性能指标
01
推力
气流流过发动机时对发动机内外壳体作用力的合力在轴线上的分力称为推力。气体流过发动机时受到发动机内壁作用被加速，由此产生的反作用力即为推力。
某型涡喷发动机推力分布图
推力是发动机最主要的性能指标，但决不能只以它的大小来衡量发动机的好坏，因为它并不能表明发动机有多大尺寸，有多少重量，也不知道要消耗多少燃油才能产生这样的推力，因此，引入下列参数。
02
单位推力
发动机的推力与流过发动机空气的质量流量的比值，称为单位推力，用Fs表示。单位推力是发动机最重要的性能指标之一。在给定飞行条件、发动机尺寸和重量的份下，单位推力愈大，则发动机的推力也愈大。 海平面起飞状态下，现代先进军用涡扇发动机在最大加力状态的单位推力可达1200~1400N/(kg/s)，在不加力状态可达800~900N/(kg/s)。
03
推重比
发动机的推力与发动机重量的比值，称为推重比，用Fw 表示。它对飞机的最大平飞速度、升限、爬升速度等性能及有效载重量等都有直接的影响。
提高推重比是发动机的一个重要发展趋势，国际上第四代超声速战斗机使用的加力涡扇推重比已达到10，正在研制的达到15~16，并开始研究20的技术验证。
飞机推重比，是海平面静止状态下发动机最大推力与飞机起飞总重之比，目前超声速战斗机可达0.7~1.2，客机约0.25~0.4。如果发动机质量增加1kg，亚声速飞机整体增加4-5kg，超声速飞机整体将增加6~10kg。
04
耗油率
也称为单位燃油消耗率，其定义为发动机的燃油质量流量wf与发动机推力之比，常用符号sfc表示，对于喷气发动机，它表示发动机每工作1小时产生1牛顿推力所消耗的燃油量，即kg/(N·h)，或表示为发动机每工作1小时产生10牛顿推力所消耗的燃油量，即kg/(daN·h)。
海平面起飞状态下，现代小涵道比设计复燃加力涡扇发动机的起飞状态加力耗油率约为2kg/(daN·h)；民用大涵道比涡扇发动机的起飞状态耗油率约为0.3~0.5kg/(daN· h)。
重要参数
01
涡轮前燃气总温
涡轮前燃气温度也可用涡轮第一级转子进口的燃气总温表示，涡轮前温度是提高发动机热力循环有效功和热效率的重要参数。提高涡轮前燃气温度是增大发动机单位推力、减小发动机尺寸、减轻发动机重量和提高推重比的主要措施。随着发动机热端部件材料耐热强度的提高和涡轮冷却技术的发展，涡轮前燃气温度呈逐年增大的趋势，现代涡扇发动机的涡轮前燃气温度已达1800~2000K，未来甚至提高到2000K以上。
02
增压比
不同类型的发动机具有不同的压缩部件，它们包括风扇、增压级和高压压气机。总增压比表示高压压气机出口与发动机进口气流总压之比，从循环分析可知，总增压比是影响发动机热力循环有效功和热效率的重要参数，对发动机单位推力和耗油率都有明显影响。目前用于超声速战斗机的复燃加力涡扇发动机的总增压比为20~35；用于商用客机的大涵道比涡扇发动机的总增压比为25~40，甚至40以上。
03
涵道比
涵道比定义为外涵空气流量与内涵空气流量之比。不同用途的涡扇发动机应选用不同的涵道比，如远程运输机和旅客机使用的涡扇发动机，其涵道比为4~9，未来发展到10以上；一般空战战斗机选用的复燃加力涡扇发动机的涵道比大多小于1.0，甚至在0.3以下；作较长时间空中巡逻的战斗机的发动机则选用1.0左右的涵道比。
04
节流比
节流比定义为发动机工作中的最高允许涡轮前温度与地面起飞涡轮前温度之比。
重要参数对性能的影响
01
总增压比的影响
上图表示在飞行条件和其他热力循环参数给定情况下，发动机单位推力和耗油率随总增压比的变化关系，可得出以下两点重要结论：
（1）为获得高单位推力，发动机设计总增压比的选择应适中，特别是对追求高推重比的超声速飞机发动机尤为重要。
（2）由于使耗油率达最低的总增压比仍远大于当前技术所能达到的数值，因此提高发动机的总增压比仍是降低发动机耗油率的重要技术途径。
02
涡轮前燃气温度的影响
上图表示在飞行条件和其他热力循环参数给定情况下，发动机单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化关系，可得出以下三点重要结论：
（1）提高涡轮前温度是增加发动机单位推力和推重比的重要技术途径，随技术发展燃气涡轮发动机的涡轮前温度需求越来越高，要达到推重比10以上的发动机，则要求涡轮前温度必须达到2000K以上。
（2）在其他设计参数给定条件下，提高涡轮前温度将导致发动机耗油率增加。
（3）对于大涵道比设计的涡扇发动机，高涡轮前温度设计将允许有更多的能量传给更多的外涵气流，实现更大涵道比设计的涡扇发动机，获得更大推力和更低耗油率。
03
涵道比的影响
上图表明，在其他设计参数一定时，发动机有效功和热效率均一定，显然因涡扇发动机涵道比大于零，与涡喷发动机相比涡扇发动机的排气速度较低，发动机产生的单位推力较低。但因排气速度低使发动机余速损失减小，涡扇发动机具有更高的推进效率，更低的耗油率。
在目前所能达到的涵道比设计值范围内，设计涵道比B值越大，排气速度越低，涡扇发动机的单位推力越小，耗油率越低，如图所示。 此结论同样适用于混排涡扇发动机。因此对于追求高单位推力和高推重比的超声速战斗机用涡扇发动机常采用小涵道比设计，而侧重追求经济性的商用运输机或客机用涡扇发动机通常采用大涵道比设计，而且向更大设计涵道比发动机。
参考文献
[1] 朱之丽, 陈敏, 唐海龙等. 航空燃气涡轮发动机工作原理及性能. 第2版. 上海交通大学出版社, 2018.
[2] 黄燕晓, 翟红春. 航空发动机原理与结构. 航空工业出版社, 2015.
主编｜星辰时客
校对&排版｜王洋芋
