北航航空发动机原理3大作业
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航空发动机原理Ⅲ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,
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
3.设计点飞行条件
4.部件效率和损失系数
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B opt,使sfc达到最小值,而T t4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B opt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T t4显著降低。根据资料查得的发动机参数,初始可取涵道比B=6~12。
2.涡轮前温度T t4
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T t4=1500~1650K。
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=6~10的涡扇发动机,一般取π
cL
= 1.4~1.8。
4.总增压比π
在给定涡轮前温度T t4前提下,存在使单位推力达到最大值的最佳增压比π
c,opt ,且π
c,opt
随
涡轮前温度T t4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π
c,ec
。根据现
有发动机水平,初步选区增压比为π
c
=45~55。
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:00kRT a =
气流速度:000Ma a C ⨯=
空气密度:T ) / 273.15(x )p /(p 1.293=0⨯
ρ 3m /kg 365.0=ρ
则流量:s /kg 200A C A C W 000
0≈⨯⨯⨯⨯==RT P ρ (风扇直径取1.7~1.8)
pa 10364.0a 2
1-k 151
-k k 20*
0⨯=+=)(M P P
k 43.244a 2
1-k 12
0*0=+
=)(M T T (2) .进气道出口(风扇进口)截面参数
进气道总压恢复系数:σi=0.97
则
*
0*2T T = (3) .风扇出口截面参数
总压:cl *
2*'
2π⨯=P P (πCL:风扇增压比)
根据
1
k *
*-=k p p T T 得到 ⎪⎪⎪⎭
⎫ ⎝⎛+=cl k 1
-k cl *
2*'211η-πT T
故每经过风扇1kg 空气所消耗功为:()**'22T T Cp CL L -= (4) .增压级出口参数 总压:cm *'
2'
*'2π⨯=P P
总温:⎪⎪⎪⎭
⎫ ⎝⎛+=cm k 1
-k cm *'
2'*'211η-πT T
增压级每千克空气所消耗的功为:()*'2'*'2M T T Cp C L -= (5) .高压压气机出口参数
a 510×336.0*0i *2P P P ==σ
高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压,则
总压:
H P P C '*'2*3π⨯= (πCH: 高压压气机增压比)+
总温:
⎪⎪⎪
⎭⎫ ⎝⎛+=ch k 1
-k ch *2*311''η-πT T
流量:B
1W W 3a +=
故压气机压缩1kg 空气所消耗功为:()'*'2*3T T Cp CH L -= (6) .主燃烧室出口参数
燃烧室的油气比为:*4*
3
*43T H T T w w f Cpg u b Cp Cpg a f --=
=η
则:
f
W = W 3a f ⨯
总压为:b P P σ⨯=*
3*
4
流量:()()[]121a 34f 11δδδβ++---⨯=W W a
(7) .高压涡轮出口参数
mH
45. pg.*'
2*23p *
a
4*45
W W .ηC T T C T T
)(--=
()()[]
1213a 4a 45f 11W W W δδδβ++---⨯==
()()()()[]
121*4pg *
31p 214a
4m1f 11T C T C f 11*
*
δδδβδδδβτ++---+
+---=
=T T
m1*4*a 4.τT T = *4*a 4P P =