發動機效率

分類

發動機有效功率的熱當量與單位時間所消耗燃料的含熱量之比稱為熱效率（有效效率），用以評定發動機作為熱機的經濟性。

活塞式航空發動機的有效功率為軸功率；噴氣發動機有效功率等於單位時間流過發動機內部的氣流的動能增量。渦輪噴氣發動機的熱效率一般為24%～30%。

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。現代渦輪噴氣發動機的推進效率一般為50%～65%，帶螺旋槳推進器發動機的推進效率可達80%～90%。

推進功率的熱當量與單位時間所耗燃料的含熱量之比為總效率，它等於熱效率與推進效率的乘積，用以評定整個推進系統（包括發動機和推進器）的經濟性。

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

式中，β、I、I_t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沖。對於液體火箭發動機，還可用下式表示

式中，β、β_a、β_b、β_c分別為發動機效率、推力室的燃燒效率、噴管效率及燃氣發生器和渦輪泵的總效率。

比沖，喉部流量效率和推力效率是發動機效率的三個重要參數，而推力效率是比沖效率和喉部流量效率的乘積，所以僅研究比沖效率和噴管喉部流量效率。為了比較，特作如下定義：

比沖效率β，在燃燒室壓強、噴管擴張比和擴張半角相同的條件下，軸對稱流計算所得的比沖與一維流計算所得比沖之比；

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

在保持下游曲率半徑R₂/r₁ =0.625不變時，取上游曲率半徑比R₁/r₁，分別為：0.3215、0.625、1.0、1.25、1.5、2.0、 2.4、2.75 進行計算。

當上游曲率半徑比較小時，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。隨著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，對發動機比沖效率稍有增加，但影響很小。值得注意的是在上、下游曲率半徑相等附近，比沖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。