1、第四节 能量转换与效率,一、能量转换,航空发动机是（热机+推进器）的组合体 热机热能 机械能 热效率 推进器机械能 推进功 推进效率 组合体热能 机械能 推进功 总效率,二、热效率,定义热能q0 机械能 W 加入燃烧室的燃油流量 qmf qmf完全燃烧释放的热量Q0 燃油低热值 Hu 对1公斤工质加热量q0 燃油燃烧实际释放的热量q1 燃烧效率 b,每秒钟流过发动机的1公斤工质的能量守恒方程对涡喷发动机而言：Wk=WT “热损失”部分 （1）不完全燃烧 1-2% （2）壁面散热qout 2% （3）排热损失Cp(T9 -T0) 55-75% th = 0.25 0.35 q0 W=(V92 -
2、 V02)/2 产生推力 (V9 - V0) 如何设计发动机，获得更高的 热效率？,对涡喷发动机 循环功机械能 ： W=(V92 - V02)/2热效率： 增压比 ,三、推进效率,单位时间发动机对飞机所作推进功 发动机每公斤工质单位时间对飞机所作推进功推进效率的定义：推进效率与V9/V0成反比,涡喷发动机 W=(V92 - V02)/2,两种极端情况 当V0=0时， p= 0 （因推进功为0） 当V9 = V0时， p =1 （但Fs=0）V9 V0 0 p 1 （0.50.75） 机械能 推进功的转换必有“损失”损失 = 机械能 推进功 = 绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 V0)排出发动机
3、所带走的能量称为“余速损失”,四、总效率,定义：表示发动机作为（热机+推进器）的效率 描述发动机经济性指标，总效率0.20.3。 总效率与耗油率的关系,当飞行速度一定时，总效率与耗油率成反比； 当飞行速度变化时，只能用总效率表示经济性； 当飞行速度为零时，只能用耗油率表示经济性。,对于涡喷发动机而言，存在矛盾； 解决途径：1.权衡2.其他类型发动机,第五节 发展方向及一体化设计概念,高单位推力、低耗油率 一、单位推力、耗油率与热力循环关系,高单位推力、低耗油率,提高加热比（即T3*），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； 提高压气机增压比，可提高热效率，降低耗油率，但导致单
4、位推力下降； 为获得高单位推力和低耗油率，随T3*的提高，相应提高压气机增压比。,涡轮前温度对单位性能的影响,增压比对单位性能的影响,T3*一定，k *的影响 k *一定， T3*的影响,典型亚音飞机发动机,典型军用发动机,二、发动机/飞机一体化设计概念,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设计目标。 例如：美国先进技术战斗机ATF招标书 背景 任务剖面 性能要求 设计参数 以性能要求为约束条件，以完成任务所对应的最小飞机起飞总重为最优目标。,性能要求 有效载荷 四枚型号导弹、500发25毫米炮弹 起飞距离 1500英尺 着陆距离 1500英尺 最大飞行马赫数
5、2M/40000 英尺 超音速巡航 1.5M/30000 英尺 加速性 0.81.6M/ 30000 英尺 t50s 稳定过载 0.9M/ 30000 英尺 n5g1.6M/ 30000 英尺 n5g 设计参数 飞机:翼载、尖削比、展弦比、后掠角、 发动机：压气机增压比、涡轮前温度、涵道比、风扇压比、加力温度、 ,优化设计结果,起飞总重：24400磅 起飞推力：29300磅 机翼面积：381平方英尺 发动机增压比：25 涡轮前温度：1800K,第一章 小结,推力的产生及推力公式 性能指标 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 三个效率（ th、 p、 0 ）的定义、能量转换、损失 发动机的发展方向 为提高发动机推重比（单位推力），提高T3*； 为降低耗油率，提高增压比。,思考题 发动机推力与有效推力存在有什么区别?有效推力公式中的三项阻力与哪些因素有关?内推力大小与哪些因素有关？ 对于歼击机用发动机，为什么将高推重比作为追求目标？提高发动机涡轮前温度为什么可以提高发动机推重比？ 评定发动机经济性的指标有哪些？改善这些指标对于作战飞机和民用运输飞机各有什么意义？发动机增压比与经济性指标有什么关系？ 参观发动机实物 地点：3号楼楼道东西两侧,
