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发动机燃烧的热力学过程

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二、热力学第一定律
热力学第一定律：热和功可以相互转换，为了要获得一定量的功，必须消耗一定量的热；反之，消耗一定量的功，必会产生一定量的热。第一类永动机是不可能被成功地制造的。在热能与其他能量的相互转换过程中，能的总量保持不变--遵循能量守恒原则。 1kg气体由状态1变化到状态2所经历的过程中，如果气体与外界交换的热量为q1-2，机械功为w1-2，内能的变化量为u2－u1，三者之间的平衡关系可用能量平衡方程表示为: q1-2= u2－u1+ w1-2 mkg气体由状态1变化到状态2所经历的过程中，则有 Q1-2= U2－U1+ W1-2 气体状态发生变化时，从外界吸收的热量等到于其内能的增加量与对外所作的机械功之和。
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课程内容概述
第一章发动机原理基础知识第二章发动机的换气过程第三章汽油机的燃料与燃烧第四章柴油机的燃料与燃烧第五章燃气发动机的燃料与燃烧第六章发动机的特性第七章汽车的动力性第八章汽车的制动性第九章汽车的使用经济性第十章汽车的操纵稳定性第十一章汽车的舒适性第十二章汽车的通过性第十三章汽车性能的合理使用

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第三节
一、热力循环二、循环评定指标三、热力学第二定律
热力学第二定律
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一、热力循环

定义:工质由某一初始状态出发，经过一系列的状态变化又重新回到初始状态所经历的封闭过程，简称循环。循环可分为正向循环和逆向循环。循环过程可用p—v图表示。
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p－v图

2 1

2
v1

2
V1
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一、功、热量和内能

航空发动机涡轮级的热力学分析

航空发动机涡轮级的热力学分析航空发动机是现代飞行器的核心设备之一，具有巨大的推进力和能量释放量，其有效性取决于其热力学效率。

其中涡轮级是发动机热力学中最重要的级别之一，它不仅直接影响着涡轮前压气机和涡轮后涡轮的性能，而且还影响着发动机整体的效率。

在本文中，我们将对航空发动机涡轮级的热力学分析进行介绍和讨论。

一、涡轮级的基本原理涡轮级是一种基于热力学效应的传动装置，其工作原理基于燃烧产生的高温高压气体通过涡轮级传递动能，从而驱动涡轮旋转，实现能量转化。

涡轮级的基本组成部分是一个或多个涡轮叶轮和一个或多个导叶，其中涡轮叶轮通过叶片间隙将高速高温的气流传递到下一个级别，并利用动量守恒原理将能量转化为机械能。

同时，导叶通过控制气流的流向和速度来优化能量转换效率。

二、涡轮级的热力学分析涡轮级的热力学性能直接影响到发动机的整体性能和效率，因此对这种组件进行热力学分析非常重要。

在涡轮级的热力学分析中，我们主要关注涡轮级的能量转换效率、可靠性和散热性能等方面。

1. 能量转换效率能量转换效率是涡轮级最重要的热力学性能参数之一，它表示涡轮级从热能到机械能的转化率。

该参数可以通过以下公式计算：η = (T4-T5)/(T3-T2)式中，T2、T3、T4和T5分别表示进气口、压气机出口、燃烧室出口和涡轮出口的温度。

通过控制这四个参数，我们可以优化涡轮级的能量转换效率。

2. 可靠性涡轮级的另一个关键性能参数是可靠性，它是指涡轮级在高温高压条件下的工作寿命和故障率等。

高温高压条件下，涡轮级的叶轮和导叶容易出现蒸汽腐蚀、高温劣化和机械疲劳等问题，因此需要采取相应的措施来延长组件的工作寿命。

3. 散热性能散热性能是涡轮级另一个重要的热力学性能参数，它是指涡轮级有效地将内部高温气流排出发动机，以防止过热和损坏发动机结构。

在设计涡轮级时，需要采取一系列散热措施，如设计相应的散热孔、样条和散热结构等。

三、涡轮级的优化方法为了提高涡轮级的热力学性能，需要采取一系列优化措施，主要包括以下方面:1. 优化流场设计。

内燃机热力计算

内燃机课程设计热力计算书——解放CA-30汽油机热力计算一、课程设计的主要内容2.1、解放CA_—30汽油机的热力计算1、计算工况选择：转速 n=2800r/min 功率 81kw 平均有效压力 0.622MPa2、原始参数及条件（1）柴油机型号：解放CA —30汽油机（2）增压方式：非增压（3）冲程数：τ=4（4）额定功率： e p =81kw（5）额定转速：n=2800r/min（6）气缸直径：D=101.6mm（7）活塞行程：S=114.3mm（8）行程缸径比：S/D=1.125（9）气缸数目：Z=6（10）活塞总排量：Z*h V =5.55L（11）压缩比：ε=6.2（一般汽油机是7-11）（12）平均有效压力：me P =0.622MPa（13）扭矩： tq T =343N ·m（14）活塞平均速度：m C =10.5m/s（15）升功率：L P =14.5kw/L（16）me P ·m C =65.53 热计算3.1 燃料的平均元素和分子量C=0.855 H=0.145 O=0.000 (内燃机学P41)燃料低热值 Hu=43960J /KG3.2 工质参数3.2.1燃烧1Kg 汽油燃料理论上所必须的空气量110.8550.14500.5130.208124320.208124C H O lo kmol KG ⎛⎫⎛⎫=+-=+-= ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭3.2.2汽油的空燃比0.85534.410.145014.796/3lo X Kg Kg ⎛⎫=+-= ⎪⎝⎭汽油机过量空气系数α一般取0.8-0.96此处取α=0.9。

3.2.3可燃混合气新鲜充量 0.90.5130.46/M Lo kmol kg α=⨯=⨯=3.2.4燃烧产物单独成分数量Mx222210.85510.920.20820.2080.5130.05702/1211210.5120.2080.01423/1120.2080.06539/21120.2080.00711/10.7920.792C Mco Lo Kmol kg k Mco Lo kmol kg kH Mh o k Lo kmol kg kMh k Lo kmol kg kMn lo ααααα--=-⨯=-⨯⨯⨯=++-=⨯=+-=-⨯=+-=⨯=+=⨯⨯=0.90.5130.3657/kmol kg ⨯⨯= 其中汽油机K=0.45-0.5，此处K=0.503.2.5燃烧产物的总量 22220.50942/Mco Mco Mh Mh o Mn kmol kg ++++=3.3周围介质参数和剩余气体周围介质压力Pk=Po=0.103Mpa周围介质温度Tk=To=293K剩余气体压力Pr=(1.05-1.25)Po 这里取1.05Po=1.05x0.1013=0.106Mpa 剩余气体温度Tr=1000K3.4 各热力过程的热力计算3.4.1 进气冲程新鲜充量温升ΔT=20K3.4.1.1进气的充量密度66310/0.10310/(287293) 1.205/K k k p Rg T kg m ρ=⨯⨯=⨯⨯= 3.4.1.2 进气终了压力Pa=Pk-0.00797=.0.933Mpa3.4.1.3 残余废气系数r φ 0r 293200.1060.071000 6.20.09330.106r r a r T T p T p p φε+∆=+-+=⨯=⨯-3.4.1.4 进气终点温度Ta 0r 1293200.0710*******.07ra rT T T T k φφ+∆+=+++⨯==+ 3.4.1.5 充气系数00000112930.093310.1060.0930.826293200.103 6.210.1030.103a a r c T p p p T T p p p φε⎡⎤⎛⎫=--⎢⎥ ⎪+∆-⎝⎭⎣⎦⎡⎤⎛⎫=--= ⎪⎢⎥+-⎝⎭⎣⎦3.4.2 压缩过程3.4.2.1 压缩绝热指数及多变平均指数当ε=6.2，Ta=358K 时选取绝热指数1n =1.353.4.2.2 压缩终点压力c p11.350.0933 6.21.116n c a p p MPa ε==⨯=3.4.2.3 压缩终点温度Tc 111.381358 6.2678n a Tc T k ε--==⨯=3.4.3 做功过程 3.4.3.1 汽油机理论混合气分子摩尔变更系数0μ 1200.50942 1.1070.46M M μ=== 3.4.3.2 汽油机实际混合气分子摩尔变更系数μ011.1070.07 1.0410.07r r μφμφ+=++==+3.4.3.3 汽油机燃烧产物的热量()()14396089313/0.4610.071r HuKJ Kmo M φ===⨯++ 3.4.3.4 汽油机燃烧产物平均摩尔热量()()()0000024.640.0020518.31532.7770.002051z zz t V z t t t n p V zt t MC t MC MC t =+=+=+ 汽油机的压力升高比λ一般在3.2到4.2 此处取 λ= 3.23.4.3.5 燃烧过程的终点温度Tz()()000.8.3152270()zz t t n pao cm V c p t t H MC t MC αλλμμ⎡⎤+++-=⨯⎢⎥⎣⎦代入数据tz=2540KTz=tz+273k=2813K3.4.3.6 燃烧最高压力 Pz=λPc=3.2x1.1=3.52Mpa3.4.3.7初期膨胀比ρ1.042813 1.353.2678z cT T μρλ=⨯=⨯= 3.4.4 排气冲程3.4.4.1 后期膨胀比 6.2 4.61.35εδρ=== 3.4.4.2 汽油机膨胀多变系数2n 取1.32膨胀终点压力2 1.323.520.3466.2Z n b P P ε===MPa 膨胀终点温度210.32281315696.2Z n b T T K ε-=== 取剩余温度校核'156910531.49r T K === 两者的误差Δ=105310001053-=5%，大致符合要求。

发电机热力学原理

循环作功(忽略泵功 )： 4
3
wT (h1 h5 ) (h6 h2 )
循环热效率：
t

wT q1

(h1 (h1

h5 ) h4 )

(h6 (h6

h2） h5）
16 5
2‘ 2
s
t

wT q1

1

(h2 (h1

h3 h4
) )

(h2 (h6

s
如何求平均放热温度?
如何求平均吸热温度?
T1

q1 s1 s4
T2

q2 s1 s4
例1 已知朗肯循环的初压p1=5MPa,初温t1=500℃，乏汽压力
p2=5kPa，试求该循环的平均吸热温度、循环热效率及乏
汽干度。
１
T
解查水蒸气表由p1=5MPa,t1=500℃查得 T1
h1 3432.2kJ/kg ; s1 6.9735kJ/(kg.K)
机组类型亚临界机组
蒸汽压力MPa
17.0
蒸汽温度℃ 540/540
电厂效率 %
38
供电煤耗 g/kWh
324
超临界机组
25.5
567/567
41
300
高温超临界
25.0
600/600
44
278
超超临界机组 30.0 600/600/600
48
256
高温超超临界 30.0
700
57
215
表11.3 国外火电机组蒸汽参数的发展
w0
T
１
T1

发动机热计算

一、热力学计算：参数选择缸径D ： D=80mm缸数i ： i=1 冲程数τ：4 转数n ： n=3600r/min 几何压缩比：8.5 工作容积h V ： h V =0.3L 有效压缩比ε：ε=7.5 大气状态： 0p = 1bar 0T = 288K燃烧平均重量成分： C = 0.855， H = 0.145 ， O = 0燃料低热值Hu ： 44100kJ/kg 过量空气系数α： α=0.85 热量利用系数ξZ ： ξZ = 0.9 残余废气系数γ： γ = 0.086 排气终点温度Tr ： Tr = 1050K 示功图丰满系数φi ： φi = 0.96 机械效率ηm ： ηm = 0.93 平均多变压缩指数： n 1=1.32 进气加热温升Δt ： Δt=20℃（1）．排气过程排气压力，选Pr=1.1∙P 0=1.1bar （2）．进气过程取Pa=0.8Po=0.8bar 进气终点温度aT =γγ++∆+10rT T T =373K充气效率v ηγεεη+⋅⋅⋅-=11100a av T T p p =0.65（3） . 压缩过程1) 选取平均多变压缩指数1n =1.22 2) 压缩过程中任意点X 的压力cx p ：cx p =2.19.01⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛cx an cx a a VV V V p bar式中cx V ——x 点的气缸容积，它等于：cxV =()()C x x V Cos L R Cos R D +⎥⎦⎤⎢⎣⎡---ϕϕπ214142cV =1-εhV =0.04 L3) 压缩终点压力c p 和温度c T ：c p =Pa 1n ε=8.0⨯22.15.7= 9.3bar c T =Ta 11-n ε=373×8122.1-= 589.4Kc t = 273-c T = 316.4c o（4）．燃烧过程计算1) 压缩终点的空气平均等容比热v Cc t =316.4c o时，p C =7.06 kcal/kmol c ovC =p C 986.1-= 5.074 kcal/kmol c o2) 压缩终点残余废气平均等容比热"v C ，α =0.85，c t =323.8c o时，"v C =7.82kcal/kmol c o."v C =986.1-"p C = 7.82 – 1.986 = 5.834 kcal/kgmol c o3) 压缩终点的混合气平均等容比热'vC'v C =γγ+"+1vv C C =5.103 kcal/kmol c o=21.4 kJ/kgmol c o4) 燃烧终点的温度Z T ,C `V =21.7Kcal/Kmol.Kzp cv u z t C t C M H H "='++∆-μγμξμ1)1()(将已知数值代入 "p C z t = 69800 kJ/kgmoL反复查表，采取逐步试算法求得： z t = 2113℃, Z T =2113+273 =2386K 5）压力升高比λ： 4.589238607.1⨯==CZ T T μλ=4.36）燃烧压力P z ： P z =λP C =4.3×9.3=40.3bar二、飞轮侧轴承受力FF=Lf b P z S h =0.6×1.6×40.3×0.005=19.3KNL 为左右轴承力臂比f b 为轴承冲击载荷系数，取1.6 S h 为活塞顶面积三、结论：根据GB/T 276-1994 轴承6206的许用基本额定动载荷为19.5KN 计算结果为飞轮侧轴承受最大载荷为19.3KN 〈19.5KN ，所以轴承6206符合此机型设计要求。

附录1--发动机部件计算公式

附录1 发动机部件计算公式1 基础知识1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。

2)气动函数()q λ、()πλ、τλ（）、()f λ计算公式见附录3。

2 变循环发动机各部件的计算公式2.1 进气道2.1.1 已知：发动机飞行高度H 、飞行马赫数Ma 。

2.1.2 计算过程1）计算标准大气条件下环境压力0p （静压），环境温度0T （静温）。

当高度H km ≤11时：5.2553001.01325144.308288.15 6.5H p T H ⎧⎛⎫=⨯-⎪ ⎪⎨⎝⎭⎪=-⨯⎩ (2.1) 其中，高度H 的单位为km ，温度的单位为K ，压力的单位为bar 。

2）进气道进口的总温总压：2020 T T Ma p p Ma γγγγ*-*⎧-⎛⎫=+ ⎪⎪⎝⎭⎪⎨-⎪⎛⎫=+ ⎪⎪⎝⎭⎩10112112 （2.2） γ:气体绝热指数，纯空气=1.4γ，燃气=1.33γ。

3）计算进气道总压恢复系数：i 1.35i 1 1.01 1.00.075(1)H H H M M M σσ≤=⎧⎨>=--⎩：： (2.3) 4）计算进气道出口总温总压:iT T p p σ****⎧=⎨=⋅⎩1010(2.4)2.2 压气机双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS 和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算方法。

2.2.1 已知压气机进口总温T in *、总压P in *、压气机的压比函数值zz 、物理转速n 、压气机导叶角度α。

2.2.2 计算过程1）计算压气机换算转速：cor n = (2.5)其中，风扇：*,=288.15in d T ，CDFS ：*,=428.56862609in d T ,高压压气机:*, 473.603961in d T =。

*in T 为压气机进口总温。

2）计算压气机增压比、效率和换算流量压气机的增压比c pr 、效率c η和换算流量c W 分别是其换算转速和压比函数值及导叶角α的函数。

热力学中cv和cp计算公式

热力学中cv和cp计算公式在咱们学习热力学的过程中，cv 和 cp 这两个计算公式那可是相当重要的！先来说说 cv 吧，cv 指的是定容比热容。

它的计算公式是 cv =δQ/dT ，这里的δQ 表示在定容过程中吸收或放出的微小热量，dT 则是温度的微小变化。

那啥是定容过程呢？就好比你有一个密封的盒子，里面的气体体积没法改变，这时候的热传递过程就是定容的。

我记得有一次给学生们讲这个的时候，有个小家伙瞪着大眼睛一脸疑惑地问我：“老师，这定容到底有啥用啊？”我笑着给他举了个例子。

就说咱们冬天用的暖手宝吧，它的内部空间基本是固定的，相当于一个定容的容器。

当我们给它充电加热的时候，热量在这个固定的体积内传递，这就可以近似看作是一个定容过程。

这时候，我们就能用 cv这个公式来算算它吸收热量后温度的变化啦。

再讲讲 cp ，cp 是定压比热容，计算公式是cp = δQ/dT 。

不过要注意哦，这里是在定压的条件下。

啥是定压？想象一下吹气球，气球内外的压力不变，这就是定压过程。

给你们说个有趣的事儿，有一回我和朋友出去露营，我们带了个便携式的燃气炉煮东西。

燃气燃烧给周围环境提供热量，这个过程就可以近似看作是定压的。

当时我就想到了 cp 这个公式，还跟朋友显摆了一下我的专业知识，把他听得一愣一愣的。

在实际应用中，cv 和 cp 这两个公式用处可大了。

比如在汽车发动机的设计中，工程师们就得考虑燃料燃烧时的定容和定压过程，通过计算 cv 和 cp 来优化发动机的性能，让汽车跑得更稳、更省油。

还有在空调和冰箱的工作原理中，也离不开这两个公式。

它们帮助工程师们计算制冷和制热过程中的能量变化，让咱们在炎炎夏日能享受凉爽，在寒冷冬天能感受温暖。

总之，cv 和 cp 这两个计算公式虽然看起来有点复杂，但只要咱们多结合实际例子去理解，就会发现它们其实就在我们的生活中无处不在，是帮助我们解决很多实际问题的好工具。

所以啊，同学们，一定要把这两个公式学明白，这样才能在热力学的世界里畅游无阻！。

发动机热负荷与热强度计算的上机指导书

课程名称：发动机热负荷与热强度课程代码：8234810发动机热负荷与热强度计算基本内容以195型柴油机为例：一已知条件二计算的主要内容（一）发动机工作过程计算各过程参数压力、温度的计算，并绘制示功图。

()p f ϕ=（二）某型号发动机缸内瞬时放热系数 1，缸内气体瞬时平均温度的计算A ，缸内气体瞬时温度a xa a xT T P P =εεβ 12x x C V AV C==+ε ——瞬时压缩比 221cos sin A φφ=-+λ011C =-ε 0ε——几何压缩比 aa CV V =ε——实际压缩比 x β——瞬时分子变更系数 a T —进气门关闭时气缸中的温度(K)a P ——进气门关闭时气缸中的压力(Pa) ()31c x x c z φφφφ⎛⎫-=-- ⎪-⎝⎭βββc φ——着火开始时的曲轴转角x φ——燃烧阶段的任一曲轴转角z φ——燃烧终了时的曲轴转角B ，绘制曲线()T f ϕ=2，缸内气体瞬时放热系数的计算A ，根据所计算机型的特点选取瞬时放热系数的计算公式进行计算B ，绘制曲线()h f ϕ=C ，根据微积分知识计算平均瞬时放热系数（三）活塞温度场的模拟计算1，从传热平衡方法估算顶部最高温度112212()()():gm g p oit p p oi p oi oit gm g gm p p oi oi q Kh t t F q t t F h t t F q q h t h t t t h λδδλ=-∆=-∆=-∆燃气流入活塞顶的热量；：从活塞顶内表面流出的热量；：燃气同活塞顶表面之间的平均放热系数；：时的平均燃气温度；、：活塞顶外表面和内表面温度；：冷却油温度；：活塞顶厚度；：活塞材料导热系数；：活塞顶内表面与冷却油之间的放热系数。

12111()11()():0.3~0.7K 1.6~1.8p g g oi gm oi p p gmg p gm t t t t Kh h t t Kh t t h δμλδμλμ=--⎡⎤++⎢⎥⎣⎦=--冷却方式不同，；：的修正系数，。

汽车发动机原理热力学

第一章工程热力学基础
本章要求：本章要求：
了解：热力系统、工质、了解：热力系统、工质、功、热量、内能和熵等热量、概念，概念，理想气体和卡诺循环等。循环等。理解：理解：热力学第一和第二定律，Ｐ－Ｖ图和Ｐ，Ｐ－Ｖ图和二定律，Ｐ－Ｖ图和Ｐ－Ｓ图－Ｓ图，理想气体的热力过程和发动机的理想循环。循环。
二、内能-工质内部所具有的各种能量总称内能宏观能量系统本身所具有的能量包括：系统本身所具有的能量包括：微观能量宏观能量包括：宏观能量包括：动能机械能位能内动能内能，微观能量即系统的内能包括：微观能量即系统的内能，包括：内位能
内位能与分子间的距离、吸引力有关,是比容的函数；内位能与分子间的距离、吸引力有关,是比容的函数；与分子间的距离内动能包括移动动能转动动能和振动动能，包括移动动能、内动能包括移动动能、转动动能和振动动能，是温度的单值函数。值函数。对于理想气体，不考虑分子间的位能， ★对于理想气体，不考虑分子间的位能，故内能只是分子的内动能，仅与温度有关，是分子的内动能，仅与温度有关，是温度的单值函用符号u表示，单位J 数，用符号u表示，单位J。
在保持系统容积不变的加热过程中，加热量为：在保持系统容积不变的加热过程中，加热量为：
qν=cν(T2-T1) 由热力学第一定律 q=w+Δu
且
=0， w =0，
推出：推出：Δu=cv(T2-T1)
★内能是一状态量，与热力过程无关，且理想气体的内内能是一状态量，与热力过程无关，能只是温度的函数，故上述公式适用于任何热力过程。能只是温度的函数，
第二节热力过程及过程量
一、热力过程
热力系统从一个平衡状态到另一个平衡状态的变化历程。化历程。

计算发动机汽缸工作容积、燃烧室容积和发动机排量

计算发动机汽缸工作容积、燃烧室容积和发动机排量一、热力学计算：参数选择缸径D ： D=80mm缸数i ： i=1 冲程数τ：4转数n ： n=3600r/min 几何压缩比：8.5工作容积h V ： h V =0.3L 有效压缩比ε：ε=7.5大气状态： 0p = 1bar 0T = 288K燃烧平均重量成分： C = 0.855， H = 0.145 ， O = 0燃料低热值Hu ： 44100kJ/kg 过量空气系数α： α=0.85 热量利用系数ξZ ： ξZ = 0.9残余废气系数γ： γ = 0.086排气终点温度Tr ： Tr = 1050K示功图丰满系数φi ： φi = 0.96机械效率ηm ： ηm = 0.93平均多变压缩指数： n 1=1.32进气加热温升Δt ： Δt=20℃（1）．排气过程排气压力，选Pr=1.1∙P 0=1.1bar（2）．进气过程取Pa=0.8Po=0.8bar进气终点温度a T =γγ++∆+10r T T T =373K 充气效率v ηγεεη+⋅⋅⋅-=11100a a v T T p p =0.65 （3） . 压缩过程 1) 选取平均多变压缩指数1n =1.222) 压缩过程中任意点X 的压力cx p ：cx p = 2.19.01⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛cx a n cx a a V V V V p bar 式中cx V ——x 点的气缸容积，它等于：cx V =()()C x x V Cos L R Cos R D +⎥⎦⎤⎢⎣⎡---ϕϕπ214142 c V =1-εh V =0.04 L 3) 压缩终点压力c p 和温度c T ：c p =Pa 1n ε=8.0⨯22.15.7= 9.3barc T =Ta 11-n ε=373×8122.1-= 589.4Kc t = 273-c T = 316.4c o（4）．燃烧过程计算1) 压缩终点的空气平均等容比热v Cc t =316.4c o 时，p C =7.06 kcal/kmol c ov C =p C 986.1-= 5.074 kcal/kmol c o2) 压缩终点残余废气平均等容比热"v C ，α =0.85，c t =323.8c o 时，"v C =7.82kcal/kmol c o ."v C =986.1-"p C = 7.82 – 1.986 = 5.834 kcal/kgmol c o3) 压缩终点的混合气平均等容比热'v C'v C =γγ+"+1v v C C =5.103 kcal/kmol c o =21.4 kJ/kgmol c o4) 燃烧终点的温度Z T ,C `V =21.7Kcal/Kmol.Kz p c v u z t C t C M H H "='++∆-μγμξμ1)1()( 将已知数值代入 "p C z t = 69800 kJ/kgmoL反复查表，采取逐步试算法求得： z t = 2113℃, Z T =2113+273 =2386K5）压力升高比λ： 4.589238607.1⨯==C Z T T μλ=4.3 6）燃烧压力P z ： P z =λP C =4.3×9.3=40.3bar二、飞轮侧轴承受力FF=Lf b P z S h =0.6×1.6×40.3×0.005=19.3KNL 为左右轴承力臂比f b 为轴承冲击载荷系数，取1.6S h 为活塞顶面积三、结论：根据GB/T 276-1994 轴承6206的许用基本额定动载荷为19.5KN计算结果为飞轮侧轴承受最大载荷为19.3KN 〈19.5KN ，所以轴承6206符合此机型设计要求。

发动机原理第一章热力学知识及能量转化

是可变的，即dm≠0，所以这时的功 δw≠0。
在热力学中，我们用工质比体积ｖ的增大还是减小来定义工质的膨胀和压缩。由以上分析可以看出，对于常质量系统,ｖ和Ｖ有同样的作用,ｖ增大,Ｖ也增大，系统膨胀对外做功，反之
亦然。可是对于变质量系统则不然，所谓的膨胀和压缩
是以系统容积Ｖ的增大还是减小来定义的。
与控制容积对应的是体系分析方法(又称为控制质量法)。体系是物质的集合，对于一个体系，既没有物质的进入，也没有物质离开，体系之外的一切都称为外界或环境。
变质量系统热力学主要研究的是变质量的开口系。正如前面指出，工质流经一个开口系统，这时工质微团所经历的过程不完全相同，在控制容积中，工质不断地
象，并且假定:
(１)微元工质进入系统之前和离开系统之后，工质发生的一切变化与所考察的变质量热力系统无关； (２)微元工质从进入系统的瞬时起，即属于系统的一部分，与其他工质一样参与系统的状态变化。
对于只有工质流入的系统(例如:对刚性容器的充气)和
只有工质流出的系统(例如:自刚性容器的放气)。微元工质进入系统后，即与系统中原来的工质处于同一状态，流出工质的状态是该时刻系统的状态。
进出，控制容积中的工质不断更新，这时以跟踪某一微
由热力学知，对于简单可压缩常质量系统其状态方
程是3个变量的函数，独立变量只有2个，而对于变质量系
统，其状态方程是4个变量的函数，独立变量有3个。对于常质量系统，状态方程一般形式为ｆ(ｐ,Ｖ,Ｔ) =０对于变质量系统，状态方程一般形式为
ｆ(ｐ,Ｖ,Ｔ,ｍ) =０
例如:对于一个简单可压缩系统来说，只有容积变
由dV = mdv + vdm，可以看出，当工质膨胀做功时，即dV大于零时，但dv不一定大于零，当dV小于零时,dv 也不一定小于零。

发动机原理公式

发动机原理公式
发动机原理公式是指用于描述发动机工作原理的数学公式。

下面列举了几个常见的发动机原理公式：
1. 内燃机功率公式：
功率（P）= 主燃料热值（Hc）* 燃料消耗率（m）/ 燃料的燃烧效率（ηc）
2. 燃烧室中的空气质量公式：
空气质量（m）= 空气密度（ρ）* 燃烧室体积（Vc）
3. 压缩比的计算公式：
压缩比（r）= 排气压力（Pe）/ 进气压力（Pi）
4. 理论的最高热效率公式：
最高热效率（ηth）= 1 - （1 / 压缩比（r））^ （γ-1）
其中，Hc表示主燃料热值，m为燃料消耗率，ηc为燃料的燃烧效率，ρ为空气密度，Vc表示燃烧室体积，Pe表示排气压力，Pi为进气压力，γ为热容比。

这些公式是发动机工程师用于计算和分析发动机性能的重要工具。

通过对这些公式的应用，可以提高发动机的效率，降低排放，并优化燃料经济性。

热力学循环与热机效率计算

热力学循环与热机效率计算热力学循环是指在一定的条件下，系统从初始状态经历一系列的热力学过程最后回到初始状态的过程。

其应用在热机中，通过能量转化来产生动力或执行某种工作。

在研究热力学循环时，我们常常关注的一个重要参数就是热机的效率。

热机效率（η）是指热机输出功（W_out）与吸热热量（Q_in）之比，即：η = W_out / Q_in热机效率是衡量热机性能的一个重要指标，它告诉我们燃料能源转化为有用功的比例。

在热力学循环中，不同类型的循环可以有不同的热机效率计算方法。

接下来，我们将分别介绍开式循环和闭式循环的热机效率计算。

一、开式循环的热机效率计算开式循环是指在工作过程中，工质在一个封闭的系统内部与外部有大量的质量交换。

其中最常见的开式循环是蒸汽汽轮机循环。

1. 卡诺循环效率卡诺循环是理想的热力学循环，它包括两个等温过程和两个绝热过程。

在卡诺循环中，热机效率可以通过热源温度（T_H）和冷库温度（T_C）来计算，即：η = 1 - T_C / T_H其中，T_H表示热源温度，T_C表示冷库温度。

2. 热力学循环效率对于实际的蒸汽汽轮机循环来说，我们可以通过设定一个功率调整系数（υ）来计算热机效率。

热力学循环效率（η_cycle）可以根据下述公式计算：η_cycle = η_Carnot × υ其中，η_Carnot为卡诺循环效率。

二、闭式循环的热机效率计算闭式循环是指工质在工作过程中不与外界发生任何质量交换，最常见的闭式循环是往复式内燃机循环。

1. 高斯定理高斯定理是用来计算往复式内燃机循环的热机效率的公式。

根据高斯定理，热机效率可以通过压缩比（r）和绝热指数（γ）来计算，即：η = 1 - 1 / r^(γ-1)其中，γ表示绝热指数。

2. 奥托循环和迪塞尔循环往复式内燃机循环中，最常见的两种循环是奥托循环和迪塞尔循环。

奥托循环适用于汽油发动机，迪塞尔循环适用于柴油发动机。

奥托循环的热机效率计算公式为：η = 1 - 1 / r^(γ-1)迪塞尔循环的热机效率计算公式为：η = 1 - 1 / r^(γ-1) × (r-1) / γ其中，r表示压缩比，γ表示绝热指数。

发动机热力学计算

热力学计算1.1热力学计算已知条件如下：压缩比ε=9.5，缸数i=4,在转速为n=5500转每分钟时额定功率Ne=50KW 。

汽油成分gc=0.85,gh=0.15,Mt=114低热值Hu=44100kJ/kg 。

大气状态：P 0=1atm=1.033Kgf/cm 2,T 0=288K ；曲柄半径与连杆长度比：R/L=0.31。

(一)、原始参数的选择1、过量空气空气系数a=0.92、进气系统阻力的流量系数7.0=ϕi3、示功图丰满系数96.0=ϕ(二)、排气过程：1、排气终了压力P rP r =1.0+0.30Nn n （Kgf/cm 2）=1.2（Kgf/cm 2）其中 N n =1.5n (1-1) 2、排气终了温c 度T rT r =850+350Nn n （K ）=850+350=1200（K ） (1-2) （三）进气过程：1、4.2=e h N V f ⇒ 2.13100055004.2=⨯=h V f （cm 2/L ） (1-3) 2、进气压力5.322262*********⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎭⎫ ⎝⎛--⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⨯-=εδεϕf V n P P h a =0.930（Kgf/cm 2）(1-4) 3、△T=△T N （110-0.0125n ）/(110-0.0125n e ),取△T N =17o C则△T=17o C4、残余废气系数2.1930.05.92.1120017288-⨯⨯+=-⨯∆+=r a r r r P P P T T T εγ=0.040 (1-5)5、进气温度 a T =0T +∆T=16+17=33C 0=306 K (1-6)6、充气系数c=-⨯⎪⎭⎫ ⎝⎛⨯-⨯⨯+=-⨯⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-⨯⨯∆+=15.95.993.05.92.11033.193.01728828811000εεεηa r a v P P P P T T T 0.82 (1-7)(四)、压缩过程1、平均多变压缩指数 nn n N 03.038.11-==1.335 (1-8) 2、压缩终点压力335.15.9930.01⨯==n a c P P ε=18.78（Kgf/cm 2） (1-9)3、压缩终点温度 335.015.93061⨯==-n a c T T ε=651K (1-10)（五）、燃烧过程1、⎪⎭⎫ ⎝⎛+=⎪⎭⎫ ⎝⎛-+=415.01285.021.013241221.010O H C g g g L =0.516（Kmol/Kg 燃料）(1-11) 2、1141516.09.0101+⨯=+=T M aL M =0.474（Kmol/Kg 燃料） (1-12) 3、516.09.079.0415.01285.079.041202⨯⨯++=++=aL g g M H C =0.512（Kmol/Kg ）(2-13)4、474.0512.0120==M M μ=1.08 (1-14) 5、04.0104.008.110++=++=γγμμ=1.118 (1-15) 6、化学损失()()9.0158000158000-⨯=-⨯=∆a H μ=5800 KJ/Kg 燃料 (1-16) 7、()()K Kmol KJ T C C ./291.211868.465110415.0815.41868.410415.0815.433/=⨯⨯⨯+=⨯⨯+=--ν (2-17)8、Z T C 4//1093.2776.20-⨯+=ν (1-18)9、由()()/1//1νμμνγεμC M H H T C z Z ++∆-= (1-19) 联立求解8、9式得：K T Z 2867=10、压力升高比λ，6512867118.1⨯==C Z T T μλ=4.924 (1-20) 11、最高燃烧压力78.18924.4⨯==C Z P P λ=92.47（Kgf/cm 2） (1-21)（六）、膨胀过程：1、平均多变指数n 2nn n N 03.02.12+==1.245 (2-22) 2、膨胀终点温度1245.115.928672--==n Zb T T ε=1648K (1-23) 3、膨胀终点压力245.15.947.922==n Z b P P ε=5.60（Kgf/cm 2） (1-24) （七）、性能指标 1、平均指示压力/i P 和i P⎥⎦⎤⎢⎣⎡⎪⎭⎫ ⎝⎛---⎪⎭⎫ ⎝⎛---=--1112/1211111111n n C i n n P P εελε=16.001（Kgf/cm 2） (1-25) /i i i P P ϕ==11.20（Kgf/cm 2） (1-26)2、机械损失压力P m3、机械效率im m P P -=1η根据内燃机原理给定的现代四冲程汽油机的机械效率数值范围为0.7~0.85，在此选定为m η=0.814、指示热效率=••=••=82.020.11033.128844100474.0314.8314.8001νμηηi i P P T H M 0.340 (1-27) 5、指示燃油消耗率340.044100106.3106.366•⨯=•⨯=i i H g ημ10.240=（g/KW.h ） (1-28) 6、有效热效率340.081.0⨯==i m e ηηη=0.275 (2-29)7、平均有效压力81.020.11⨯==m i e P P η=9.07（Kgf/cm 2） (1-30)8、有效燃油消耗率275.044100106.3106.366•⨯=•⨯=e e H g ημ=296.85（g/KW.h ） (1-31) 9、单缸排量4550007.955900900⨯⨯⨯==ni P N V e e h =0.248（L ） (1-32) S D V h 42π=，S 为活塞的行程，取1.1=DS则根据以上三式，得D=66mm，S=72.6 73mm.。

航空发动机的热力学模拟与分析

航空发动机的热力学模拟与分析第一章热力学基础知识热力学是研究热和功的转换关系以及它们对物质的影响的一门学科。

航空发动机的热力学模拟与分析是基于热力学基础知识的应用。

1.1 热力学第一定律热力学第一定律（能量守恒定律）指出，能量不可能从不存在的状态中产生，也不可能消失到不存在的状态中，能量只能从一种形式转换为另一种形式。

1.2 热力学第二定律热力学第二定律（熵增定律）指出，在任何过程中，不可逆系统的熵（混乱程度）总是增加的。

1.3 热力学第三定律热力学第三定律（绝对零度）指出，在零度时，所有物质的熵都为零，即任何物质都不能进一步冷却。

第二章航空发动机热力学模拟的基本原理航空发动机的热力学模拟基于热力学基础知识，结合航空发动机的结构和工作原理，通过建立模型对其进行热力学分析。

2.1 航空发动机的热力学模型航空发动机热力学模拟的模型包括：燃烧室模型，涡轮模型，进、排气道模型和冷却系统模型。

2.2 热流分析热流分析是航空发动机热力学模拟的重要部分，通过考虑传热过程，分析发动机各部件的温度分布和热传递过程。

2.3 排气温度分析排气温度是衡量发动机性能的一个重要指标。

通过建立排气温度分析模型，可以分析发动机的工作状态和性能。

第三章航空发动机热力学模拟的应用航空发动机热力学模拟的应用范围很广，包括研发阶段的模拟和实际使用过程中的监测和控制。

3.1 研发阶段的模拟在航空发动机的研发过程中，热力学模拟可以帮助优化发动机结构和流体参数，提升发动机的性能和可靠性。

3.2 实际使用过程中的监测和控制在航空发动机的实际使用过程中，热力学模拟可以帮助监测发动机的工作状态和预测故障，对航班安全具有重要意义。

3.3 航空发动机热力学模拟在未来的发展随着科技的不断发展，航空发动机热力学模拟技术也将不断进步。

未来的发展趋势包括：模型复杂化、计算速度提升、精度提高等。

第四章结论航空发动机的热力学模拟与分析是基于热力学基础知识的应用，具有很广泛的应用前景。

发动机课程设计---燃气涡轮发动机热力计算

发动机原理课程设计——《燃气涡轮发动机热力计算》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1、已知条件（1）发动机飞行条件H＝0; Ma＝0（2）通过发动机的空气流量q=64kg/sm（3）发动机的工作参数*c π=8 *3T =1200K（4）各部件效率及损失系数i σ=1.0 *c η b σ=1.0 ζ*Tη col νm η=0.98 e σ2、计算步骤（1）计算进气道出口的气流参数210011251.82T T T Ma Kγ**-⎡⎤==+=⎢⎥⎣⎦121001138392.62in in p p p Ma Paγγγσσ-**-⎡⎤==+=⎢⎥⎣⎦（2）计算压气机出口的气流参数21940271307140.6c p p Paπ***==⨯=1 1.411.4211811251.81515.4530.775c T T K γγπη--****⎛⎫⎛⎫-- ⎪ ⎪=+=⨯+= ⎪ ⎪ ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭（3）计算燃烧室出口气流参数320.905307140.6277962.3b p p Paσ**==⨯=（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.32320.019277a ab u ah h f H H h ζ****-==-+其中：，2ah *、3ah *和3H *通过课后表格插值得到。

（5）计算涡轮出口气流参数()()()mcol p p v f T T c T T c η-+-=-****1'4312()mcol p c p T v f c T c T η-+∆=∆**1'431200238.3961.7T T T T K***=-∆=-=1.3311.3313238.311 2.8255412000.874T T TT T γγπη--*--***⎛⎫∆⎛⎫=-=-= ⎪ ⎪⨯⎝⎭⎝⎭43/277962.3/2.8255498375T p p Paπ***===（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**5491488.7e p p Paσ=⨯=5/p p b **=π91488.74.03 1.8522700b π*==>54961.73T T K**==518.118.1561.3/V m s====()5555,λq A Tp Kq g m **=255567.30.574370.039791488.71A m ===⨯⨯（7）推力和单位推力的计算当地音速0295.1/a m s===0295.10.9265.6/V a Ma m s=⨯=⨯=()55050191488.70.5743722700 1.2591168265.62270035067.56m p F A p f q Vp N λ*⎛⎫=-- ⎪⎝⎭⎛⎫=⨯⨯⨯--⨯ ⎪⎝⎭=35067.5515.7/68s F N s kg==⋅（8）燃油消耗率的计算()()3600136000.019310.030.13053/515.7col s f v sfc kg N hF -⨯⨯-===⋅三、混合排气涡扇发动机设计点热力计算1、已知条件（1）设计点飞行参数飞行Ma飞行高度H 11km（2）发动机工作过程参数涵道比B 风扇增压比*LPCπ高压压气机增压比*HPCπ燃烧室出口总温*4T 1800K（3）预计部件效率或损失系数进气道总压恢复系数 iσ= 燃烧室总压恢复系数bσ= 外涵气流总压恢复系数'mσ=混合室总压恢复系数m σ= 尾喷管总压恢复系数eσ=风扇绝热效率*LPCη=高压压气机效率 *HPC η=燃烧效率b ξ=高压涡轮效率*HPtη=低压涡轮效率 *LPt η= 高压轴机械效率 *HPm η=低压轴机械效率 *LPmη=功率提取机械效率 mP η=空气定熵指数 a γ= 燃气定熵指数gγ=气体常数 R =)/(287.0K kg kJ ⋅ 燃油低热值 Hu =)/(42900kg kJ 冷却高压涡轮 1δ=5%冷却低压涡轮2δ=5%飞机引气 β=1%相对功率提取系数 0T C =kgkJ /0.3空气定压比热容 p C =)/(005.1K kg kJ ⋅ 燃气定压比热容g p C ,=)/(224.1K kg kJ ⋅2、计算步骤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。

单转子涡喷发动机热力计算

单转子涡喷发动机热力计算1. 已知条件（1）发动机在地面静止状态下工作（海平面标准大气条件）H=0; Ma=0;15.288*00K T T == Pa P P 101325*00==（2）通过发动机的空气流量s kg q m /=（3）发动机的工作参数K T c ==*3*;π（4）各部件效率及损失系数进气道总压恢复系数 =in σ；压气机效率 =*c η；燃烧室总压恢复系数 =b σ；燃烧实放热系数 =b ζ；涡轮效率 =*T η；冷却空气系数 =col υ；机械效率 =m η；喷管总压恢复系数 =e σ。

2. 计算步骤（1）计算进气道出口气流参数K T T 15.288*0*1== Pa p p in 101325*0*1==σ（2）计算压气机出口气流参数Pa p p c 891660*1**2==πK T T c 4.60678.018.8115.288114.114.1*1**1*2=⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-+⨯=⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-+=--ηπγγ （3）计算燃烧室出口气流参数Pa p p b 2.82032789166092.0*2*3=⨯==σK T 1220*3=（4）计算1kg 空气的供油量（油气比）已知燃烧室进口处的总温*2T 和出口处的总温*3T 及燃烧室的放热系数b ζ，则可以求出加给1kg 空气的供油量f 。

70.596*2=a h ；02.1302*3=a h ；34.3062*3=H则有：01802.070.59634.30624290097.070.59602.1302*2*3*2*3=+-⨯-=+--=au b aa hH H h h f ζ（5）计算涡轮出口气流参数 mc o l p cp Tf c T c T ηυ)1(**-+'∆=∆K 28898.0)03.001802.01(114725.3181005=⨯-+⨯⨯=K T T T T 9322881220**3*4=-=∆-=4689.3889.0122028811133.133.11**3**=⎪⎭⎫⎝⎛⨯-=⎪⎪⎭⎫⎝⎛∆-=----γγηπTT T T TPa p p T 2568803370.3857210**3*4===π（6）计算喷管出口气流参数在进行喷管出口参数的计算时，首先要判别喷管所处的工作状态。

发动机热计算2

化学动力学是研究化学反应机理及化学反应速率的一门科学。火箭
推进剂燃烧是一种剧烈的化学反应，因此它在燃烧理论及复杂反应系统的热力计算中占有重要的地位。化学热力学和动力学均是一门独立的学科，对火箭发动机热力计算来说，只需利用其中的一些基本概念及理论，作为建立热力计算方法的基础。
热力计算
《火箭发动机原理》
c C a A d D b B
pj p
=
nj
ng
，代入关系式得：
c d nC nD p −Δν p Δν = Kn ⋅ ( ) ， Kn = a b = Kp ⋅ ( ) n A nB ng n
n n p c + d − a −b ⋅( ) Kp = n n ng
g
热力计算
《火箭发动机原理》
Beijing University of Aeronautics & Astronautics
i =1
单位：J/kg
热力计算
《火箭发动机原理》
Beijing University of Aeronautics & Astronautics
• 化学平衡与平衡常数
动平衡概念：
例如： 2CO2 ⇔ 2CO + O2 当正向反应速度与逆向反应速度相等时，系统内各组分的浓度不再随着时间而变化，这种状态称为化学平衡状态。当系统处于化学平衡状态时，化学反应不是停止了，而是正、逆两方向的反应速度相等，因此化学平衡是一种动平衡。
•
燃烧室热力计算过程
假定化学式平衡组分的计算燃烧温度的计算热力学性质、输运性质的计算 ★ ★★★ ★★ ★
热力计算的关键是确定燃烧产物的平衡组分
热力计算
《火箭发动机原理》