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發動機效率
鎖定
- 中文名
- 發動機效率
- 外文名
- engine efficiency
- 性 質
- 發動機性能的指標之一
發動機效率分類
發動機效率熱效率
發動機效率推進效率
發動機效率總效率
發動機效率公式
發動機利用燃料熱能的有效程度。活塞式航空發動機的有效功率為軸功率(見發動機功率);發動機(或推進器)推進功率與有效功率之比稱為推進效率(飛行效率),用以評定推進器的有效性。發動機效率寫成公式為
[1]
式中,β、I、It分別為發動機效率、標準條件下發動機實測比沖和推進劑標準條件下的理論比衝。對於液體火箭發動機,還可用下式表示
發動機效率影響因素
比衝,喉部流量效率和推力效率是發動機效率的三個重要參數,而推力效率是比衝效率和喉部流量效 率的乘積,所以僅研究比衝效率和噴管喉部流量效率。為了比較,特作如下定義:
噴管喉部流量效率η,軸對稱流計算所得的噴管喉部流量與一維流計算所得的流量之比。
1、上游曲率半徑對發動機效率的影響
當上遊曲率半徑比較小時,在喉部區域壁上馬赫數遠大於軸上馬赫數,在喉部區域壁上馬赫數 轉折較大,這是由於上、下游壁面曲率半徑不連續而造成的。隨着R1/r1的逐漸增大,喉部區域壁上馬赫數 漸趨於平滑,壁上與軸上的馬赫數的差距逐漸鹹小,喉部及其下游的壁面馬赫數降低。
由圖2可見,上游曲率半徑比R1/r1增大,對發動機比衝效率稍有增加,但影響很小。值得注意的是在 上、下游曲率半徑相等附近,比衝效率有一明顯的凸起,這是由於流場對喉部壁面曲率不連續引起的。
2、下游曲率半徑對發動機效率的影響
在保持上游曲率半徑R1/r1=0.625不變時,取下游曲率半徑比R2/r1分別為:0.1、0.3、0.625、1.0、 1.25、1.6、2.0、2.4、2.75 進行計算。
在噴喉附近壁上和沿軸向的壓強及馬赫數是光滑連續變化的,只是噴管下游與擴張錐相接處壁上的 壓強和馬赫數出現了轉折.轉折的程度隨R2/r1的增大而減小,這一轉折是膨脹氣流到達擴張錐壁面時受 到壓縮而引起的,所有噴管都有這種現象.由於氣流在此處受到壓縮,氣流與壁面的傳熱必然增加,因而熱 防護層在此處附近的燒蝕往往也較嚴重。
[3]
比衝效率隨着R2/r1的變化如圖4所示,在上、下游曲率半徑相等附近,比衝效率亦有一明顯的凸起。 隨着R2/r1的增大,噴管喉部區域橫截面上的馬赫數分佈越趨於均勻。R2/r1對喉部流量效率的影響如 圖5所示。
此外,R2/r1的增大,噴管喉部及其下游的壁面馬赫數降低,使初始擴張區下游燒蝕減輕,但對於給定 擴張比的噴管,其長度就會增加,造成噴管質量的增加。
3、噴管圓柱段發動機效率的影響
在噴管上、下游圓弧半徑相等(R1=R2=R)並保持R/r1=0.625不變時,計算噴管喉部圓柱段的無因次長度l/r1為 0、0.15、0.3、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5 時對效率的影響。
當噴喉圓柱段較短時,壁上壓強分佈在喉部出現微小波折,但軸線上的壓強仍大於壁面上的壓強.而馬赫數分佈曲線仍較光滑。這説明氣流在噴喉處僅受到輕微的壓縮。但隨着圓柱段的增長,壁上壓強和馬 赫數分佈出現先上升後下降的較大波折,軸向壓強和馬赫數分佈也稍有波動。隨着圓柱段的進一步增長, 由於噴喉上游迅速膨脹的氣流受到圓柱段劇烈壓縮,使壁上壓強逐漸回升,馬赫數逐漸降低,在圓柱段中 部時,壁上和軸向壓強、馬赫數基本趨於相等,流動明顯的呈現出一維特性。
[3]
不同圓柱段長度對噴管喉部流量效率的影響示於圖6。由圖6可見,沒有圓柱段的噴管,喉部流量效 率最大,有圓柱段的噴管,在圓柱段較短時,喉部流量效率隨着圓柱段的增加而逐漸下降,但隨着圓柱段的 進一步增長,喉部區的流動逐漸接近於一維流動,喉部流量效率有所增加,但其影響不甚明顯。
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不同圓柱段長度對比衝效率的影響示於圖7。由圖7可見.隨着l/r1,的增加,比衝效率下降。