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發(fā)動(dòng)機(jī)效率（engine efficiency）是指發(fā)動(dòng)機(jī)利用推進(jìn)劑化學(xué)能的有效程度。發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)燃料所含熱能只有一部分轉(zhuǎn)變?yōu)橥七M(jìn)功，其余部分以熱能或動(dòng)能形式損失掉。發(fā)動(dòng)機(jī)效率是評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)性能的指標(biāo)之一，它分為熱效率、推進(jìn)效率和總效率。[1] 

固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的效率都可以用標(biāo)準(zhǔn)條件下發(fā)動(dòng)機(jī)比沖與推進(jìn)劑理論比沖的比值表示，也就是以推進(jìn)劑在發(fā)動(dòng)機(jī)中單位流量產(chǎn)生的推力與其單位流量理論熱能產(chǎn)生的推力之比值表示。 [1] 

分類

編輯

熱效率

發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率的熱當(dāng)量與單位時(shí)間所消耗燃料的含熱量之比稱為熱效率（有效效率），用以評(píng)定發(fā)動(dòng)機(jī)作為熱機(jī)的經(jīng)濟(jì)性。

活塞式航空發(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率為軸功率；噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)有效功率等于單位時(shí)間流過發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部的氣流的動(dòng)能增量。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的熱效率一般為24%～30%。 [2] 

推進(jìn)效率

發(fā)動(dòng)機(jī)（或推進(jìn)器）推進(jìn)功率與有效功率之比稱為推進(jìn)效率（飛行效率），用以評(píng)定推進(jìn)器的有效性?，F(xiàn)代渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率一般為50%～65%，帶螺旋槳推進(jìn)器發(fā)動(dòng)機(jī)的推進(jìn)效率可達(dá)80%～90%。 [2] 

總效率

推進(jìn)功率的熱當(dāng)量與單位時(shí)間所耗燃料的含熱量之比為總效率，它等于熱效率與推進(jìn)效率的乘積，用以評(píng)定整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)（包括發(fā)動(dòng)機(jī)和推進(jìn)器）的經(jīng)濟(jì)性。 [2] 

公式

編輯

發(fā)動(dòng)機(jī)利用燃料熱能的有效程度?；钊胶娇瞻l(fā)動(dòng)機(jī)的有效功率為軸功率（見發(fā)動(dòng)機(jī)功率）；發(fā)動(dòng)機(jī)(或推進(jìn)器)推進(jìn)功率與有效功率之比稱為推進(jìn)效率（飛行效率），用以評(píng)定推進(jìn)器的有效性。發(fā)動(dòng)機(jī)效率寫成公式為 [1] 

式中，β、I、It分別為發(fā)動(dòng)機(jī)效率、標(biāo)準(zhǔn)條件下發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)測(cè)比沖和推進(jìn)劑標(biāo)準(zhǔn)條件下的理論比沖。對(duì)于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，還可用下式表示

式中，β、βa、βb、βc分別為發(fā)動(dòng)機(jī)效率、推力室的燃燒效率、噴管效率及燃?xì)獍l(fā)生器和渦輪泵的總效率。 [1] 

影響因素

編輯

比沖，喉部流量效率和推力效率是發(fā)動(dòng)機(jī)效率的三個(gè)重要參數(shù)，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(qiáng)、噴管擴(kuò)張比和擴(kuò)張半角相同的條件下，軸對(duì)稱流計(jì)算所得的比沖與一維 流計(jì)算所得比沖之比；[3] 

噴管喉部流量效率η，軸對(duì)稱流計(jì)算所得的噴管喉部流量與一維流計(jì)算所得的流量之比。

1、上游曲率半徑對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)效率的影響

在保持下游曲率半徑R2/r1 =0.625不變時(shí)，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(jìn)行計(jì)算。 [3] 

當(dāng)上游曲率半徑比較小時(shí)，在喉部區(qū)域壁上馬赫數(shù)遠(yuǎn)大于軸上馬赫數(shù)，在喉部區(qū)域壁上馬赫數(shù) 轉(zhuǎn)折較大，這是由于上、下游壁面曲率半徑不連續(xù)而造成的。隨著R1/r1的逐漸增大，喉部區(qū)域壁上馬赫數(shù) 漸趨于平滑，壁上與軸上的馬赫數(shù)的差距逐漸咸小，喉部及其下游的壁面馬赫數(shù)降低。

由圖2可見，上游曲率半徑比R1/r1增大，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)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，這是由于流場(chǎng)對(duì)喉部壁面曲率不連續(xù)引起的。

對(duì)噴喉流量效率有明顯的影響，噴喉流量效率隨的增加而增大。R1/r1越小，喉部處的流場(chǎng)分布 越不均勻，從而流量效率降低。 [3] 

2、下游曲率半徑對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)效率的影響

在保持上游曲率半徑R1/r1=0.625不變時(shí)，取下游曲率半徑比R2/r1分別為:0.1、0.3、0.625、1.0、 1.25、1.6、2.0、2.4、2.75 進(jìn)行計(jì)算。

在噴喉附近壁上和沿軸向的壓強(qiáng)及馬赫數(shù)是光滑連續(xù)變化的，只是噴管下游與擴(kuò)張錐相接處壁上的 壓強(qiáng)和馬赫數(shù)出現(xiàn)了轉(zhuǎn)折.轉(zhuǎn)折的程度隨R2/r1的增大而減小,這一轉(zhuǎn)折是膨脹氣流到達(dá)擴(kuò)張錐壁面時(shí)受 到壓縮而引起的，所有噴管都有這種現(xiàn)象.由于氣流在此處受到壓縮，氣流與壁面的傳熱必然增加，因而熱 防護(hù)層在此處附近的燒蝕往往也較嚴(yán)重。 [3] 

比沖效率隨著R2/r1的變化如圖4所示，在上、下游曲率半徑相等附近，比沖效率亦有一明顯的凸起。 隨著R2/r1的增大，噴管喉部區(qū)域橫截面上的馬赫數(shù)分布越趨于均勻。R2/r1對(duì)喉部流量效率的影響如 圖5所示。

此外，R2/r1的增大，噴管喉部及其下游的壁面馬赫數(shù)降低，使初始擴(kuò)張區(qū)下游燒蝕減輕，但對(duì)于給定 擴(kuò)張比的噴管，其長(zhǎng)度就會(huì)增加，造成噴管質(zhì)量的增加。

3、噴管圓柱段發(fā)動(dòng)機(jī)效率的影響

在噴管上、下游圓弧半徑相等(R1=R2=R)并保持R/r1=0.625不變時(shí)，計(jì)算噴管喉部圓柱段的無因次長(zhǎng)度l/r1為 0、0.15、0.3、0.5、1.0、1.5、2.0、2.5 時(shí)對(duì)效率的影響。

當(dāng)噴喉圓柱段較短時(shí),壁上壓強(qiáng)分布在喉部出現(xiàn)微小波折，但軸線上的壓強(qiáng)仍大于壁面上的壓強(qiáng).而馬赫數(shù)分布曲線仍較光滑。這說明氣流在噴喉處僅受到輕微的壓縮。但隨著圓柱段的增長(zhǎng)，壁上壓強(qiáng)和馬 赫數(shù)分布出現(xiàn)先上升后下降的較大波折，軸向壓強(qiáng)和馬赫數(shù)分布也稍有波動(dòng)。隨著圓柱段的進(jìn)一步增長(zhǎng)， 由于噴喉上游迅速膨脹的氣流受到圓柱段劇烈壓縮，使壁上壓強(qiáng)逐漸回升，馬赫數(shù)逐漸降低，在圓柱段中 部時(shí)，壁上和軸向壓強(qiáng)、馬赫數(shù)基本趨于相等,流動(dòng)明顯的呈現(xiàn)出一維特性。 [3] 

從上述分析可知，圓柱段過長(zhǎng)將使喉部的氣流受到嚴(yán)重的壓縮，從而引起氣流對(duì)比壁的傳熱增加.加 劇喉襯的燒蝕。

不同圓柱段長(zhǎng)度對(duì)噴管喉部流量效率的影響示于圖6。由圖6可見，沒有圓柱段的噴管，喉部流量效 率大，有圓柱段的噴管，在圓柱段較短時(shí)，喉部流量效率隨著圓柱段的增加而逐漸下降，但隨著圓柱段的 進(jìn)一步增長(zhǎng)，喉部區(qū)的流動(dòng)逐漸接近于一維流動(dòng)，喉部流量效率有所增加，但其影響不甚明顯。 [3] 

不同圓柱段長(zhǎng)度對(duì)比沖效率的影響示于圖7。由圖7可見.隨著l/r1,的增加，比沖效率下降。