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81燃气涡轮发动机低污染燃烧室的发展趋势及思考(北航-金捷岳明)

81燃气涡轮发动机低污染燃烧室的发展趋势及思考(北航-金捷岳明)
81燃气涡轮发动机低污染燃烧室的发展趋势及思考(北航-金捷岳明)

燃气涡轮发动机低污染燃烧室的发展趋势及思考

金捷岳明

(北京航空航天大学航空发动机数值仿真研究中心,北京 100083)

摘要本文介绍了目前用于燃气轮机和工业燃烧装置的主要低污染燃烧技术,包括分级燃烧技术、贫油预混预蒸发燃烧技术、富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧技术、贫油直接喷射燃烧技术、燃料再燃烧法、低氧燃烧技术、浓淡燃烧技术、烟气再循环技术、乳化燃烧技术等,简要分析了各种技术的原理、特点及其发展应用情况等,同时,对国外目前正在使用和发展中的航空燃气轮机低污染燃烧室设计方案和技术,包括:多环腔燃烧室技术、双预混旋流技术、贫油直接喷射燃烧技术、无焰燃烧技术的原理、结构形式、性能特点和应用情况等,进行了简要的介绍和分析,并对低污染燃烧技术的发展趋势和我国的发展应用提出了一些看法和建议,包括:低污染燃烧技术是我国研制民用干线客机动力所必须突破的主要关键技术之一;应综合应用多种低污染燃烧技术;针对我国在航空燃气涡轮发动机低污染燃烧技术基础薄弱和工程应用经验缺乏的情况,应充分利用民用低污染燃烧技术的成果;应尽可能紧跟最前沿、尚处于研究发展阶段的低污染燃烧技术,实现我国航空燃气涡轮发动机低污染燃烧技术的跨越发展,为民机动力的顺利研制和成功进入市场提供技术基础。

关键词燃烧低污染燃气涡轮发动机综述建议

1 引言

随着人口的不断增长以及工业的迅速发展,人类对能源的需求越来越大。这其中,矿物燃料占了绝大部分。矿物燃料在燃烧过程中,总会产生对人体和动植物有害的污染物;当燃烧装置设计不合理时,有害物质更会大量产生,并形成大气污染。据统计,燃料燃烧产生的空气污染占全部污染物的80%以上[1]。因此,世界各国都开展了先进的低污染燃烧设备研制,以在不降低燃烧效率的情况下大大降低污染物排放。

2 低污染燃烧技术简介

一般说来,燃料的完全燃烧和充分氧化能提高燃烧效率并同时降低某些污染物质(CO,碳氢化合物,碳黑等)的排放量,但氮氧化物(Nox)却随之大大增加。目前的燃烧设备的环保发展方向是以大大降低氧化氮的生成量同时兼顾燃烧效率和其他污染物(CO,碳氢化合物,碳黑等)为目标。为此,人们发展了多种低污染燃烧技术,主要有:

(1)分级燃烧技术[1]

将燃烧所需的空气量分成两级送入,其余空气在燃烧器附近适当位置送入,使燃烧分两级完成。由于一级燃烧区空气量不足,因而火焰温度较低,从而抑制了“热力”NOx的生成。对“燃料”NOx,由于缺氧,中间产物也不可能氧化成NO,同样能抑制其增加。分级燃烧的主要技术在于一次与二次空气量的比例以及二次风的送入位置。

(2)贫油预混预蒸发燃烧技术(Lean Premixed Prevaporized Combuster,LPP)[2][3]

LPP技术是把燃油预先蒸发,预先与空气混合,然后在主燃烧室内形成均匀贫油混气(φ<0.5)进行燃烧。这样由于燃烧温度低,温度分部均匀,NOx排放明显降低,是目前NOx生成最低的燃烧技术。但这种技术存在容易回火和燃烧稳定性差的问题。在高温升燃烧室中,燃烧在接近化学恰当比下进行,保持很低的油气比很困难。

(3)富油燃烧/快速淬熄/贫油燃烧技术(Rich-Burn/Quick-Quench/Lean-Burn Combuster,RQL)[4][5]

RQL技术先将全部燃油和部分空气进行富油燃烧,通过降低燃烧温度来减少富油燃烧区的NOx,然后富油燃气快速与二股空气混合进行贫油燃烧。由于贫油燃烧区中有大量已燃气体,燃烧温度低,从而降低NOx生成,特别是瞬发NOx的生成。RQL技术中有两个关键技术问题:火焰筒壁面不能用气膜冷却,富油燃气与空气要进行快速充分均匀的混合。

(4)贫油直接喷射燃烧技术(Lean Direct Injection Combuster,LDI)[6]

LDI技术将燃油从很多小孔直接喷射入燃烧室。喷射点附近为局部富油燃烧,可增加燃烧的稳定性;然后与空气快速混合形成均匀贫油混气进行贫油燃烧。尽管在喷点处的富油燃烧会增加NOx 的生成量,但是混气在喷射点附近富油燃烧区停留时间短,增加NOx的生成量很少。LDI技术的关键问题是燃油如何雾化得很细和如何与空气快速混合。

(5)燃料再燃烧法[1]

这是国外发展了另一种分级燃烧技术,称为再燃烧法。通过对燃料分级,用来控制NOx的生成,已经在工业上得到广泛应用。此法将燃烧室分成三个区域:主燃区,送入80~85%燃料并以正常余气系数(α≥1.05)进行燃烧;再燃烧区,在主燃区上部(火焰的下游)把其余的15~20%燃料作为二次燃料喷入,燃烧过程在还原气氛(α<1)下进行,利用碳氢化合物基团CH等把部分NO还原成N2(大约有70%-90%NO被还原);燃尽区,送入二次空气把残余的燃料烧完。

(6)低氧燃烧技术[1]

低氧燃烧为低余气系数(1.02-1.03)燃烧。一般要求燃烧反应在尽可能接近理论空气比条件下进行。这样,在一定程度上限制了反应区内氧气量,对热力NO和燃料NO都起了一定抑制作用。低氧燃烧的关键是要组织好燃烧。

(7)浓淡燃烧技术[1]

浓淡燃烧技术是近几年国内外采用的一种降低锅炉燃烧排放NO的燃烧技术。其原理是针对装有两个以上燃烧器的锅炉,使部分燃烧器供应较多的空气(呈贫燃区),部分燃烧器供应较少的空气(呈富燃区),由于两者都偏离了理论空气比,因此燃烧温度降低,较好地抑制了NO的生成。

(8)烟气再循环技术[1]

烟气再循环法过程是让一部分温度较低的烟气直接送入燃烧室内或与燃烧用的空气混合,使燃烧区内惰性气体含量增加,稀释了氧的浓度,使燃烧速度和炉内温度降低,从而抑制了“热力NO”的生成。氧浓度的降低减少了中间产物含氮基团和氧的反应,也有利于减少“燃料NO”的生成。烟气再循环技术应注意由于循环率过大引起的燃烧不稳定等问题。

(9)乳化燃烧技术[1]

乳化燃烧是指掺水乳化燃料经喷嘴雾化后在炉内进行的燃烧,通过加速燃烧过程和水煤气反应,来降低燃烧温度,从而降低烟尘和NO的排放量。

以上这些低污染燃烧技术中第1至4项多应用在燃气轮机燃烧室上,而其它常用在工业锅炉或其他工业燃烧装置上。

3 燃气涡轮发动机的低污染燃烧技术

燃气涡轮发动机是飞机、大型舰船以及许多地面发电设备的动力装置,因此,如何减少燃气涡轮发动机的污染物排放是当前低污染燃烧技术研究的重点之一,其采用的低污染燃烧技术主要有:(1)多环腔燃烧室

多环腔燃烧室是分级燃烧技术的一种,包括双环腔燃烧室和三环腔燃烧室。图1为CFM65-5/7双环腔燃烧室。双环腔燃烧室的概念早在上个世纪70年代早期就提出来了[7]。和单环腔燃烧室不同,双环腔燃烧室有两个头部,其中外头部用于小推力状态,大推力状态时内头部才工作。双环腔燃烧室技术对于降低NOx的排放效果是很显著的,CFM56-7B发动机换上双环腔燃烧室后,NOx的排放减少了31%[8]。目前,双环腔燃烧室技术已较为成熟,已被成功应用于商用发动机上,如GE90等。

图2为LM6000三环腔燃烧室。此燃烧室应用多级燃烧概念,使用了加强型贫油燃烧单元、防贫熄控制单元和消声器等,已达到超低污染排放、性能和寿命等多方面要求。

图1 CFM56-5/7双环腔燃烧室

图2 LM6000三环腔燃烧室

(2)双预混旋流技术(Twin Annular Premixing Swirler,简称:TAPS)

多环腔燃烧室技术可以大幅降低NOx的排放,但要继续进一步降低NOx,就很困难了。为此,GE公司发展了一种新概念的燃烧室技术:双预混旋流技术(TAPS)[8]。图3为TAPS技术的原理图。TAPS分别由主、副混合器产生两个同心的旋转射流,每一个混合器都可以根据需要设计成多旋流器布局。比如,副混合器可以设计成高流数离心喷嘴加同向双旋流器组合的形式。这种混合器产生的油雾适合于发动机启动和小推力状态,产生流场可满足点火、启动、贫油火焰稳定以及燃油效率等方面的要求。流场油气混合强度主要受到结构设计的影响,这需要进行仔细地调试,以满足上述各种要求以及低NOx排放。TAPS的设计特点可以参看图4。

Mongia[8]在CFM56-7B发动机上分别采用富油头部单环腔燃烧室、贫油头部双环腔燃烧室和TAPS单环腔燃烧,进行污染物排放的对比实验。结果显示,采用TAPS单环腔燃烧室在NOx的排放上要比富油头部单环腔燃烧室和贫油头部双环腔燃烧室分别低46%和22%,在HC和CO的排放上与富油头部单环腔燃烧室大体相当,好于贫油头部双环腔燃烧室。

图3 TAPS原理图

总的来说,TAPS技术可以在不影响燃烧室其他性能的情况下,将NOx的排放减少大约50%。当然,TAPS技术也面临一些挑战,例如,可操作性、在不引起堵塞的情况下清洗燃油喷嘴、重量和成本的优化等等。不过,TAPS最核心的技术问题还是如何在基本结构上进行优化色设计,以获得更低的NOx排放。

图4 获得美国专利的各种TAPS设计

(3)贫油直接喷射燃烧技术(LDI)

贫油低NOx燃烧技术可分为贫油预混预蒸发技术(LPP)和贫油直接喷射燃烧技术(LDI)。LPP 技术的NOx排放最低,但在先进高压比发动机燃烧室中存在自燃、回火以及稳定性等问题[9],因而逐渐淡出了航空发动机的应用,代之以LDI技术。LDI和LPP不同,其燃油是直接喷射入火焰区,因此不会有自燃或回火问题。不过,LDI中燃油没有预混和预蒸发过程,因此燃油必需得到良好雾化,油气混合要既快速又均匀,以获得尽可能低的燃烧温度。

图5为一个带36个燃油喷射点的LDI燃烧室头部模型图[10]。燃烧室头部的供油系统包括多

个金属平板,一个平板将燃油分配到各个喷射点,一个平板带有燃油喷射点,还有一个平板带有许多气缝,用于对燃油提供热防护。这些平板组合到一起就成了供油系统。供油系统中的每一个燃油喷射点都是一个单路燃油喷嘴,这些喷嘴都是通过化学蚀刻技术刻可在金属平板上的。36个喷射点沿径向和周向均匀分布。燃油喷射点的下游紧接着旋流器。旋流器和燃油喷嘴一样,也是用化学蚀刻技术刻在金属平板上的。所有旋流器都保持相同的旋向。

图5 36点喷射的LDI燃烧室头部模型简图

LDI燃烧室头部安装在燃烧室上的情形如图6所示。从图上可以注意到,火焰筒上没有掺混孔,进入燃烧室内的空气要么从燃烧室头部进入,要么做为冷却气。冷却用气大约占整个燃烧室气量的21%。

实验结果表明,多点喷射LDI燃烧室在假象的发动机循环中,NOx的排放能比1996年ICAO标准低约30%。

图6 安装了36点喷射的LDI燃烧室头部的模型燃烧室。

(4)无焰燃烧技术(Flameless Combustion)[11]

无焰燃烧又被称为:无焰氧化(Flameless Oxidation,简称FLOX),高温空气燃烧(High Temperature Air Combustion,简称HiTAC),中等和高强度低氧稀释(Moderate and Intense Low Oxygen Dilution,简称MILD)燃烧或者热回流燃烧(Heat Recirculating Combustion),是一种产生不可见火焰的燃烧技术,理论上具有均匀的燃烧和温度分布和很低的燃烧噪声。

无焰燃烧必须在高温及强湍流环境下进行,从而产生高度均匀的反应区。高度均匀的反应区消除了局部热点,减少了NOx的产生。无焰燃烧具有极高的湍流度,如果是采用传统的扩散火焰燃烧技术,则热和辐射会快速地四散开,燃烧在贫油状态下无法稳定进行。但是,当氧化剂温度很高时,低Damk?hler数的“无焰”反应却能很稳定。正是这种火焰均布的特性,使其得名“无焰燃烧”。

无焰燃烧首先应用于工业窑炉,除了低NOx外,其优点还包括:很高的燃烧稳定性(消除了热声学不稳定)、很低的贫油稳定边界、在均布火焰中CO高效快速地被氧化、均匀的燃烧室出口温度分布等。

无焰燃烧在民用燃烧器中的成功应用,使得人们开始考虑将其应用于燃气轮机中。不过,工业窑炉和燃气轮机燃烧室有着很大的不同,首先,燃气轮机燃烧室是“绝热”的,无法从中抽取热量;其次,燃气轮机燃烧室工作于高压环境中;第三,燃烧需在高氧含量环境下进行,甚至在尾气中的氧含量依然很高。这些不同对无焰燃烧在燃气轮机中的应用构成了挑战,特别是如何得到尾气、空气和燃油充分混合后的混气,以及在高压环境下产生分布火焰等。近年来,国外上已经开展了这方面的相关研究[11-13],图7为实验用无焰燃烧器[11]。

图7 无焰燃烧器。(a)燃油喷射装置;(b)燃烧器下视图

4 关于低污染燃烧技术发展的思考和建议

(1)燃气涡轮发动机面临着越来越严格的污染排放标准,低污染燃烧技术正是在此标准的推

动下不断发展提高的。

(2)我国的大飞机动力,尤其是民用干线客机动力,为了实现适航取证、进入市场的目标,必须采用符合适航标准的低污染燃烧技术,这是研制民用干线客机动力所必须突破的主要关键技术之一。

(3)从目前已应用于燃气涡轮发动机的低污染燃烧技术水平来看,只应用一种低污染燃烧技术已经难以达到当前的污染物排放标准。综合应用多种低污染燃烧技术,充分发挥各燃烧技术的优点,是实现当前燃气轮机低污染燃烧的必由之路。

(4)我国民用低污染燃烧装置设计技术方面已取得一定的成效,但在航空燃气涡轮发动机低污染燃烧技术方面基础薄弱,尤其缺乏工程设计和实际应用经验,应在大力加强基础研究的同时,充分利用民用低污染燃烧技术的成熟经验、技术、人才队伍等,加快低污染燃烧技术在航空燃气涡轮发动机上的应用。

(5)各种低污染燃烧技术发展水平不同,有的已经得到实际应用,有的还出于基础研究阶段。要追赶国外先进水平应该尽可能紧跟最前沿、尚处于研究发展阶段的技术。因为,已得到应用的成熟技术在国外已发展多年,我国和世界先进水平的差距太大,即使经过多年努力研究成功,也不过是达到国际上多年前的水平。而前沿技术,国外也刚处于研究发展中,国内外差距相对较小,便于我们迎头赶上。

参考文献

[1]赵坚行,《热动力装置的排气污染与噪声》,科学出版社,1995。

[2]G.. Maier, S. Wittig, Fuel Preparation and Emission Characterististics of a Pressure Loaded LPP Combustor, AIAA

99-3774.

[3]Y. Michou, C. Chauvear, I. Gokalp, “Experimental Study of Lean Premixed and Prevaporised Turbulent Spray

Combustion”, AIAA 99-0332.

[4]G.. J. Micklow, S. Roychoudhury, H. L. Nguyen, M. C. Cline, Emission Reduction by Varying the Swirler Airflow Split

in Advanced Gas Turbine Combustors, ASME 92-GT-110.

[5]N. Zarzalis, F. Joos, B. Glaeser, NO X-Reduction by Rich-Lean Combustion, AIAA 92-3339.

[6]R. O. Colantonio, The Applicability of Jet-Shear-Layer Mixing and Effervescent Atomization for Low-NO X

Combustors, Journal of Engineering for Gas Turbines and Power, Jan.1998, V ol. 120.

[7] D. W. Bahr and C. C. Gleason, “Experimental Clean Combustor Program Phase I Final Report”, NASA CR-134732,

June 1975.

[8]H. C. Mongia, “TAPS – A 4th Generation Propulsion Combustor Technology for Low Emissions”, AIAA 2003-2657.

[9]R. R. Tacina, C. Wey and K. J. Choi, “Low NOx, Lean Direct Wall Injection Combustor Concept Developed”, NASA

Glenn Research Center.

[10]R. Tacina, C. Wey, P. Laing and A. Mansour, “Sector Tests of A Low-NOx, Lean-Direct-Injection, Multipoint

Integrated Module Combustor Concept”, ASME GT-2002-30089.

[11]G. Li, E. J. Gutmark, D. Stankovic et. al, “Experimental Study of Flameless Combustion in Gas Turbine Combustors”,

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[12]M. Flamme, “New combustion systems for gas turbines (NGT)”,Applied Thermal Engineering, Vol. 24, 2004, pp.

1551-1559.

[13]Y. Levy, V. Sherbaum and P. Arfi, “Basic thermodynamics of FLOXCOM, the low-NOx gas turbines adiabatic

c ombustor,” Applie

d Thermal Engineering, Vol. 24, 2004, pp.1593-1605.

燃气涡轮发动机复习题

1涡轮喷气发动机作为飞机的动力装置,在工作时连续不断地吸入空气,空气在发动机中经过压缩,燃烧和膨胀过程产生高温从尾喷口喷出,流过发动机的气体动量增加,使发动机产生反推力。发动机作为一个热机,它将燃料的热能转变为机械能。涡轮喷气发动机同时又作为一个推进器,它利用产生的机械能使发动机获得推力。 2燃气涡轮发动机的主要类型有:涡轮喷气发动机(用于军机),涡轮风扇发动机(用于干线飞机和军机),涡轮螺旋桨发动机(用于支线飞机),涡轮轴发动机(用于直升机),桨扇发动机。 3单转子涡轮喷气发动机由进气道,压气机,燃烧室,涡轮,喷管组成。 4发动机的压力比:在发动机上两个不同地点之间的压力关系。压气机的增压比指压气机出口与进口空气总压之比,说明压气机增加进来的空气压力的能力。发动机压力比用EPR 表示。 5涵道比为1左右是低涵道比,2~3左右是中涵道比,4以上是高涵道比。 6绝热压缩过程,在进气道,压气机中进行(0~1~2) 等压加热过程,在燃烧室中进行(2~3) 绝热膨胀过程,在涡轮,喷管中进行(3~4~5) 定压放热过程,在大气中进行(5~0) 7净推力还包括喷管出口的静压超过周围空气的静压产生的推力。实际上,当计算净推力时,燃油流量通常是忽略的,Fn 表示净推力, 8发动机总效率表示加入发动机的燃料完全燃烧所放出的热量有多少转变为发动机的推进功。发动机总效率等于发动机热效率和发动机推进效率的乘积。 9进气道分为亚音进气道,超音进气道。超音进气道分为,内压式,外压式,混合式。我国民航主要使用的扩张形的亚音进气道。 10进气道的冲压比是进气道出口处的总压与远方气流静压的比值。 11压气机功用 :对流过它的空气进行压缩,提高空气的压力,为燃气膨胀做功创造条件,以改善发动机的经济性能,增大发动机的推力。现在压气机必须增加进来空气压力高于环境压力20~30倍以上和空气速度每秒在400~500英尺。 12离心式压气机组成 :进气系统, 叶轮,扩压器,导气管(集气管)。 13失速:转速一定 空气流量减少攻角过大。堵塞:转速一定进口绝对速度轴向分量上升,攻角过小。 14防喘的原理是压气机在非设计状态下通过一些措施也能保持与压气机几何形状相适应的速度三角形,从而使攻角不要过大或过小。防止压气机失速和喘振的常用方法放气活门,压气机静子叶片可调和采用多转子。 15转子的基本类型有鼓式,盘式和鼓盘式。 16典型的涡轮发动机的高压压气机机匣分成前机匣和后机匣。前机匣通常做成两半,由螺栓在中心线连接。它支持前面的静子叶片。后压气机机匣有做成两半的,也有做成一件的。 17油气比是进入燃烧室燃油流量与空气流量的比值, 18余气系数的物理意义是表示贫油和富油的程度,a<1 时为富油,a>1时为贫油。 19容热强度:在单位压力和单位燃烧室容积中,一小时之内,进入燃烧室的燃油燃烧实际所放出的热量。用来衡量燃烧室容积利用的程度。 20在径向上靠近涡轮叶片叶尖和叶根处的温度应低一些,而距叶尖大约三分之一处温度最高。 21燃气涡轮发动机燃烧室的类型:多个单管燃烧室,环管形燃烧室和环形燃烧室。 22旋流器是由若干旋流片按一定角度沿周向排列成的,安装在火焰筒的前部。当空气流过旋流器时,由轴向运动变成旋转运动,气流被惯性离心力甩向四周,使燃烧室中心部分空0 *1P P I =π

大学毕业设计论文 - 燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术

燃气涡轮发动机高温燃气温度测量技术 一、引言 现代军用飞机对发动机提高推重比的要求持续增加。提高压气机压比以提高循环效率、增加涡轮进口温度以提高单位推力是提高推重比最直接和最有效的方法。因此,燃烧室部件设计将向高温升高热容方向发展,燃烧室进出口平均温度不断提高,在研和新研制的第四代涡扇发动机推重比为10.O一级,燃烧室进口平均温度为850K,出口平均温度为1850K,按热点系数O.3计算,热点温度可达2150K,正在预研的第五代发动机以涡扇发动机为主,交循环及组合,推重比12.0一级燃烧室出口平均温度为2000K,推重比15.0一级燃烧室出口平均出口温度为2150K,热点温度当然更高。 现代航空发动机测试是航空推进技术的支撑性技术,是整个发动机预研试验研究和工程发展阶段的重要技术环节。发动机高温燃气测量是最重要的测试技术之一,温度是确定热端部件性能和寿命的最关键参数。将有助于燃气涡轮设计师和工艺师正确了解在燃烧室中所发生的燃烧过程。这使得高温燃气温度测量成为发动机测试中特别重要、难度较大的关键技术。 传统的燃烧室出口温度场测试手段是铂铑系列热电偶。新型燃烧室燃气的高温、高速、高压条件已经超过常规铂铑系列热电偶的应用范围。为了获得燃烧室出口温度场的关键数据,必须寻求新的适用于

燃烧室部件性能试验的高温燃气温度测试手段与方法。 气体温度测量,尤其是动态气体温度测量技术经历了一个发展过程。从20世纪50年代到70年代,主要工作是集中于采用热电偶在测量气流温度时所遇到的几个误差的确定,如辐射误差、导热误差、速度恢复误差以及在气流温度发生阶跃变化时,热电偶时间响应的研究。为了解决脉动气体温度的测试问题,曾经力图将热电偶做得很细,80年代以后,各种新技术、新的探针和手段应用于气流温度测量,主要有先进的探针技术、燃气分析技术、光纤温度传感器、光谱技术以及采用数字信号处理技术的动态气体温度测量系统。目前,提高高温应变能力的研究也在进行之中。 二、燃气分析 鉴于在发动机燃烧室压力和温升越来越高的情况下,用热电偶法测量出口温度,计算燃烧效率和温度分布系数越来越困难。由于贵金属偶丝对未燃烧成份的催化作用和高温下的传热误差,使得测得的结点温度TJ与T。之间的差别越来越大,不能准确地测出燃烧效率和温度分布系数。因此一种用于燃气温度测量的燃气分析技术(TBGA,Temperature By Gas Analysis)应运而生。燃气分析测温法就是通过分析燃气中各种组分的含量来推算燃气温度的方法,具有工程实用性强、测温范围宽、测温精度高,在1800K以上优于热电偶等优点,尤其适合在燃烧室部件试验中测取出口温度场分布。此方法在国外已得到广泛的研究与应用。 20世纪70年代初,GE公司就开始探索用燃气分析方法测量燃烧室

81燃气涡轮发动机低污染燃烧室的发展趋势及思考(北航-金捷岳明)

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航空燃气涡轮发动机原理期末考试知识点

航空燃气涡轮发动机原理复习知识点 第一章 记住华氏度与摄氏度之间的关系:Tf=32+9/5Tc 记住P21的公式1-72,p23的公式1-79,1-80 ,p29的公式1-85以及p33的公式1-99。 第二章燃气涡轮发动机的的工作原理 1.燃气涡轮发动机是将燃油释放出的热能转变成机械能的装置。它既是热机又是推进器。 2.燃气涡轮发动机分为燃气涡轮喷气发动机,涡轮螺旋桨发动机,涡轮风扇发动机。其中涡轮风扇发动机是由进气道,风扇。低压压气机,高压压气机,燃烧室,高压涡轮,低压涡轮和喷管组成。涡轮风扇发动机是由两个涵道的。 3.外涵流量与内涵流量的比值,称为涵道比,B=Qm1/Qm2. 4.与涡轮喷气发动机相比,涡轮风扇发动机具有推力大,推进效率高,噪音低等特点。 5.单转子涡轮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的。 其中压气机,燃烧室,涡轮称为燃气发生器,也叫核心机。

6.涡轮前燃气总温用符号T3*来表示,它是燃气涡轮发动机中最重要的,最关键的一个参数,也是受限制的一个参数。 7.发动机的排气温度T4*,用符号EGT表示。 8.发动机的压力比简称为发动机压比,用符号EPR表示。 9.要会画书本p48页的图2-9的布莱顿循环并且要知道每一个过程表示什么意思。 10.要知道推力的分布并且要掌握推力公式的推导过程。(简答题或者综合题会涉及到。自己看书本p5到P56)。

11.了解几个喷气发动机的性能指标:推力,单位推力,推重比,迎面推力,燃油消耗率。

第三章进气道 1.进气道的作用:在各种状态下,将足够量的空气,以最小的流动损失,顺利的引入压气机;当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时,通过冲压压缩空气,以提高空气的

燃气轮机原理与结构解析

图说燃气涡轮发动机的原理与结构 曹连芃 摘要:文章介绍燃气涡轮发动机的工作原理;对燃气轮机的主要部件轴流式压气机、环管形燃烧室、轴流式涡轮分别进行了原理与结构介绍;对燃气涡轮发动机的整体结构也进行了介绍。 关键字:燃气涡轮发动机,燃气轮机,轴流式压气机,燃烧室,轴流式涡轮 1. 燃气涡轮发动机的工作原理 燃气涡轮机发动机(燃气轮机)的原理与中国的走马灯相同,据传走马灯在唐宋时期甚是流行。走马灯的上方有一个叶轮,就像风车一样,当灯点燃时,灯内空气被加热,热气流上升推动灯上面的叶轮旋转,带动下面的小马一同旋转。燃气轮机是靠燃烧室产生的高压高速气体推动燃气叶轮旋转,见图1。 图1-走马灯与燃气涡轮 燃气轮机属热机,空气是工作介质,空气中的氧气是助燃剂,燃料燃烧使空气膨胀做功,也就是燃料的化学能转变成机械能。图2是一台燃气轮机原理模型剖面,通过它来了解燃气轮机的工作原理。 从外观看燃气轮机模型:整个外壳是个大气缸,在前端是空气进入口;在中部有燃料入口,在后端是排气口(燃气出口)。 燃气轮机主要由压气机、燃烧室、涡轮三大部分组成,左边部分是压气机,有进气口,左边四排叶片构成压气机的四个叶轮,把进入的空气压缩为高压空气;中间部分是燃烧器段(燃烧室),内有燃烧器,把燃料与空气混合进行燃烧;右边是涡轮(透平),是空气膨胀做功的部件;右侧是燃气排出口。

图2-模型燃气轮机结构 在图3中表示了燃气轮机的简单工作过程:空气从空气入口进入燃气轮机,高速旋转的压气机把空气压缩为高压空气,其流向见浅蓝色箭头线;燃料在燃烧室燃烧,产生高温高压空气;高温高压空气膨胀推动涡轮旋转做功;做功后的气体从排气口排出,其流向见红色箭头线。 图3-燃气轮机工作过程 在燃气轮机中压气机是由涡轮带动旋转,压气机的叶轮与涡轮安装在同一根主轴上组成燃气轮机转子,如图4所示。

航空燃气涡轮发动机原理大作业

南京航空航天大学·能源与动力学院 航 空 燃 气 涡 轮 发 动 机 原 理 大 作 业 设计题目:涡轮喷气发动机气动热力计算 小组成员:XXX 0207105?? YYY 0207105?? ZZZ 0907601?? 指导教师:AAA 日期:2010/12/12

航空燃气涡轮发动机原理大作业报告 一、设计要求: 海平面、静止状态、标准大气条件,最大工作状态时,对有关涡轮喷气发动机的F ,SFC 的要求如下表所示,它们均采用收敛喷管,col ν为压气机相对引气量,R ν为涡轮中的相对回气量。试选择有关参数,计算画出s F ,SFC 及ma q 随*k π(或*3T )的变化关系曲线,并确定满足性能要求的工作过程参数。 二、设计计算 1、参数选择(以A 组要求为准) (1)物性参数: 空气比热: 1.005/p KJ Kg C = 燃气比热:' 1.1607/p KJ Kg C = 空气绝热指数: 1.4k = 燃气绝热指数:' 1.3k = 空气气体常数:287/J Kg K R =? 燃气气体常数:'288/J Kg K R =? 燃油低热值:42900/Hu KJ Kg =

(2)发动机及各部件参数: 发动机推力:2600F dN = 进气道总压恢复系数:0.97i σ= 压气机效率:* 0.78k η= 燃烧室总压恢复系数: 0.905b σ= 燃烧效率 :0.96b ξ= 涡轮效率:* 0.88t η= 轴机械传动效率:0.98m η= 尾喷管总压恢复系数:0.96e σ= 压气机相对引气量:0.03col ν= 涡轮中的相对回气量:0.02R ν= 2、热力计算及结果输出 热力计算过程参数计算过程采用定比热计算方法,对涡轮喷气发动机工作过程参数进行初步计算。过程与书上给出过程一致,油气比的计算采用等温焓差法,为计算方便起见,根据文献【3,13】提供公式和方法,算出油气比随燃烧室进出口温度变化关系,通过曲线拟合可得油气比 5()495727 .0197799.00110966.0[(2*38 *34 1010 +?+?+-=--T T f f θ-)]2.000258.0)(01.0*3 6 * 210 T T -?+ 采用matlab 语言编程分别对涡轮前燃气温度一定,单位推力和耗油率随增压比(压气机总压比)的变化情况及增压比(压气机总压比)一定,单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化情况两种情况进行计算。 (1)编程代码如下: clc clear %%飞行条件%%%%%%%%%%%%%% h=0;

燃气涡轮发动机

燃气涡轮发动机 1.压气机、燃烧室、涡轮称为燃气发生器,燃气发生器又称为核心机。 2.发动机压力比EPR:低压涡轮出口总压与低压压气机进口总压之比,同气流通过发动机的 加速成比例。表征推力。 发动机涵道比:指涡扇发动机通过外涵的空气质量流量与通过内涵的空气质量流量之比。 涵道比为1左右是低涵道比,2~3左右是中涵道比,4以上的高涵道比。低涵道比发动机产生推力是热排气高温高压。高涵道产生推力是风扇。 风扇转速n1:对于高涵道比涡扇发动机,由于风扇产生的推力占绝大部分,风扇转速也是推力表征参数。 3.总推力是指当飞机静止时发动机产生的推力,包括由排气动量产生的推力和喷口静压和环 境空气静压之差产生的附加推力。 4.当量轴功率ESHP:计算总的功率输出时,轴功率加上喷气推力的影响。 5.进气道的流量损失用进气道的总压恢复系数σi表示:σi = p1*/ p0* (进气道出口截面 总压 / 进气道前方来流总压) <1 6.喘振:压气机喘振是气流沿压气机轴线方向发生的低频率、高振幅的振荡现象。喘振的根 本原因是由于气流攻角过大,使气流在叶背处发生分离,而且这种气流分离严重扩展至整个叶栅通道。 7.VSV偏开导致高压压气机流量系数变大,气流在压气机叶盆会发生偏离,形成涡流状态; 高压压气机会变轻,高压压气机转速上升,由于高压压气机出现涡轮状态,导致压气机进气量下降,此时风扇的流量系数下降,会在风扇和低压压气机叶片背处出现分离,发生喘振现象,之后风扇和低压压气机所需的功率上升,低压转子呈减速降低趋势。为保证发动机风扇的转速不变,发动机控制系统就会增加燃油流量,t3*与EGT上升,涡轮做功能力上升,保证风扇转速n1不变,n2上升。 8.防喘措施:防止压气机失速和喘振的方法常用:放气活门、压气机静止叶片可调和采用多 转子。 9.压气机结构的核心是转子组件和机匣。

涡轮发动机的工作原理、特点

一.涡轮发动机的工作原理、特点 答:1.燃气涡轮喷气发动机 工作原理:航空燃气涡轮喷气发动机是一种热机,将燃油燃烧释放出的热能转变为流经发动机气流的动能。由于气流的速度增加而直接产生反作用推力,因此,这种发动机既是热机也是推进器 特点:与航空活塞发动机相比,燃气涡轮喷气发动机结构简单,重量轻,推力大,推进效率高,而且在很大的飞行速度范围内,发动机的推力随飞行速度的增加而增加,然而其较高的耗油率逐渐被涡扇发动机所替代。 2.涡轮风扇发动机 组成:进气道、风扇、低压压气机、高压压气机、燃烧室、高压涡轮、低压涡轮和喷管工作原理:涡扇发动机内路的工作情形与涡喷发动机相同。即流入内含的空气通过高速旋转的风扇,低压压气机和高压压气机对空气做功,压缩空气,提高空气压力。高压空气在燃烧室内和燃气混合,燃烧,将化学能转变为热能,形成高温高压的燃气。高温高压燃气首先在高压涡轮内膨胀,推动高压涡轮旋转,去带动高压压气机,然后再低压涡轮内膨胀,推动低压涡轮旋转,去带动低压压气机和风扇,最后燃气通过喷管排入大气产生反作用推力。 特点:与涡喷发动机相比,涡扇发动机具有推力大,推进效率高,噪音低,在一定的飞行速度范围内燃油消耗率低等优点。但涡扇发动机结构复杂,速度特性差。目前民航干线飞机大多装配涡扇发动机。 二.轴流式压气机的基元增压原理 答:轴流式压气机主要是利用扩散增压的原理来提高空气压力的。(根据气动知识得知亚音速气流流过扩张形通道时)速度降低,压力升高。参数分析。 基元级组成:由工作叶栅和整流器叶栅组成,两处叶栅通道均是扩形的 三.压气机转子的结构形式分析图3-40 答:(图3-40为CFM56发动机风扇后增压级转子,鼓筒靠精密螺栓固定于风扇轮盘后端,其外圆上作出三道凸缘,用拉刀一次拉出三级燕尾形榫槽,因此三级叶片数目相同,虽然对性能有一定影响,但加工却大大地简化) 轴流式压气机转子的基本结构型式有三种:鼓式盘式鼓盘式 特点 鼓式:结构简单、零件数目少、加工方便、有较高的抗弯刚度,但由于受到强度的限制,目前在实际中应用的不广泛。 盘式:强度好,但抗弯刚性差,并容易发生振动。目前这种简单的盘式转子只用于单盘或小流量的压气机上。 鼓盘式:这种转子兼有鼓式转子抗弯性好和盘式转子强度高的优点在发动机广泛应用。 四.燃烧室的分类工作过程优缺点 分类:管型燃烧室,环型燃烧室,管环型燃烧室。 工作过程:发动机工作时,被压气机压缩的空气,进入燃烧室,它一边向后流动,一边与喷嘴喷出的燃油混合,组成混合气。发动机起动时,混合气由点火装置产生的火花点燃:起动后,点火装置不再产生火花,新鲜混合气全靠已燃混合气的火焰引火而燃烧。 混合气在燃烧室内燃烧时,喷嘴喷出的燃油与燃烧室中流动的空气不断混合组成新的混合气,以供连续不断的燃烧之用,这样就形成了燃边油与空气混合边燃烧的连续不断的

M11燃气涡轮发动机结构与系统

M11飞机结构与系统1709+114 1 下列哪个是LOC频率 3 110.20MHz 112.35MHz 110.35MHz 117.30MHz 2 如果左、右两个显示管理计算机(DMC)同时故障,可以通过控制选择开关使显示的结果为: 4 只有机长的PFD和副驾驶的ND显示信息只有机长和副驾驶的PFD显示信息 只有机长和副驾驶的ND显示信息机长和副驾驶的PFD和ND均有显示 3 飞机在进近阶段,自动油门工作在2 N1方式MCP的速度方式拉平方式慢车方式 4 当飞机以恒定的计算空速(CAS)爬升时,真空速(TAS)将() 3 保持不变。减小。增大。先增大后减少。 5 "一架大型运输机在飞行的过程中,如果备用高度表后的气管松脱,那么高度表指示的是( )" 2 飞机的气压高度。外界大气压力所对应的气压高度。 飞机的客舱气压高度。客舱气压。 6 下列关于“ADC压力传感器”的叙述哪个正确? 1 在DADC中,静压和全压使用相同类型的传感器。 在模拟ADC中和DADC中使用相同类型的压力传感器。 在DADC中,仅使用一个传感器来测量静压和全压。 "在DADC中,压力传感器可单独更换。" 7 高度警告计算机的输入信号有:134 大气数据计算机的气压高度信号无线电高度信息 自动飞行方式控制信息襟翼和起落架的位置信息 8 如果EFIS测试结果正常,则显示器上显示的信息有:234 系统输入信号源数字、字母和符号 系统构型(软、硬件件号)光栅颜色 9 在PFD上,当俯仰杆与飞机符号重合时,飞机可能正在()1234 平飞爬升下降加速 10 当ND工作在ILS方式时,显示的基本导航信息有()123 风速和风向飞机的航向地速航道偏差 11当EICAS警告信息多于11条时,按压“取消”电门 4 具有取消A级警告功能具有取消A级和B级警告功能 具有锁定信息功能能取消当前页B级和C级信息,具有翻页功能

民用航空蜗轮燃气发动机原理100习题集

1. 燃气涡轮发动机的分类(5种),它们结构上有什么区别(了解) 2. 燃气涡轮发动机基本组成及各部件工作原理 3. EGT 含义,为什么它是一个监控参数,压力比的定义 4. 表征发动机推力的参数 5. 理想循环热效率的推导以及它与* c π之间的关系 6. 理想循环功的计算以及最佳增压比的含义、以及其影响因素 7. 实际循环功的与哪些参数有关,最佳增压比的定义 8. 实际循环热效率、循环功与哪些参数有关,最经济增压比的定义 9. 为什么最经济增压比大于最佳增压比(考虑斜率的变化),为什么q 随着增压比增大而减小 10. 实际循环中,指示功是否等于有效功,,有效功在各种发动机中的表现形式,如何理解下列公式 rc rp i net e L L L L V V L --=+-=2)(225 11. 发动机推力计算公式 ()()0555p p A V V q F m -+-=,()[] V q p f p A F m --=05* 55λ如何应用,参考计算题

12. 热效率、推进效率、总效率定义表达式以及它们之间的关系,热能—机械能---推进功过程中,损失如何分布? 13. 单位推力的定义、sfc 的定义及表达式、Ma 一定,推导sfc 与0η之间的关系,s u p F T T H c sfc )(3600*2*3-= 推导 14. 课后习题(第7题除外) 15. 进气道的分类和组成 16. 进气道总压恢复系数定义以及含义 17. 进气道冲压比 102 12211211--???? ??-+=??? ??-+=γγ γγ γγσγσπRT V Ma i i i 影响因素 18. 压气机的分类 19. 离心式压气机的组成及各部件简单工作原理 20. 离心式压气机的优缺点 21. 在离心式压气机中,静压的提高有两方面的原因 22. 轴流式压气机的组成以及优缺点 23. 轴流式压气机的基元级以及基元级平面叶栅是如何得到的?(理解)

【CN109945233A】燃烧室及其雾化装置、航空燃气涡轮发动机【专利】

(19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 (10)申请公布号 (43)申请公布日 (21)申请号 201910214160.9 (22)申请日 2019.03.20 (71)申请人 中国航发湖南动力机械研究所 地址 412002 湖南省株洲市芦淞区董家塅 高科园中国航发动研所 (72)发明人 江立军 曹俊 石小祥 汪玉明  康尧 郭政言 肖为  (74)专利代理机构 北京律智知识产权代理有限 公司 11438 代理人 袁礼君 阚梓瑄 (51)Int.Cl. F23R 3/28(2006.01) F23R 3/38(2006.01) (54)发明名称 燃烧室及其雾化装置、航空燃气涡轮发动机 (57)摘要 本公开提供了一种燃烧室及其雾化装置、航 空燃气涡轮发动机,属于航空发动机技术领域。 该燃烧室的雾化装置包括主燃级、预燃级和喷嘴 组件;主燃级包括主燃级内套筒和套设于所述主 燃级内套筒的主燃级外套筒;其中,所述主燃级 内套筒上设置有喷嘴插口;预燃级穿设于所述主 燃级内套筒内;喷嘴组件包括预燃级喷嘴和主燃 级喷嘴;其中,所述主燃级喷嘴设于所述预燃级, 且配合的穿设于所述喷嘴插口。该雾化装置能够 降低燃烧室的复杂程度并提高燃烧室的强度。权利要求书1页 说明书7页 附图5页CN 109945233 A 2019.06.28 C N 109945233 A

权 利 要 求 书1/1页CN 109945233 A 1.一种燃烧室的雾化装置,其特征在于,包括: 主燃级,包括主燃级内套筒和套设于所述主燃级内套筒的主燃级外套筒;其中,所述主燃级内套筒上设置有喷嘴插口; 预燃级,穿设于所述主燃级内套筒内; 喷嘴组件,包括预燃级喷嘴和主燃级喷嘴;其中,所述主燃级喷嘴设于所述预燃级,且配合的穿设于所述喷嘴插口。 2.根据权利要求1所述雾化装置,其特征在于,所述喷嘴组件还包括: 喷嘴杆,连接所述预燃级且设有供油通道;所述供油通道连接所述预燃级喷嘴和所述主燃级喷嘴。 3.根据权利要求1所述雾化装置,其特征在于,所述主燃级内套筒与所述主燃级外套筒之间形成主燃级外流通道,所述主燃级外流通道内任一位置距离所述主燃级内套筒或所述主燃级外套筒的距离均不大于3mm。 4.根据权利要求3所述雾化装置,其特征在于,沿从上游至下游方向,所述主燃级外流通道依次包括收缩段和扩张段; 所述主燃级喷嘴的喷嘴口设于所述主燃级外流通道的收缩段。 5.根据权利要求1所述的雾化装置,其特征在于,所述主燃级内套筒与所述预燃级之间具有主燃级内流通道。 6.一种燃烧室,其特征在于,包括: 机匣,具有进气口; 扩压器,设于所述机匣的进气口; 权利要求1~5任一项所述的燃烧室的雾化装置,设于所述机匣内且位于所述扩压器的下游; 火焰筒,设于所述机匣内,且与所述雾化装置连接。 7.根据权利要求6所述的燃烧室,其特征在于,所述火焰筒包括: 固定板,设有固定板配合孔和多个冲击冷却孔;其中,所述固定板配合孔与所述主燃级外套筒远离所述扩压器的一端配合连接; 火焰筒内环,设于所述固定板的内侧边缘且向远离所述主燃级的方向延伸; 火焰筒外环,设于所述固定板的外侧边缘且向远离所述主燃级的方向延伸。 8.根据权利要求7所述的燃烧室,其特征在于,所述火焰筒还包括: 导流板,设有导流板配合孔和多个导流孔,所述导流板配合孔与所述主燃级内套筒远离所述扩压器的一端配合连接; 在所述导流板与所述固定板之间形成混合通道。 9.根据权利要求8所述的燃烧室,其特征在于,任一所述导流孔的直径不大于3mm。 10.一种航空燃气涡轮发动机,其特征在于,包括权利要求6~9任一项所述的燃烧室。 2

民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算

民用航空燃气涡轮发动机原理课程设计 学院:航空工程学院 班级: 姓名: 学号: 指导老师:

目录 一、序言 (1) 一.热力计算的目的和作用---------------------------------2 二.单轴涡喷发动机热力计算------------------------------3 三.分别排气双轴涡扇发动机设计点热力计算-------7 四.结果分析---------------------------------------------------14 五.我的亮点-----------------------------------------------------18 序言

航空燃气涡轮发动机是现代飞机与直升机的主要动力,为飞机提供推力,为直升机提供转动旋翼的功率。飞机或直升机在飞行中,一旦发动机损坏而停车,就会由于失去推力而丧失速度与高度,如果处理不当就会出现极为严重的事故。因此发动机的正常工作与否,直接影响到飞行的安全,故称发动机为飞机的心脏。在这次课程设计中,为了使结果更加准确,充分利用Matlab 在数值计算上的强 大功能,运用polyfit 函数对a h 2*,a h 3* 进行数值拟合,拟合的结果R=1,相 关性非常的好。其中空气的低压比热容与温度有关,使用与温度有关的经验公式,减小了误差。 热力计算的目的和作用

发动机的设计点热力计算是指在给定的飞行和大气条件(飞行高度、马赫数和大气温度、压力),选定满足单位性能参数要求(单位推力和耗油率)的发动机工作过程参数,根据推力(功率)要求确定发动机的空气流量和特征尺寸(涡轮导向器和尾喷管喉部尺寸)。 设计点热力计算的目的:对选定的发动机工作过程参数和部件效率或损失系数,计算发动机各界面的气流参数以获得发动机的单位性能参数。 发动机设计点热力计算的已知条件: 1)给定飞行条件和大气条件:飞行高度和飞行马赫数,大气温度和压力。 2)在给定的飞行条件和大气条件下,对发动机的性能要求,如推力、单 位推力和耗油率的具体值。 3)根据发动机的类型不同,选择一组工作过程参数:内涵压气机增压比、 外涵风扇增压比、涵道比、燃烧室出口总温等。 4)预计的发动机各部件效率和损失系数等。 一台新发动机的最终设计不可能仅取决设计点的性能,而且还决定于飞行包线内非设计点的性能。但发动机的热力计算有如下重要作用: 1.只有先经过设计点的热力计算,确定发动机特征尺寸后进行非设计点的 热力计算以确定非设计点的性能。 2.设计点的热力计算可初步确定满足飞行任务的发动机设计参数选择的 大致范围。 单轴涡喷发动机热力计算

航空发动机原理与构造复习题

一、选择题 1.燃气涡轮发动机的核心机包括 C 。 A.压气机、燃烧室和加力燃室B.燃烧室、涡轮和加力燃室 C.压气机、燃烧室和涡轮D.燃烧室、加力燃室和喷管 2.在0~9截面划分法中,压气机出口截面是 B 。 A.1—1截面B.3—3截面C.4—4截面D.6—6截面 3.在0~9截面划分法中,燃烧室出口截面是。 C A.1—1截面B.3—3截面C.4—4截面D.6—6截面 4.发动机正常工作时,燃气涡轮发动机的涡轮是_____B____旋转的。 A.压气机带动B.燃气推动 C.电动机带动D.燃气涡轮起动机带动 5.气流在轴流式压气机基元级工作叶轮内流动,其_____C____。 A.相对速度增加,压力下降B.绝对速度增加,压力增加 C.相对速度降低,压力增加D.绝对速度下降,压力增加 6.气流在轴流式压气机基元级整流环内流动,其____C_____。 A.相对速度增加,压力下降B.绝对速度增加,压力增加 C.相对速度降低,压力增加D.绝对速度下降,压力增加 7.气流流过轴流式压气机,其____C_____。 A.压力下降,温度增加B.压力下降,温度下降 C.压力增加,温度上升D.压力增加,温度下降 8.轴流式压气机基元级工作叶轮叶片通道和整流环叶片通道的形状是____C_____。A.工作叶轮叶片通道是扩散形的,整流环叶片通道是收敛形的 B.工作叶轮叶片通道是收敛形的,整流环叶片通道是扩散形的 C.工作叶轮叶片通道是扩散形的,整流环叶片通道是扩散形的 D.工作叶轮叶片通道是收敛形的,整流环叶片通道是收敛形的 9.轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A.工作叶轮在前,不转动;整流环在后,转动 B.工作叶轮在前,转动;整流环在后,不转动 C.整流环在前,不转动;工作叶轮在后,转动 D.整流环在前,转动;工作叶轮在后,不转动 10.轴流式压气机基元级工作叶轮和整流环的安装顺序和转动情况是_____B____。A.工作叶轮在前,不转动;整流环在后,转动 B.工作叶轮在前,转动;整流环在后,不转动 C.整流环在前,不转动;工作叶轮在后,转动 D.整流环在前,转动;工作叶轮在后,不转动 11.多级轴流式压气机由前向后,____A_____。 A.叶片长度逐渐减小,叶片数量逐渐增多 B.叶片长度逐渐减小,叶片数量逐渐减小 C.叶片长度逐渐增大,叶片数量逐渐增多 D.叶片长度逐渐增大,叶片数量逐渐减小 12.涡轮由导向器和工作叶轮等组成,它们的排列顺序和旋转情况是___A_____。A.导向器在前,不转动;工作叶轮在后,转动 B.导向器在前,转动;工作叶轮在后,不转动

民用航空燃气涡轮发动机简介

《民航概论》课程作业 民用航空涡轮喷气发动机各部件简 介及其工作原理 姓名:*** 学院(系):民航(飞行)学院 专业:************* 班级:0710103 学号:******* *********** 二О一二年十二月二十四日

民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理 民用航空自开始以来,随着时代的变迁和人们生活水平的提升,正处于高速发展状态。各经济发展较迅速的国家均争相发展自己的航空航天产业,民用航空则是一个关系民生的重要组成部分。我国自1920年开通第一条航线以来,民航正处于跨越式发展阶段,无论是投入还是硬件设施,足以与发达国家相聘美。然而发动机作为飞机的心脏,一直是遏制民航发展的一个瓶颈。作为南京航空航天大学民航学院的一名学生,在学习了民航概论,飞行原理等课程后,通过参考各种文献和书籍,我在这仅其中的很小一部分,即航空涡轮喷气发动机发表自己的一些浅薄认知。 民用航空发动机作为飞机的核心,关系着整架飞机的运行及安全。喷气涡轮发动机共由五部分组成:进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管。每一个部分各自发挥着作用,又相互影响,相互制约。 1.进气道 在民用航空中发动机一般是一个独立的整体,进气道也几乎与机身有一定间隔,并非作为一体化设计,当然也有将发动机与机身进行一体化设计的,一般在军用飞机中较为常见。进气道作为发动机的起始部分,有着非常重要的作用,对整台发动机的工作有着重要的影响,甚至可以说,如果进气道出问题,整台发动机都不能工作甚至毁坏。 进气道的作用大致为:在各种状态下,将足量的空气以最小的流动损失,顺利地引入压气机;当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时,通过冲压压缩空气,提高空气的压力;在所有飞行条件和发动机工作状态下,进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性,以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险;进气道的外阻力应尽可能小。 进气道有两种,分别是亚音速进气道和超音速进气道。在民用航空中,安全始终是放在首要地位,因此绝大部分民用客机是工作在亚音速阶段。据我所知, 目前只有协和号作为超

民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算之欧阳家百创编

民用航空燃气涡轮发动机原理 欧阳家百(2021.03.07) 课程设计 学院:航空工程学院 班级: 姓名: 学号: 指导老师: 目录 一、序言 (1) 一.热力计算的目的和作用---------------------------------2 二.单轴涡喷发动机热力计算------------------------------3 三.分别排气双轴涡扇发动机设计点热力计算-------7 四.结果分析---------------------------------------------------14 五.我的亮点-----------------------------------------------------18 序言

航空燃气涡轮发动机是现代飞机与直升机的主要动力,为飞机提供推力,为直升机提供转动旋翼的功率。飞机或直升机在飞行中,一旦发动机损坏而停车,就会由于失去推力而丧失速度与高度,如果处理不当就会出现极为严重的事故。因此发动机的正常工作与否,直接影响到飞行的安全,故称发动机为飞机的心脏。在这次课程设计中,为了使结果更加准确,充分利用Matlab 在数值计算上的强大功能,运用polyfit函数对,进行数值拟合,拟合的结果R=1,相关性非常的好。其中空气的低压比热容与温度有关,使用与温度有关的经验公式,减小了误差。 热力计算的目的和作用 发动机的设计点热力计算是指在给定的飞行和大气条件(飞行高度、马赫数和大气温度、压力),选定满足单位性能参数要求(单位推力和耗油率)的发动机工作过程参数,根据推力(功率)要求确定发动机的空气流量和特征尺寸(涡轮导向器和尾喷管喉部尺寸)。 设计点热力计算的目的:对选定的发动机工作过程参数和部件效率或损失系数,计算发动机各界面的气流参数以获得发动机的单位性能参数。 发动机设计点热力计算的已知条件: 1)给定飞行条件和大气条件:飞行高度和飞行马赫数,大气 温度和压力。

发动机原理与构造思考题

1.为什么说航空燃气轮机既是热机又是推进器? 2.简单叙述燃气涡轮喷气发动机的组成以及工作原理? 3.简单叙述燃气涡轮风扇喷气发动机的组成以及工作原理? 4.燃气涡轮发动机分为哪几种?它们在结构以及工作原理上有什么明显区别? 5.什么是EGT,为什么它是一个非常重要的监控参数? 6.什么是EPR,为什么它是表征推力的参数? 7.发动机热效率、推进效率、总效率三者定义以及其关系? 8.燃油消耗率sfc定义及表达式。 9.何为发动机机的单位推力?影响推力因素包括? 1.进气道的功用以及分类,组成? 2.亚音速进气道内部气流参数是如何变化的? 3.什么是进气道的总压恢复系数,写出其表达式 4.什么是进气道的冲压比?影响冲压比因素? 5.流量系数的定义? 1.离心式压气机由哪些部件组成,各部件是如何工作的? 2.离心式压气机是如何实现增压的? 3.离心式压气机的优缺点? 4.轴流式压气机由哪些部件组成的,压气机一级是如何定义的? 5.什么是基元级及基元级叶栅? 6.画出基元级速度三角形。 7.轴流式压气机机匣的结构形式有哪三种,它们各有什么特点? 8.攻角的定义何流量系数的定义? 9.压气机流动损失包括哪些?各有包括哪些? 10.多级轴流式压气机采用何种流程形式,其对应的机匣结构形式有哪几种? 11.压气机增压比的定义表达式、总增压比与各级增压比之间的关系? 12.理想压气机功和绝热压气机功的定义表达式以及区别? 13.压气机效率的定义及表达式? 14.为什么要研究压气机的特性?压气机特性、流量特性的定义? 15.能够画出单级压气机流量特性图并进行简单的分析(例如对等转速线的分析)? 16.堵塞和失速各是?何为旋转失速? 17.喘振的定义和现象各是? 18.喘振产生根本原因、机理过程,三种防喘措施? 19.压气机包含哪些主要部件? 20.压气机转子有哪些基本结构型式? 21.鼓盘式转子级间连接有哪几种形式? 22.减振凸台的作用以及缺点? 23.压气机叶片榫头分为哪几种? 24.双转子涡扇发动机的机匣由哪几部分组成? 25.整体式、分半式机匣的优缺点?

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