燃气涡轮发动机原理中容易被误解的几个概念问题（请管理员帮忙，胡搅蛮缠者免进）

aceforever

对航空发动机原理有兴趣的朋友们可以参考着一起讨论一下。
为避免飞友们受错误信息误导，特将内容以主要问题形式整理成新贴。


问题1：非加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的？
回答：发动机在转速恒定的非加力状态稳定工作时，缩小喷管面积A8的话，供油量会加大，推力会增大。

如果涡轮发动机在某一稳定工作点下，相似转速（n/(T1*)^0.5）不变。讨论A8减小的过程对推力的影响。
把喷管临界面积A8减小后，发动机参数会做以下变化：对涡轮临界截面和喷管临界界面列流量连续方程，经过移项整理，发现由于A8的减小，会使涡轮膨胀比Pit*减小。由于燃烧室压力还来不及变化，因此涡轮膨胀比减小使涡轮后的反压P4*会提高。而涡轮膨胀比的减小同时意味着涡轮功的减小。涡轮功减小，也就是说，涡轮转子转速（即发动机转速）会减小。为了保持转速不变，必须自动调节供油量，增加涡轮前燃气温度。随着涡轮前温度的提高，压气机后的压力也会提高，工作点沿着共同工作线向上走而接近喘振边界。由于喷管总压P4*和总温T4*都上升，因此推力会增大。

如果发动机处在加速工作过程过渡状态中（如转速从慢车提高到额定转速），讨论转速增加过程中，变化A8的原因和作用
发动机能够加速是因为涡轮发出的功率大于压气机消耗的功率。打破平衡的因素是多加油，使涡轮前燃气温度T3*高于同一转速下稳态工作的涡轮前温度T3*，但是大家知道，涡轮前温度T3*不是你想加就可以随便加的，必须受以下三个因素制约：T3*不能过多的超过最大状态的T3*d；不能引起压气机喘振；不能引起富油熄火。因此，由于T3*不能无限制的提高，为了改善发动机的加速性，还可以采取的方法是加大A8。由前文的推理可知，加大A8可以加大涡轮膨胀比Pit*，即增大涡轮功，因此可以使涡轮获得更大的功率来带动压气机加速旋转。因而，发动机加速过程中适当加大A8，可有效改善发动机的加速性能。但是加速过程一结束，A8必须恢复减小，直到新的稳定状态的大小。


问题2，加力状态时，发动机的推力、转速、喷管面积大小和喷油量之间的关系是什么样的？
答：加力状态转速恒定不变，推力与喷灌面积大小的二次方成正比关系，加力燃烧室燃油油量也随推力大小同向变化

加力时，通常在确定加力调节状态时，不改变不加力时的压气机和涡轮的共同工作状态。也就是说，加力的调节因以尽量不改变加力燃烧室前的发动机已有的工作状态为前提。

目前涡轮发动机采用的最大稳定状态调节规律通常是：“转速n为常数，涡轮膨胀比pit*为常数”。在接通加力后，喷管临界截面根据加力温度的要求打开后，不再改变。飞行条件改变时，主燃烧室以供油量为主控量，保证转速n为常数，而加力燃烧室则是以供油量为主控量，保证涡轮膨胀比Pit*不变。而涡轮前温度和实际加力温度都会随飞行条件改变而有轻微改变。

根据加力前后涡轮膨胀比和加力燃烧室前其他参数都不变的这个条件，可知喷管总压和流量在加力前后均不变。由于喷管临界截面速度系数都等于1，因此对加力前后的喷管l临界截面(下标为8）列流量平衡方程，将相同的参数约去后可知（下标af表示加力状态，无下标表示非加力状态）
A8*（T8*）^（-0.5）=A8af*（T8af*）^（-0.5）
而加力前后喷管总温  T8*和T8af*  这两个参数分别决定了加力前后气流经过喷管之后的排气速度，即推力，写成正比式如下：
T8~V8~推力F；T8af~V8af~推力Faf
通过以上推理可知，加力状态的喷管临界截面积A8af大于非加力状态的喷管临界面积A8
进一步推理可知，大加力状态的喷管临界截面积A8af（big）大于小加力状态的喷管临界面积A8af（small）

进一步推理可知，加力状态的推力大小正比于喷管临界界面积的大小。


问题3：“要产生更大的推力，一是增加喷射速度，二是增大喷口。”这个概念是不是正确？
答：这个概念是不对的。

对于发动机，加力状态下单单增大喷油量或者单单增大喷管临界面积只会使发动机的功率和推力都减小。此外，增加喷射速度和喷口临界面积并不一定能使实际流量净推力增大。飞机和发动机是个多部件耦合、匹配协调工作的整体，其分析方法也必须建筑在严格的数学描述基础之上，并且要时刻记得发动机的各个部件是“共同工作”的，稳定工作时彼此之间必须要严格满足各界面流量连续、各截面能量平衡、涡轮-压气机功率相等、各截面压力平衡的四个条件。



问题4：涡轮喷气发动机是靠喷射高速气流的反作用力来实现巨大推力的？
答：严格意义上也不正确。

涡轮喷气发动机从整体和宏观上的推力计算式满足动量方程，但是，综观整个发动机所有的部件，看气体作用的轴向力，不论是进气道、涡轮、还是为喷管的高速气体，气体在通道中的流动方向都是向后流的，因此对壁面的冲击或者摩擦作用力都是向后的（除了拉瓦尔喷管情况复杂），也就是说，高速向后的喷流只产生后向的合外力，即阻力（喷管中气流对涡轮轴有一定前向轴向力，但比起对喷管的后向推力来，仍然很小，合力方向仍然向后），不产生推力。随便哪个发动机的各部件轴向力分布图都是如此。

在发动机中，唯有压气机叶片和压气机末级后的燃烧室扩压段 受到的轴向力是向前的（由于后一级的气压要大于前一级，轴流式压气机的末级压力比上风扇入口的压力一般要高了20多倍），而压气机气流通道中，气流的轴向速度只有不到M0.7，而且经逐级损耗，在燃烧室扩压器时已经降低到了<M0.3(否则点火困难啊），是整个发动机流场中速度最低的点，因此根本也就谈不上“高速气体”了。

因此，压气机（包括燃烧室的扩压段）是涡轮发动机推力产生的主要部件。其原理是压气机级前与级后的低速气流前向压差的推动（当然此过程也是气流的反作用力）。可以把轴流压气机想象成一大叠轴流螺旋浆。。。。
压气机对气体增压的功率完全来自于涡轮功。而涡轮功则来自于燃烧室高温气体的内能转化为涡轮旋转的运动的动能。

补充一下，理论上一个没有喷管的发动机也能满足共同工作条件而稳定工作，但是其工作点在共同工作线上的具体位置是漂浮不定的。而安装了喷管后，在发动机在一定条件下的稳定工作点也就唯一确定了。因此喷管在发动机的工作过程中实际上是起着“疏导阀”的作用。喷管通过对气体的膨胀加速，其职责是保证发动机流量连续、流动过程不“阻塞”、压力平衡不“反压回流”，减小内耗（喷管的疏通工作做的好，在一系列部件能量和压力的耦合作用下，其最终成绩会体现在压气机的级间增压比稳定并且足够强大推动发动机。）此外，喷管在发动机的工作过程中还起着“调节阀”的作用，通过对喷管的调节（但其规律绝对不像简单的“放大喷管，推力增大”那样脑残），可对发动机的稳定工作点进行工况调控。

虽然发动机从整体宏观上推力表达式满足了动量定理，但是实际上分解各个部件和剖析工作的全过程后可以发现，其实发动机任何一个部件都没有直接承担“高速气流向后喷射所产生的反作用i力”。其直接的推动原理是依靠压气机通道中的低速气流（0.3<M<0.6)压力逐级增大，后级气体总压高于前级，直到燃烧室的扩压段再把所有的总压几乎都转成了静压。这十几级下来提高到二三十倍。推力也就很可观了

发动机的循环过程和能量转化过程一波三折，十分复杂，绝不是简单的“高速气流喷射反作用力”。尾喷管对气流膨胀加速的过程，经过层层能量转化，最终表现形式是影响压气机的增压比。



问题5   在其它条件相同时，是不是喷射速度越快发动机获得的推力越大？

答：大多数情况下如此，但是有一些特殊情况恰恰相反
排气速度和发动机推力的视在联系，在大多数情况下是这样的，但是有一种特殊情况，那就是某些发动机采用的“收敛-扩张”喷管（拉瓦尔喷管）。
拉瓦尔喷管不同于流速最大只能达到M1的收敛喷管（J6 、J7等、还有所有的民机），理论上收敛-扩张喷管在设计点可以完全膨胀到大气压，并且获得超声速的气流，减小能量和推力损失，是超音速飞机的理想选择。
然而，在远离设计点的区域里，尤其是拉瓦尔喷管工作可用压力降比实际压力降小的多的情况下（过渡膨胀），喷管扩张段会引起一系列强度不等的激波串，并且和超声速下非常可观的粘性附面层强烈干扰，从而产生气流分离，大大减小了喷管有效面积和有效流量。能量和压力损失也大大增加，付出的代价甚至大于膨胀比高、气流流速加快带来的增益，反而减小了可用推力。因此，很少有飞机采用固定几何的“收敛-扩张喷管。

所以，喷射速度越快，未必意味着发动机获得的推力越大

参考资料：《气体流体力学》、《工程热力学》、《航空燃气涡轮发动机原理》、《燃气涡轮发动机结构》

原贴地址：
http://bbs.3gofly.com/bbs/viewthread.php?tid=177658&page=1&extra=page%3D1
http://www.insky.cn/bbs/thread-35793-1-1.html

silverliu

http://www.afwing.com/intro/supersonic/11.htm

高超音速的空气热动力学和材料方面的挑战不说，飞行动力是一个极大的挑战。冲压发动机并不是一个的里面什么也没有的空心筒子，冲压发动机的进气口有进气调节锥，用于对超音速进气减速、增压，燃烧膨胀实际上是在亚音速下进行的。亚音速的排气通过收缩的第一段喷口加速到音速，然后通过扩张的第二段喷口进一步加速到超音速，最后喷出去。这收缩-扩张喷口（也叫 Laval 喷管，以发现这一现象的瑞典工程师 Gustaf De Laval 命名）是流体速度通过音速时的一个有趣现象。亚音速时，气体流过缩小的开孔，流速会增加，就像河流流经峡谷时，流速会加快，这个现象人们早就熟悉。但是超音速时，气体流过缩小的开孔，流速反而放慢，好比奔腾的马群涌到山口，一下子会挤成一团，反而跑不快，要过了山口到豁然开朗之地，马群才能重新奔腾起来，在开阔地上速度反而加快。所以超音速飞机的喷管都是先收缩再扩张的。但是冲压发动机的燃烧毕竟是在亚音速进行的，超音速飞行时，超音速的进气气流显著减速至亚音速，然后再在燃烧室内升温膨胀，产生超音速的推力，这么一减速一加速，使超音速飞行阻力增加，推进效率大大受损，最终成为限制其速度的一道跨不过去的关卡，也使它在速度高于 5 马赫左右时，阻力开始超过推力，换句话说，不管如何增加燃料，阻力的增加将快于推力的增加，最终不能产生净推力。于是，超音速燃烧的冲压发动机应运而生。

典型收敛-扩张喷管，也叫拉瓦尔喷管，绿色代表亚音速，黄色正好为音速，红色为超音速

　　顾名思义，超音速燃烧冲压发动机（supersonic combustion ramjet，简称 scramjet）就是燃烧在超音速下进行的冲压发动机。超燃冲压发动机也有进气调节锥，但对进气的节流压缩减少，所以进入燃烧室的空气仍然是超音速的。燃烧膨胀做功的高速喷气不再像亚音速燃烧的普通冲压发动机一样，需要收缩喷管节流加速，而是直接进入扩张喷管，加速喷出。由于超音速进气含有巨大的动能，超燃冲压发动机的推力实际上有很大部分来自进气的动能。在 M8 左右的时候，进气的动能和燃烧加速产生的动能大体相当；而 M25 左右的时候，燃烧膨胀产生的动能占排气总动能的 1/10。所以，用于高超音速飞行的超燃冲压发动机最主要的问题是减小阻力，而不是增大推力。为了保持超音速燃烧，进气只能作很少的调节，以避免气流速度损失太多，这样一来，超燃冲压发动机的工作范围非常狭窄，进气必须保持在一个特定的熵，否则燃烧无法保持，所以超燃冲压发动机在任一特定高度时，只有一个特定的速度可以保持其正常工作。

silverliu

http://en.wikipedia.org/wiki/Laval_nozzle




拉瓦尔喷管

　拉瓦尔喷管是火箭发动机和航空发动机最常用的构件，由两个锥形管构成，如图一所示，其中一个为收缩管，另一个为扩张管。


　　拉瓦尔喷管是推力室的重要组成部分。喷管的前半部是由大变小向中间收缩至一个窄喉。窄喉之后又由小变大向外扩张至箭底。箭体中的气体受高压流入喷嘴的前半部，穿过窄喉后由后半部逸出。这一架构可使气流的速度因喷截面积的变化而变化，使气流从亚音速到音速，直至加速至跨音速。所以，人们把这种喇叭形喷管叫跨音速喷管。由于它是瑞典人拉瓦尔发明的，因此也称为\"拉瓦尔喷管\"。分析一下拉瓦尔喷管的原理。火箭发动机中的燃气流在燃烧室压力作用下，经过喷管向后运动，进入喷管的A。在这一阶段，燃气运动遵循\"流体在管中运动时，截面小处流速大，截面大处流速小\"的原理，因此气流不断加速。当到达窄喉时，流速已经超过了音速。而跨音速的流体在运动时却不再遵循\"截面小处流速大，截面大处流速小\"的原理，而是恰恰相反，截面越大，流速越快。在B，燃气流的速度被进一步加速，为2-3公里/秒，相当于音速的7-8倍，这样就产生了巨大的推力。拉瓦尔喷管实际上起到了一个\"流速增大器\"的作用。其实，不仅仅是火箭发动机，飞弹的喷管也是这样的喇叭形状的，所以拉瓦尔喷管在武器上有着非常广泛的应用

Diagram of a de Laval nozzle, showing approximate flow velocity (v), together with the effect on temperature (t) and pressure (p)


再回看喷气机的尾喷口，

超音速全加力时 肯定是， 请图神饭桶兄上图。。。。。


小油门时，尾喷口外段是， 请图神饭桶兄上图。。。。。

[ 本帖最后由 silverliu 于 2009-4-2 09:43 编辑 ]

beedoo

很科普，很理论。
也许大多数（包括我）飞友看不懂这样的文章，但大家能分明感觉到这是讲的正儿八经的理论。

“讨论”理论是因为参的人对这方面的东西懂点（是真的懂点，而不是……），或至少有一颗科学的心，知道自己不懂，下去查资料，不断地忘正确的路上靠

如果以上两条都不具备，还煞有介事地这个参数、那个原理地喋喋不休，就纯属扯淡、瞎扯淡，误导了别人不说，也误了自己。突然发现inSky这样的同志越来越多了，inSky自由、开放的理念吸引了很多人（也包括我），但我相信这绝不是鼓励“扯淡”

知之应该钦佩，不知也不可耻；大家都是从不知到知之的，所以还奉劝很多同志
“多看书、少扯淡”

thunders17

外行和内行差距巨大

syd05

谢谢各位专家。。。。。
支持科普~~坚决的顶！！

wufan马甲

本来不想回，觉得可笑。为什么可笑？通过歪曲我的原意然后驳斥，通过回避本质深入某些不相干的细节来狡辩，不可笑么？这是常用的招数。
另外看见一些真无知的人，不就看了个自己看不懂的“理论”嘛，就觉得高深了，正确了，难怪忽悠怎么这么容易。奉劝这些人，学点哲学吧，别只知道崇拜“神秘”，要有点全局概念！
为了正本清源，回个和我原来问题相关的，其它不啰嗦。
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问题3：“要产生更大的推力，一是增加喷射速度，二是增大喷口。”这个概念是不是正确？
答：这个概念是不对的。
对于发动机，加力状态下单单增大喷油量或者单单增大喷管临界面积只会使发动机的功率和推力都减小。此外，增加喷射速度和喷口临界面积并不一定能使实际流量净推力增大。飞机和发动机是个多部件耦合、匹配协调工作的整体，其分析方法也必须建筑在严格的数学描述基础之上，并且要时刻记得发动机的各个部件是“共同工作”的，稳定工作时彼此之间必须要严格满足各界面流量连续、各截面能量平衡、涡轮-压气机功率相等、各截面压力平衡的四个条件。
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把我说的条件原意加以篡改，原文是“其它条件不变（做了补充说明），增加喷射面积和增加喷射速度”篡改成单单增大喷口和改成单单增大喷油量，然后驳斥，不可笑是什么？对于原理来说，喷口喷射面积不变增加喷射速度可以增加推力，但是由于技术原因或者经济原因等做不到喷射面积不变增加喷射速度然后就说原理错了？可笑至极！


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问题4：涡轮喷气发动机是靠喷射高速气流的反作用力来实现巨大推力的？
答：严格意义上也不正确。
涡轮喷气发动机从整体和宏观上的推力计算式满足动量方程，但是，综观整个发动机所有的部件，看气体作用的轴向力，不论是进气道、涡轮、还是为喷管的高速气体，气体在通道中的流动方向都是向后流的，因此对壁面的冲击或者摩擦作用力都是向后的（除了拉瓦尔喷管情况复杂），也就是说，高速向后的喷流只产生后向的合外力，即阻力（喷管中气流对涡轮轴有一定前向轴向力，但比起对喷管的后向推力来，仍然很小，合力方向仍然向后），不产生推力。随便哪个发动机的各部件轴向力分布图都是如此。……
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同样可笑。满足动量方程还需要拿出来说？满足动量方程是其运作必然满足的规律而已，产生推力的原因是因为反作用力，而这个反作用力是飞机获得速度的根本原因，不是什么动量方程。初中就学过：力是改变物体运动状态的原因！不是什么动量方程，我管你什么喷管？拉瓦尔喷管？不就锥形喷管取了个“专业名字”而已嘛，吓的某些人就直哆嗦！
推力不是靠喷射气流的反作用来的，靠什么来的？你拉的还是你推的？

selven

我管你什么喷管？拉瓦尔喷管？不就锥形喷管取了个“专业名字”而已嘛

小白们过来拜大神啊~~

selven

我管你什么定律？牛顿第三定律？不就作用力和反作用力定律取了个“专业名字”而已嘛~

wufan马甲

原帖由 selven 于 2009-4-2 17:19 发表
我管你什么定律？牛顿第三定律？不就作用力和反作用力定律取了个“专业名字”而已嘛~

没错，那也只是个名字，但是喷气发动机的原理就是基于这个名字的东西！难道是基于某个什么罐？