加力比更大，有利于提高飞机机动性 亚音速飞行条件下不加力耗油率较低， 有利于增加作战半径
Fab Tt 7 F 1 F Tt 6
典型高度特性
高度增加，空气流量显著减小
推力

决定了飞机的升限
H 11km 随高度增加，气温降低，发动机共同 工作点沿工作线上移，增压比增加， 单位推力增加，
Tt4
Tt2
控制规律的 制定将决定 最终所获得 的发动机性 能，因此控 制规律的设 计至关重要
n2
低速
Tt4 Tt2
高速
n1
发动机稳态特性
发动机典型工作状态

节流特性（油门特性、转速特性）
– 定义 – 典型曲线及参数变化原因 – 防喘措施的防喘机理及其对特性的影响

速度特性
– – – – 典型喷气式发动机速度特性曲线及参数变化原因 不同设计参数特性 不同控制规律 不同类型发动机速度特性（涡喷、涡扇、复燃加 力发动机、涡桨、涡轴）的特点及其适应范围
减速过程的限制：
•低压压气机喘振限制 •燃烧室贫油熄火限制
起动过程

地面起动
– 0转速到慢车状态 – 必须借助于外动力源
分三个阶段
I 起动机带转，NT＝0 II 起动机和涡轮共同带转 III 涡轮单独带转，Nst＝0 n1 – 点火转速 n’ – 最小平衡转速 n2 – 起动机脱开转速
(

30
)2 Jn
飞行M数（影响斜激波的强度和波角）
进气道出口反压变化（发动机在共同工作线上移动）
影响结尾正激波位置三种不同工作状态：临界、超 临界、亚临界
– 防止喘振
三种流谱(0<<)
超 音 进 气 道
亚音进气道
三种不同工作状态： 临界、超临界、亚临界
尾喷管工作原理
功能、设计要求及分类 收敛型

理想热力循环分析
– 不加力涡喷发动机
热力循环的组成（P-V图、T-S图） 理想循环功受循环增压比、循环增温比的影响
– 与循环增温比成正比、存在有最佳增压比 – 最佳增压比正比于循环增温比
理想循环热效率正比于循环增压比
1.0 0.9
t
0.8 0.7 0.6 0.5 0.4 0.3 0.2 0.1 0.0 0 20 40 60 80 100

在任何飞行速度下，加力推力与不加 力推力比（简称加力比）大于1
F Fab F Tt 7 1 Tt 5



加力使推力达到峰值所对应的飞行马 赫数更高 加力温度越高，上述特点越显著 加力使耗油率增加，经济性变差，但 随飞行速度提高，加力和不加力耗油 率的差距减小 加力涡扇与加力涡喷发动机相比较：
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
– 提高增压比设计值
存在最佳增压比、最经济增压比 提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低
耗油率）
– 提高涡轮前温度设计值
对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗
油率也相应增加 对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低 耗油率）
发动机稳定状态各部件共同工作


发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程 表示在压气机特性图上可获得共同工作线 共同工作线的讨论
– 共同工作线的物理意义

发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速 变化将引起共同工作点在工作线上移动
– 工作线位置受A8调节的影响
基本工作原理及热力循环
实际热力循环分析
– 热力循环组成（P-V图、T-S图） – 循环功＝f(增温比、增压比、部件效率…)
与循环增温比成正比 存在有最佳增压比 与部件效率成正比
– 循环热效率＝f(增温比、增压比、部件效率…)
与循环增温比成正比 存在有最经济增压比
与部件效率成正比
发动机设计点性能
由涵道比定义和流量连续条件
– 涵道比将随飞行条件、转子转速的变化而变化
发动机流通能力变化使进气道的工作状态受到影响
– 亚音进气道（三种流普） – 超音进气道（三种工作状态）
– 功率平衡
压气机功与涡轮前温度和膨胀比的关系
– 当压气机功变化时，为维持功平衡，必须改变涡轮前温度 或涡轮膨胀比以维持功平衡关系，否则转速将发生变化
– n=const, A8=const – Tt4=const, A8=const – n=const, Tt4=const

双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制 回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
– n1=const, A8=const – n2=const, A8=const – Tt4=const, A8=const
材料耐热限制 风扇/压气机喘振限制
燃烧室熄火限制
– 加、减速过程线在压缩部件特性图上的表示
t (

30
) JZ
2
nmax
nidle
n dn NTm NC
双轴发动机低压和高压转子加、减速线
低压转子
高压转子
1－稳态共同工作线 2－加速线 3－减速线
加速过程的限制：
•材料耐热限制 •高压压气机喘振限制 •燃烧室富油熄火限制

双转子发动机自动防喘机理 双转子发动机各部件共同工作
– 高压转子（或核心机）共同工作方程表达式相同 – 低压转子共同工作方程表达式取决于发动机类型 – 涡扇发动机工作点沿共同工作线变化时，涵道比将发生变化
共同工作方程及共同工作线
q(2.5 ) eCH 1
CH
CH
const
eCL 1
– 提高加力温度设计值
高单位推力，但同时付出高耗油率的代价
– 提高涵道比设计值
低单位推力、低耗油率
– 风扇增压比设计值
遵循最佳分配原则
发动机设计点性能
不同用途飞机，发动机设计循环参
数参数的发展趋势

大型亚音速运输机为追求尽可能低的耗 油率

大多采用三高设计

军用超音速战斗机为追求尽可能高的单 位推力和推重比
耗油率

H 11km 随高度增加，气温不变，发动机共同 工作点不再移动，单位推力不变
耗油率
H ＝ 11km耗油率最低
飞机巡航高度通常为11公里上下
大气条件对特性的影响
气温影响
气压影响
发动机过渡过程
加、减速过程
– – – –
定义、转子动力学方程 加速性及其提高加速性的重要意义 提高加速性措施（提高T4和涡轮膨胀比） 加、减速过程受到的限制
发动机稳态特性
高度特性
– 典型特性曲线及参数变化原因
大气压力和温度对性能参数的影响
– 气压低，推力小（高原起飞） – 温度高，推力低，耗油率高（热天起飞）
发动机工作状态相似准则及台架性能
换算
典型节流特性（油门特性）
涡喷、小涵道比涡扇典型速度特性
涡轮喷气发动机、小涵道比涡扇适应于 超音速飞机使用推力大、总效率高
低速条件下，大涵道比设计的 涡扇发动机推力大，耗油率低 设计涵道比越大，高速条件下 发动机的相对推力（F/F起飞） 越小
随飞行速度增加涡扇发动机涵道 比迅速加大，气流的排气速度 C9涡扇远低于 C9涡喷，单位推力迅 速减小，导致推力小、耗油率高。 高速条件下涡扇发动机的速度特 性不如涡喷发动机
dn N st NT NC / m dt
单轴涡喷（调小A8则共同工作线移向喘振边界） 双轴涡喷（ A8变化不影响高压转子共同工作线，调小 A8对低压共同工 作线的影响与单轴发动机相反） – 当工作点向左下移动时，压气机喘振欲度减小，因此必须采取防喘措施

– 几何参数不可调节时，采用不同控制规律不会对发动机共同工作线 位置产生影响，但共同工作点将随不同控制规律而不同，因而导致 发动机性能将不同
– 三种工作状态
临界、超临界、亚临界
取决于喷管压比与临界压比的关系 临界、亚临界：完全膨胀
超临界：不完全膨胀
– 出口气流所能达到的最大速度
C9max=当地音速＝f(排气总温）
收敛-扩张型
– 几何固定的收－扩喷管有三种工作状态
完全膨胀、不完全膨胀、过度膨胀
取决于喷管压比和面积比
大涵道比的涡扇发动机随着 Ma0增加，推力一直下降 Bd越大，推力下降越快 大涵道比设计的不加力涡扇发动机在亚音速飞行范围内优 良性能，使它成为现代民航机和运输机的主要动力装置 大涵道比设计涡扇发动机不适用于高速飞行飞机
不同类型发动机速度特性比较
(km/h)
(km/h)
复燃加力发动机速度特性
总 结
进气道和尾喷管工作原理 各种类型发动机基本工作原理
发动机设计点性能
各部件共同工作及控制规律 发动机非设计点性能（特性）
进气道工作原理及特性
功能、设计要求及分类
亚音进气道
– 三种流谱(0<<) – 结构形式
超音进气道
– 气动设计原理(多波系结构) – 三种结构形式(内压、外压、混压) – 外压式超音速进气道的特性

基本工作原理及热力循环
– 复燃加力发动机
复燃加力使推力增加的原理
– 可在不改变主机状态条件下，提高排气温度排气速度 单位推力推力
理想热力循环组成（P-V图、T-S图）
理想循环总加热量取决于（加力温度－进气温度） 复燃加力使理想循环功增加
复燃加力使理想循环热效率下降 在总加热量一定，主燃烧室加热量增加有利于改善加力
循环功和热效率）
基本工作原理及热力循环
涡扇发动机热力循环和质量附加原理