航空燃气涡轮发动机原理

《航空燃气涡轮发动机原理》系统、全面地介绍了航空燃气涡轮发动机原理相关的知识，包括气动热力学基础理论与计算方法、发动机的力学原理和能量转换原理、热力循环分析、总体性能计算方法、稳态与过渡态特性及其获取方法、发动机安装阻力等使用特性、共同工作机理与控制规律、新概念发动机的基本原理与关键技术等。重点以涡喷和涡扇发动机为例给出了设计点性能计算、循环分析和非设计点特性计算建模的实例。为了方便读者学习，《航空燃气涡轮发动机原理》提供了思考题

目录 

丛书序 

前言 

第1章 航空推进系统的理论基础 1 

1.1 气动热力学的理论基础 001 

1.1.1 气体的状态方程、声速与马赫数 001 

1.1.2 气体的总温总压 002 

1.1.3 总参数表示的流量公式 003 

1.1.4 气体流动的能量守恒方程 003 

1.1.5 气体流动的动量方程 004 

1.1.6 变比热法 004 

1.1.7 有效热值法 007 

1.1.8 相似理论简介 009 

1.2 涡轮发动机的部件基础 011 

1.2.1 大气参数 011 

1.2.2 进气道 013 

1.2.3 风扇和压气机 019 

1.2.4 主燃烧室 023 

1.2.5 涡轮 025 

1.2.6 外涵道 028 

1.2.7 混合室 029 

1.2.8 加力燃烧室 030 

1.2.9 尾喷管 033 

1.3 涡轮发动机的热力循环 040 

1.3.1 涡喷发动机的热力循环 040 

1.3.2 涡扇发动机的热力循环 048 

1.3.3 涡轴/涡桨发动机的热力循环 050 

习题 051 

第2章 航空燃气涡轮发动机的类型与性能参数60 

2.1 涡轮发动机的基本结构、功能与用途 061 

2.1.1 涡轮喷气发动机 062 

2.1.2 涡轮风扇发动机 064 

2.1.3 涡轮螺旋桨发动机 067 

2.1.4 涡轮轴发动机 068 

2.1.5 涡轮桨扇发动机 068 

2.1.6 其他类型的航空燃气涡轮发动机 069 

2.2 涡轮发动机的基本工作原理 071 

2.2.1 涡喷发动机与活塞式发动机的对比 071 

2.2.2 涡喷发动机的力学原理 071 

2.2.3 航空燃气涡轮发动机原理的主要研究范围 075 

2.3 涡轮发动机的性能参数 076 

2.3.1 涡喷、涡扇发动机的性能参数 076 

2.3.2 涡轴、涡桨发动机的性能参数 077 

2.3.3 涡轮发动机性能参数的发展趋势 078 

2.4 涡轮发动机的推力和功率 081 

2.4.1 涡喷发动机的推力公式 081 

2.4.2 其他类型的涡轮发动机推力公式 086 

2.4.3 涡轴、涡桨发动机功率 087 

2.5 涡轮发动机的能量转换和效率 088 

2.5.1 涡轮发动机的热效率 088 

2.5.2 涡喷、涡扇发动机的推进效率 088 

2.5.3 涡喷、涡扇发动机的总效率 089 

2.5.4 关于能量与动量（力）的关系 089 

2.5.5 关于能量的量级 094 

习题 095 

第3章 航空燃气涡轮发动机设计点性能计算 100 

3.1 涡轮发动机的设计点 100 

3.2 设计点性能计算的假设 101 

3.3 涡轮发动机设计点的性能计算步骤 102 

3.3.1 单轴涡喷发动机设计点性能的平均比热计算过程 102 

3.3.2 单轴涡喷发动机设计点性能的变比热计算过程 107 

3.3.3 双轴混排涡扇发动机设计点性能的平均比热计算过程 112 

3.3.4 双轴混排涡扇发动机设计点性能的变比热计算过程 123 

3.4 涡轮发动机的循环分析 134 

3.4.1 涡喷发动机的循环分析 135 

3.4.2 涡喷发动机的敏感性分析 139 

3.4.3 涡扇发动机的循环分析 140 

3.4.4 涡扇发动机的敏感性分析 145 

3.4.5 涡轴发动机的循环参数对性能参数的影响分析 148 

3.5 涡扇发动机技术参数的选择 150 

3.5.1 涡扇发动机技术参数的限制值 150 

3.5.2 涡扇发动机技术参数的发展趋势 153 

习题 155 

第4章 航空燃气涡轮发动机部件的共同工作和控制规律 161 

4.1 非设计点特性与共同工作 161 

4.2 获得压气机特性图的试验方法 161 

4.3 压气机的简单匹配机理——压气机与节流阀的“共同工作” 164 

4.3.1 压气机与节流阀的“简单匹配”165 

4.3.2 压气机与节流阀的“复杂匹配”170 

4.4 定几何单轴涡喷发动机部件的共同工作 173 

4.4.1 共同工作方程 174 

4.4.2 共同工作方程组 185 

4.5 其他类型涡轮发动机的共同工作方程（组）189 

4.5.1 双轴涡喷发动机 189 

4.5.2 混排涡扇发动机 191 

4.5.3 分排涡扇发动机 194 

4.5.4 涡轴、涡桨、桨扇发动机 196 

4.6 涡轮发动机的控制规律 197 

4.6.1 关于控制规律 197 

4.6.2 单轴涡喷发动机的电子计算机控制简介 198 

4.6.3 单轴涡喷发动机的*大状态控制规律 199 

4.6.4 单轴涡喷发动机的巡航状态控制规律 203 

4.6.5 单轴涡喷发动机加力状态控制规律 204 

4.6.6 其他涡轮发动机的*大状态控制规律 207 

习题 214 

第5章 航空燃气涡轮发动机特性 221 

5.1 涡轮发动机特性 222 

5.1.1 涡轮发动机特性的定义 222 

5.1.2 特性计算的目的 222 

5.1.3 涡轮发动机特性函数定义 222 

5.2 变比热涡轮发动机特性计算基础 223 

5.2.1 部件特性图 223 

5.2.2 多元插值法 227 

5.2.3 比例系数（耦合系数） 227 

5.2.4 改善牛顿法的收敛性 228 

5.3 涡喷、涡扇发动机的速度特性 232 

5.3.1 涡喷发动机的速度特性 232 

5.3.2 双轴混排涡扇发动机的速度特性 239 

5.4 涡喷、涡扇发动机的高度特性 244 

5.4.1 涡喷发动机的高度特性 244 

5.4.2 涡扇发动机的高度特性 245 

5.5 涡喷、涡扇发动机的温度特性 247 

5.5.1 涡喷发动机的温度特性 247 

5.5.2 涡扇发动机的温度特性 249 

5.6 涡喷、涡扇发动机的节流特性 250 

5.6.1 涡喷发动机的节流特性 250 

5.6.2 涡扇发动机的节流特性 250 

5.7 涡轮发动机特性获取的试验方法 250 

5.7.1 几何相似 250 

5.7.2 流动相似 251 

5.7.3 航空燃气涡轮发动机的相似工作状态 253 

5.7.4 发动机的组合相似参数 256 

5.7.5 发动机地面试车性能参数的换算 258 

5.8 涡轮发动机的加、减速特性 261 

5.8.1 加、减速特性计算方法 261 

5.8.2 加、减速过程的控制规律设计方法 267 

5.9 涡轮发动机的起动特性 270 

习题 273 

第6章 航空燃气涡轮发动机使用特性 276 

6.1 飞行包线与涡轮发动机的工作包线 276 

6.1.1 战斗机用涡轮发动机 276 

6.1.2 客机/运输机用涡轮发动机 278 

6.1.3 起动包线 278 

6.2 进气道与涡轮发动机的匹配 279 

6.2.1 进气道与发动机流量匹配 280 

6.2.2 进气道与发动机的流场匹配 286 

6.2.3 超声速进气道安装阻力 290 

6.3 使用环境对涡轮发动机性能的影响 295 

6.3.1 大气温度对发动机性能的影响 295 

6.3.2 大气湿度对发动机性能的影响 295 

6.3.3 雷诺数对发动机性能的影响 296 

6.3.4 引气和功率提取对发动机性能的影响 296 

6.4 不同飞行器对发动机的使用特性要求 297 

6.4.1 军用飞机对涡轮发动机的要求 297 

6.4.2 民航飞机对涡轮发动机的要求 300 

习题 307 

第7章 新概念发动机 310 

7.1 带升力风扇的涡扇发动机 310 

7.1.1 基本概念 310 

7.1.2 工作原理及结构 310 

7.1.3 工作过程 312 

7.1.4 关键技术 314 

7.2 变循环发动机 315 

7.2.1 基本概念 315 

7.2.2 分类及定义 315 

7.2.3 性能优势 317 

7.3 涡轮基组合循环发动机 319 

7.3.1 需求 319 

7.3.2 基本原理 320 

7.3.3 结构/组成 321 

7.3.4 关键技术 323 

7.3.5 发展现状与趋势 324 

7.4 超燃冲压发动机 326 

7.4.1 需求 326 

7.4.2 基本原理 327 

7.4.3 结构/组成 328 

7.4.4 关键技术 329 

7.4.5 发展现状与趋势 331 

7.5 脉冲爆震涡轮发动机 334 

7.5.1 基本概念 334 

7.5.2 分类及定义 335 

7.5.3 原理及优势 337 

7.5.4 关键技术 341 

7.6 分布式混合推进系统 341 

7.6.1 背景 341 

7.6.2 基本原理 343 

7.6.3 结构/组成 344 

7.6.4 关键技术 345 

7.6.5 发展现状及趋势 347 

7.7 其他新概念发动机和技术 348 

7.7.1 齿轮传动涡扇发动机 348 

7.7.2 智能发动机 349 

7.7.3 波转子增压循环发动机 351 

7.7.4 核能发动机 354 

7.7.5 离子风推进技术 354 

7.7.6 航空燃气涡轮发动机中的新技术 354 

习题 365 

参考文献 367 

主要符号表 369

第1章 航空推进系统的理论基础 

　　航空推进系统和航空燃气涡轮发动机的定义是不同的，基于喷气推进原理的航空推进系统由航空燃气涡轮发动机、进气系统、排气系统、附件系统和短舱等组成，因此航空推进系统所涉及的范围比航空燃气涡轮发动机的要宽得多。本书虽然涉及进气道和尾喷管的部分内容，但是重点在于航空燃气涡轮发动机本身，而不在于航空推进系统的其他部分。因此，除了本章以外，后面的章节主要介绍航空燃气涡轮发动机原理。 

　　航空燃气涡轮发动机（简称航空涡轮发动机、涡轮发动机或者航空发动机），是指含有涡轮机械（叶轮机械，也称作叶片机）的吸气式航空发动机，是一种以布雷敦循环为基础的热机，本质上也属于内燃机。航空发动机原理是在已有的工程热力学、气体动力学、叶片机原理、燃烧原理等专业课和专业基础课的基础上，把发动机的各部件（典型的五大部件： 进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管）融合在一起进行研究，主要内容包括涡轮发动机的力学原理、能量转换原理、设计点性能计算、部件共同工作与控制规律、非设计点特性计算等方面，是一门综合性很强的课程。学懂这门课需要掌握比较完整的预备知识。因此，第1章主要讲述学习航空发动机原理需要使用到的气动热力学基础［1］、各部件以及热力循环的基本知识［2］。 

　　1.1 气动热力学的理论基础 

　　1.1.1 气体的状态方程、声速与马赫数 

　　理想气体的压力p、温度T、密度ρ和比容v之间的关系称为气体状态方程： 

　　p＝ρRT或pv＝RT 

　　式中，R为气体常数，只与气体的分子量有关。 

　　声音在气体（空气和燃气）中的传播速度称为声速，声速a与气体的温度T有关： 

　　式中，γ为气体的比热比。 

　　气体的流动速度与当地的声速之比，称为马赫数（气体可压缩性的相似准则）： 

　　气体是可压缩的，但当气体流动的马赫数小于0.3时，气体的密度变化量小于5%，气体流动可以被看作是不可压缩流。发动机内部的气体流动大多数情况下都是可压缩流。 

　　1.1.2 气体的总温总压 

　　以一定速度运动的气流如果被等熵滞止到速度为零，由热力学第一定律可知，气体的动能是不会消失的，它转化成为气体的热能，具体表现为气体的温度升高了，在定比热的假设下（气体的比定压热容cp和比热比γ不随温度变化而变化），来流的总温Tt、静温Ts和来流的速度c0之间的关系为 

　　即 

　　式中，ht气体的总焓；hs为气体的静焓。 

　　利用气流的马赫数，总温和静温之间的关系也可以表示为 

　　（1-1） 

　　式中，Ma0为来流气体的马赫数。 

　　来流的动量也就转换成压力（气流为不可压缩）： 

　　式中，pt气体的总压；ps为气体的静压。 

　　由于气体是可压缩流体，高速运动下气体的密度变化明显，可通过公式（1-2）来表示总、静压和气流马赫数的关系： 

　　（1-2） 

　　1.1.3 总参数表示的流量公式 

　　常见的气体流量公式为 

　　Wa＝ρcA 

　　同理，由于涡轮发动机内部的气体流速快、马赫数较高，气体密度的变化不可忽略，采用上式计算流量多有不便，而气体的总温总压一般情况下是已知的，故气体流量公式一般表示为 

　　（1-3） 

　　式中，A为某个截面的面积；pt为该截面的总压；Tt为该截面的总温；Ma为该截面气流的马赫数；K为比热比γ的函数，一般情况下，对于空气K取0.0404，对于燃气K取0.0397。 

　　1.1.4 气体流动的能量守恒方程 

　　发动机内部的气体具有的能量（可以利用的）只有两种，一种是以静温描述的静焓，另外一种是以速度描述的动能，两种能量合为一体就是总焓，即 

　　或者 

　　当气体流经一个控制体（图1-1），进口为1截面，出口为2截面，对气体增加热量q和做功L，一维流动能量守恒方程为 

　　图1-1 控制体中气体流动的能量守恒定律示意图 

　　或者 

　　（1-4） 

　　当q为正，表明外界对气体加热；当q为负，表明气体对外界放热。当L为正，表明外界对气体做功；当L为负，表明气体对外界做功。 

　　1.1.5 气体流动的动量方程 

　　当气体流经一个控制体（图1-2），进口为1截面，出口为2截面，控制体对气体施加力，一维流动动量方程为 

　　（1-5） 

　　式中，I＝Wac＋psA。F是指控制体内部对气体施加的所有力的合力，F可以为正值、零或负值。 

　　图1-2 控制体中气体流动的动量方程示意图 

　　1.1.6 变比热法 

　　涡轮发动机内部的空气和燃气并不是理想气体，气体的温度变化可达1500K以上，使得cp和γ有显著变化。为了提高计算精度，应该考虑这种影响。 

　　由热力学第一定律得 

　　根据等熵过程的定义，有 

　　对两边积分，得 

　　采用定比热法时，cp不变可以积分得到： 

　　采用变比热法时，令 

　　式中，称为熵函数。于是有 

　　（1-6） 

　　式（1-6）将等熵过程的两个状态的T（和一一对应）和p联系起来了。 

　　同样，h的表达式为 

　　式中，T0为气体气/液相变温度。 

　　把空气和燃烧航空煤油的燃气的cp随T的变化关系测量出来，并拟合为T的多项式，和h就可以积分出来。参考文献［3］中给出的通过测量并拟合得到的结果如下： 

　　相应的cp、γ、h和随T的变化趋势图如图1-3所示。 

　　图1-3 空气和燃气的热力学参数cp、γ、h和随T的变化 

　　图1-3中是空气和燃气的热力学参数，对于任意比例组合的燃气，这些热力学参数可以根据“航空煤油”和“空气”的热力学参数按照质量平均求出：

装　　帧：平装

页　　数：377

版　　次：1

开　　本：16开

纸　　张：胶版纸