能？ 4. 何謂燃氣輪機的壓力比？ 5. 燃氣輪機的複合引擎有那幾種？

《燃气轮机特性》课件

燃气轮机的应用领域
能源发电
燃气轮机广泛应用于能源发电领域，包括联合循环发电和分布式能源
系统。
工业用途
在石油、化工、冶金等领域，燃气轮机作为驱动和工艺流程的动力源
。
航空航天
在航空航天领域，燃气轮机作为飞机和火箭的
发动机。
军事用途
在军事领域，燃气轮机用于舰船、坦克和导弹
等装备的动力系统。
02 燃气轮机的工作流程
应急维修
在燃气轮机发生故障时，应尽快进行应急维修，以尽快恢复其正常运行。应急维修包括诊断故障原因、更换损坏部件、检查其他潜在问题等。
05 燃气轮机的发展趋势与挑战
高效能燃气轮机的研究进展
高效能燃气轮机的研究重点在于提高热效率、降低排放和降低燃料消耗。
先进的气动设计、热力学优化和材料技术的研发是实现高效能燃气轮机的重要手段。
未来高效能燃气轮机将更加注重智能化和自动化技术的应用，提高运行效率和可靠性。
清洁能源利用在燃气轮机上的挑战
燃气轮机作为清洁能源利用的重要手段，面临排放控制和燃料多
样化的挑战。
需要研发低排放、低噪声的燃气轮机技术，以满足环保要求。
同时，需要开发适用于不同燃料类型的燃气轮机，以满足多样化
的能源需求。
停车
当需要停车时，应按照规定的停车程序进行操作，并确保燃气轮机完全停止运行。同时，需要对燃气轮机进行全面检查，确保其处于良好的工作状态。
燃气轮机的运行监控
参数监控
在燃气轮机运行过程中，需要对其各项参数进行实时监控，如功率、效率、排气温度等。这些参数的变化可以反映燃气轮机的运行状态，及时发现并处理异常情况。
工作原理
燃气轮机的工作原理基于布雷顿循环，通过吸入空气、压缩、燃烧和排气四个过程实现能量的转换。

燃气轮机特性ppt课件

精选ppt
21
燃烧室的性能，一般可近似地认为效率B和压力保持系数2不变，
即和设计工况时一样，故未画性能曲线。
实质：是压气机和透平平衡运
行点的连线，是透平性能在压
气机性能曲线图上的描述。
平衡运行点主要是在压气机和透平性能的基础上求得的。
精选ppt
22
不变，转速n 时 LT Pe
11
4、机械牵引负荷特性
用机械方式（如联轴器、齿轮等）传动各种车辆。
启动时有最大扭矩，即 nL=0， M=Mmax
转速升高时，扭矩减小；
nL=nmax， M=Mmin。
PL
负荷功率：PL∝MnL
PL随nL增加而增大。
nL
精选ppt
12
精选ppt
13
平衡工况：稳定运行工况，燃气轮机输出功
2 可带动各种负荷，应用广泛
恒速、变速、牵引等
3 两轴转速不同
nC= nHT > nPT C和HT体积小，节省耐高温材料
4 在HT和PT之间可采用再热
燃气发生器
1-压气机C 2-高压透平HT 3-动力透平PT 4-发电机
精选ppt
35
二、分轴燃气轮机的性能曲线网和平衡运行带
1、性能曲线网
等弧线
虚线
率等于负载所消耗的功率，即Pe= PL，两者处于平衡状态。
不平衡工况：是从一个平衡工况变化到另一
个平衡工况的过渡过程，这时燃气轮机的输出功率与负载所消耗的功率不相同，即Pe≠PL，两者不平衡。
精选ppt
14
四、燃气轮机的平衡运行条件
机组在不同负荷下稳定运行时，各部件的参数（流量、转速、压比、功率）应满足的相互配合的条件。

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