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1、第二章发动发动 机部件工作原理第二章发动发动 机部件工作原理 第一节节 气动热动热 力基础础 第二节节 进进气道 第三节节 尾喷喷管 第四节节 压压气机 第五节节 涡轮涡轮 第六节节 燃烧烧室*2第一节节 气动热动热 力基础础*3第一节节 气动热动热 力基础础 1、连续连续 方程 2、能量方程 3、音速 4、马马赫数 5、滞止参数*4 6、变变截面管流 7、临临界参数 8、速度系数 9、密流函数 10、激波1、连续连续 方程*2、能量方程*62、能量方程 同时时可以看出，气体在变变截面流管中的流动动，气流的速度与温度同时变时变 化。 气体加速，T降低 宏观动观动 能 内部储储能 气体减速，T升
2、高 宏观动观动 能 内部储储能*72、能量方程 示例1 以发动发动 机的进进气道为为例。 V0=0 T0=288.15K 进进口速度124.3m/s 进进口温度280.4K*82、能量方程 示例2 以发动发动 机的尾喷喷管为为例。 尾喷喷管进进口速度174m/s 进进口温度507.6K 尾喷喷管出口速度417m/s 出口温度442.6K*93、音速 音速随当地温度变变化而变变化，并不是定值值 示例: T=15C c=340.3m/s*104、马马赫数 Ma：气体速度与当地音速之比*114、马马赫数*12Ma=0.3 Ma=0.6？vTcMa0.64、马马赫数*13作业业* （1）飞飞机的Ma增
3、加1倍，其空速是否也增加一倍？为为什么？ （2）气体在尾喷喷管中Ma增加1倍，气流速度是否也增加1倍？为为什么？5、滞止参数 稳态稳态 一维维定常流动动的能量方程： 定常流动动中v等熵熵地降为为0的点，称为驻为驻 点、滞止点。*155、滞止参数 定比热热容的理想气体： 带带入总焓总焓 的公式，可得到*165、滞止参数*175、滞止参数 等熵过熵过 程*185、滞止参数例：环环境温度15C、 音速C=340m/s 行走 1m/s Ma=0.003 T*=15.0005 C 自行车车 18km/h Ma=0.015 T*=15.0125 C 汽车车 108km/h Ma=0.088 T*=15.4
4、482 C 客机 700km/h Ma=0.57 T*=33.7403 C 战战斗机 Ma=2 T*=245.319 C 流星 10000km/h T*=3830.53 C*195、滞止参数*20风级风级名称(m/s)风级风级名称(m/s)0无风风0.0-0.27劲风13.9-17.11软风软风0.3-1.58大风17.2-20.72轻风轻风1.6-3.39烈风20.8-24.43微风风3.4-5.410狂风24.5-28.44和风风5.5-7.911暴风28.5-32.65清风风8.0-10.712台风32.66强风风10.8-13.8发动机尾喷口速度：100-1200m/s小结结 1、连续
5、连续 方程 2、能量方程 3、音速*21小结结 4、马马赫数 5、滞止参数*226、变变截面管流 一维维定常绝绝能管流 发动发动 机内部工质质是可压缩压缩 气体 可压缩压缩 气体高速流动时动时 ，存在神奇现现象*23V 低速气体 6、变变截面管流 超声速气体进进入变变截面管道*24 ？ V ？ V 6、变变截面管流 通过过速度变变化率与面积变积变 化率的关系理解 Ma1 dv与dA同号（超音速） dA0 dv0 dv0*256、变变截面管流 通过过速度变变化率与面积变积变 化率的关系理解 Ma1 dv与dA异号（亚亚音速） dA0 dA0 dv0*266、变变截面管流 超音速气流举举例*27进
6、口出口相对变化面积（m2）0.003520.002210.6278密度（kg/m3） 0.57131.45652.5494速度（m/s）497.17310.730.6250Ma1.931010.5179静温（K）164.71239.931.4567静压（Pa）270131003123.7135vA6、变变截面管流 亚亚音速气流 亚亚音速 超音速*28vAvAvA6、变变截面管流 气流速度与管道截面变变化的关系*29参数dA0Ma1Ma1VTMap6、变变截面管流 思考题题：如何设计亚设计亚 音速进进气道？ 亚亚音速客机在设计设计 高度以Ma=0.8巡航，涡涡扇发动发动 机的风风扇进进口Ma要求
7、0.55。*30前方气流Ma=0.8Ma=0.55进气道？我只接受Ma=0.55气流6、变变截面管流 思考题题：如何设计亚设计亚 音速进进气道？ 亚亚音速客机在设计设计 高度以Ma=0.8巡航，涡涡扇发动发动 机的风风扇进进口Ma要求0.55。*31前方气流Ma=0.8Ma=0.55我只接受Ma=0.55气流6、变变截面管流*32进气道6、变变截面管流*33压气机6、变变截面管流*34燃烧室6、变变截面管流 思考题题：如何设计设计 超音速进进气道？ 超音速战战机在设计设计 高度以Ma=2巡航，涡涡扇发动发动 机的风风扇进进口Ma要求0.55。*35前方气流Ma=2Ma=0.55进气道？我只接受
8、Ma=0.55气流6、变变截面管流 思考题题：如何设计设计 超音速进进气道？ 超音速战战机在设计设计 高度以Ma=2巡航，涡涡扇发动发动 机的风风扇进进口Ma要求0.55。*36前方气流Ma=2Ma 1我只接受Ma=0.55气流Ma=16、变变截面管流 思考题题：如何设计设计 超音速进进气道？ 超音速战战机在设计设计 高度以Ma=2巡航，涡涡扇发动发动 机的风风扇进进口Ma要求0.55。*37前方气流Ma=2Ma=0.55我只接受Ma=0.55气流6、变变截面管流 Ma=1时时，dA=0 截面积积取极值值，称为临为临 界截面。*386、变变截面管流 以收缩缩管道为为例理解临临界截面*39288
9、.15K100000Pa进进口总总压压流量Ma静温速度出口静压压10000000288.1501000001010001.0000.119287.33240.5431000001890009.1550.999240.917310.3421000001900009.2031240.107310.65310000030000014.5311240.107310.65315847550000024.2191240.107310.653264125小结结 在绝绝能管流中，气体总总温永远远不变变； 在绝绝能等熵熵流动动中，总压总压 不变变；若流动动不等熵熵，总压总压 下降 在绝绝能流动动中，若气流速度发
10、发生变变化，静温和当地音速也将发发生变变化 在收缩缩管道中，亚亚音速气流最高可加速至音速，超音速气流最低可降至音速； 临临界截面只能是管道的最小截面，气流只能在最小截面处处达到音速。*407、临临界参数 假设设气体在管道中作等熵熵加速流动动，那么随着气体速度的增加，当地音速不断下降*417、临临界参数 对对于一维绝维绝 能流动动 将 带带入上式*427、临临界参数*438、速度系数 分析下面的绝绝能流动动方程 气流速度与当地音速都在变变化,不易计计算Ma 定义义气流速度与临临界音速之比为为速度系数,其与Ma有单值对应单值对应 关系*448、速度系数 区别别 与Ma的关系*458、速度系数 与M
11、a的关系*468、速度系数 Ma=0 =0 Ma=1 =1 Ma1 1 1 Ma= *478、速度系数 思考题题：在绝绝能流动动中，如果气流速度增加2倍，那么下面的论论述是否正确？ （1）Ma增加2倍 （2）增加两倍*489、密流函数 在流量公式中，、V随A的变变化而变变化，qm难难以计计算 引入新定义义：密流：通过单过单 位面积积的流量.*499、密流函数 密流函数（流量函数、无量纲纲密流）所研究截面密流与对应对应 的临临界截面密流之比 流量： 面积积： 密流： 密流函数：*509、密流函数 密流函数*519、密流函数 与 的关系*529、密流函数 对对于一维绝维绝 能流管： 若气流为亚为亚
12、 音速，随着流速增加，密流增加； 若气流 为为超声速，随着流速增加，密流减小。 用密流函数表示流量公式：*539、密流函数 以上公式的推导导： *549、密流函数 临临界截面 Ma=1，=1，q()=1*559、密流函数 思考题题： 亚亚音速气流在收缩缩管道中等熵熵加速，并在出口达到临临界状态态，如果： （1）增加进进口气流的总压总压 ，流量如何变变化？排气速度如何变变化，喷喷管出口的静压压如何变变化？为为什么？ （2）增加进进口气流的总总温，流量如何变变化？排气速度如何变变化？喷喷管出口静温如何变变化？为为什么？ *569、密流函数 思考题题： 亚亚音速气流在收缩缩管道中等熵熵加速，并在出口达到亚临亚临 界状态态，如果： （1）增加进进口气流的总压总压 ，流量如何变变化？排气速度如何变变化，喷喷管出口的静压压如何变变化？为为什么？ （2）增加进进口气流的总总温，流量如何变变化？排气速度如何变变化？喷喷管出口静温如何变变化？为为什么？ *5710、激波 在喷喷气发动发动 机的进进气道、压压气机、涡轮导涡轮导向器和非正常设计设计 的尾喷喷管都会存在激波 正激波前流速必为为超音速，之后必为亚为亚 音速。 经过经过 激波，压压力、温度增加，速度下降。*58*
