第2章航空燃气轮机的工作原理Principle of Aero Gasturbine Engine第2.1节概述Introduction涡轮喷气发动机是航空燃气轮机中最简单的一种，它是飞机的动力装置。
涡轮喷气发动机在工作时，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高压燃气从尾喷管喷出，流过发动机的气体动量增加，使发动机产生反作用推力（图2.1.1）图2.1.1 单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机（图2.1.2）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。
图2.1.2 表示热机和推进器的单轴涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机，作为热机，它和工程中常见的活塞式发动机一样，都是以空气和燃气作为工作介质。
它们的相同之处为：均以空气和燃气作为工作介质。
它们都是先把空气吸进发动机，经过压缩增加空气的压力，经过燃烧增加气体的温度，然后使燃气膨胀作功。
燃气在膨胀过程中所作的功要比空气在压缩过程中所消耗的功大得多。
这是因为燃气是在高温下膨胀的，于是就有一部分富余的膨胀功可以被利用。
它们的不同之处为：•进入活塞式发动机的空气不是连续的；而进入燃气轮机的空气是连续的。
•活塞式发动机中喷油燃烧是在一个密闭的固定空间里，称为等容燃烧，而燃气轮机则在前后畅通的流动过程中喷油燃烧，若不计流动损失，则燃烧前后压力不变，故称为等压燃烧。
下面给出了涡轮喷气发动机的简图，图中标出了发动机各部件名称和各个截面的符号。
对于单轴和双轴涡轮喷气发动机的尾喷管，若为收敛性喷管，其出口截面9在临界或超临界状态下成为临界截面，故也可以标注为8。
0---远前方，1---发动机进气道入口，2---压气机入口，3---燃烧室入口,4---涡轮入口，5---尾喷管入口，8---尾喷管临界截面,9---尾喷管出口图 2.1.3涡轮喷气发动机各部分名称请记住上图涡轮喷气发动机各个截面符号的含义。
思考题: 作为热机，燃气轮机与活塞式发动机有何相同和不同之处？第2.2节航空燃气轮机的分类Kinds of Aerogasturbine Engine一、概述用于飞机的航空燃气轮机有：1. 涡轮喷气发动机，简称涡喷发动机。
2. 涡轮风扇发动机，简称涡扇发动机。
3. 涡轮螺桨发动机，简称涡桨发动机。
用于直升飞机的航空燃气轮机有：涡轮轴发动机简称涡轴发动机。
作为燃气轮机，它们都有一个共同的部分：“燃气发生器”。
顾名思义，燃气发生器为各类燃气轮机产生可转化为机械功的高温高压燃气。
由于对高温高压燃气使用方法的不同，形成了不同类型的航空燃气轮机。
燃气发生器有单轴（图2.2.1 ）和双轴（图2.2.2 )之分。
二、各类航空燃气轮机简图1、涡轮喷气发动机涡轮喷气发动机是最简单的一种航空燃气轮机，它只是在燃气发生器出口处安装了尾喷管，将高温高压燃气的能量通过尾喷管(推进器) 转变为燃气的动能，使发动机产生反作用推力。
图2.2.1 单轴涡轮喷气发动机图2.2.2 双轴涡轮喷气发动机对于军用歼击机所用的涡轮喷气发动机，为了能在飞机起飞和投入战斗时，在短时间内进一步增加发动机的推力，在涡轮后面再喷入燃油进行燃烧，为此在涡轮与尾喷管之间设置加力燃烧室，成为加力涡轮喷气发动机（图2.2.3）。
图2.2.3 加力涡轮喷气发动机2、涡轮螺桨发动机图2.2.4 涡轮螺桨发动机在燃气发生器出口增加动力涡轮，涡轮螺桨发动机将燃气发生器产生的可用功大部分或全部从动力涡轮轴上输出，通过减速器驱动飞机的螺桨(图2.2.4）产生拉力；可用功的少部份作为燃气的动能从尾喷管喷出，产生较小的反作用推力，当喷射速度与飞行速度相等时，反作用推力为零，显然，飞机的螺桨是发动机的主要推进器。
飞行高度低飞行速度慢是使用涡轮螺桨发动机的主要缺点。
装有涡轮螺桨发动机的飞机其飞行高度不超过5000米，其飞行速度一般不超过700公里/小时。
飞行速度慢是由螺桨特性决定的。
3、涡轮风扇发动机为了克服涡轮螺桨发动机的缺点，提高飞机的飞行速度和高度，20世纪50年代中开始发展涡轮风扇发动机（图2.2.5）。
涡轮风扇发动机有内外两个涵道，在内涵燃气发生器出口增加动力涡轮，将燃气发生器产生的一部分或大部分可用功，通过动力涡轮传递给外涵通道中的压气机，大多数情况下，外涵压气机叶片是将内涵压气机叶片向外延伸，习惯上将内外涵共用的压气机称为风扇。
在外涵道中的风扇叶片、尾喷管和内涵尾喷管是涡轮风扇发动机的推进器。
外涵空气流量与内涵空气流量之比，称为涵道比，用B表示。
目前民用旅客机都采用大涵道比的涡轮风扇发动机，而军用歼击机所用的涡轮风扇发动机则为带有加力燃烧室的小涵通比涡轮风扇发动机。
图2.2.5 涡轮风扇发动机图2.2.6 民用大涵道比涡轮风扇发动机图2.2.7 军用小涵道比涡轮风扇发动机4、涡轮轴发动机涡轮轴发动机如图2.2.8所示，它用于直升机，与涡桨发动机相类似，将燃气发生器产生的可用功几乎全部从动力涡轮轴上输出，带动直升机的旋翼和尾桨。
图2.2.8 涡轮轴发动机三、各类发动机截面划分对于单轴和双轴涡轮喷气发动机的尾喷管，若为收敛性喷管，其出口截面9在临界或超临界状态下成为临界截面，故也可以标注为8。
2---压气机入口，2.5---低压压气机出口，3---燃烧室入口，4---涡轮入口，4.5---高压涡轮出口，5---尾喷管入口，8---尾喷管临界截面，9---尾喷管出口图 2.2.9 双轴发动机截面划分对于涡扇发动机，其内涵截面标注方法与涡喷发动机相同。
其外涵截面标注方法在相应截面后加2。
如风扇压气机出口3截面写为32截面，尾喷管出口9截面写为92截面。
2---压气机入口，2.5（内涵）---低压压气机出口，32（外涵）---外涵风扇出口，3---燃烧室入口，4---涡轮入口，4.5---高压涡轮出口，5---尾喷管入口，8---尾喷管临界截面，92---外涵尾喷管出口图 2.2.10 涡扇发动机截面划分对于带有加力燃烧室的涡喷或混排涡扇发动机，加力燃烧室进口截面为6截面，加力燃烧室出口截面为7截面。
2---压气机入口，2.5---低压压气机出口，3---燃烧室入口，4---涡轮入口，4.5---高压涡轮出口，5---尾喷管入口，6---加力燃烧室入口，7---加力燃烧室出口，8---尾喷管临界截面，9---尾喷管出口图 2.2.11 带加力燃烧室的涡轮喷气发动机思考题:⑴何谓涵道比? 如外涵空气流量为80kg/s，而内涵空气流量为40kg/s，问涵道比=？⑵不能用作飞机发动机的航空燃气轮机是哪个？涡扇发动机涡桨发动机涡轮轴发动机涡喷发动机⑶能用于飞机发动机的几种航空燃气轮机其区别何在？第2.3节航空燃气轮机的热机部分──燃气发生器Thermomachine Part of Aerogasturbine Engine──Gasgenerator一.概述燃气发生器是各类燃气轮机的热机部分。
它包括了压气机、燃烧室和带动压气机的那一部分涡轮。
如果涡轮的功率大于压气机所需的功率，因而还带动其它设备，那么假想将这涡轮分为二个功率较小的涡轮，将其中前面一个恰好为带动压气机所需要的涡轮，归入燃气发生器部分。
燃气发生器和其它热机一样，都是利用工作物质（简称工质），重复地进行着某些工作过程而不断地吸热作功。
为了便于分析研究，需要将燃气发生器的实际工作过程加以简化，并假设为某一团气体的反复循环运作，以便作循环过程的理论分析。
循环过程的理论分析对于提高燃气发生器设计状态的性能和研究变工况性能都是必不可少的。
燃气轮机问世以来，通过对其循环理论的分析研究，认识了怎样才能使得燃气发生器具有良好的性能，提出了一系列提高性能的途径。
二.燃气轮机的理想循环分析循环过程作如下两点假设以后称为理想循环：1. 工质是空气，可视为理想气体。
整个工作过程中，空气的比热为常数，不随气体的温度和压力而变化。
2. 整个工作过程中没有流动损失，压缩过程与膨胀过程为绝热等熵，燃烧前后压力不变，没有热损失(排热过程除外)和机械损失。
理想燃气轮机循环由布雷顿(Brayton)于1872年提出，它由下述过程组成：绝热压缩等压加热绝热膨胀等压放热图2.3.1给出了燃气轮机循环布置，图中C为压气机，B为燃烧室，T为涡轮。
图2.3.1 燃气轮机循环布置图图2.3.2给出了理想燃气轮机循环的p-V图和T-S图(图中1、2、3、4不代表发动机的工作截面)。
图2.3.2 理想燃气轮机循环衡量燃气发生器性能的优劣有二个指标：（Thermo Efficiency)，即加入每公斤空气的热量中所1、热效率ηt,i产生的可用功的百分比。
2、比功w(Specific Work)，单位质量空气所作的功。
表示理想燃气轮机循环工作状态的有二个重要参数：1、增压比π，压气机出口静压与周围大气压力之比。
其中包括飞机进气道的冲压增压和压气机的加功增压。
2、加热比Δ，燃烧室出口温度与外界大气温度之比。
理想燃气轮机循环分析单位质量工质在各个过程中吸热和作功都可以从能量方程进行计算，定常流的能量方程为(2.3-1)式中q─工质在过程中吸热；v0、v─过程进口和出口处的流速；h、h─工质在进口和出口处的静焓；w─工质对叶轮机(压气机或涡轮)所作的机械功。
1)绝热压缩过程(1～2)过程中工质吸热为零，即(2.3-2)过程中对单位质量工质作的机械功，可由能量方程求得。
对于航空燃气轮机，绝热压缩过程分二个阶段完成，第一阶段是迎面高速气流在进气道中的绝能流动，使工质减速增压，可由下式表示：式中h'1、v'1──进气道出口即压气机进口处的静焓和流速。
h1、v1──进气道进口处的静焓和流速。
在进气道中动能减小静焓增加，对工质作的压缩功为第二阶段在压气机中完成，压气机对工质作功为式中w──工质对压气机作功。
1,2在整个绝热压缩过程中，对单位质量工质所作的总机械功应为由绝热过程，上式可改写为(2.3-3) 式中π──全压缩过程增压比。
2)等压加热过程(2～3)等压加热过程是在燃烧室内完成的，工质通过燃烧室与外界没有机械功的传递，工质的流速变化也可忽略不计，因此工质所作的机械功为零。
即工质吸热q为23(2.3-4)式中，称为循环的加热比。
3)绝热膨胀过程(3～4)过程中工质吸热为零，即过程中单位质量工质所作机械功的情况与绝热压缩过程相类似，可由能量方程求得。
对于航空燃气轮机，绝热膨胀分二个阶段，第一阶段在涡轮中完成，涡轮从单位质量工质所获得的机械功用w表示，应为3应等于压气机所需的对单位质量工质所作的功。
w3──涡轮出口处的静焓。
式中h'3绝热膨胀的第二阶段在尾喷管(或动力涡轮)中完成，在尾喷管中为绝能流动，而在动力涡轮中则为绝热流动。