北航航空发动机原理3大作业(14页).docx

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1、-北航航空发动机原理3大作业-第 14 页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 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，

2、 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=0.8标准大气温度（11Km

3、）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.循环参数的初步选取范围1.涵道比随

4、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比一般随涵道比增加而降低，对于

5、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。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：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 故每经过风扇1kg空气所消耗功为

6、：(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：总压：静温： 外涵声速：外涵马赫

7、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：三. 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Hu42900高压涡轮相对冷却气量10

8、.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 Tt2278.9493823风扇出口总压 Pt250346.6375风扇每千克空气所消耗的

9、功 Lcl34681.92921风扇出口流量 W22207.1439447中压压气机出口总温 Tt2395.8349131中压压气机出口总压 Pt2151039.9125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燃烧室出口总压 Pt41332172.028燃烧室出口总温 Tt41565燃烧室出口流量 W4

10、14.91748141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 Pt4c438332.2897低压涡轮进口流量 W4c16.19221338低压涡轮出口总温与进口总温比

11、 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 Wn16.19221338外涵尾喷口总温 Tt9278.9493823外涵尾喷口总压 P

12、t949339.70475外涵尾喷管出口马赫数 Maw1.114326226外涵尾喷管出口截面静温 T9223.4554346外涵尾喷管出口声速 a9299.6717602外涵尾喷管出口速度 c9333.9321015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 需要Excel和python私聊