发动机课程设计.docx

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1、发动机原理课程设计燃气涡轮发动机热力计算姓名： 学号： 班级：指导教师：一、热力计算的目的对选定的发动机工作过程、参数和部件效率或损失系数，计算发动机各截面的气流参数，获得发动机的单位性能参数。二、单轴涡喷发动机热力计算条件：飞行条件: 飞行高度H；飞行马赫数Ma；选定的工作参数: 压气机的增压比 *；涡轮前燃气总温cT *； 3各部件的效率和损失系数: 进气道的总压恢复系数 ；i压气机效率 *；燃烧室的总压恢复系数 ；燃烧室的放热系数 cb；涡轮效率 *；冷却空气系数vTcol；机械效率 ;喷管的总压m恢复系数 。e结果输出：各站位总温总压、发动机推力、单位推力、燃油消耗率1、条件（1） 发

2、动机飞行条件H0;Ma0（2） 通过发动机的空气流量q m =64kg/s10（3） 发动机的工作参数p * =8T * =1200Kc3（4） 各部件效率及损失系数s=1.0ih * =0.8cs=1.0 z =0.95bh * =0.85 n=0.03Tcol2、计算步骤h=0.98s=0.93me（1） 计算进气道出口的气流参数g - 1T * = T * = T1 +M a 2 = 251.8 K100 2g - 1g g -1p * = p *s10in= sp1 +M a 2= 38392.6Pain0 2（2） 计算压气机出口的气流参数p * = p * p * = 9 4027

3、1= 307140.6Pa2c1* g -11.4 -1pg- 1 8 1.4- 1 T * = T * 1 +h = 251.8 1 + = 515.453K21 *0.775c（3） 计算燃烧室出口气流参数p* = sp*3b2= 0.905 307140.6 = 277962.3 Pa（4） 计算一千克空气的供油量油气比燃烧室进口处的总温顺出口处的总温及燃烧室的放热系数，则可以求出加给 1kg 空气的供油量f.h *f =3 a- h *2 a= 0.019277zH- H *bu3+ h *2 a其中：， h *2 a、h *3 a和H * 通过课后表格插值得到。3（5） 计算涡轮出口

4、气流参数(cT *- T * )= c ”(T *- T * )(1 + f - v)hp21D T * =p34c D T *(pc)colmTc ”p1 + f - vhcolmT * = T *43- D T *T- g = 1200 - 238.3= 961.7 K- 1.33 D T * g -1238.3 1.33 -1p * = 1 -T= 1 -= 2.82554TT *h *3T1200 0.874 p * = p *43/ p *T= 277962.3/ 2.82554= 98375 Pa（6） 计算 5 站位喷管出口气流参数判别喷管所处的工作状态p * = p * s54

5、e= 91488.7Pap * = p * / pb50p * =b91488.722700= 4.03 1.85T * = T *54= 961.73 K2 c T * 1 - g -11 gp4 s p * eeV=961.735T * 4= 18.1 = 561.3 m / s= 18.1 5T *(l)*q= KpA qm , g5567.3 961.735qT *() =A=m , g55Kp * ql0.0397 91488.7 1= 0.57437m 255（7） 推力和单位推力的计算当地音速g RT1.4 287 216.7a=00= 295.1 m / sV = a 0 M

6、a = 295.1 0.9 = 265.6 m / s p *()F = A p5fl- 1 - q V50p5m0= 0.57437 22700 91488.7 1.2591 - 1 - 68 265.6= 35067.56N35067.522700F=s68= 515.7N s / kg（8） 燃油消耗率的计算sfc =3600 f (1 - vFscol)3600 0.0193 (1 - 0.03 )=515.7= 0.13053 kg /N h三、混合排气涡扇发动机设计点热力计算条件：飞行条件: 飞行高度H；飞行马赫数Ma；选定的工作参数: 高压压气机的增压比p *；风扇增压比Hpcp

7、 *Lpc；涡轮前燃气总温T *；涵道比B3各部件的效率和损失系数结果输出：各站位总温总压、单位推力、燃油消耗率1、条件（1） 设计点飞行参数飞行 M a 01.6飞行高度 H11 km（2） 发动机工作过程参数涵道比 B0.4LPC风扇增压比p *3.5高压压气机增压比p*HPC4.54燃烧室出口总温T *1800 K（3） 估量部件效率或损失系数进气道总压恢复系数s=0.97混合室总压恢复系数s=0.97imbeLPC燃烧室总压恢复系数s=0.97尾喷管总压恢复系数s=0.98外涵气流总压恢复系数s”m =0.98风扇绝热效率 h *=0.868高压压气机效率h *=0.878空气定熵指数

8、g=1.4HPCba燃烧效率x =0.98燃气定熵指数g=1.33HPtg高压涡轮效率h *=0.89气体常数 R = 0 .287 kJ /( kg K )LPt低压涡轮效率 h *=0.91燃油低热值 Hu = 42900kJ /( kg )高压轴机械效率低压轴机械效率h *HPmh *LPm=0.98=0.98冷却高压涡轮冷却低压涡轮d =5%12d=5%mP功率提取机械效率h=0.98飞机引气 b =1%相对功率提取系数CT 0 = 3 .0 kJ / kg空气定压比热容C p =1 .005 kJ /( kg K )燃气定压比热容2、计算步骤Cp , g=1 .224 kJ /( k

9、g K )定比热容热力过程计算，主要假定热力过程中燃气的温度不高，温度的变化也不大，因而在整个热力过程中，燃气的定压比热容和定熵指数可以认为是不变的，用平均热力性质。热力计算从 0 截面逐个部件依次进展，直到 9 截面，最终计算发动机性能参数。10 截面的温度和压力在对流层：KT= 288 .15 - 6 .5 H，0P= 101324(1 - H / 44 .308 ) 5 .2553， P0a当H 11 Km 时在同温层：T= 216 .7 K011 - HP= 0 .227 e 6 .338 10 5， P0a本例中：T= 229.65 K0声速为：a=0P= 0.307 10 5 P0

10、akRT01.4 287 229.65= 303.76 m / s气流速度为：v= a M a= 303.76 0.8 = 243 m / s0000 截面的气流总压和总温为：p * = p(1 +k - 1kM a 2 ) k -1 = 0.46835 10 5 P0T * = T00(1 +02k - 1 20aM a 2 ) = 259 K0（2） 计算进气道出口总压和总温：进气道总压恢复系数 可近似估算：iMa 1 .0 时，s= s= 0 .970ii max1 Ma 5 .0 时，s= 0 .97 1 - 0 .075 ( Ma- 1) 1 .35 0i0本例中s= 0 .97i进

11、气道出口总压和总温：P * = s P * 2i0= 0.97 46835.4= 0.4543 10 5 PaT * = T * 20= 259 K（3） 计算风扇出口总压和总温依据风扇增压比p *Lpch *和效率Lpc计算：p *= p *p *22Lpc2= 0.4543 4= 1.8172 10 5 Pa风扇耗功为：T * = T * (1 + 222g -1p *gLpch *Lpc- 1) = 404.1KWLpc= c (T *p22- T * ) = 1.005(404.1- 259) = 145.83 kJ / kg2（4） 计算高压压气机出口总压和总温依据高压压气机的增压比

12、p *和效率h *HpcHpcp * = p *p *= 181720 4.7 = 0.854 10 6 Pa3H pc22 k -1 * k- 1T * = T * (1 + H pc) = 660K322 * H pc高压压气机耗功为：WHpc= c (T *p3- T * ) = 1.005(660- 404) = 257.3 kJ / kg22（5） 计算燃烧室出口总压和总温T * = 1900 K4给定p * = s * p * = 0.97 854090= 0.8285 10 6 Pa4b3计算1kg空气的供油量 f。燃烧室出口处的总温T * 和出口处的3总温T * 及燃烧室的放热

13、系数z，依据燃烧室能量平衡，可写出：4bWh * + WH z= W+ W h *3 a 3fub3af4WCT * - C T *f =f=p , g4p 3 = 0.042852WH z3 aub- CT *p , g4（6） 计算高于涡轮出口总压和总温冷却高压涡轮的空气从高压压气机出口引出，冷却高压涡轮导向器，热力计算时假设冷却空气在混合器中与主燃气混合后进入高压涡轮转子膨胀作功，因此，应先求出混合后的气流参数，混合后总压认为等于混合前总压。流入燃烧室的空气流量为：W = W (1 - d - d - b )3 ac124流出燃烧室的燃气流量 W= W+ W= W(1 + f ) = W

14、 (1 - d- d- b )(1 + f )3 af3 ac12流出高压涡轮混合器的燃气流量W 4a = W c (1 - d 1 - d 2 - b )(1 + f ) + d 1W c依据混合器能量平衡：C W T * + Cpc 1 3W T * = Cp , g4 4p , gWT * 4 a 4 aT * =(1 - d- d- b )(1 + f )CT * + d C T * 12p,g41p 3= 1830 K4 a(1 - d- d12- b )(1 + f ) + d 1p *= p *4 a4= 11.37 10 5 K高压涡轮后的气流参数要依据高压压气机和高压涡轮的功

15、率平衡来求：CWp , g4 a(T * 4 a- T *4 .5)hHpm= C Wpc(T * 3- T * )22C(T * - T * )T *= T *-p3224 .54 aCp , g(1 - d- d12- b )(1 + f ) + d h1Hpm依据高压涡轮功求高压涡轮落压比： 1- C(T *- T * )WHPts= CT *p , g4 a1 - = r -1p * r p , g4 .54 ah *HPtHPt由此可以求出P *4 .5p *HPt= 1 -D T *HPtT * h * 4 aHPtr- r -1 = 1.644P *4.5= P * 4/ *H

16、Pt= 5.04 10 5 Pa（7） 计算低压涡轮出口总压和总温与高压涡轮类似，由低压混合器能量平衡则： 其中：CWp , gT4 . 5* 4 . 5+ CWpdT *c23= CWp , gT *4 c4 c流入低压涡轮混合器的燃气流量W4 .5= W (1 - b - dc1- d )(1 + f ) + d W21c流出低压涡轮混合器的燃气流量W= W4 cc(1 - b - d1- d)(1 + f ) + d21+ d2CWT *+ C W d T *CT * (1 - b - d- d )(1 + f ) + d + d C T *T * = p , g4.54.5pc2 3=

17、p , g4.51212p 3= 1536K4 cCWp , g4 cCp , g(1 - b - d1- d )(1 + f ) + d21+ d 2依据低压压气机和低压涡轮功率平衡：其中：NLpc= NhLptLpmNLpt= CWp , g4 c(T * 4 c- T * )5所以N= WLptc(1 - b - d1- d)(1 + f ) + d21+ dC2p , g(T *4 c- T * ) 5同时有：NLpc= W Cc(T *p22- T * ) +2CT 0 (1 + b )hmpT * = T *所以：54 c-hLmpNLpcCWp , g4 cT * = T * 5

18、4 c-C(T * - T * ) + Cp222hT 0mp(1 + b )Cp , g(1 - b - d1- d )(1 + f ) + d21+ d h2Lpm= 1120.5 K依据低压涡轮功求低压涡轮落压比：WLptsW=Lpth *Lpt= 1C(T *- T * )W= CT *Lptsp , g4 c1 -r -1 p , g4 c5h *p即：*rLptLpt所以：D T *r- r -1p *=1 -Lpt= 3.438LptT * h *4 cLpt从而：P *5= P *4 cp *Lpt= 1.46 10 5 pa（8） 计算混合室出口总压和总温流入混合室的燃气流量

19、为：W 5 = Wc (1 - b - d1 - d 2 )(1 + f ) + d1 + d 2 流入混合室的外涵空气流量为： BW C流出混合室的燃气流量为：W= W (1 - b - d- d )(1 + f ) + d+ d+ B 5C1212混合室进口涵道比为：B= B /(1 - b - d- d )(1 + f ) + d+ d h1212混合气流的定压比热容Cp ,6，用质量平均值计算：c+ B Cc=p ,6p , ghh1 + Bp = 1.0746 kJ /( kg K )混合气流的定熵指数为：g= cep ,6/( cp ,6- R ) = 1.36437流入混合室的燃

20、气带来的能量为：WCcp , g(1 - b - d1- d )(1 + f ) + d21+ d T *25流入混合室的空气带来的能量为： BW 流出混合室的燃气带走的能量为：c T *cp 22W (1 - b - dc1- d )(1 + f ) + d+ d212+ B CT *p , g6因此可以得到混合室出口的燃气总温为：(1 - b - dT * =1- d )(1 + f ) + d+ d CT * 212p , g4.5+ BCT *p 22= 645.75 K6Cp ,6(1 - b - d- d )(1 + f ) + d+ d1212+ B 依据混合气的道尔顿定律，混合

21、室进口气流的总压为：p * =p * + B5s p *hm22shm1 + B是外涵气流总压恢复系数m混合室出口的总压为： p *6= sp *mm= 1.638 10 5 Pa（9） 计算不加力时尾喷管出口的总压和总温p * = sp *9c6= 1.606 10 5 Pa假定尾喷管完全膨胀，出口静压等于外界大气压，尾喷管出口马赫数M a 为：9p= p90= 22700Pag2- 1( p * / p )99g -1ege- 1M a=9e= 1.746尾喷管出口截面静温为：T= T * (1 + 99g- 1e2M a 2 ) - 1 = 415.2 K9尾喷管出口声速为：g RT1.

22、3644 287 415.2a=9e9= 403.2 m / s排气速度为：V= 403.2.2 1.746= 703.9 m / s9（10） 求单位推力和燃油消耗率发动机的单位推力为： FW V- (1 + B )W VF=sW (1 + B )c99c0W (1 + B )c (1 - b - d- d )(1 + f ) + d+ d+ B = 1212 V- V1 + B= 466.53 N /( kg s - 1 )90单位燃油消耗率是每小时产生单位推力所消耗的燃油质量：3600 f (1 - d- d- b )sfc =12F (1 + B )s= 0.084 kg /( N h

23、 )3、结果分析1涵道比 B涵道比 B 的影响由于 B 增加，所以外涵道空气流量增加，风扇做功增大，涡轮功增加，又T4*不变，落压比会上升，T9*、P9*下降， 用于加速的喷气速度V9 下降，f 是T3*，T4*的函数，故f 不变，B 不变，由 (1 - b - d- d )(1 + f ) + d+ d+ B ，Fs 减小。由于Fs = 1212 V- V1 + B90Qma 增加，所以总推力增加，3600 f (1 - d- d- b )，由于B 增加sfc =占主导作用，所以sfc 下降。12F (1 + B )s风扇增压比*LPC的影响（2） 涡轮前温度 T4*涡轮前温度T4*的影响由

24、于 T4*上升，T3*不变，气流所含能量增高，涡轮功提高，T9*随 T4*的上升而上升，而P9*可以近似认为不变，用于喷气加速的能量增加，V9 增加，使得单位推力Fs 不断增加。由于sfc=3600C*T4*-T3*/Fs，由于T4*-T3*变大，而Fs 变化速度相对较慢，所以sfc 呈上升趋势。（3） 风扇增压比风扇增压比的上升使得外涵道的出口总温，总压上升占主要作用，故 V9 上升。同时会使 T3*和P3*上升，假定 T4*不变，则有f 下降。V9 的影响使得Fs 上升。由3600 f (1 - d- d- b ) 可知，sfc 下降。（4） 高压压气机增压比sfc =12F (1 + B )s高压压气机增压比p *H PC的影响增压比增大，P3*和 T3*增大，当 T4*不变，f 下降，由于需要涡轮功增加，落压比增大，T5*减小，T9*减小，V9 减小， Fs 下降。由于f 下降占主导作用，所以sfc 下降