1、1民用航空燃气涡轮发动机原理课程设计燃气涡轮发动机热力计算姓名：覃颖翔学号：110141423班级：110141D指导老师：曲春刚时间：2013.12.2计算及说明 结果一 热力计算的目的发动机的设计点热力计算是指在给定的飞行和大气条件（飞行高度、马赫数和大气温度、压力） ，选定满足单位性能参数要求（单位推力和耗油率）的发动机工作过程参数，根据推力（功率）要求确定发动机的空气流量和特征尺寸（涡轮导向器和尾喷管喉部尺寸） 。设计点热力计算的目的：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以获得发动机的单位性能参数。发动机设计点热力计算的已知条件：（1） 给定飞行条
2、件和大气条件：飞行高度 H 马赫数Ma0，大气温度和压力。（2） 在给定的飞行条件和大气条件下，对发动机的性能要求，如推力、单位推力和耗油率的具体值。（3） 根据发动机的类型不同，选择一组工作过程参数：内涵压气机增压比、外涵风扇增压比、涵道比、燃烧室出口总温等。3计算及说明 结果一台新发动机的最终设计不可能仅取决设计点的性能，而且还决定于飞行包线内非设计点的性能。但发动机的热力计算有如下重要作用。（1） 只有先经过设计点的热力计算，确定发动机特征尺寸后才能进行非设计点的热力计算以确定非设计点的性能。（2） 设计点的热力计算可初步确定满足飞行任务的发动机设计参数选择的大致范围。4计算及说明 结果
3、二 单轴涡喷发动机热力计算计算采用定比热容计算。1.已知条件（1）发动机飞行条件 H0; Ma 00；T0= 288.15 K; P0=101325Pa;（2）通过发动机的空气流量 qm=60kg/s（3）发动机的工作参数 =9; =1100 K*c*3T（4）各部件效率及损失系数 =1.0; =0.8;in*c=0.9; b=0.98;b=0.88; =0.03;*Tcol=0.98; =0.95;me2、计算步骤（1）计算进气道出口的气流参数5计算及说明 结果;KT15.28*01PaPin3（2）计算压气机出口的气流参数 ;9125*2PaPcWc= *,sCp(T2*-T1*)=CPT
4、1*( ) ；*1c;603*12 KTc（3）计算燃烧室出口气流参数 ;5.82073*3 PaPb1KT（4）计算一千克空气的供油量（油气比）已知燃烧室进口处的总温和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.T2*=603K ; T3*=1100K得：6计算及说明 结果,/07.16*32 kgJhka=(L0+1)a=1h3,g*-L0h3,a* *3H./291kgJ0139.62931-40*76*23* auahHbf其中：， 、 通过表格插值得到, 计算得到。2a3 *3H（4） 计算涡轮出口气流参数由 N c=NT* mcolCVfW)1(mco
5、lpp vfc )1()(*43*2 KTTmcolp 6.82*34 由*1*3*, TPTSTCW4)1(1*34* TTPaP208/*34（6）计算喷管出口气流参数7计算及说明 结果判别喷管所处的工作状态 91.50*13284*eb4e*b5 PPcrb*5即 ,.9故喷管处于超临界状态； a6.193024*5PPKT8.,5aMPaPcr1043*5=1.33KTT 7.0528*5.*）（ 55 smV/191855, qATpKqgmsVfcol/kg0.74)1(a，mg，m 25*,5 .01*93260.8）-（*6)( mqKPTA （7）推力和单位推力的计算 8计算
6、及结果 说明N 3102)(fpA50*5FkgsNqms/2（8）燃油消耗率的计算 )/(093.)1(360hNkgFvfscscol9计算及结果 说明三分别排气涡扇发动机设计点热力计算1.定比热容计算的基本假设发动机设计的方案研究阶段。分别排气定比热容计算简化假设如下：（1） 气流是完全（理想）气体，流经每一部件时是定常的和一维的。不考虑散热损失以及气流与壁面的摩擦。（2） 气流流经进气道、风扇、压气机、涡轮、尾喷管时具有各自恒定不变的定压比热容 cp、定容比热容 cv和定熵指数 。（3） 气流流过燃烧室时 cv、c p和 值以及气体常数R 值变化。（4） 风扇由低压涡轮驱动，此涡轮也为
7、附件提供机械功率 CT0（5） 外涵道的流动是等熵的。2.截面符号见图 11-6 所示10计算及结果 说明图3.给定的工作参数（1）设计点飞行条件空气流量 kg/s8qm飞行 =0.850Ma飞行高度 =10kmH（2）发动机工作过程参数涵道比 =4.0B风扇增压比 =3.8*LPC高压压气机增压比 =5H燃烧室出口总温 =1800K*4T（3）预计部件效率或损失系数进气道总压恢复系数 =0.97i燃烧室总压恢复系数 =0.97b外涵气流总压恢复系数 =0.97m混合室总压恢复系数 =0.9811计算及结果 说明尾喷管总压恢复系数 =0.97e风扇绝热效率 =0.88*LPC高压压气机效率 =
8、0.9H燃烧放热系数 =0.98b高压涡轮效率 =0.9*HPt低压涡轮效率 =0.91Lt高压轴机械效率 =0.98*HPm低压轴机械效率 =0.98L功率提取机械效率 =0.98mP空气定熵指数 =1.4pc燃气定熵指数 =1.33空气定压比热容 =pC)/(05.1KkgJ燃气定压比热容 =g,24气体常数 =0.287 kJ/(kg*k)R燃油低热值 =Hu)/(90kgJ相对功率提取系数 =TC.3冷却高压涡轮 =5%1冷却低压涡轮 =5%2飞机引气 =1%12计算及结果 说明4.计算步骤（1）0 截面的温度和压力H=10km，T0=223.15K a1*264.4PPsmRa /5
9、.29387100 smMaV/500 截面气流总压和总温 PaMPa51200* 10*4.)1(KTa5200*（2）进气道出口总压总温 PaPi5*0*21097.KT4213计算及结果 说明（3） 风扇出口总压和总温由风扇增压比 =3.5 和效率 =0.86 计算*LPC*LPCaPLpc52*2. 106.KTLpc.39)1(*2.风扇消耗功 kgJTcWpL /4.135)2-1.390(51)(*2. （4） 高压压气机出口总压和总温由高压压气机增压比 =4.835 和效率 =0.86*HPC*HPC计算 KT aPHpcHpt643)11(10*8.70*5.*2.3 55*
10、2.*3 高压压气机消耗功 kgJTcWpH /3.254)1390-64(05.1)(*23 （5） 燃烧室出口总压和总温 KT180*4 PaPb 55*3 10*6.710*8.79计算 1kg 空气的供油量，已知燃烧室进口处的总温14计算及结果 说明T3*和出口处的总温 及燃烧室的放热系数 ，根据*4Tb燃烧室能量平衡，可得 04.*43*43TcHWfpbupa（6） 高压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
11、入燃烧室的空气流量为： )1(23caW流出燃烧室的燃气流量 )1(1()(233 ffcafa4 流出高压涡轮混合器的燃气流量 cc4a WfW121)(15计算及结果 说明根据高压混合器能量平衡：如图 11-4图PaP KfcTcTTWcWap ppappp 5*4 121 *3*44*4*3106.7 4.7)()高压涡轮后的气流参数要根据高压压气机和高压涡轮的功率平衡来求： KfcTcTWWc HpmppaHpmp 7.1520)1(1()12*2.3*45.5. 根据高压涡轮功求高压涡轮落压比： 67.1-1*45.a* *5.41*4HptHpt HptaHptapHtTTcWPa
12、P5*5.4 03/16计算及结果 说明（7） 低压涡轮出口总压和总温流入低压涡轮混合器的燃气流量 cc WfW1215.4 )(流出低压涡轮混合器的燃气流量)1(1( 2124 fc根据低压混合器能量平衡 ，如图 11-5图则 Kfc TcTp ppc 1472)1(1()212 *3*5.4*4 PaPc5*5.403根据低压压气机和低压涡轮功率平衡： LpmtLpcN17计算及结果 说明)()1(1( *54212 TcfWNpcLpt )0*2mpTpcp CKcfcTcT LpmmpTpc 3.918)1(1( 2120*.*45 根据低压涡轮功求低压涡轮落压比： *LpttsW即：
13、 *541*4 LptcLptcpLts TT93.8-11*45c* LptLptPaP5*c45 026/（8） 尾喷管出口总压和总温，设其完全膨胀 KTe3.918pa0*264P15*5905*5*903.11-)）/P（(*）（ *99 18计算及结果 说明排气速度为： smV/572T3.18*99外涵出口总压总温 KTPaP1.390*56*29 5m假设尾喷管完全膨胀，出口静压等于外界大气压，外涵出口马赫数 53.1)1(0*264.199 50 PaP外涵排气速度为： smV/47 T8*919计算及结果 说明（9） 推力和燃油消耗率内涵的单位推力为： kgsNFBs/298631qN 259)V(0qs/kg6.17 4m109m2mm12单位燃油消耗率是每小时内涵产生单位推力所消耗的燃油质量： )/(0857.)1(3602 hNkgBFfscs 2021
