B707
CFM56 80’s 24.3 1588 6.1 -3 B737
89172
GE90 90’s 39.3 1703 8.4 382500
B777
起飞 SFC 0.349 0.51 0.35 0.278
18
典型军用发动机
型号 年代
WP7-乙 六十
J79-GE-17 六十
F404-GE- 八十 400 AL-31 八十
s
0
e
0
0
3600CpT
sfc
0
H
bu
e
2CpT (e 1)( 1) V 2 V
0
e
0
0
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。
– 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 n5g
1.6M/ 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、
V9 V0
0 p 1 （0.5~0.75）
机械能 推进功的转换必有“损失”
损失 = 机械能
推进功
1
=
(V
V )2
29
0
绝对坐标系中气流以绝对速度(V9 V0)排出发动机所
带走的能量 称为“余速损失”
7
四、总效率
定义：
FV
s 0
0
q
th p
0
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0.2~0.3。 总效率与耗油率的关系
EJ200
九十
YF120
九十
K* 8.85 13.4 25
23.8 26 25~28
T3* 1288 1260 1589
1665 1803 ~2000
BPR ~ ~
0.34
0.6 0.4 ~0.2
推重比 5.5 4.63 7.24
8.17 10 ~10
19
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。
热效率=0.25-0.35
推进效率=0.5-0.75
燃烧不完全
壁面散热
排热损失
余速损失
1-2%
2%
55-75%
10
V92 V02
th
2 q0
p

2 1 V9
V0
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
11
第五节 发展方向及一体化设计概念
12
高单位推力、低耗油率
8
FV
s0
0
q
0
3600 f sf c
F s
q fH
0
u
3600V 3600a M

0
0 a0
0 H sf c
H sf c
u
u
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。
9
总效率=0.2~0.3
推进效率与V9/V0成反比
FV
s0
p
W
(V V )V
p
9
00
V2 V2
9
0
2
2VΒιβλιοθήκη 02p
V V
0
9
V 1 9
V06
p
2V

0
V ＋V
9
0

2
V
1
9
V
0
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）
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 - V02)/2 产生推力 (V9 - V0)
如何设计发动机，获得更高的 热效率？
4
对涡喷发动机 循环功＝机械能 ： W=(V92 - V02)/2
热效率： 增压比
V2 V2
9
0

2
th
q
0
1
1
1

f ( )

5
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
F V 0
F V
s
0
推进效率的定义： 涡喷发动机 W=(V92 - V02)/2
一、单位推力、耗油率与热力循环关系
F V V
s
9
0
V2 V2
W 9
0
2
F 2W V 2 V
s
0
0
sf c 3600 f
3600q

1
F
HF
s
us
q Cp(T * T * ) /
1
3
2
b
13
高单位推力、低耗油率
F 2CpT (e 1)( 1) V 2 V
22
优化设计结果
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。
20
21
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 2M/40000 英尺
第四节 能量转换与效率
1
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
2
二、热效率
定义
W
th
q
0
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
Q q H
0
mf u
q
q mf H fH
0q
u
u
ma
q q
1
0b
3
V2
V2
c T 0 W q W q 9 c T
p0 2
k
0b
T
out 2
p9
每秒钟流过发动机的1公斤工质的能量守恒方程
14
涡轮前温度对单位性能的影响
15
增压比对单位性能的影响
16
T3*一定，k *的影响
k *一定， T3*的影响
17
典型亚音飞机发动机
型号 年代、 增压比 涡轮前 涵道比 起飞 F
飞机
温度 K
（N）
WJ5 60’s 7.2 1088 ~ 2133KW
Y7
JT3D 70’s 16 1500 1.0 94308