北航航空发动机原理3大作业教程文件.pdf

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1、 北航航空发动机原理3 大作业 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 航空发动机原理大作业 发动机设计点热力计算 学 院 能源与动力工程学院 一.设计要求 1.完成一台发动机的设计点热力计算 1）完成发动机循环参数的选取 2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 3）说明以上参数选取的具体理由和依据 4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量 总）完成发动机各部件进出口截面参数（流 量、总温、总压）的计算 5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差 并满足给定 的要求（误差2%）2.题目：分

2、排涡扇发动机，高度 11km，马赫数 0.8，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率 耗油率 0.6kg/（daN.h）二.设计参数 1.设计点参数 设计点物性参数 空气比热 Cp：1.005KJ/Kg 燃气比热 Cpg：1.244KJ/Kg 空气绝热指数 k：1.4 燃气绝热指数 kg：1.33 气体常数 R：287J/Kg.K 燃油低热值 Hu:42900KJ/Kg 2.发动机参数（资料参考）发动机型号 涵道比 总压比 巡航耗油率 空气流量 风扇直径 m V2500 5.8 36 0.586 357 1.613 PW4000 6.4 46.4 0.554 1200 2.87 GE

3、90-85B 8.3 37 0.553 1415 3.12 3.设计点飞行条件 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 设计点飞行参数 飞行高度：H=11km 飞行马赫数：Ma0=0.8 标准大气温度（11Km）T0：216.7K 标准大气压强（11Km）：22700 4.部件效率和损失系数 部件效率和损失系数（近似值）进气道总压恢复系数：i=0.97 风扇绝热效率：CL=0.87 增压级效率：CH=0.88 高压压气机效率：CH=0.88 主燃烧室效率：b=0.98 主燃总压恢复系数：b=0.98 高压涡轮效率：TH=0.89 低压涡轮效率：TL=0.91 尾喷管总压恢复系数：e=0

4、.98 高压轴机械效率：mH=0.98 低压轴机械效率：mL=0.98 高压涡轮相对冷气量：1=7%低压涡轮相对冷气量：2=1%飞机引气量：=1%相对功率提取效率：=.相对功率提取系数：CT0=3 三.循环参数的初步选取范围 1.涵道比 随着涵道比 B 的增加，当单位推力一定时，存在最佳涵道比Bopt，使 sfc 达到最小值，而Tt4随涵道比单调增加，因此 B 过大或者过小会使 sfc 达不到要求，且 B 过大会使涡轮前温精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 度超温，当单位推力较小时，sfc 随 B 的变化曲线在Bopt附近较为平坦，因此减小 B，并不严重增加 sfc，但可使涡轮前总

5、温 Tt4显著降低。根据资料查得的发动机参数，初始可取涵道比 B=612。2.涡轮前温度 根据现有涡轮材料和冷却技术水平，涡轮前温度最高能达到 2200K，且在亚声速飞行时，涡轮前温度过高会使耗油率增加。根据现有发动机参数，选取涡轮前温度Tt4=15001650。3.风扇增压比 风扇增压比一般随涵道比增加而降低，对于涵道比为 B=610 的涡扇发动机，一般取cL=1.41.8。4.总增压比 在给定涡轮前温度Tt4前提下，存在使单位推力达到最大值的最佳增压比c,opt，且c,opt随涡轮前温度Tt4提高而增大；存在使耗油率达到最小值的压气机最经济增压比c,ec。根据现有发动机水平，初步选区增压比

6、为c=4555。四.设计计算 1.发动机各截面参数计算(1).进气道进口截面参数 声速：00kRTa 气流速度：000MaaC 空气密度：T）/273.15（x）p/（p1.293=0 3m/kg365.0 则流量：s/kg200ACACW0000RTP (风扇直径取 1.71.8)pa10364.0a21-k151-kk20*0）（MPP k43.244a21-k120*0）（MTT(2).进气道出口（风扇进口）截面参数 进气道总压恢复系数：i=0.97 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 则 *0*2TT(3).风扇出口截面参数 总压：cl*2*2 PP (CL:风扇增压比)根

7、据1k*kppTT 得到 clk1-kcl*2*211TT 故每经过风扇 1kg 空气所消耗功为：*22TTCpCLL(4).增压级出口参数 总压：cm*2*2 PP 总温：cmk1-kcm*2*211TT 增压级每千克空气所消耗的功为：*2*2MTTCpCL(5).高压压气机出口参数 高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压，则 总压：HPPC*2*3 （CH:高压压气机增压比）+总温：chk1-kch*2*311 TT 流量：B1WW 3a 故压气机压缩 1kg 空气所消耗功为：*2*3TTCpCHL(6).主燃烧室出口参数 燃烧室的油气比为：*4*3*43THTTwwfCpgubCpCpg

8、af a510336.0*0i*2PPP精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 则：f W=W3af 总压为：bPP*3*4 流量：121a34f11WWa (7).高压涡轮出口参数 mH45.pg.*2*23p*a4*45WW.CTTCTT）（1213a4a45f11WWW 121*4pg*31p214a4m1f11TCTCf11*TT m1*4*a4.TT*4*a4PP*4121*2*3a454f11 Cp1*apgmHTCTTTT）（则高压涡轮出口总压为：g1-kga454154a4THTH*1*P*PkTT）（所以：TH.*P*Pa454(8).低压涡轮出口参数 总压相等，则：

9、*45*4cPP 流量：21213af11WW4c 因为：2121*45pg*3p1p2145c4m2f11TCTCCf11*TT 则：*45m2*c4TT 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 因为：*42121*2*2T0*2*2c45f11Cp1Cp1*cmpmlCpgTTTBCTTTT）（）（则：*c4c45*5*TTTT 落压比：ggTL*1-kc4515c4TL1*P*PkTT）（出口总压：L*c45P*PT 空气流量：c45WW (9).尾喷管出口参数 马赫数：1P*P1223.0999gakM 其中：09PP 总温：*59TT 总压：e*P*P59 静温：129g99

10、21k1*MaTT 尾喷管出口声速：99RTkag 尾喷管出口速度：999MaCa 内涵道流量：211B1f1WWn (10).外涵道出口参数 总温：*29TT 总压：e29*P*P 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 静温：1299Ma21k1*TT 外涵声速：9kRTa外 外涵马赫数：1P*P1k2Ma23.0 99外 外涵出口速度：外外aMaC 9 外涵流量：）（B1BWWw (11).发动机性能参数 发动机单位推力：BCBBC1)1(Cf11WWFF0992121w3as 发动机耗油率：)1()1(3600360021BFsfFwsfcsf 发动机推力：s200FdCRTP

11、F 三.截面参数计算 1.Python 计算选取参数 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 2.Excel 计算（为最终循环参数的选取）进气道总压恢复系数i 0.97 Cl 0.87 Cm 0.88 Ch 0.88 主燃烧效率b 0.98 主燃烧室总压恢复系数b 0.98 高压涡轮效率TH 0.89 低压涡轮效率TL 0.91 尾喷管总压恢复系数e 0.98 高压轴机械效率mH 0.98 低压轴机械效率mL 0.98 相对功率提取系数 CT0 3 空气的定压比热容 Cp 1005 空气的比热比 k 1.4 燃气定压比热容 Cpg 124

12、4 燃气比热比 Kg 1.33 燃油低热值 Hu 42900 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 高压涡轮相对冷却气量1 0.07 低压涡轮相对冷却气量2 0.01 飞机相对引气量 0.01 相对功率提取效率mp 0.98 涵道比 B 12 风扇增压比 cl 1.5 增压级增压比 cm 3 高压压气机增压比 ch 9 总增压比 40.5 燃烧室出口总温 Tt4 1565 风扇直径 d 1.75 进气道进口静温 T0 216.7 进气道进口静压 P0 22700 进口声速 a0 295.107 进口速度 c0 236 进口总温 Tt0 244.44 进口总压 Pt0 34602.5

13、出口总温 Tt2 244.44 出口总压 Pt2 33564.425 进气道流量 W 207.1439447 风扇出口总温 Tt2 278.9493823 风扇出口总压 Pt2 50346.6375 风扇每千克空气所消耗的功 Lcl 34681.92921 风扇出口流量 W22 207.1439447 中压压气机出口总温 Tt2 395.8349131 中压压气机出口总压 Pt2 151039.9125 中压压气机每千克空气所消耗的功 Lcm 117469.9584 增压级出口流量 W23 15.93414959 高压压气机出口总压 Pt3 1359359.213 高压压气机出口总温 Tt3

14、788.7208581 压气机每千克空气消耗的功 Lch 394850.3748 高压压气机出口流量 w3 15.93414959 燃烧室油气比 f 0.02878642 燃烧室出口总压 Pt4 1332172.028 燃烧室出口总温 Tt4 1565 燃烧室出口流量 W4 14.91748141 高压涡轮转子进口总压 Pt4a 1332172.028 高压涡轮转子进口总温 Tt4a 1500.453215 高压涡轮进口流量 W4a 16.03287188 高压涡轮出口总温 Tt45 1178.566045 高压涡轮落压比 th 3.039182966 高压涡轮出口总压 Pt45 438332

15、.2897 高压涡轮出口流量 W45 16.03287188 低压涡轮导向器出口与进口总温比 Tt4c/Tt4.5 0.995479695 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 低压涡轮进口总温 Tt4c 1173.238567 低压涡轮进口总压 Pt4c 438332.2897 低压涡轮进口流量 W4c 16.19221338 低压涡轮出口总温与进口总温比 Tt5/Tt4c 0.662182856 低压涡轮出口总温 Tt5 776.8984652 低压涡轮落压比 tl 6.488323025 低压涡轮出口总压 Pt5 67557.10035 低压涡轮出口流量 W5 16.19221

16、338 内涵尾喷口总温 Tt9 776.8984652 内涵尾喷口总压 Pt9 66205.95834 内涵尾喷管出口马赫数 Man 1.357804315 内涵尾喷管出口截面静温 T9 595.6899551 内涵尾喷管出口声速 a9 476.8944839 内涵尾喷管出口速度 c9 647.529388 内涵尾喷管流量 Wn 16.19221338 外涵尾喷口总温 Tt9 278.9493823 外涵尾喷口总压 Pt9 49339.70475 外涵尾喷管出口马赫数 Maw 1.114326226 外涵尾喷管出口截面静温 T9 223.4554346 外涵尾喷管出口声速 a9 299.671

17、7602 外涵尾喷管出口速度 c9 333.9321015 外涵流量 Ww 191.2097951 发动机单位推力 Fs 122.8616739 发动机推力 daN F 2545.537235 耗油率 daN sfc 0.590434559 3.地毯图 精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 四.作业总结 起初对于题目要求的理解出现了一些错误，认为目的是检索得到最佳循环参数，但随着编程的进一步深入才发现需要进行大量的数据重复计算与比较，Python 数据统计起来有很多不便，最终选择了 Excel 进行了数据处理。在这两个多星期的过程犯了很多小错误，推翻从头来过几次。但是在不断的摸索中，我也学习会了很多。参考文献：1航空发动机原理 王云.北航出版社 2气体动力学基础 潘锦珊 单 鹏.国防工业出版社 3航空发动机原理 廉莜纯 吴 虎.西北工业大学出版社 0.5720.5820.5920.6020.6120.6220.632118120122124126128130132sfcFS1530K1545K1560K1575K1590K1605K1620K1635K增压比31.5增压比33.3增压比35.1增压比36.9增压比38.7增压比40.5增压比42.3增压比44.1精品文档 收集于网络，如有侵权请联系管理员删除 需要 Excel 和 python 私聊