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( lb/h)。
燃油消耗率：产生单位推力每小时所消耗的燃油质量，即产生每磅推力每小时所消耗的
燃油量，又称耗油率。荚制单位是磅／小时／磅。耗油率是决定飞机的航程和续航时间的重要
参数，它是重要的经济性指标。
5。4 辩匍韵产生
根据牛顿第2、第3定律，气流进入发动机和离开发动机的动量发生变化，产生推力。
无论何时通过发动机的空气或燃气动量增加，产生前向推力；无论何时空气或燃气动量减
少，反推力产生。动量是质量和速度的乘积。质量流量和速度的乘积即是力，相当于质量和
加速度的乘积。
净推力取决于离开的燃气动量和进来的空气动量与进来的燃油动量之差。净推力还包括
喷管出口的静压超过周围空气的静压产生的推力。实际上．当计算净推力时，燃油流量通常
是忽略的，如以F。表示净推力，则：
F.=q。。（Vj -v。）+Aj(pj -p。。)
式中 口。。——通过发动机的空气质量流量；
Vj-排气速度；
秽。一~进气速度；
Aj-喷口面积；
pj-喷日排气静压；
p。。一一环境空气静压。
总推力是指当飞机静止时发动机产生的推力，如飞机在跑道端头，起飞前发动机运转产
生的推力。总推力是发动机排气产生的推力。它包括由排气动量产生的推力和喷口静压和环
境空气静压之差产生的附加推力。如以吒表示总推力，则：
Fg =qma(Vj) +Aj(pj -Pam)
实际上推力来自发动机内不平衡力和动量。气体流过发动机时，对壳体的作用力有向前
的力，也有向后的力，其轴线方向上的合力即推力。正常飞行时，压气机、扩压器、燃烧
室、排气锥产生向前推力，涡轮、尾喷日产生向后推力，如图5.4 -l所示。
上篇飞机机械与电气系统97
S。§。置进气道
图5.4 -1 涡喷发动机的推力分布
§。§ 主要部件
尾喷管
涡轮发动机进气道有几个功能，一是尽可能多地恢复自由气流的总压并输送该压力到压
气机，这就是冲压恢复或压力恢复；另一个功能是提供均匀的气流到压气机，使压气机有效
地工作。气流流经进气道时具有尽可能小的流动损失，在压
气机的进口处有尽可能均匀的气体流场，压气机进口处气流
马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的
压力。进气道引起的飞行阻力必须尽可能的小。
进气道可分为亚音速和超音速进气道。超音速进气道又
可分为内压式、外压式和混合式三种。目前，我国民航主要
使用亚音速飞机，其发动机进气道都采用扩张形的亚音速进
气道。
亚音速进气道是为在亚音速或低超音速范围内飞行的飞
机所设计的进气道。它的进口部分为圆形唇口，进气道内部
通道为扩张通道，使气流在进气道内减速增压，如图5.5 -l
图5.5 -1 皿音速
进气道
98涡轮发动机飞机结构与系统
所示。
进气道由壳体和整流锥组成，整流锥有的分为前整流锥和后整流锥。进来的气流速度与
飞行速度大小相等，方向相反。由于进气道前一段的扩张形通道，气流的速度下降，压力和
一。…漫摩镑高。即冲压压缩。流经整流锥后气流涟度稍赢上~-。压h#ci温度稍有下降，使气流比
较均匀地流入压气机，保证压气机的正常工作。
很多超音速进气道采用可移动的尖锥或喉口改变进气道几何形状。几何形状可变是必要
的，使得进气道能够调节适应较宽的飞行速度范围。进气道装有尖锥或尖劈，超音速气流经
过一道或数道斜激波，以较低的超音速流入进气道内，在进气道内的扩张通道里又有一道正
激波将超音速气流转变为甄音速气流，这就使超音速气流转变为亚音速气流时减少流动损
失，提高总压恢复系数。
超音速进气道可分为三种类型：外压式超音速进气道、内压式超音速进气道和混合式超
音速进气道（见图5.5 -2）。外压式超音速进气道由外罩和中心体组成。内压式超音速进气
道是一个先收敛后扩张形的管道，使超音速气流在通道内减速增压，在喉道处达到音速，然
后在扩张段内做亚音速减速流动，气流从超音速到亚音速完全在进气道之内完成。混合式超
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涡轮发动机飞机结构与系统(AV)上册(49)
