航空发动机系列：燃气涡轮发动机性能 [Gas Turbine Performance （Second Edition）] pdf epub mobi txt 电子书 下载 2025

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[英] P·P·沃尔什，P·弗莱彻 著，顾诵芬 编，郑建弘，胡忠志，华清 等 译

出版社： 上海交通大学出版社

ISBN：9787313124869

版次：1

商品编码：11664638

包装：精装

丛书名： 航空发动机系列

外文名称：Gas Turbine Performance （Second Edition）

开本：16开

出版时间：2014-12-01

用纸：胶版纸

页数：618

字数：832000###

内容简介

　　《航空发动机系列：燃气涡轮发动机性能》以清晰，实用和易懂的方式为初学者描述了燃气轮机性能和整机的设计的基本原理，同时，也为处于不同职业阶段的工程技术人员提供丰富的参考资料。最为可贵的是，《航空发动机系列：燃气涡轮发动机性能》描述了所有类别的燃气轮机构型和应用。《航空发动机系列：燃气涡轮发动机性能》可做为燃气涡轮发动机等相关专业研究生参考书，也可做为相关工作人员指导书。

目录

1 燃气涡轮发动机的应用
1.0 引言
1.1 燃气轮机与柴油机的比较
1.2 发电应用
1.2.1 发电应用的主要分级
1.2.2 电网系统
1.2.3 备用发电机组
1.2.4 小型热电联供燃气轮机
1.2.5 大型热电联供燃气轮机
1.2.6 专门为电网系统供电的应用
1.2.7 闭式循环
1.3 工业机械驱动的应用
1.3.1 天然气和石油管道系统
1.3.2 动力需求
1.4 机动车辆应用
1.4.1 燃气轮机与活塞发动机
1.4.2 汽油发动机与柴油机
1.4.3 机动车辆的主要分级
1.4.4 机动车辆的功率需求
1.4.5 齿轮传动的需要
1.4.6 普通和豪华家用轿车
1.4.7 混合动力车
1.4.8 跑车和高速赛车
1.4.9 卡车
1.4.10 主战坦克
1.5 船舶应用
1.5.1 船舶主要分级
1.5.2 船舶动力需求
1.5.3 发动机载荷特性
1.5.4 CODAG、CODOG、COGAG和CODLAG推进系统
1.5.5 气垫船
1.5.6 单体巡逻艇和豪华游艇
1.5.7 高速船
1.5.8 大型集装箱和超级油轮
1.5.9 攻击型潜艇和弹道导弹潜艇
1.5.10 护卫舰、驱逐舰和轻型航空母舰
1.5.11 大型航空母舰
1.6 飞机应用——推进系统需求
1.6.1 飞行力学
1.6.2 飞行任务和飞机推力需求
1.6.3 根据要求的飞行状态选择发动机构型
1.7 桨轴驱动航空器——涡轮螺旋桨和涡轮轴发动机
1.7.1 轴功率和推力推进飞机的动力需求对比
1.7.2 轴功率动力航空器的主要分级
1.7.3 固定翼飞机
1.7.4 旋翼机
1.8 推力推进航空器——涡轮风扇、涡轮喷气和冲压喷气发动机
1.8.1 推力推进航空器的主要分级
1.8.2 无人飞行器系统
1.8.3 亚声速商用飞机和军用教练机
1.8.4 超声速民用运输机和先进战斗机
1.8.5 冲压发动机推进导弹
1.9 辅助动力装置（APU）
1.9.1 燃气涡轮发动机与活塞发动机
1.9.2 主要等级飞机的APU功率需求
1.9.3 APU的各种构型

2 工作包线
2.0 引言
2.1 环境包线
2.1.1 国际标准
2.1.2 环境压力与压力高度
……

9 起动
10 风车
11 发动机性能试验
12 水的影响——液态水、水蒸气和冰
13 燃料、滑油的特性及其影响
14 在役产品发动机的性能
15 燃气涡轮发动机的性能与经济性

附录A 发动机截面编号和符号名称
附录B 单位换算
索引
发动机制造商和用户商家索引

精彩书摘

　　《航空发动机系列：燃气涡轮发动机性能》：
　　进口马赫数或动压头（见公式F5.13.2的定义）。
　　如公式F5.13.3所定义的，损失系数λ是进出口总压差与进口动压头之比。因此无论马赫数在什么水平，λ都是动压头在流管中损失的比例，即它的值仅仅是流管几何尺寸和进口旋流角的函数。公式F5.13.4给出了总压损失与λ的函数关系。在5.14节中对λ随进口旋流角的变化关系进行了讨论。除了涡轮出口过渡段流管，大多数流管的进口旋流角都为常数零度，因此λ仅仅为流管几何尺寸的函数。一旦流管几何尺寸设定了，入也就确定了，则总压损失百分比只随着进口动压头，进而随着进口马赫数而变化。
　　传统上进口马赫数可以用来判定进口条件的严苛程度。图表3.14展示了动压头与马赫数的关系。如Q曲线所定义。公式F5.13.5同样带来了很大的便利，它以进口总静压比的函数形式表达了进口动压头与进口总压之比。因此压力损失的百分比即可通过公式F5.13.6计算。如第3章所描述，一旦已知任何Q曲线参数，那么进口总静压比即被确定。
　　对于给定几何尺寸的流管，其λ值一开始须根据经验和使用如参考文献[36]的商业上可得到的修正方法确定。在发动机项目的后期，可以在冷态流动台架测试装置上进行有机玻璃模型试验，用试验经验公式确认前面预测的入值。
　　图5.37提供了主要燃气涡轮流管类型设计点的入、进口马赫数和总压损失百分比数值的设计准则。这些适用于初期的发动机设计点性能计算。通常来说，与加速用的流管相反，扩张型流管的损失系数更高。这是由于逆静压梯度会使得流管内的流动更容易发生分离，从而造成高得多的湍流损失（远大于两种流管中都存在的壁面摩擦损失）。如果使用了支板，那么一般会造成损失系数增加5％～10％；如果存在显著的攻角和弯道，那么损失会更多。推力型航空发动机的流管一般趋向于工作在较高的马赫数范围，从而尽可能地减小发动机的迎风面积。从图5.37①还可以注意到，发动机进气道的处理方式有所不同，使用的是流管出口的动压头，而非进口动压头（进气道中所示的入值也是相对于出口动压头的）。这是因为在ISA SLS条件下，流管进口的马赫数可能十分低。
　　……

前言/序言

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基本参数，经验参数较多，原理性的少，搞设计的可以看看

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例如：书中所有的通用气体常数全部错写成8314.3J/mol K，应该为8314.3J/Kmol K单位量级上差了1000。还有部分公式中部分参数也存在类似问题,同一个公式存在单位不统一的情况。

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经典，真正的经典，但愿翻译的还好

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