噴氣發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)課件

第2.3節(jié)噴氣發(fā)動機(jī)熱力循環(huán)

7/3/20231航空發(fā)動機(jī)原理2.3.1循環(huán)的理想化條件為什么進(jìn)行理想化假設(shè)？假設(shè)條件假設(shè)工質(zhì)完成的是一個封閉的熱力循環(huán)假設(shè)循環(huán)過程是定熵過程燃燒室定壓加熱過程的假設(shè)忽略qmf

，假設(shè)氣體為定質(zhì)量的定比熱容的完全氣體

7/3/20232航空發(fā)動機(jī)原理2.3.2布萊頓或定壓加熱循環(huán)布萊頓或定壓加熱循環(huán)定義循環(huán)組成０-２＊定熵壓縮過程２＊

-３＊定壓加熱過程３＊

-５＊定熵膨脹過程５-０定壓放熱過程布萊頓循環(huán)p-v圖7/3/20233航空發(fā)動機(jī)原理⒈布萊頓循環(huán)的p-v圖和T-s圖布萊頓循環(huán)的p-v圖過程含義0－1＊線1＊

－2＊線2＊

－3＊線3＊

－4＊線4＊

－5線布萊頓循環(huán)p-v圖7/3/20234航空發(fā)動機(jī)原理2布萊頓循環(huán)的熱效率布萊頓循環(huán)的熱效率熱效率的定義其中： 問題：問什么W0=Q1-Q27/3/20235航空發(fā)動機(jī)原理代入熱效率公式，對于定比熱容的完全氣體有:

對于定熵過程0－2＊有:

對于定熵過程3＊

-5＊有:

7/3/20236航空發(fā)動機(jī)原理引入反映循環(huán)特性的參數(shù)--增壓比進(jìn)氣道的沖壓比：壓氣機(jī)的增壓比：所以即：循環(huán)的增壓比等于進(jìn)氣道的沖壓比與壓氣機(jī)的增壓比的乘積

7/3/20237航空發(fā)動機(jī)原理熱效率推導(dǎo)：所以：燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動機(jī)理想循環(huán)的熱效率取決于發(fā)動機(jī)的增壓比和工質(zhì)的熱容比7/3/20238航空發(fā)動機(jī)原理在一定的情況下，取決于空氣在壓縮過程中壓力提高的程度發(fā)動機(jī)的增壓比愈大，則熱效率愈高。圖2－10

熱效率隨發(fā)動機(jī)增壓比的變化

7/3/20239航空發(fā)動機(jī)原理3理想循環(huán)功W的推導(dǎo)計(jì)算：

7/3/202310航空發(fā)動機(jī)原理其中：故：理想循環(huán)功取決于加熱比Δ和增壓比π 7/3/202311航空發(fā)動機(jī)原理圖形分析增壓比一定，加熱比愈大，循環(huán)功愈大。最佳增壓比的定義

圖2－11理想循環(huán)功與增壓比的關(guān)系

7/3/202312航空發(fā)動機(jī)原理當(dāng)實(shí)際加熱比為5－6時，πopt≈16－30最大理想循環(huán)功為僅取決于加熱比7/3/202313航空發(fā)動機(jī)原理2.3.3實(shí)際循環(huán)理想條件下理想循環(huán)中認(rèn)為壓縮與膨脹過程都是定熵過程，沒有考慮流動損失在整個循環(huán)過程中，氣體的成分和熱容比均不變。實(shí)際條件下存在著流動損失

氣體的成分發(fā)生了變化，熱容比也隨著氣體成分和溫度的變化而變化7/3/202314航空發(fā)動機(jī)原理實(shí)際循環(huán)處理方法在理想循環(huán)的基礎(chǔ)上作如下處理:整個壓縮過程(0-2)是絕熱的多變過程；在整個膨脹過程(3-5)是絕熱的多變過程；燃燒過程按照等壓過程處理（損失折算到膨脹過程中，用膨脹效率體現(xiàn)）7/3/202315航空發(fā)動機(jī)原理2、實(shí)際循環(huán)指示功和有效功指示功：循環(huán)包圍的面積有效功：軸功和動能變化對于實(shí)際循環(huán)：指示功和有效功是不相等的7/3/202316航空發(fā)動機(jī)原理2、實(shí)際循環(huán)指示功和有效功用伯努利方程推導(dǎo)指示功和有效功之間關(guān)系7/3/202317航空發(fā)動機(jī)原理3、實(shí)際循環(huán)功循環(huán)功等于絕熱膨脹過程中的技術(shù)功減去絕熱壓縮過程中的技術(shù)功

燃?xì)庥山?jīng)絕熱多變膨脹過程到所作的技術(shù)功為（落壓比等于增壓比）7/3/202318航空發(fā)動機(jī)原理將空氣由經(jīng)絕熱多變壓縮過程到所需的技術(shù)功為:所以，實(shí)際循環(huán)功為：7/3/202319航空發(fā)動機(jī)原理a取決于增壓比，變化范圍較小，在1.02與1.05之間，可以取常數(shù)取決于渦輪前溫度T3*7/3/202320航空發(fā)動機(jī)原理實(shí)際循環(huán)功影響參數(shù)：加熱比增壓比壓縮效率膨脹效率圖2-13實(shí)際循環(huán)功隨增壓比的變化曲線（實(shí)線），理想循環(huán)（虛線）7/3/202321航空發(fā)動機(jī)原理實(shí)際循環(huán)的最佳增壓比定義計(jì)算公式影響參數(shù)壓氣機(jī)的最佳增壓比由可得7/3/202322航空發(fā)動機(jī)原理3、熱效率計(jì)算7/3/202323航空發(fā)動機(jī)原理實(shí)際循環(huán)熱效率的因素：加熱比增壓比壓氣機(jī)效率和渦輪效率最經(jīng)濟(jì)增壓比πeco

定義

圖2-14熱效率實(shí)線(實(shí)際)

虛線(理想)

7/3/202324航空發(fā)動機(jī)原理為什么πeco>πopt

當(dāng)π＞πopt后，隨著π的增大，熱效率ηt

仍緩慢上升直到π＞πeco后，隨著π的增大，最經(jīng)濟(jì)增壓比πeco大于最佳增壓比πopt。圖2-15換算功和熱量隨增壓比變化

7/3/202325航空發(fā)動機(jī)原理第2.4節(jié)噴氣發(fā)動機(jī)的推力2.4.1推力的產(chǎn)生推力的定義推力是合力推力的分布圖2－16推力的分布7/3/202326航空發(fā)動機(jī)原理2.4.2推力的計(jì)算公式推力計(jì)算推導(dǎo)控制體的選取動量方程氣體為研究對象簡化條件假設(shè)進(jìn)氣道的流量系數(shù)φi等于1，即發(fā)動機(jī)外表面的壓力均等于外界大氣壓氣體流經(jīng)發(fā)動機(jī)外表面時沒有摩擦阻力7/3/202327航空發(fā)動機(jī)原理動量方程（向后方向?yàn)檎怏w的作用力:0-0截面（用0-0截面代替01-01截面）5-5截面0-5內(nèi)壁對氣體的作用力為所以7/3/202328航空發(fā)動機(jī)原理發(fā)動機(jī)內(nèi)壁對氣體向后的作用力：設(shè)Fin氣體作用在發(fā)動機(jī)內(nèi)壁上的力，則Fin與fin大小相等，方向相反，故：作用在發(fā)動機(jī)外表面上的軸向力Fout

，設(shè)方向向前，則7/3/202329航空發(fā)動機(jī)原理發(fā)動機(jī)的推力F

為：當(dāng)發(fā)動機(jī)噴管處于完全膨脹p5＝p0時,且忽略燃油質(zhì)量qmf時，則：地面工作時,V＝０,則7/3/202330航空發(fā)動機(jī)原理2.4.3用氣動函數(shù)表示的推力公式氣動函數(shù)f(λ)的定義將該式代入推力公式在地面工作時，V＝０當(dāng)噴管處于臨界或超臨界時，F(xiàn)的計(jì)算方法7/3/202331航空發(fā)動機(jī)原理2.4.4有效推力假設(shè)忽略了三方面的阻力附加阻力Xd

摩擦阻力Xf

波阻Xp

發(fā)動機(jī)的有效推力Fef

的計(jì)算7/3/202332航空發(fā)動機(jī)原理第2.5節(jié)噴氣發(fā)動機(jī)的效率發(fā)動機(jī)中的能量方程考慮到，并略去差別發(fā)動機(jī)的熱效率（前面提到的循環(huán)熱效率為理想情況）為：7/3/202333航空發(fā)動機(jī)原理熱效率考慮了熱能轉(zhuǎn)變?yōu)闄C(jī)械能的過程中的全部損失發(fā)動機(jī)排出的燃?xì)馑鶐ё叩撵剩s為55－75％；燃油在燃燒室中不完全燃燒的損失通過發(fā)動機(jī)壁面向外散失的熱量后兩項(xiàng)約為3－4％。渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的熱效率約為25－40％7/3/202334航空發(fā)動機(jī)原理2.5.2推進(jìn)效率定義推進(jìn)效率是發(fā)動機(jī)完成的推進(jìn)功率與單位時間發(fā)動機(jī)從熱力循環(huán)中獲得的循環(huán)功（可用能量，這里為氣體動能）的比值推進(jìn)功率FV＝Vqm(V5－V）單位時間循環(huán)功推進(jìn)效率7/3/202335航空發(fā)動機(jī)原理ηp分析：取決于，越大，越低V5＝V

時，ηp＝1.0，F(xiàn)=0V＝０時，ηp＝０在飛行中，只要發(fā)動機(jī)的推力不為零，推進(jìn)效率總小于１能量分析（離速損失）