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| 編輯推薦： |
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《航空燃气涡轮发动机原理与结构》的编写参考了CCAR-66R1《民用航空器维修人员执照管理规则》和AC-66-FS-002R1《航空器维修基础知识和实作培训规范》对民用航空器维修人员的知识要求，紧密结合民航生产实际，系统地介绍了航空燃气涡轮发动机的原理与结构。
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| 內容簡介： |
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全书共分为15章。分章节介绍了燃气涡轮发动机、部件与系统的基本组成、工作原理、基本结构与特点，以及航空发动机的现代维护理念与方法。第1章介绍了工程热力学基本知识和空气动力学基本知识；第2章介绍了燃气涡轮发动机的类型及特点，讨论了涡轮喷气发动机的基本组成和工作、喷气发动机的推力，发动机在飞机上的安装；第3章讨论了发动机各部件（进气道、压气机、燃烧室、涡轮和喷管）的功能、工作原理与基本结构，不正常工作及其原因与预防；第4章着重介绍了涡扇和涡喷发动机的主要性能参数，讨论了发动机部件的共同工作，发动机的稳态与过渡态，以及涡喷、涡扇、涡桨和涡轴发动机的特点与特性；第5章介绍了转子支承结构，轴承、封严的形式及应用，以及附件传动装置；第6章到第12章分别讨论了燃油及控制系统、启动与点火系统、空气系统、发动机操纵系统、测量与指示系统、滑油系统和反推系统的功用、组成、工作，以及系统的维护；第13章讨论了螺旋桨的工作原理与结构，以及维护工作；第14章介绍了辅助动力装置的组成、工作及维护；第15章介绍了航空发动机的最新的维护理念与发动机的技术管理。
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| 關於作者： |
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李平，航空工程硕士，自然科学研究员。就职于中国民用航空飞行学院。主要从事航空发动机控制，发动机状态监视与故障诊断领域研究与教学。曾获省部级成果二等奖、三等奖各1项。出版专著1部。
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| 目錄：
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目录
第1章 基础知识
1.1 工程热力学基本知识
1.2 空气动力学基础知识
第2章 燃气涡轮发动机概述
2.1 喷气发动机的分类
2.2 涡喷发动机的组成与工作
2.3 喷气发动机的推力
2.4 发动机在飞机上的安装
第3章 发动机部件
3.1 进气道
3.2 压气机
3.3 燃烧室
3.4 涡轮
3.5 喷管
第4章 发动机的性能和特性
4.1 涡喷和涡扇发动机的主要性能参数
4.2 发动机的共同工作和特性
4.3 涡轮风扇发动机
4.3.1涡扇发动机的特点
4.4 涡轮螺旋桨发动机
4.5 涡轮轴发动机
第5章 轴承、封严和附件传动
5.1转子联轴器
5.2 转子支承与转子支承方案
5.3 封严的作用和形式
5.4 附件传动装置
第6章 燃油及控制系统
6.1 燃油知识
6.2 燃油分配系统
6.3 燃油控制器
第7章 启动和点火系统
7.1 启动系统
7.2 点火系统
7.3 启动常见故障及系统维护
第8章 空气系统
8.1 发动机冷却系统
8.2 发动机内部封严与压力平衡
8.3 压气机流量控制
8.4 涡轮间隙控制
8.5 防冰系统
第9章 发动机操纵系统
9.1 操纵系统的类型
9.2 操纵系统的组成
9.3 发动机启动/停车操纵
9.4 推力操纵
9.5 涡轴发动机的操纵
第10章 测量与指示系统
10.1概述
10.2 发动机参数测量
10.3 指示与告警
第11章 滑油系统
11.1 滑油知识
11.2 滑油系统的组成及工作
11.3 滑油系统的维护
第12章 反推系统
12.1 反推的原理和要求
12.2 反推装置的类型
12.3 反推子系统
12.4 气动式反推装置
12.5 液压式反推装置
第13章 螺旋桨
13.1 螺旋桨的工作原理
13.2 螺旋桨的分类与结构
13.3 螺旋桨的调节
13.4 螺旋桨辅助系统
13.5 螺旋桨的维护
第14章 辅助动力装置
14.1 APU的组成
14.2 APU舱和安装
14.3 APU的系统
14.4 APU的工作
第15章 发动机的维护与管理
15.1 概述
15.2 发动机状态监控
15.3 维护的基本工作内容
15.4 发动机的大修
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| 內容試閱：
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前言
为适应中国民用航空业的飞速发展对机务维修人员的素质和技能要求，编写出版了《航空燃气涡轮发动机原理与结构》。本书的编写参考了CCAR-66R1《民用航空器维修人员执照管理规则》和AC-66-FS-002R1《航空器维修基础知识和实作培训规范》对民用航空器维修人员的知识要求，紧密结合民航生产实际，系统地介绍了航空燃气涡轮发动机的原理与结构。本书力求反映民用航空燃气涡轮发动机的最新技术与成果，内容安排上既注重知识的系统性与完整性，同时也注意难以适度，图文并茂，深入浅出。分析讨论以民航主力机型涡扇发动机为主，同时兼顾涡轴与涡桨发动机。
全共分15章，介绍了航空燃气涡轮发动机的类型，部件及系统的组成、结构及工作，以及最新的发动机维护与管理的概念。为方便读者自学，本书前面编入了工程热?学和空气动力学基础知识。第1章介绍了工程热力学与空气动力学的相关基础知识；第2章燃气涡轮发动机概述；第3章发动机部件中分别讨论进气道、压气机、燃烧室、涡轮、喷管的工作与结构；第4章介绍了发动机的主要性能参数、发动机的共同工作，讨论了涡喷、涡扇、涡桨和涡轴的特点；第5章轴承、封严和附件传动系统；第6章到第11章分别讨论了发动机燃油及控制系统、启动和点火系统、发动机冷却系统、发动机内部封严与压力平衡、压气机流量控制、涡轮间隙控制、防冰系统、发动机操纵系统、测量与指示系统、滑油的知识、滑油系统的组成及工作、以及滑油系统的维护；第12章介绍了反推系统的组成与工作；第13章讨论了螺旋桨原理及调速系统；第14章介绍了辅助动力装置的组成、系统及工作；第15章介绍了发动机的维护与管理概念。
本书可作为航空机务维护人员业务学习和参考用书。
最后，在此感谢对本书编写和出版给予支持的中国民用航空飞行学院和中国轻工业出版社的各级领导及同仁的大力支持，以及所引用参考文献的作者及单位。
第4章 发动机的性能和特性
本章将介绍发动机的主要性能参数，分析发动机稳定工作状态和过渡工作状态，讨论发动机的性能特性，并在此基础上分析民用机常用发动机——涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮轴发动机的工作特点。
4.1 涡喷和涡扇发动机的主要性能参数
发动机的推力和经济性是涡喷和涡扇发动机主要的性能参数。本节将介绍表征发动机推力和经济性的参数。
4.1.1 表征发动机推力的参数
对涡喷和涡扇发动机而言，发动机推力是发动机的最主要性能参数之一。发动机的推力值是在地面发动机试车台架上测出的。飞机上没有推力测量装置，因此使用中是用发动机的某些工作参数来间接地表征发动机的推力大小。表征发动机推力的参数有发动机转速n和压力比EPR。
（1）转速n
发动机转速是影响发动机推力的最主要参数之一。当发动机转速增加时，进入发动机的空气流量增加，发动机推力增大；同时压气机增压比越高，燃气的膨胀能力越强，喷管的排气速度越大，发动机推力越大。因此发动机转速反映了推力的大小。发动机转速越高，推力越大。
由于高涵道比（涵道比B≥4）涡扇发动机的推力主要由外涵风扇产生，所以常用风扇转速N1（即低压转子转速）来表征发动机推力大小，如CFM56系列涡扇发动机。
（2）发动机压力比EPR
发动机压力比EPR是涡轮出口总压与压气机进口总压之比，即：
上式所定义的压力比也称为内涵压力比。发动机压力比越高，气体在喷管内膨胀能力就越强，排气速度也就越高；同时燃气密度也越大，意味着发动机燃气流量越大，因而发动机的推力越大，所以发动机压力比反映了发动机推力的大小。
对于高涵道比涡扇发动机，由于高涵道比发动机的推力主要由外涵风扇产生，外涵压力比反映了外涵气流的膨胀能力与流量大小，所以某些发动机用外涵压力比来表征发动机推力。外涵压力比EPRII是风扇出口气体总压与风扇进口气体总压之比，即：
发动机转速直接反映了发动机承受的机械负荷和热负荷的大小，且发动机转速容易测量，测量精度也较高。转速既是发动机性能参数，同时也是发动机的状态参数。因此早期的发动机都用转速来表征发动机推力。
当发动机转速一定时，其它因素的变化对推力的影响也可以通过EPR的值反映出来。如当压气机叶片积污，一方面会使压气机效率降低，增压能力减弱，从而导致EPR减小；另一方面发动机空气流量减小，因此发动机推力减小。
发动机工作时，发动机控制系统响应飞行员的推力指令，保持转速/或EPR不变来保持发动机推力不变。用转速表征推力的发动机，当发动机性能衰退时，发动机推力下降较多；而用EPR表征推力的发动机，控制系统会通过增加供油量，提高发动机转速，来保持发动机EPR不变，因而发动机性能衰退对推力的影响较小。这通常表述为保持EPR不变可以精确地控制发动机的推力。需要注意的是由于通过提高转速来保持发动机压力比EPR不变，因而发动机更容易发生超温和超转。在控制系统设计时应考虑相应的安全保护措施。
用内涵压力比EPR来表征推力的有PW4000、V2500涡扇发动机等；用外涵道EPRII表征发动机推力的有RB211涡扇发动机等。
4.1.2?表征发动机经济性的参数
发动机工作时，燃料燃烧后所放出的热能并不能全部转化为有用功，还有很大一部分能量被损失掉了。能量损失的大小可用发动机的效率来描述。效率可以准确反映发动机经济性。反映发动机工作过程中能量损失大小的参数有发动机总效率、热效率、推进效率和单位燃油消耗率。它们的意义及关系描述如下：
（1）热效率
从发动机的推力产生的原理可以看出，燃料燃烧释放出的热能，通过发动机各部件的工作，将一部分热能转换成气体的动能，使气体在发动机中获得速度增量，从而产生推力。
热效率定义：1kg气体流过发动机获得的动能增量与加给这部分气体的燃料理论放热量之比，即：
式中：——喷管出口气流速度；
——发动机进口气流速度，飞行过程中为飞机的飞行速度。
燃料的放热量在转换成气体动能增量的过程中的能量损?主要有：
(a)高温燃气自喷管喷出时所带走的热量；
(b)发动机表面的散热损失和滑油冷却所带走的热量；
(c)燃烧室中不完全燃烧和燃烧产物的离解，而未释放出的热量。
由于燃气排气温度很高(一般在300℃以上)，所以高温燃气自喷管喷出时所带走的热量是发动机最主要的能量损失。从布莱顿循环可知减小这部分能量损失的主要措施就是提高发动机增压比，以便将更多的热能转换成气体的动能增量，提高热能的利用率。因此目前发动机的设计增压比越来越高，当然增压比的选择要结合发动机的循环参数，以及制造技术以及制造成本综合考虑。
热效率描述了燃气涡轮发动机作为热机的经济性。目前燃气涡轮发动机的热效率为30%～40%。
（2）推进效率
飞机在飞行中，若发动机推力为F，发动机的空气流量为，飞机飞行速度为，则单位时间内发动机推力对飞机所做的功（习惯上称为推进功）为F。
考虑到单位时间内流过发动机的气体动能增量：
推进效率的定义：单位时间内推力所做的推进功与流过发动机气体的动能增量之比，用表示，即：
(4-1)
气体流过发动机时所获得的动能增量，只有一部分转换成了飞机的推进功，其余的部分随喷出的气体流失到大气中了，这部分能量损失称为离速损失或动能损失。可以推导出单位时间内流过发动机气体的离速损失大小为：
对1kg的气体则为：
推进效率描述了发动机由气体动能增量转变成飞机推进功过程中能量损失的大小。评定了燃气涡轮发动机作为推进器的经济性。
将推力公式代入式(4-1)中，可得：
由上式可见，推进效率与飞行速度和喷气速度有密切关系，即发动机推进效率只取决于飞行速度与喷气速度的比值。图4-1通过曲线表示了推进效率随/变化的情形。通过此曲线可以得出以下结论：
（a）当发动机在地面工作时，发动机推力的功为零，此时推进效率为零。
（b）当/逐渐增大，飞行速度与喷气速度越接近，离速损失越小，发动机推进效率越高。当/接近于1时，离速损失趋近于零，发动机推进效率也接近于1。但是，需要注意的是当推进效率趋近于1时，意味着气体速度增量接近为零，即推力趋近于零。而要确保一定的飞行速度，发动机推力必须克服该飞行速度下的阻力，因此使飞行速度等于喷气速度是不可能的，相应的发动机推进效率也不可能为1。目前燃气涡轮发动机的推进效率一般为50%～75%。
图4-2给出了几种发动机推进效率的比较，由图可见：涡桨发动机在中低速飞行时有较高的推进效率；而涡喷发动机在高速飞行时有相对较高的推进效率；涡扇发动机介于这两者之间。由于涡喷发动机在低速时经济性差，耗油率高，目前战斗机发动机也选用低涵道涡扇发动机作为动力装置。
（3）发动机总效率
总效率定义为：发动机推力的推进功与加入燃料的理论放热量之比，即：
将上式变换，可得：
由上式可见：发动机总效率等于其热效率与推进效率的乘积。无论是提高发动机热效率还是提高推进效率都会使发动机的总效率提高，经济性变好。
总效率描述了发动机将热能转变成推进功的过程中能量损失的大小，它评定了燃气涡轮发动机的经济性。目前燃气涡轮发动机总效率为20%～32%。
若将燃料的理论放热量定义为100%，则各部分的能量大致分配比例如图4-3所示。
（4）单位燃油消耗率与发动机总效率的关系
单位燃油消耗率（SFC：Specific Fuel Consumption）也称单位燃油消耗率，其定义为：发动机产生单位推力（对涡桨和涡轴发动机而言是单位功率）单位时间内消耗的燃油量，单位为kg/h·N（或kg/h·kW）。其数学表达式为：
SFC是从燃料消耗与发动机推力输出角度来描述发动机的经济性，而发动机总效率是从能量转换的角度描述发动机的经济性，所以两者之间存在一定的联系。由单位燃油消耗率的定义可推导出：
式中：——飞行速度(m/s)；
——燃料低热值(J/kg)。
由此可见：当飞行速度一定时，SFC与总效率成反比。发动机总效率越高，SFC越小。
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