北航航空发动机原理3大作业

1、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 1. 设计要求1.完成一台发动机的设计点热力计算ä 1）完成发动机循环参数的选取ä 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ä 3）说明以上参数选取的具体理由和依据ä 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ä 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：分排涡扇发动机，高度11km，马赫数0.8，标准大气条件

2、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/Kg2. 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mV25005.8360.5863571.613PW40006.446.40.55412002.87GE90-85B8.3370.55314153.123. 设计点飞行条件设计点飞行参数飞行高度：H=11km飞行马赫数：Ma0

3、=0.8标准大气温度（11Km）T0：216.7K标准大气压强（11Km）：227004. 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=0.98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：mp=0.98相对功率提取系数：CT0=3三.循环

4、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Tt4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=15001650K。3. 风扇增压比风扇增压

5、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，初步选区增压比为c=4555。4. 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：气流速度：空气密度：则流量： (风扇直径取1.71.8)(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 则 (3) .风扇出口截面参数总压： (CL:风扇增压比)根据 得到 故

6、每经过风扇1kg空气所消耗功为：(4) .增压级出口参数总压：总温：增压级每千克空气所消耗的功为：(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： （CH: 高压压气机增压比）+总温：流量：故压气机压缩1kg空气所消耗功为：(6) .主燃烧室出口参数燃烧室的油气比为：则：总压为：流量：(7) .高压涡轮出口参数则高压涡轮出口总压为：所以：(8) .低压涡轮出口参数总压相等，则：流量：因为：则：因为：则：落压比：出口总压：空气流量：(9) . 尾喷管出口参数马赫数：其中： 总温：总压：静温：尾喷管出口声速：尾喷管出口速度：内涵道流量：(10) .外涵道出口参数总温：总

7、压：静温： 外涵声速：外涵马赫数：外涵出口速度：外涵流量： (11) .发动机性能参数发动机单位推力：发动机耗油率：发动机推力：3. 截面参数计算1.Python计算选取参数2. Excel计算（为最终循环参数的选取）进气道总压恢复系数i0.97Cl0.87Cm0.88Ch0.88主燃烧效率b0.98主燃烧室总压恢复系数b0.98高压涡轮效率TH0.89低压涡轮效率TL0.91尾喷管总压恢复系数e0.98高压轴机械效率mH0.98低压轴机械效率mL0.98相对功率提取系数CT03空气的定压比热容Cp1005空气的比热比k1.4燃气定压比热容Cpg1244燃气比热比Kg1.33燃油低热值Hu42

8、900高压涡轮相对冷却气量10.07低压涡轮相对冷却气量20.01飞机相对引气量0.01相对功率提取效率mp0.98涵道比 B12风扇增压比 cl1.5增压级增压比 cm3高压压气机增压比 ch9总增压比40.5燃烧室出口总温 Tt41565风扇直径 d1.75进气道进口静温 T0216.7进气道进口静压 P022700进口声速 a0295.107进口速度 c0236进口总温 Tt0244.44进口总压 Pt034602.5出口总温 Tt2244.44出口总压 Pt233564.425进气道流量 W207.1439447风扇出口总温 Tt2'278.9493823风扇出口总压 Pt2&

9、#39;50346.6375风扇每千克空气所消耗的功 Lcl34681.92921风扇出口流量 W22207.1439447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 Lcm117469.9584增压级出口流量 W2315.93414959高压压气机出口总压 Pt31359359.213高压压气机出口总温 Tt3788.7208581压气机每千克空气消耗的功 Lch394850.3748高压压气机出口流量 w315.93414959燃烧室油气比 f0.02878642燃烧

10、室出口总压 Pt41332172.028燃烧室出口总温 Tt41565燃烧室出口流量 W414.91748141高压涡轮转子进口总压 Pt4a1332172.028高压涡轮转子进口总温 Tt4a1500.453215高压涡轮进口流量 W4a16.03287188高压涡轮出口总温 Tt451178.566045高压涡轮落压比 th3.039182966高压涡轮出口总压 Pt45438332.2897高压涡轮出口流量 W4516.03287188低压涡轮导向器出口与进口总温比 Tt4c/Tt4.50.995479695低压涡轮进口总温 Tt4c1173.238567低压涡轮进口总压 Pt4c438

11、332.2897低压涡轮进口流量 W4c16.19221338低压涡轮出口总温与进口总温比 Tt5/Tt4c0.662182856低压涡轮出口总温 Tt5776.8984652低压涡轮落压比 tl6.488323025低压涡轮出口总压 Pt567557.10035低压涡轮出口流量 W516.19221338内涵尾喷口总温 Tt9776.8984652内涵尾喷口总压 Pt966205.95834内涵尾喷管出口马赫数 Man1.357804315内涵尾喷管出口截面静温 T9595.6899551内涵尾喷管出口声速 a9476.8944839内涵尾喷管出口速度 c9647.529388内涵尾喷管流量

12、 Wn16.19221338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 Maw1.114326226外涵尾喷管出口截面静温 T9'223.4554346外涵尾喷管出口声速 a9'299.6717602外涵尾喷管出口速度 c9'333.9321015外涵流量 Ww191.2097951发动机单位推力 Fs122.8616739发动机推力daN F2545.537235耗油率daN sfc0.5904345593.地毯图4. 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