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燃氣渦輪輔助動力裝置總體設計(精)/兩機專項航空發動機技術出版工程 版權信息
- ISBN：9787030729460
- 條形碼：9787030729460 ; 978-7-03-072946-0
- 裝幀：一般膠版紙
- 冊數：暫無
- 重量：暫無
- 所屬分類：>
燃氣渦輪輔助動力裝置總體設計(精)/兩機專項航空發動機技術出版工程 內容簡介
本書在簡要敘述燃氣渦輪輔助動力裝置的發展歷程、現狀以及工作原理、特性的基礎上，重點論述與燃氣渦輪輔助動力裝置相關的6方面設計技術：設計約束條件、總體性能設計技術、總體結構設計技術、主要系統設計技術、使用和調節規律、通用質量特性與適航技術。本書是一本取材新穎、實用的燃氣渦輪輔助動力裝置的工程技術專著。 本書可供從事燃氣渦輪輔助動力裝置研發的技術人員使用，也可供相關高校航空發動機和燃氣輪機學科領域的師生參考。
燃氣渦輪輔助動力裝置總體設計(精)/兩機專項航空發動機技術出版工程 目錄
目錄
渦輪機械與推進系統出版項目 序
“兩機”專項： 航空發動機技術出版工程 序
前言
第1章概述
1.1輔助動力裝置簡介001
1.2發展概況004
1.2.1起源004
1.2.2型號發展004
1.2.3功能發展006
1.2.4發展趨勢007
1.3國外產品介紹009
1.3.1霍尼韋爾公司010
1.3.2漢勝公司011
1.3.3航空動力公司012
1.3.4微型渦輪公司012
第2章燃氣渦輪輔助動力裝置工作原理和特性
2.1熱力循環013
2.1.1理想循環013
2.1.2實際循環015
2.2部件級計算模型017
2.2.1進氣道017
2.2.2壓氣機018
2.2.3燃燒室019
2.2.4渦輪021
2.3燃氣發生器共同工作條件022
2.3.1壓氣機與渦輪質量流量連續023
2.3.2壓氣機與渦輪功率平衡025
2.4特性027
2.4.1負載特性027
2.4.2溫度特性031
2.4.3高度特性033
2.4.4速度特性034
第3章燃氣渦輪輔助動力裝置設計約束條件
3.1主機對輔助動力裝置的需求分析035
3.1.1輸出負載需求035
3.1.2安裝需求035
3.1.3使用及環境條件038
3.2性能退化對輔助動力裝置設計的約束040
3.3功率增長設計041
3.3.1主要技術手段041
3.3.2功率增長設計方法041
3.3.3功率增長實例042
3.4對飛機的反約束044
3.4.1短艙要求044
3.4.2安裝影響049
3.4.3負載匹配050
第4章燃氣渦輪輔助動力裝置總體性能設計
4.1設計點循環分析055
4.1.1設計點選取055
4.1.2熱力循環參數選擇055
4.1.3設計裕度選取058
4.1.4性能計算059
4.2流道尺寸確定和部件重量估算063
4.2.1流道尺寸確定063
4.2.2部件重量估算072
4.3非設計點性能分析074
4.3.1通用非設計點特性074
4.3.2非設計點性能計算方法074
4.4氣動穩定性設計076
4.4.1壓縮系統的不穩定工作狀態076
4.4.2穩定性裕度077
4.4.3進氣總壓畸變對穩定性的影響080
4.4.4進氣總溫畸變對穩定性的影響086
4.4.5進口總溫總壓組合畸變對穩定性的影響091
4.5參數限制值確定093
4.5.1轉速限制值確定094
4.5.2溫度限制值的確定095
4.5.3參數限制對輔助動力裝置性能的影響096
4.5.4輔助動力裝置參數保護值的確定097
4.6臺架性能換算098
4.6.1帶負載壓氣機的輔助動力裝置098
4.6.2動力段壓氣機引氣輔助動力裝置100
4.6.3帶自由渦輪的輔助動力裝置101
第5章燃氣渦輪輔助動力裝置總體結構設計
5.1總體結構布局103
5.1.1構型分類103
5.1.2典型構型108
5.1.3結構特性113
5.2轉子支承方案114
5.2.1單轉子支承方案114
5.2.2雙轉子支承方案115
5.2.3止推支點在轉子中的位置116
5.3支承結構116
5.3.1彈性支承結構117
5.3.2擠壓油膜式結構117
5.3.3軸承及其冷卻潤滑118
5.3.4轉靜子之間封嚴結構123
5.3.5新型支承結構127
5.4靜子承力系統132
5.4.1基本結構132
5.4.2載荷傳遞134
5.4.3安裝節135
5.5聯軸器設計137
5.5.1概述137
5.5.2剛性聯軸器137
5.5.3柔性聯軸器140
5.6受力分析140
5.6.1氣體軸向力計算140
5.6.2氣體力扭矩計算143
5.6.3外部作用力144
5.7轉子動力學設計145
5.7.1轉子動力學設計要求145
5.7.2轉子動力學設計方法146
5.7.3典型輔助動力裝置轉子動力學設計148
5.8進排氣裝置設計150
5.8.1進氣裝置設計150
5.8.2排氣裝置設計152
5.9部件接口與尺寸控制154
5.9.1界面劃分和接口尺寸控制154
5.9.2冷態與熱態間隙控制設計155
5.9.3尺寸鏈計算與調整設計157
5.10腐蝕與防護設計158
5.10.1結構設計158
5.10.2材料選擇158
5.10.3表面防護159
5.10.4工藝技術159
5.11裝配性與外部設計159
5.11.1裝配性設計159
5.11.2外部零組件設計162
5.11.3輔助動力裝置與飛機安裝接口168
5.12緊固連接與密封170
5.12.1螺紋連接170
5.12.2鉚釘連接176
5.12.3膠接177
5.12.4密封177
第6章燃氣渦輪輔助動力裝置主要系統
6.1起動系統183
6.1.1功能要求183
6.1.2系統設計185
6.2引氣系統190
6.2.1功能要求190
6.2.2系統設計190
6.3控制系統194
6.3.1功能要求194
6.3.2系統設計197
6.4附件傳動系統197
6.4.1功能要求197
6.4.2系統設計198
6.5滑油系統202
6.5.1功能要求202
6.5.2系統設計203
第7章燃氣渦輪輔助動力裝置使用和調節規律
7.1典型控制規律210
7.2起動控制規律210
7.3負載壓氣機進口導葉控制規律212
7.4防喘控制規律213
7.5載荷活門控制規律214
7.6引氣逆流控制規律214
7.7電功率優先控制規律214
7.8參數限制214
第8章燃氣渦輪輔助動力裝置通用質量特性與適
8.1通用質量特性216
8.1.1概述216
8.1.2通用質量特性指標217
8.1.3通用質量特性設計與分析217
8.1.4通用質量特性驗證與評價218
8.2適航220
8.2.1概述220
8.2.2適航符合性驗證221
參考文獻225
渦輪機械與推進系統出版項目 序
“兩機”專項： 航空發動機技術出版工程 序
前言
第1章概述
1.1輔助動力裝置簡介001
1.2發展概況004
1.2.1起源004
1.2.2型號發展004
1.2.3功能發展006
1.2.4發展趨勢007
1.3國外產品介紹009
1.3.1霍尼韋爾公司010
1.3.2漢勝公司011
1.3.3航空動力公司012
1.3.4微型渦輪公司012
第2章燃氣渦輪輔助動力裝置工作原理和特性
2.1熱力循環013
2.1.1理想循環013
2.1.2實際循環015
2.2部件級計算模型017
2.2.1進氣道017
2.2.2壓氣機018
2.2.3燃燒室019
2.2.4渦輪021
2.3燃氣發生器共同工作條件022
2.3.1壓氣機與渦輪質量流量連續023
2.3.2壓氣機與渦輪功率平衡025
2.4特性027
2.4.1負載特性027
2.4.2溫度特性031
2.4.3高度特性033
2.4.4速度特性034
第3章燃氣渦輪輔助動力裝置設計約束條件
3.1主機對輔助動力裝置的需求分析035
3.1.1輸出負載需求035
3.1.2安裝需求035
3.1.3使用及環境條件038
3.2性能退化對輔助動力裝置設計的約束040
3.3功率增長設計041
3.3.1主要技術手段041
3.3.2功率增長設計方法041
3.3.3功率增長實例042
3.4對飛機的反約束044
3.4.1短艙要求044
3.4.2安裝影響049
3.4.3負載匹配050
第4章燃氣渦輪輔助動力裝置總體性能設計
4.1設計點循環分析055
4.1.1設計點選取055
4.1.2熱力循環參數選擇055
4.1.3設計裕度選取058
4.1.4性能計算059
4.2流道尺寸確定和部件重量估算063
4.2.1流道尺寸確定063
4.2.2部件重量估算072
4.3非設計點性能分析074
4.3.1通用非設計點特性074
4.3.2非設計點性能計算方法074
4.4氣動穩定性設計076
4.4.1壓縮系統的不穩定工作狀態076
4.4.2穩定性裕度077
4.4.3進氣總壓畸變對穩定性的影響080
4.4.4進氣總溫畸變對穩定性的影響086
4.4.5進口總溫總壓組合畸變對穩定性的影響091
4.5參數限制值確定093
4.5.1轉速限制值確定094
4.5.2溫度限制值的確定095
4.5.3參數限制對輔助動力裝置性能的影響096
4.5.4輔助動力裝置參數保護值的確定097
4.6臺架性能換算098
4.6.1帶負載壓氣機的輔助動力裝置098
4.6.2動力段壓氣機引氣輔助動力裝置100
4.6.3帶自由渦輪的輔助動力裝置101
第5章燃氣渦輪輔助動力裝置總體結構設計
5.1總體結構布局103
5.1.1構型分類103
5.1.2典型構型108
5.1.3結構特性113
5.2轉子支承方案114
5.2.1單轉子支承方案114
5.2.2雙轉子支承方案115
5.2.3止推支點在轉子中的位置116
5.3支承結構116
5.3.1彈性支承結構117
5.3.2擠壓油膜式結構117
5.3.3軸承及其冷卻潤滑118
5.3.4轉靜子之間封嚴結構123
5.3.5新型支承結構127
5.4靜子承力系統132
5.4.1基本結構132
5.4.2載荷傳遞134
5.4.3安裝節135
5.5聯軸器設計137
5.5.1概述137
5.5.2剛性聯軸器137
5.5.3柔性聯軸器140
5.6受力分析140
5.6.1氣體軸向力計算140
5.6.2氣體力扭矩計算143
5.6.3外部作用力144
5.7轉子動力學設計145
5.7.1轉子動力學設計要求145
5.7.2轉子動力學設計方法146
5.7.3典型輔助動力裝置轉子動力學設計148
5.8進排氣裝置設計150
5.8.1進氣裝置設計150
5.8.2排氣裝置設計152
5.9部件接口與尺寸控制154
5.9.1界面劃分和接口尺寸控制154
5.9.2冷態與熱態間隙控制設計155
5.9.3尺寸鏈計算與調整設計157
5.10腐蝕與防護設計158
5.10.1結構設計158
5.10.2材料選擇158
5.10.3表面防護159
5.10.4工藝技術159
5.11裝配性與外部設計159
5.11.1裝配性設計159
5.11.2外部零組件設計162
5.11.3輔助動力裝置與飛機安裝接口168
5.12緊固連接與密封170
5.12.1螺紋連接170
5.12.2鉚釘連接176
5.12.3膠接177
5.12.4密封177
第6章燃氣渦輪輔助動力裝置主要系統
6.1起動系統183
6.1.1功能要求183
6.1.2系統設計185
6.2引氣系統190
6.2.1功能要求190
6.2.2系統設計190
6.3控制系統194
6.3.1功能要求194
6.3.2系統設計197
6.4附件傳動系統197
6.4.1功能要求197
6.4.2系統設計198
6.5滑油系統202
6.5.1功能要求202
6.5.2系統設計203
第7章燃氣渦輪輔助動力裝置使用和調節規律
7.1典型控制規律210
7.2起動控制規律210
7.3負載壓氣機進口導葉控制規律212
7.4防喘控制規律213
7.5載荷活門控制規律214
7.6引氣逆流控制規律214
7.7電功率優先控制規律214
7.8參數限制214
第8章燃氣渦輪輔助動力裝置通用質量特性與適
8.1通用質量特性216
8.1.1概述216
8.1.2通用質量特性指標217
8.1.3通用質量特性設計與分析217
8.1.4通用質量特性驗證與評價218
8.2適航220
8.2.1概述220
8.2.2適航符合性驗證221
參考文獻225
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燃氣渦輪輔助動力裝置總體設計(精)/兩機專項航空發動機技術出版工程 節選
第1章概述 1.1輔助動力裝置簡介 輔助動力裝置（auxiliary power unit， APU）誕生于20世紀50年代，*初是為滿足大推力/功率發動機對起動功率的需求而研制的。隨著飛機需求的增加、航空技術水平的發展，APU功能日趨多元化，已從短時工作的單一起動能源，轉變成為可長時間工作、多種能源輸出的動力裝置。APU本質上是一種燃氣渦輪發動機，包含由離心壓氣機、燃燒室、渦輪組成的燃氣發生器和動力輸出結構等，它不直接提供飛行動力，而是為主發動機的起動和飛機的環控、電力和液壓等系統提供輔助能源（圖1.1），因此這類發動機統稱為APU。概括而言，APU至少應具備以下一項功能： （1）提供發動機起動用能源； （2）提供飛機地面短停檢查、維護用能源； （3）提供飛機飛行中應急用能源。 APU的使用不僅滿足了發動機快速起動的需求，也降低了飛機對地面支持設備的依賴性，提高了飛行安全性。APU的基本功能是為發動機提供起動用能源，根據其提供的起動能源類別主要劃分為機械型、氣壓型、電力型和液壓型，各類型APU的工作方式及優缺點如表1.1所示。實際應用中，具體采用什么類別的起動能源需要結合飛機和發動機的需求綜合考慮。 機械型、電力型、液壓型APU本質上輸出的都是軸功率，主要性能參數包括單位軸功率Ps， sh和耗油率sfc等；對于只輸出壓縮空氣或既輸出壓縮空氣又輸出軸功率的APU，則采用單位當量功率Ps， equ和當量耗油率（sfc）equ的形式來表示。 1. 只輸出軸功率的APU 對于機械型APU，功率定義為 。1.1） 式中，Psh為輸出的軸功率，單位為kW；n為輸出軸轉速，單位為r/min；T為輸出軸扭矩，單位為N m。 Ps，sh是指流經APU動力段每千克空氣流量在輸出軸上產生的軸功率，定義為 。1.2） 式中，Wa為APU進氣流量，單位為kg/s。 耗油率sfc是指APU功率輸出軸上每千瓦功率每小時的耗油量，定義為 。1.3） 式中，sfc為耗油率，單位為kg/（kW h）；Wf為燃油流量，單位為kg/h。 電力型和液壓型APU的軸功率是在電機發電功率和液壓泵輸出功率的基礎上分別除以發電機和液壓泵的效率得到。 2. 輸出軸功率和壓縮空氣的APU 對于同時輸出壓縮空氣和輸出軸功率的APU，其主要性能以當量功率Pequ和當量耗油率（sfc）equ來表示。 當量功率Pequ是指輸出的軸功率Psh和壓縮空氣當量功率Pequ， a之和。壓縮空氣當量功率Pequ， a則是指輸出的壓縮空氣由輸出壓力等熵絕熱膨脹到大氣壓力時，理論上能獲得的功率。該功率按下式計算： 。1.4） 單位當量功率Ps， equ， a是指流經APU燃燒室的每千克空氣流量產生的當量功率。因此，APU單位當量功率Ps， equ計算方法如下： 。1.5） 。1.6） 式中，Wa， g為流經APU燃燒室的空氣流量，單位為kg/s。如果APU從動力段壓氣機引氣，則Wa， g為壓氣機進氣流量Wa與引氣流量WBE的差值，即Wa， g＝Wa－WBE；如果APU采用負載壓氣機引氣，則Wa， g為動力段壓氣機的進氣流量，即。 當量耗油率（sfc）equ是指APU發出每千瓦當量功率每小時消耗的燃油油量，計算公式如下： （sfc）equ－WfPequ， a＋Psh（1.7） 當APU只輸出壓縮空氣時，Psh＝0，當量功率Pequ就是壓縮空氣產生的當量功率Pequ， a。 此外，APU也采用功重比表征其先進性，尤其是APU系列化發展型號技術先進性的對比。 1.2發展概況 1.2.1起源 *早的APU原型起源于1947年，美國蓋瑞特公司（1999年并入霍尼韋爾公司）的工程師Homer J. Wood繪制了**張APU草圖。1948年，該公司**臺小型燃氣渦輪發動機——Model 4344問世，并通過了200h的耐久性試驗，隨后該產品取得巨大的商業成功，20世紀50年代初產量便超過了500臺。1949年，Homer J. Wood和同事Fredrick Dallenbach 因這一卓越成就獲得了“萊特兄弟獎章”。1951年，蓋瑞特公司在該型發動機基礎上開發了85系列APU，并于1954年首次在C130大力神運輸機上使用。該APU提供壓縮空氣給空氣渦輪起動機，由空氣渦輪起動機帶動發動機進行起動。在地面、主發動機不工作時，壓縮空氣還可以驅動空氣渦輪起動機帶動主發動機上的發電機發電，為飛機提供28V、400A的直流電。85系列APU的誕生，永久性地顛覆了航空的格局，飛機終于能飛往更多偏遠的地區，這一變革意味著飛機將不再依賴地面氣源車或電源車就能夠起動飛機的主發動機。1958年，APU開始在民用飛機上得到應用。 1.2.2型號發展 鑒于APU在保障作戰飛機自給能力、安全性和使用經濟性方面發揮的巨大作用，國外十分重視它的發展，APU由專業的航空發動機公司或子公司開展研制，如美國的霍尼韋爾和漢密爾頓、俄羅斯的航空動力公司、法國的微型渦輪公司等。 APU型號發展的**個特征是在現有燃氣渦輪發動機的基礎上改進改型研制，研制APU的公司往往也從事其他航空燃氣發動機的研制工作，而APU和渦軸發動機相關技術有很大的通用性，因此在現有的發動機基礎上開展APU的研制是一項省時省力省錢的事。蓋瑞特公司在1954年推出的世界上首臺APU——GTCP85，就是在蓋瑞特公司首臺燃氣渦輪發動機Model 4344的基礎上發展而成，使用廣泛，累計已生產33000余臺。該APU采用單轉子結構，由2級離心壓氣機（由2個背靠背離心壓氣機組成）、環形回流燃燒室、單級向心渦輪等組成。其總體結構簡單，設計可靠，可為主發動機起動及飛機空調、防冰提供空氣（約占壓氣機進口流量的25％），同時還通過齒輪箱驅動發電機輸出電功率。 較大功率的APU則通過渦扇發動機核心機改進研制，典型例子是美國普惠公司為波音747和空客380寬體客機分別研制的PW901和PW980A輔助動力裝置。PW901是在JT15D5渦扇發動機核心機的基礎上，通過增加一個專門提供引氣的載荷壓氣機（該載荷壓氣機也是基于JT15D5發動機的高壓壓氣機發展），并對驅動載荷壓氣機的動力渦輪進行全新設計而來，該項目從獲得合同到提供首臺原型機僅用時17個月。PW公司這種動力渦輪驅動負載壓氣機和發電機的結構形式會增加結構的復雜性和使用維護成本，較為少見。 APU型號發展的第二個特征就是系列化發展，即在基本型的基礎上，隨著航空技術的不斷更新發展，逐步將成熟技術應用在現有產品中，并針對飛機的不同需求進行系列化發展，衍生出龐大的系列產品，降低開發成本。如美國霍尼韋爾公司在GTCP85的基礎上開發出了100多個系列型號，是世界范圍內生產數量*大的系列產品，主要產品如表1.2所示。另外霍尼韋爾公司的GTCP36系列APU不斷引入新的設計技術對部件性能進行優化，使得引氣能力和提供軸功率的能力增加了1倍，后來改變了從核心機壓氣機輸出壓縮空氣的結構形式，增加了一個專門的負載壓氣機，同時也應用了雙合金渦輪轉子技術，1990年還在此基礎上開發了F23飛機使用的組合動力裝置。
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