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1、1,飞机发动机的发展历程：,涡轮喷气发动机,3,喷气发动机是由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管五大部件组成。工作原理：足够量的空气，通过进气道以最小的流动损失顺利地引入压气机；压气机以高速旋转的叶片对空气作功压缩空气，提高空气的压力；高压空气在燃烧室内和燃油混合，燃烧，将化学能转变为热能，形成高温高压的燃气；高温高压的燃气首先在涡轮内膨胀，推动涡轮旋转，去带动压气机；然后燃气在喷管内继续膨胀，加速燃气，提高燃气的速度，使燃气以较高的速度喷出，产生推力。,4,涡轮喷气发动机,涡喷发动机的主要结构如上图，空气首先进入进气道，因为飞机飞行的状态是变化的，进气道需要保证空气最后能顺利的进入下一结构：
2、压气机(compressor，或压缩机)。进气道的主要作用就是将空气在进入压气机之前调整到发动机能正常运转的状态。在超音速飞行时，机头与进气道口都会产生激波(shockwave，又称震波)，空气经过激波压力会升高，因此进气道能起到一定的预压缩作用，但是激波位置不适当将造成局部压力的不均匀，甚至有可能损坏压气机。所以一般超音速飞机的进气道口都有一个激波调节锥，根据空速的情况调节激波的位置。,5,压气机由定子(stator)页片与转子(rotor)页片交错组成，一对定子页片与转子页片称为一级，定子固定在发动机框架上，转子由转子轴与涡轮相连。现役涡喷发动机一般为812级压气机。级数越多越往后压力越大
3、，当战斗机突然做高g机动时，流入压气机前级的空气压力骤降，而后级压力很高，此时会出现后级高压空气反向膨胀，发动机工作极不稳定的状况，工程上称为“喘振”，这是发动机最致命的事故，很有可能造成停车甚至结构毁坏。防止“喘振”发生有几种办法。经验表明喘振多发生在压气机的5，6级间，在次区间设置放气环，以使压力出现异常时及时泄压可避免喘振的发生。或者将转子轴做成两层同心空筒，分别连接前级低压压气机与涡轮，后级高压压气机与另一组涡轮，两套转子组互相独立，在压力异常时自动调节转速，也可避免喘振。,6,燃烧室与涡轮 空气经过压气机压缩后进入燃烧室与煤油混合燃烧，膨胀做功；紧接着流过涡轮，推动涡轮高速转动。因为
4、涡轮与压气机转子连在一根轴上，所以压气机与涡轮的转速是一样的。最后高温高速燃气经过喷管喷出，以反作用力提供动力。燃烧室最初形式是几个围绕转子轴环状并列的圆筒小燃烧室，每个筒都不是密封的，而是在适当的地方开有孔，所以整个燃烧室是连通的，后来发展到环形燃烧室，结构紧凑，但是整个流体环境不如筒状燃烧室，还有结合二者优点的组合型燃烧室。,7,喷管及加力燃烧室 喷管(nozzle，或称喷嘴)的形状结构决定了最终排除的气流的状态，早期的低速发动机采用单纯收敛型喷管，以达到增速的目的。根据牛顿第三定律，燃气喷出速度越大，飞机将获得越大的反作用力。但是这种方式增速是有限的，因为最终气流速度会达到音速，这时出现
5、激波阻止气体速度的增加。而采用收敛扩张喷管（也称为拉瓦尔喷管）能获得超音速的喷气流。飞机的机动性来主要源于翼面提供的空气动力，而当机动性要求很高时可直接利用喷气流的推力。在喷管口加装燃气舵面或直接采用可偏转喷管（也称为推力矢量喷管，或向量推力喷嘴）是历史上两种方案，其中后者已经进入实际应用阶段。著名的俄罗斯Su-30、Su-37战机的高超机动性就得益于留里卡设计局的AL-31推力矢量发动机。燃气舵面的代表是美国的X31技术验证机。,8,第六章 气体和蒸汽的流动,Gas and Steam Flow,6-1 稳定流动的基本方程式,6-2 促使流速改变的条件,6-3 喷管计算,6-4 有摩擦的绝热
6、流动,6-5 绝热节流,9,工程中有许多流动问题需考虑宏观动能和位能，特别是喷管(nozzle,jet)、扩压管(diffuser)及节流阀(throttle valve)内流动过程的能量转换情况。,10,61 稳定流动的基本方程式,一、简化,稳定,绝热,一维,可逆,参数取平均值,11,二、稳定流动基本方程 1.质量守恒方程（连续性方程）(continuity equation),p1T1qm1cf1,p2T2qm2cf2,12,2.过程方程,3.稳定流动能量方程(steady-flow energy equation),13,4.声速方程,等熵过程中,所以,14,注意：1）声速是状态参数，因
7、此称当地声速。,如空气，,2）,马赫数(Mach number),（subsonic velocity）,（supersonic velocity）,（sonic velocity）,亚声速,声速,超声速,15,62 促使流速改变的条件,一、力学条件,流动可逆绝热,能量方程,力学条件,16,讨论：,喷管,扩压管,2）,是压降，是焓（即技术功）转换成机械能。,的能量来源,1）,异号,17,二、几何条件,力学条件,过程方程,连续性方程,几何条件,18,讨论：,1）A的关系与Ma有关，对于喷管,渐缩喷管（convergent nozzle）,19,截面上Ma=1、cf=c，称临界截面(minimum
8、 cross-sectional area)也称喉部(throat)截面，临界截面上速度达当地音速(velocity of sound),称临界压力(critical pressure)、临界温度及临界比体积。,20,归纳：1）压差是使气流加速的基本条件，几何形状是使流动可逆必不可少的条件；,2）气流的焓（即技术功）为气流加速提供能量；,3）收缩喷管的出口截面上流速小于等于当地音速；,4）拉伐尔喷管喉部截面为临界截面，截面上流速达当地音速,21,燃气以质量流量 流经一喷管。在喷管入口截面处的压力、温度和流速分别为 在喷管出口截面处压力为。设流动工质为理想气体且，流动过程为可逆绝热过程。试求喷管
9、出口截面处的温度、流速、比体积和截面面积。当地音速为438.22m/s，判断此喷管类型？,22,63 喷管计算,一、流速计算及分析,1.计算式,注意：a）公式适用范围：绝热、不作功、任意工质；b）式中h，J/kg，cf，m/s，但一般资料提供 h，kJ/kg。,2.初态参数对流速的影响：为分析方便，取理想气体、定比热，但结论也定性适用于实际气体。,23,二、流量计算及分析,1.计算式,通常,收缩喷管出口截面,缩放喷管,喉部截面,出口截面,24,2.初参数对流量的影响,分析：a）,25,确定,26,b）结合几何条件和质量守恒方程：,图中,收缩喷管,缩放喷管,且喷管初参数及p2确定后，喷管各截面上
10、qm相同，并不随截面改变而改变。,27,三、喷管设计,据,p1，v1，T1,背压 pb,功率,喷管形状几何尺寸,首先确定pcr与pb关系，然后选取恰当的形状,初参数,1.外形选择,28,29,2.几何尺寸计算,A1往往已由其他因素确定,太长摩阻大,过大，产生涡流(eddy),太短,30,四、工作条件变化时喷管内流动过程简析 喷管在非设计工况下运行，尤其是背压变化较大最终是造成动能损失。,1.收缩喷管,背压pb出口截面压力p2,运行工况,31,2.缩放喷管,1）若pbpb膨胀不足(under expansion)，离开喷管后自由膨胀(free expasion),2）pbpb过度膨胀(over
11、expansion)，产生激波(shock wave),32,例A4511661,例A451266,例A451377,33,74 有摩擦的绝热流动,一、摩阻对流速的影响,定义：喷管速度系数(velocity coefficient of nozzle),一般在0.920.98,34,二、摩阻对能量的影响,定义：能量损失系数,喷管效率,注意：,？,35,三、摩阻对流量的影响,若p2、A2不变,据,例A4512871,36,75 绝热节流,一、绝热节流(adiabatic throttling),定义：由于局部阻力，使流体 压力降低的现象。,节流现象特点：1)p2s1,I=T0sg 3)h1=h2
12、，但节流过程并非 等焓过程；4)T2可能大于等于或小于T1 理想气体T2=T1。,37,二、节流后的温度变化,1.焦耳-汤姆逊系数（Joule-Thomson coefficient）,据,令,焦耳-汤姆逊系数（也称节流微分效应）,38,如理想气体,降温,升温,不变,39,2.转回温度(inversion temperature)节流后温度不变的状态的温度,把气体的状态方程代入J表达式即可求得不同压力下的转回温度曲线，转回曲线(inversion curve)。,例如 理想气体转回温度为一直线；实际气体，如用范氏方程,代入J可得,或,40,若令p=0，得,3.节流的积分效应 节流时状态在致冷区则T下降，节流时状态在致温区则T上升或下降取决于p的大小 当气体温度TTi,max或TTi,min，节流后T上升 如：,常温节流后T上升，T2T1,常温常压下节流T下降,41,三、水蒸气节流过程,1）节流后温度稍有下降,2）,但少作功,作功能力损失,？,四、节流现象的工程应用,气体液化发动机功率调节孔板流量计，干度计 利用J，结合实验，建立实际气体微分方程热网中蒸汽降压,42,例A652266,例题A452177,下一章,
