航空发动机工程通论：热力循环和效率提升

2023-07-30 理论教育版权反馈

【摘要】：压气机效率被定义为理想等熵过程所需功与实际过程所需功之比，表示为图2-2航空发动机热力循环3－4 过程代表的是燃烧过程，此过程中压力在保持不变的同时，热能不断加入。在相同两个温度间工作的一切热机，可能达到的最大热效率为卡诺循环热效率。为应对发动机单位推力和效率持续提高的需求，现代飞行器动力装置需要非常高的涡轮进口温度，以保持高压涡轮效率和整机循环效率。

燃气涡轮发动机是一种热机，热力循环为布雷顿循环，其温—熵（T－S）变化如图 2－2 所示，可详见文献［1］、［10］。

在图2－2 中，1－2 过程为在气流进入压气机前，自由来流通过进气装置时的实际减速过程，而1－2′过程表示的是理想的、没有损失的过程；2－3 过程为空气在压气机中的实际过程，而2－3′过程表示的是理想的压缩过程，即等熵过程。压气机效率被定义为理想等熵过程所需功与实际过程所需功之比，表示为

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图2-2　航空发动机热力循环

3－4 过程代表的是燃烧过程，此过程中压力在保持不变的同时，热能不断加入。实际过程中，燃烧室内必然存在一定程度的压降，和整个发动机内部压力变化相比该压降值非常小，常常被忽略不计，因此可以视为等压过程。4－5 过程代表的是涡轮内的膨胀过程，4－5 过程中气体膨胀的终了压力高于环境压力。4－5′过程表示理想的、无损失膨胀过程，即等熵膨胀过程。5－6过程表示气体通过喷管进一步膨胀到和环境压力相平衡的过程。同样，5－6′过程表示喷管内的理想等熵过程。

涡轮效率被定义为实际涡轮输出功与等熵过程输出功之比，即

类似地，喷管效率被定义为实际功与等熵膨胀功之比，即

燃气涡轮发动机的热效率或循环效率被定义为气流动能的增量与燃料反应热产生的总热量之比，即

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式中，f——燃油与空气的质量流量之比（mf/ma）；

QR——燃料的反应热。

在相同两个温度间工作的一切热机，可能达到的最大热效率为卡诺循环热效率。燃气涡轮发动机将环境大气作为放热的蓄热体，因此循环中的最低放热温度即环境大气温度，用Ta表示。最大可能的吸热温度受燃烧过程和材料能力的限制，用Th表示。那么，燃气涡轮发动机可能的循环最大热效率（卡诺循环效率）为

飞机在海拔11～30 km 飞行时，如果假设式（2－8）中 Ta和 Th的值分别为217 K和1 500 K，那么对应的ηi大约是0.85。但在实际过程中，气体在发动机各部件中的运动都不是理想过程，存在各种损失，所以实际热效率要比该值低得多。

从上面的分析中可以清楚地看出，在环境温度一定的情况下，发动机热效率取决于循环的最高温度（即涡轮进口温度）。增加循环总压力比可以使参与燃烧的空气流量提高，相应可以提高加入的燃料量，因此可提高涡轮进口温度，从而提高循环效率。在发动机发展中，提高发动机温度和压力仍是提高循环效率的有效途径，但是涡轮进口温度将受限于涡轮、燃烧室等热端部件材料的耐热能力。

为应对发动机单位推力和效率持续提高的需求，现代飞行器动力装置需要非常高的涡轮进口温度，以保持高压涡轮效率和整机循环效率。若要提高涡轮进口温度，一方面可使用先进的材料，另一方面可提升涡轮冷却技术。传统的先进材料主要是耐温能力更高的金属材料，包括单晶材料，以及在金属材料上涂覆热障涂层，使热量难以向金属基体传导；从压气机引气可以直接冷却热端部件，自从1960年左右应用了气冷涡轮后，冷却技术在提高涡轮进口温度的贡献中约占2/3。

推进效率是衡量发动机输出能量转变为推力比例的参数，它代表了两种机械能形式的转换，定义为推进功率与排气中的净机械功率（气流经发动机获得的动能增量）之比，表示为