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1、第四节第四节 能量转换与效率能量转换与效率一、能量转换一、能量转换航空发动机是（热机航空发动机是（热机+推进器）的组合体推进器）的组合体s热机热机 热能热能 机械能机械能 热效率热效率s推进器推进器 机械能机械能 推进功推进功 推进效率推进效率s组合体组合体 热能热能 机械能机械能 推进功推进功 总效率总效率二、热效率二、热效率o定义定义o热能热能q0o机械能机械能 Wo加入燃烧室的燃油流量加入燃烧室的燃油流量 qmfoqmf完全燃烧释放的热量完全燃烧释放的热量Q0o燃油低热值燃油低热值 Huo对对1公斤工质加热量公斤工质加热量q0 o燃油燃烧实际释放的热量燃油燃烧实际释放的热量q1 o燃烧效
2、率燃烧效率 b反映燃烧完全程度反映燃烧完全程度l每秒钟流过涡喷发动机的每秒钟流过涡喷发动机的1公斤工质的能量守恒方程公斤工质的能量守恒方程 其中：其中：Wk压气机压缩功；压气机压缩功；WT 涡轮膨胀功涡轮膨胀功 对涡喷发动机而言：对涡喷发动机而言：Wk=WT“热损失热损失”部分部分l（1）燃烧不完全）燃烧不完全 1-2%l（2）壁面散热）壁面散热qout 2%l（3）排热损失排热损失Cp(T9-T0)55-75%机械能：机械能：W=(V92-V02)/2 产生推力产生推力 (V9-V0)l th=W/q0=0.25 0.35l如何设计发动机，获得更高的如何设计发动机，获得更高的 热效率热效率？
3、对涡喷发动机对涡喷发动机循环功机械能循环功机械能：W=(V92-V02)/2 热效率热效率 增压比增压比 三、推进效率三、推进效率F单位时间发动机对飞机所作单位时间发动机对飞机所作推进功推进功F发动机每公斤工质单位时间发动机每公斤工质单位时间对飞机所作推进功对飞机所作推进功F推进效率的定义：推进效率的定义：F推进效率与推进效率与V9/V0成反比成反比涡喷发动机涡喷发动机W=(V92-V02)/2l两种极端情况两种极端情况当当V0=0时，时，p=0当当V9=V0时，时，p=1 （但但Fs=V9 V0 0）V9 V0 0 p 1 （0.50.75）机械能机械能 推进功的转换必有推进功的转换必有“损
4、失损失”损失损失=机械能机械能 推进功推进功 =l绝对坐标系中气流以绝对速度绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 V0)排出发动机所排出发动机所带走的能量带走的能量 称为称为“余速损失余速损失”四、总效率四、总效率F定义：定义：F表示发动机作为（热机表示发动机作为（热机+推进器）的效率推进器）的效率F描述发动机经济性指标，总效率描述发动机经济性指标，总效率 0.20.3。F总效率与耗油率的总效率与耗油率的关系关系F当飞行速度一定时，总效率与耗油率成反比；当飞行速度一定时，总效率与耗油率成反比；F当飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性；当飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性；F当飞行速度为零时，
5、只能用耗油率表示经济性。当飞行速度为零时，只能用耗油率表示经济性。F对于涡喷发动机存在矛盾对于涡喷发动机存在矛盾涡喷发动机将热力循环获得涡喷发动机将热力循环获得的机械能全部转换为气体的的机械能全部转换为气体的动能增量，进、排气速度差动能增量，进、排气速度差大，可提高热效率和增加推大，可提高热效率和增加推力力但排气速度差大，推进效率但排气速度差大，推进效率低，总效率低经济性差，耗低，总效率低经济性差，耗油率高油率高F能否在不降低发动机热效率的能否在不降低发动机热效率的条件下，提高推进效率，改善条件下，提高推进效率，改善低速飞行条件下的总效率降低低速飞行条件下的总效率降低耗油率？耗油率？其他类型发
6、动机其他类型发动机第五节第五节 发展方向及一体化设计概念发展方向及一体化设计概念高单位推力、低耗油率高单位推力、低耗油率一、单位推力、耗油率与热力循环关系一、单位推力、耗油率与热力循环关系高单位推力、低耗油率高单位推力、低耗油率F提高提高加热比加热比（即（即T3*），），可有效提高循环功，因可有效提高循环功，因此提高单位推力，但同时使耗油率增加；此提高单位推力，但同时使耗油率增加；F提高压气机提高压气机增压比增压比 k*，可提高热效率，降低耗，可提高热效率，降低耗油率，但导致单位推力下降；油率，但导致单位推力下降；F为获得高单位推力和低耗油率，为获得高单位推力和低耗油率，随随T3*的提高，的提
7、高，相应提高压气机增压比相应提高压气机增压比涡轮前温度对单位性能的影响涡轮前温度对单位性能的影响增压比对单位性能的影响增压比对单位性能的影响 T3*一定，一定，k*的影响的影响 k*一定，一定，T3*的影响的影响典型亚音飞机发动机典型亚音飞机发动机典型军用发动机典型军用发动机二、发动机二、发动机/飞机一体化设计概念飞机一体化设计概念F将发动机作为飞机的一个子系统，以飞将发动机作为飞机的一个子系统，以飞机完成飞行任务的优劣作为设计方案的机完成飞行任务的优劣作为设计方案的设计目标。设计目标。F例如：美国先进技术战斗机例如：美国先进技术战斗机ATF招标书招标书背景背景任务剖面任务剖面性能要求和设计参
8、数性能要求和设计参数最优目标最优目标u在满足性能要求的约束条件下，以完成飞行任在满足性能要求的约束条件下，以完成飞行任务所对应的最小飞机起飞总重为最优设计目标务所对应的最小飞机起飞总重为最优设计目标优化结果优化结果F有效载荷有效载荷 四枚四枚型号导弹、型号导弹、500发发25毫米炮弹毫米炮弹F起飞距离起飞距离 1500英尺英尺F着陆距离着陆距离 1500英尺英尺F最大飞行马赫数最大飞行马赫数 2M/40000 英尺英尺F超音速巡航超音速巡航 1.5M/30000 英尺英尺F加速性加速性 0.81.6M/30000 英尺英尺t 50s F稳定过载稳定过载 0.9M/30000 英尺英尺 n 5g
9、 1.6M/30000 英尺英尺 n 5g性能要求性能要求设计参数设计参数F飞机飞机:翼载、尖削比、展弦比、后掠角、翼载、尖削比、展弦比、后掠角、F发动机：发动机：压气机增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇压气机增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇压比、加力温度、压比、加力温度、最优优化设计结果最优优化设计结果F起飞总重：起飞总重：24400磅磅F起飞推力：起飞推力：29300磅磅F机翼面积：机翼面积：381平方英尺平方英尺F发动机增压比：发动机增压比：25F涡轮前温度：涡轮前温度：1800K第一章第一章 小结小结F推力的产生及推力公式推力的产生及推力公式F性能指标性能指标F热力循环及循环分析结果热力循环及循环分析结果循环功、热效率与循环增压比、加热比的关系循环功、热效率与循环增压比、加热比的关系F三个效率（三个效率（th、p、0）的定义、能量转的定义、能量转换、损失换、损失F发动机的发展方向发动机的发展方向为提高发动机推重比（单位推力），提高燃烧为提高发动机推重比（单位推力），提高燃烧室出口温度室出口温度T3*为降低耗油率，提高压气机增压比为降低耗油率，提高压气机增压比 k*