航空发动机热力计算程序说明
航空发动机热防护第八章计算流动与传热方法简介
UGS 公司 Unigraphics(UG)和SolidEdge PTC公司 Pro/Engineer DASSAULT公司 CATIA SDRC 公司 I-DEAS DASSAULT公司 SolidWorks
计算区域确定的原则
把计算边界放在对流动影响尽 量小的地方 对于出口边界要注意能否满足 流动充分发展（特别是对收敛 性有重要影响）
边界条件决定最终解的结果
3.7湍流模型方法简介
传统的湍流模型方式：对雷诺应力项进行封闭方程模型 分为零方程模型、一方程模型、多方程模型
最常用的还是RNG(ReNormalization Group) k 模型和Realizable k 模型
大涡模拟LES(Large Eddy Simulation)：通过数学滤波 函数过滤小涡流动的影响对瞬时NS(NavierStokes)方程直接模拟的方法。
有限体积法采用的网格插值法
N
控制体边界面(Face)
Node(节点）
n
w
e Dy
W
P
E
Control Element (控制体积）
s Dx
S
有限体积法积分采用的差值法
T
分段线性式 阶梯式
Tp TE Tw
w
e
x
WP E
3.6初始条件和边界条件
瞬态问题的初始条件直接决定了 流动的初始发展状态，稳态问题 的初始条件决定了收敛速度以及 能否收敛
研究结果内容丰富。
1.3流体流动的基本特性描述
理想流体与粘性流体 牛顿流体与非牛顿流体 流体热传导与扩散 可压流与不可压流体 定常与非定常（稳态与瞬态） 层流与湍流
2 流体流动主要的数值求解方法
北航航空发动机原理3大作业
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/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m3.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πcL= 1.4~1.8。
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 》
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。
(整理)航空发动机热力计算程序说明
航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。
该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：1、155页计算油气比f时公式为：若仅仅用假定的数值所得到的f为负值，因为此处单位不统一，必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似；2、计算如, ,,如此形式的值时，一律用中间变量tm代替；3、157页应改成4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：①：d1，含有的类似，用d代替；②: nb，含有η的类似, 用n代替η；③：Picl，含有的类似；用Pi代替④：bt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。
程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main(){//假设飞行条件//double Ma0=1.6,H=11;//发动机工作的一些参数//double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*///预计的部件效率或损失系数//double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率*/double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数*/double nbab=0.97; /*加力燃烧效率*/double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数*/double nmh=0.98; /*高压轴机械效率*/double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率*/double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为j/(kg。
民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算
民用航空燃气涡轮发动机原理课程设计学院：航空工程学院班级：姓名：学号：指导老师：目录一、序言 (1)一.热力计算的目的和作用---------------------------------2二.单轴涡喷发动机热力计算------------------------------3三.分别排气双轴涡扇发动机设计点热力计算-------7四.结果分析---------------------------------------------------14五.我的亮点-----------------------------------------------------18序言航空燃气涡轮发动机是现代飞机与直升机的主要动力，为飞机提供推力，为直升机提供转动旋翼的功率。
飞机或直升机在飞行中，一旦发动机损坏而停车，就会由于失去推力而丧失速度与高度，如果处理不当就会出现极为严重的事故。
因此发动机的正常工作与否，直接影响到飞行的安全，故称发动机为飞机的心脏。
在这次课程设计中，为了使结果更加准确，充分利用Matlab 在数值计算上的强大功能，运用polyfit 函数对a h 2*，a h 3*进行数值拟合，拟合的结果R=1，相关性非常的好。
其中空气的低压比热容与温度有关，使用与温度有关的经验公式，减小了误差。
热力计算的目的和作用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，计算发动机各界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)给定飞行条件和大气条件：飞行高度和飞行马赫数，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。
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。
09航发原理-第九章设计点热力计算
发动机设计过程
WP 发动机结构方案
WS
通常选飞机常用巡 航状态或地面状态 使得发动机处于Fs 最大或sfc最低
不加力 加力 不加力 加力
单轴 双轴 单轴 双轴 三轴
pt,22 = pt2 ×π CL = 3.42 ×105 Pa
( ) Tt,22 = Tt2 ⎡⎢⎣1+
π −1 k−1 k CL
ηCL
⎤ ⎥⎦
=
502.85
Pa
风扇每千克空气消耗功：
( ) LCL = Cp Tt,22 − Tt2 = 176160 J / kg
(4) 高压压气机出口3-3截面：
选择参数
设计点选择
气动方案初步计算
确定方案
各流通截面 原始尺寸
非设计点计算
合理否？
发动机设计点热力计算的已知条件是：
① 给定的飞行条件与大气条件：H, Ma, T, p, 湿度； ② 对发动机的性能要求：F, Fs, sfc； ③ 根据发动机类型不同，选择其一组工作过程参数：
πC, πCL, B, Tt4, Tt,ab； ④ 预计的发动机各部件效率或损失系数等。
已知：22-22截面参数 求：该截面的总温、总压、消耗功
pt3 = pt,22 ×π CH = 15.30 ×105 Pa
( ) Tt3 = Tt,22 ⎡⎢⎣1+
π −1 k−1 k CH
ηCH
⎤ ⎥⎦
=
808.84
Pa
高压压气机每千克空气消耗功：
( ) LCH = Cp Tt3 − Tt,22 = 307520 J / kg
哈工大课程设计—发动机热力计算讲解
H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书一、课程设计的目的和意义航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。
当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。
第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。
第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。
典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。
第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。
根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。
根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。
表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1推重比3～4涡轮前温度1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比5～6涡轮前温度1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2推重比7～8涡轮前温度1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比9～10涡轮前温度1850~2000KF-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421世纪初可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。
航空发动机变比热容热力计算和系统级仿真研究
上海交通大学硕士学位论文航空发动机变比热容热力计算和系统级仿真研究姓名：***申请学位级别：硕士专业：航空宇航推进理论与工程指导教师：***20060201航空发动机变比热容热力计算和系统级仿真研究摘要航空发动机是一种非常复杂的非线性系统压气机涡轮涉及到流体力学材料力学燃烧电机等学科先生产每一部件再设计这样一个反复迭代的过程耗费大量资金和宝贵时间计算机仿真已成为航空发动机研究中的得力工具提高设计水平降低成本和研发周期等非因果联系和多领域等特点在已有的模块库的基础上建立和完善仿真程序库通过容积法这样可以避免传统的迭代计算中其中采用基于典型特性图的缩放方法进行计算前者试验数据难获得只要缩放系数不是很大而且具有通用性为了得到更精确的仿真计算结果航空发动机中压力和组分的复杂函数气体经过燃烧室和燃油混合燃烧后而且随着余气系数不同物性也不一样为了计算方便由燃料与理论空气量完全燃烧而成的分别考虑他们的比热容比如进气道可把其工质看成燃气为零的混合气体然后对每一模块建立变比热容的数学计算模型跟用软件Ｇａｓｔｕｒｂ和定比热计算的结果相比较最后对常见的发动机系统涡轮轴涡轮风扇等进行系统建模仿真非设计点仿真计算包括速度特性还有过渡工作状态加速接通加力与断开加力等仿真通用性可行性和便捷性等模块化建模仿真Ｍｏｄｅｌｉｃａ RESEARCH FOR THERMODYNAMIC CALCULATION BY VARIABLE SPECIFIC HEAT CAPACITY AND SYSTEM-LEVEL SIMULATION OF AEROENGINEABSTRACTAeroengine is one kinds of complicated nonlinear system, which consists of inlet, compressor, combustor, turbine, nozzle etc. And it involves many disciplines, such as fluid dynamics, aerodynamics, mechanics of materials, heat transfer, control and electrical engineering. In traditional design, every component is produced and assembled to be a system, then tested and redesigned. The iterations of the design process typically consume plenty of time and money. With the development of computer technique, computer simulation has been a powerful tool for aeroengine research, which can optimize design, improve the designing skill, reduce the work of experiment, the numbers of aeroengine, cost, research cycle and so on.According to the concept of modular modeling means, the new object-oriented and non-casual languageDymola. Thus the traditional iterative calculation, the difficulties of equation linearization and high-level groups of equations’ calculation are avoided. As for the simulation of the compressor and turbine models, a general way is proposed base on the representative performance maps scaling because the approaches of traditional system simulation depend on the samples too much and it’s difficult to get the experiments’ data. The simulation results prove this means is reasonable so long as the scaling coefficients are not too large.Besides, in order to get more accurate simulation results, a mathematical model for calculating variable specific heat capacity of aroengine and the means how to calculate the model are given in the paper. During the working process of aircraft engine, the specific heat is the function of temperature , pressure & components ,but relies on the pressure less.The mixture gas coming from combustor is composed of heterogeneity, which becomes more complicated with the different ratio of fuel and air. If each component is taken into account, the ways for calculating will be difficult, even impossible. The following means is found to facilitate the situation: the working medium is looked as the mixture of air an d pure burning gas (sufficient combustion of fuel and air), whose v ariable specific heats are considered respectively. In this wayGasturb and constant specific heat上海交通大学硕士论文符号说明符号说明符号 名称 单位 下标说明 含义m& 质量流量 ｋｇ／ｓ ｉｎ 进口 ｈ 焓 Ｊ／ｋｇ ｏｕｔ 出口 ｓ 熵 Ｊ／（ｋｇｍ２ ｃｒ 临界状态 ｍ ４ 涡轮进口 k 空气绝热指数 － ｔ 表示滞止参数 'k 燃气绝热指数 － ｄｐ 设计点 Ｂ 函道比 － Ｒ 参考点 Ｋ） ｎ 转速 ｒ．ｐ．ｍ ｓｆｃ 耗油率 Ｋｇ／（ＮＫ） f油气比 － ｕ 内能 Ｊ／ｋｇ θ 滞止温度与环境静温之比 ｑｍ 燃油流量 ｋｇ／ｓ δ 滞止压力与环境静压之比 A 尾喷管开口面积 ｍ２ RNI 雷诺数指数 － eL 理论空气量 － Ｆ 推力 Ｎ Ｆｓ 单位推力 N上海交通大学学位论文原创性声明本人郑重声明是本人在导师的指导下除文中已经注明引用的内容外对本文的研究做出重要贡献的个人和集体本人完全意识到本声明的法律结果由本人承担韦福日期上海交通大学学位论文版权使用授权书本学位论文作者完全了解学校有关保留同意学校保留并向国家有关部门或机构送交论文的复印件和电子版本人授权上海交通大学可以将本学位论文的全部或部分内容编入有关数据库进行检索缩印或扫描等复制手段保存和汇编本学位论文 本学位论文属于 不保密 韦福 指导教师签名２００６年 ２月 １６日 日期第一章序论1.1 航空发动机仿真研究背景飞机的发明虽然只有短短的一百年１９０３年１２月１７日飞行速度还不及刘翔跑得快１９１０年，德国人尤卡斯制造出了金属飞机１９２６年，美国少将巴特飞跃了北极上空１９４７年，飞机突破了声障 １９６９年３月２ 目参加试验的协和客机的原型机为００１首次飞行的成功开创了超音速客机时代协和１９９２年１０月，一架号超音速客机，为了纪念哥伦布发现美洲新大陆５００周年，只用了３２ｈ４９ｍｉｎ绕地球飞行了一周，创造了环球飞行的新纪录美国宇航局试飞一种代号Ｘ－４３Ａ的飞机前无古人 图 １－１ 试飞中的Ｘ－４３Ａ Fig. 1-1 The X-43A flying in the experiment现在世界上最大的客机──波音７４７有５层楼高，所携带的燃料可供一辆每年行驶１．６万公里的普通运输汽车使用７０年，能搭乘４１２名旅客在万米高空持续航行１．３５万公里出现在巴黎航展上的空中客车能停放２０辆双层公共汽车的空间酒吧美容间，更让乘客如住在家里一样第一个时期从莱特兄弟的首次飞行开始到二次世界大战结束为止活塞式发动机统治了４０年左右的时间燃气涡轮发动机取代了活塞式发动机开创了喷气时代大致经历了四次更新换代超声速涡喷发动机先进技术涡扇发动机推进技术在很大程度上决定着飞机的发展和进步飞行器技术也很难有新的突破是飞机性能的决定因素之一英国和德国先后发明了燃气涡轮发动机航空动力技术进步巨大特别是对军用飞机动力的好坏直接影响战斗机的作战使用性能与飞行安全在未来的高科技战争中决定战争胜负的决定因素之一燃烧结构强度工艺和材料等多学科于一身压力间隙和腐蚀等工作条件非常苛刻而且对重量寿命等要求又极高的复杂系统因而制造正因为航空发动机是这样一种特殊的高科技产品［１］ 西方各国对航空动力技术的预先研究一向给予极大重视如美国军方早从５０年代中期就开始实施航空推进技术探索发展计划ＡＴＦＥ先进涡轮发动机燃气发生器计划和飞机推进分系统综合计划美国政府也先后实施了发动机部件改进计划划ＨＯＳＴ美国在研制第四代发动机Ｆ１１９的同时由军方与政府联合主持实施ＡＣＭＥ－ＩＩ其共同目标是利用计算流体力学燃烧新材料电子调节和计算机仿真等方面的最新成就预计２０２０年后有可能研制出第五代推重比为１５这意味着他们用１５年左右的时间耗油率相当于过去３０充分表明世界航空发动机技术呈现加速发展态势我国航空发动机大大落后了大都是仿制前苏联的产品或者是其改进改型５．５左右民机动力方面６０年代的中小型涡桨发动机 １９６５ 年，中国自行设计了ＷＳ６ 加力式涡扇发动机只是研制成ＷＳ１１ 小型涡扇发动机并引进斯贝ＭＫ２０２ 专利，国产型号为ＷＳ９ ，已装备在歼击轰炸机上８０年代在成熟的航空发动机基础上改型了６种型号但仅占我国近８００万千瓦燃机总装机容量的５％左右虽取得一定进展８０年代中期开始研制的某发动机但距设计定型尚需时日较国外相差一代半３０年航空动力技术的落后状况一直是制约我国航空武器平台发展的＂瓶颈＂之一这是对发动机发展过程的复杂性认识不足的结果意味着我们永远不可能赶上发达国家的水平图１－２ 世界军用航空发动机发展趋势［３］ Fig. 1-2 Devolopment trend on battleplan in the world我国周边国家日本早就与美国合作生产第三代Ｆ１１０发动机目前又正在与美力图在高超声速推进技术领域抢占领先地位推重比７．５左右后改用美国的Ｆ４０４－Ｆ２发动机他们计划在未来几年内对其现有的７８０架各型作战飞机进行大规模更新换代还准备引进５０架装有推力矢量喷管的俄制ＳＵ－３０ＭＫＴ战斗机２００架但在美国人帮助下并成功地应用于轻型战斗机又引进６０架幻影２０００－５增强了空军实力我国空军的装备其技术水平已经或即将被这些周边国家和地区赶上和超过对我国国家安全已构成严重威胁［３］ 过去航空产品的设计主要是依赖于各种试验耗资多近年来计算机仿真也得到了长足的进步以现代控制论与相似原理为方法通过采用计算机仿真技术以及在过去试验的积累基础上降低研究成本对于尚未存在的发动机系统进行预设计找出最优化的系统结构和参数提高设计水平研制周期一般需１０试验样机需４０发动机是试出来的而预测设计方法则主要是建立在较精确的数学模型据了解，采用现代先进的预测设计方法可使发动机研制周期缩短到６５年，试验样机减少到１０台左右，这就大大缩短了研制周期，节约了研制经费从早期的模拟仿真数模混合仿真构造仿真（Ｃｏｎｓｔｒｕｃｔｉｏｎ Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ）目前仿真技术被广泛的应用到航空领域实现跨越式发展再适当引进并消化建立一套中国自己的设计软件体系和数值仿真系统也是有可能的［５］ 1.2 航空发动机仿真研究现状与进展1.2.1国外研究状况传统的航空发动机设计是一个设计试验和再设计的反复迭代过程 特别是近十几年来的计算流体力学（ＣＦＤ）传统设计预测设计预测设计主要是在较精确的数学模型以美国为代表的西方国家早在２０ 世纪４０ 年代， 运用简化条件ＳＰＥＥＤＹ，并在此基础上发展为拥有多种结构选项的涡喷与涡扇的通用研究程序ＣＡＲＰＥＴＳＳＰＯＯＬ不但能计算设计点，还能计算非设计点ＡＦＱＵＩＲ包括两个嵌套的循环，计算时先使内循环平衡，然后再使外循环平衡１９６７年在美国空军推进实验室涡轮机分部开发了ＳＭＯＴＥ（Ｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ ｏｆ Ｔｕｒｂｏｆａｎ Ｅｎｇｉｎｅ）程序１９７２年在ＮＡＳＡ的Ｌｅｗｉｓ研究中心在ＳＭＯＴＥ的基础上开发了ＧＥＮＥＮＧ程序随后２０ 世纪７０ 年代中期， 随着垂直起落式飞机的研制， 在瞬态过程中对推力变化的要求更加严格，发动机的日趋复杂对控制系统提出更高的要求， 刘易斯研究中心研制了全新的仿真程序ＤＹＮＧＥＮ［７］ 涡扇这些程序都只能进行稳态性能计算它包括了模拟和数字系统来进行单轴和双轴的涡轴发动机仿真但缺乏对各个部件分别开发的能［９］力ＩＨＰＴＥＴ在内流计算气动力学计算材料科学和控制仿真的基础上通过数值仿真方法综合各学科部件研究成果如性能稳定性和寿命２０ 世纪 ９ ０年代后期美国ＮＡＳＡ的Ｇｌｅｎｎ研究中心为了通过使用先进的计算机仿真技术来提高设计的可信度提出了ＮＰＳＳ计划支持多学科整合和多精度缩放用于航空发动机设计及性能仿真的复杂软件系统美国ＵＴＣ公司（Ｕｎｉｔｅｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｃｏｍｐａｎｙ）的ＩＴＡＰＳ（Ｉｎｔｅｇｒａｔｅｄ Ｔｏｔａｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｐｏｗｅｒ Ｓｙｓｔｅｍｓ）项目的目标是根据市场要求分解并分析航空动力与推进系统，通过定义一个系统规范和接口提出了一种可以把各学科专门技术知识综合到一个共同的环境下进行协同开发的方法 ［１１］整个系统被分为液压辅助装置等子系统具有良好的扩展性和通用性它是用了Ｂｏｒｌａｎｄ Ｄｅｌｐｈｉ面向对象的语言设计的参数化ＧＳＰ可以被用于各种场合，如离线性能分析，排出物计算，控制系统设计和航空与工业用发动机故障诊断它的主要特点是将发动机设计过程中所需要研究的内容分解成标准化的工具包就可以快速计算得到所需结果美国Ｔｏｌｅｄｏ大学与ＮＡＳＡ Ｌｅｗｉｓ研究中心的推进系统数值仿真项目组正在合作开发一种新的面向对象的计算机仿真框架，并初步建立了一套航空发动机分布式综合仿真系统该系统是基于Ｊａｖａ的它集成了先进的数值方法，能够在不同精度层次上对一个完整的发动机模型进行跨学科的分析０维模型２维模型对航空发动机进行仿真，见图１－６用户化的它使用了一些广泛应用的软件分布机制，如ＣＯＲＢＡ和ＲＭＩ图 １－６ Ｏｎｙｘ航空发动机仿真系统［１５］ Fig. 1-6 The aeroengine simulation of Onyx意大利与瑞典合作的航空燃气轮机仿真项目ＭＯＧＭ（Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ｏｆ ａ Ｇａｓ Ｔｕｒｂｉｎｅ ｗｉｔｈ Ｍｏｄｅｌｉｃａ ）［１６］是基于新型的面向对象仿真软件／语言ｎｏｎ－ｃａｕｓａｌ的表达，并建立了具有良好的可扩展性和通用性的模块化模型库搭建系统模型进行仿真的其它国家在仿真方面的技术也具有国际先进水平［４］英国在计算流体力学和复杂通信网络建模方面加拿大动态仿真世界领先ＣＳＦ公司在航空仿真器制造方面也很强用来支持欧洲战斗机计划流动力学与湍流建模中显示很强的能力这些发达国家都各有自己的技术优势我国航空发动机仿真起步比较晚但是还是有很多工作者在这方面做了大量的工作文献［１７］介绍了一种可对稳态设计点和非设计点性能进行计算的程序，它适用于单轴输出轴功的燃气轮机２０世纪９０年代以来比如并行算法［１８］总能系统模块化建模［１９］图形化建模等文献［２１］则是参照了ＧＥＮＥＮＧ所提供的程序模式，在非设计点计算时安排了各种调节计划，从而提高了性能计算精度和工程实效性曾庆福［２６］也在发动机仿真控制和仿真建模的自适应建模方面有比较突出的工作［３１］有 比较深入的研究［３６］则代表了我国的最高水 平６２４所等已经建立了发动机二维的仿真模型数学模型的建立以及涡轮唐海龙等［３７］取得了一定的成果而且对模型中的数据通信模式进行了研究 提出了端口字典和部件字典概念具有比较强的灵活性和 扩展性以此为基础建立了可扩展的燃气轮机仿真类属框架丛靖梅等采用框架灵活方便该模型的建模方法具有一定的通用性，可适用于其它类型发动机的实时建模要求［４０］提出采用三层结构的软件组织开发形式建立的航空发动机性能仿真系统能够具备广泛的适应性成功地建立了双外涵变循环发动机的性能仿真模型并进行了系统的跟踪和计算比较分析并提出了以后的研究内容和方向例如推进系统计算程序ＩＮＳＴＡＬ但通用性和扩展性都很有限但长时 间 以 来由于没有经过真正的设计生产维护等一系列的环节管理并没有系统地形成自己技术跟国外相比特别是在软件的通用性扩展性和集成性等方面国内现在用的几乎大型仿真软件以及平台几乎都是国外开发的ＣＦＤＥＡＳＹ５国内的工作一定程度上只相当于外包的工作或是基于应用层次方面的开发航空燃气轮机设计制造是极为复杂的，它包含了众多工程领域：空气动力学传热学部件设计和结构分析等等试验数据的积累确数学模型的建立和计算机硬软件的发展对航空发动机仿真的发展至关重要从过程计算到面向对象模块化计算从零维到多维的高精度计算［４１］从单机计算到超级计算机和高级计算机的并行计算等发展过程数值推进系统仿真Ｎｕｍｅｒｉｃａｌ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ Ｓｉｍｕｌａｔｏｒ ， 也就是或［４２］ＮＰＳＳ包含４个部分：发动机的应用模型系统软件和高性能计算多学科耦合和不同精度的计算据估计［７９］：ＮＰＳＳ一旦研制成功和运用，将通过减少重复设计无疑ＮＰＳＳ反映了当前发动机数值仿真的最高水平，并代表了将来一个时期的发展趋势和方向未来航空发动机的发展还朝客户和市场的需求方向发展发动机和飞机制造商，科研学术机构，飞行公司以及其技术支持公司和代表机构等用户主要对仿真平台的通用性系统性和细节的结合图形化和可视化等方面有较大的兴趣［４８］［５０］它的设计涉及了如计算流体力学燃烧控制等许多学科压气机燃烧室其动态性能不仅与各部件的特性有关其仿真软件虽然比较多本文在与ＵＴＲＣ合作的项目基础上非因果联系参数化图形化等特点为以Ｄｙｍｏｌａ为仿真平台的航空发图形化整机稳态模型二维流体模型仿真环境并行计算高性能计算多计算机并行动机仿真提供了更为便捷的通用的仿真部件以及系统模型提高设计水平 其中包括控制系统的完善变比热计算方法和数学模型的推导以及常见发动机的设计点和非设计的热力计算高度特性和节流特性比如启动减速并与GasTurb软件的计算结果对比Modelica为仿真语言编制的航空发动机仿真程序的合理性和有效性第二章Modelica语言和Dymola平台2.1 引言 1978年Hilding Elmqvist在其博士论文中首先提出了建立一种在仿真平台Dymola (Dynamic Modeling Laboratory)上设计和应用的新仿真语言的思想对象和连接并且引入了图形化理论算法和符号算法把模型变为数字求解器可以接受的形式并最终在二十世纪九十年代后半期形成了一种面向对象Modelica的开发目标是成为物理建模的面向对象语言的标准实现不同工程领域内的模型能在不同工具和用户环境中使用[52]UTRCÉϺ£½»Í¨´óѧÊ×´ÎÒýÈëÁËDymola编译器和Modelica语言利用Modelica面向对象和多领域等特点可以很方便地对航空的每个模块进行建模它是一种先进的平台并且支持模块化建模也极大的方便数据的处理计算机语言的发展经历了机器语言高级语言Ｖｅｒｙ Ｈｉｇｈ Ｌｅｖｅｌ Ｌａｎｇａｇｅ从数据和操作的抽象和封装来看以面向过程语言编写程序进行建模叫做过程式建模这不但耗费了大量人力财力， 而且最终产品一遇到大的需求变化就束手无策， 软件的生命周期极为有限游离于对象之外的数据和操作则没有主体的属性和行为很多高级语言就属于面向对象语言Ｊａｖａ 在这些面向对象语言或别的高级语言的基础上就可以叫仿真语言而仿真语言仍是编程语言仿真语言通常由模型描述语言实用程序模型描述语言是一种面向问题的高级语言语句翻译程序是将模型与实验描述语句书写的源程序翻译成宿主语言的程序算法以及绘图等实用程序修改参数处理和显示数据的程序仿真语言比较侧重于仿真全过程的中间阶段而忽视前后两阶段因而不能完全满足现代仿真应用的要求它可以从多工程领域表达物理模型的特性ＡｌｌａｎＯｂｊｅｃｔＭａｔｈＳＩＭＯＰＳ＋的开发者和各个工程领域的专家合作开发的［５１］使得建模者从微分的表达和数学公式的转换的工作中解脱出来而不是解决数学问题的方法上产生了许多仿真软件工具平台ＥＡＳＹ５另一些是用在专业的工程领域Ｓｐｉｃｅ多刚体或是化学过程在这平台上可以利用标准的模型库同时以友好的图形化界面显示比如２维坐标图的绘画分析阶段比较薄弱的特点 图２－１ ｄｙｍｏｌａ仿真平台 Fig. 2-1 The interface of Dymola2.4 Modelica主要特点Ｍｏｄｅｌｉｃａ是一个开放式的公用的物理语言它具有面向对象可以用来处理大型的面向对象是针对模型而言的它是在基础语言引入仿真建模概念而成的仿真语言是对数据结构的封装后者是从计算角度出发与人的思维比较相似容易研究的相对独立的对象只需要对象的接口就可以应用它们来搭建系统对象还可以继承利于减少编程的工作量在面向对象的建模中而类是更高层次的抽象ｐａｃｋａｇｅ包里面可以含有多个模型和块ｒｅｃｏｒｄ函数ｃｏｎｎｅｃｔｏｒ块一般用在信号的处理上ｉｎｐｕｔｏｕｔｐｕｔ细节部分则处理这两个参数之间的关系他们一般是通过接口来实现的使用的用户可以不用知道里面的细节部分进行仿真可以继承继承就是一个模型的上层可以有父模型形成复杂系统层次结构描述模型的方程式应该是以一种中性的形式表达这样不必更多的考虑计算的顺序它包含两层含义传统的仿真软件中但是很多模型都是要表示成普通微分方程即ＯＤＥ),(),(u x f y u x f dtdx== (2-1) 其中ｕ是输入量ｘ是状态变量而大量的工作都得花在方程的分析和转换上并且有些式子是很难变换成这形式 在Modelica 中也就是说DAE来表示模型x 是以微分形式出现的未知量因此可以把更多的时间放在物理建模上传统模型组建成的系统也就是数据是单向流动的那计算量将会突增而利用Modelica语言建立模型能够实现数据的双向流动而整个系统几乎可以原封不动并且符合实际的物理模型的逻辑顺序只需要设置喷管的参数此外只需要设置相应的参数就可以使用可以做成标准的模型库就可以方便的利用这些库因而被广泛的使用于汽车 2.5 Dymola仿真平台与Ｍｏｄｅｌｉｃａ结合的平台――Ｄｙｍｏｌａ可以克服传统的仿真中Ｄｙｍｏｌａ即Ｄｙｎａｍｉｃ Ｍｏｄｅｌｉｎｇ ＬａｂｏｒａｔｏｒｙＭｏｄｅｌｉｎｇ和仿真功能或是使用标准的模型库它具有如下特点复杂的非因果关系面向对象n 通过图形化在windows系统中可以自己绘画形象的系统模型n 具有符号化预处理功能具有UML (United Modeling Language)的特点n 有开放的接口如Simulink fortran等可轻而易举地将以前编写的Cn 2D图形可以方便处理仿真结果n 可以进行实时仿真它具有强大的图形编辑功能也可以输入其他的图形和数据文件比如c¸Ã±àÂëÄܱ»Êä³öµ½Simulik和半物理仿真平台同时提供自动文件生成器ＤＸＦ拓扑外部图形位图HTML PNG1) 模型编辑2) 利用已有的模型搭建需要验证的仿真系统然后编译仿真2Dͼ2-3就是仿真流程图2.6 常用标准库2.6.1 THERMOFLOW 库ＴｈｅｒｍｏＦｌｏｗ库是由Ｍｏｄｅｌｉｃａ语言编制的与热力和液压有关的程序库该项目是由Ｓｙｄｋｒａｆｔ研究基金和ＮＵＴＥＫ资助的具有良好的扩展性在建模仿真过程中继承应用这些库是从系统级别仿真的角度来设计的计算中即计算具有双向性质还可以选择不同的假设模型l 包含集总参数和离散参数两种模型♦ 模型组合 ♦ 缺省参数的设置 ♦确定使用的公式Dymola 主窗口l 介质子模型独立l 支持单向和双向的数据流动例如ThermoFluid库一般是基础库可以多重继承才能直接被用于仿真主要包括基础类PartialComponents模块等比如Example图标InterfacesBaseClasses子库基本模型代表的是流体系统的某些方面的基本特性这些模型需要按照正确的方式与其它的基本模型组合在一起才能得到一个可以在仿真中使用的完整模型库中模型由子模型组合而成如引入合理的介质模型 Ｃｏｍｐｏｎｅｎｔｓ子库已经是完整的模型 Ｅｘａｍｐｌｅ子库主要是一些模块的应用的例子Ｉｃｏｎｓ是模块的图标可以利用包括稳态和动态的模块之间是通过接口来连接的起 ThermoFlow中SingleStaticMultiStatic HeatFlowͼ2-4就是前四种接口的图标单静态接口例如这是在研究单一流体的传热行为时最常见的物理过程单动态接口动态动量平衡当流体快速流过时系统动量变化的物理过程多静态接口静态动量平衡不同是流体不是单一流体的MultiDynamicÃèÊö»ìºÏÁ÷ÌåËùÃèÊöµÄÎïÀí¹ý³ÌÓë¶à¾²Ì¬½Ó¿ÚÏàËÆÊÇÓɶàÖÖÁ÷Ìå×éºÏ¶ø³É流体跟固体之间的传热接口在建模的过程中2.6.2 MODELICA标准Modelica标准库有Blocks ElectricalMath SIunits这些子库又有各自的子库。
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，。
哈工大课程设计—发动机热力计算
H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书一、课程设计的目的和意义航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。
当今世界各强国为了满足不断提高的战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的基础研究计划。
第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如：F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F等。
第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。
典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、F136、AL-41F等。
第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比12~15 的小涵道比加力涡扇发动机。
根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在2020年研制出可实现推重比12~15一级的涡扇发动机]1[。
根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发展趋势见表1。
表1 军用航空发动机总体性能发展趋势]2[序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1推重比3～4涡轮前温度1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比5～6涡轮前温度1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2推重比7～8涡轮前温度1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比9～10涡轮前温度1850~2000KF-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421世纪初可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，未来军用航空发动机的设计研制周期将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。
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。
航发原-W第三章航空燃气涡轮发动机设计点热力计算
Fs
H f Fs
q1 Cp(Tt4 Tt3 ) /b
5
理想循环功
Lid q1ti c p (Tt 4 Tt 3 )ti
c pT0
(Tt 4 T0
Tt 3 T0
)(1
1
k 1 k
)
Tt 4 T0
Tt 3
k 1
k 1
k ; 令e k
T0
1
Lid
c pT0 (
e)(1
) e
6
单位推力、耗油率
单位推力取决于循环有效 功，而循环有效功主要决 定于循环加热量和热效率
c太低，热效率低，放 热量所占比重大
c太高，加热量低，损 失所占比重大
存在有使单位推力达最大
的最佳增压比c.opt
高单位推力有利于减小 发动机径向尺寸，提高 发动机的推重比
Fs c.opt
q1
c
c 对耗油率的影响
耗油率取决于循环加热量和单位 推力
设计涵道比越大，最佳 风扇增压比越小
设计涵道比对最佳风扇增压比的影响
大涵道比（B>5)风扇发动机一般为单级风扇设计 为平衡高、低压转子压缩功的负荷，低压转子设 计有若干级增压级
21
混合排气涡扇发动机
可用能分配原则：为减少气流掺混引起的损失，在混合室 进口两股气流总压应大致相等 Pt5II=Pt5
追求高单位推力（高推重比）
尽可能提高Tt4
获得高单位推力和低耗油率
提 高 Tt4 的 同 时 ， 相 应 提 高 压 缩 部 件总增压比
Fs 2Le C02 C0
Sfc=3600q1/HfFs
涡轮前温度随年代变化及对推重比的影响
14
分开排气大涵道比涡扇发动机
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.。
航空发动机热力计算程序说明
航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。
该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：若仅仅用假定的数值所得到的f为负值，因为此处单位不统一，1000；后面涉及油气比计算时类似；2、如此形式的值时，一律用中间变量tm代替；3、157页应改成4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：d1，dnb，含, 用nPicl Pibt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。
程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main(){//假设飞行条件//double Ma0=1.6,H=11;//发动机工作的一些参数//double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*///预计的部件效率或损失系数//double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率*/double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数*/double nbab=0.97; /*加力燃烧效率*/double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数*/double nmh=0.98; /*高压轴机械效率*/double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率*/double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为j/(kg。
分别排气涡扇发动机设计点热力计算
✓ 分别排气涡扇发动机一般具有较大涵道比，主要应用于需要大推力、低油耗、飞行马赫数不超过0.9的飞机 ● 截面示意图，及站位标识：●引气、功率提取示意图●给定的工作参数： ✓ 设计点飞行条件飞行速度Ma 。
0.8 飞行高度H 11km✓ 发动机工作过程参数涵道比B 3.6风扇增压比*LPC π 4高压压气机增压比*HPC π 5燃烧室出口总温*4T 1800 ✓ 预计部件效率或损失参数2.29风扇压气机燃烧室高压涡低压 涡轮12 2.53 4 4.5 9II5 尾喷管2.29风扇压气机燃烧室高压涡轮低压 涡轮12 2.53 4 4.5 9II 5 功率提取系数0T C 飞机用引气低压涡轮冷却气高压涡轮冷却气进气道总压恢复系数in σ 0.97 燃烧室总压恢复系数b σ 0.97 外涵气流总压恢复系数mσ 0.98 尾喷管总压恢复复系数e σ 0.97 风扇绝热效率*LPC η 0.868 高压压气机效率*HPC η 0.878 高压涡轮效率 *HPT η 0.89低压涡轮效率*LPT η 0.91高压轴机械效率 *HPm η 0.98低压轴机械效率*LPm η 0.98功率提取机械效率mP η=0.98 燃烧效率ζ 0.98 空气定熵指数 1.4燃气定熵指数 1.3空气定压比热容p c 1.005kJ/(kg ·K) 燃气定压比热容g p c , 1.244kJ/(kg ·K) 气体常数R 0.287kJ/(kg ·K) 燃油低热值u H 42900kJ/kg 相对功率提取系数0T C 3.0kJ/kg 高压涡轮冷却引气 1δ 5%低压涡轮冷却引气 2δ 5%飞机引气β 1%● 计算步骤和公式 ⏹在整个热力过程中，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。
热力计算从0截面逐个部件依次进行，直到9截面，最后计算发动机性能参数✓ 计算0截面H=11km:0T =216.7K 0P =22700Pa声速：a 。
航发原理-第九章设计点热力计算
设计点参数：β=1.0%飞机相对引气量σe =0.98尾喷管总压恢复系数δ2=5%低压涡轮的相对冷却空气量σb,ab =0.96加力燃烧室总压恢复系数δ1=5%高压涡轮的相对冷却空气量ηb,ab =0.97加力燃烧效率H u =42900kJ/kg 燃油的低热值σm =0.97混合室总压恢复系数k g =1.3燃气的比热比ηTL =0.91低压涡轮效率C pg =1244J/(kg.K)燃气的定压比热容ηTH =0.89高压涡轮效率k=1.4空气的比热比σb =f(μ0)主燃烧室总压恢复系数C p =1005J/(kg.K)空气的定压比热容ηb =0.98主燃烧效率C T0=3.0kg/kg 相对功率提取系数ηCH =0.878高压压气机效率ηmL =0.98低压轴机械效率ηCL =0.868风扇绝热效率ηmH =0.98高压轴机械效率σi =0.97进气道总压恢复系数预计的部件效率或损失系数(1) 0-0截面：()0288.15 6.5T H K =−已知：大气条件、飞行条件求：该截面的总温、静温、总压、静压、气流速度当H ≤11km 时：()5.255301013251/44.308p H Pa=−0216.7T K=当H ≥11km 时：116.3385500.227100.22710Hp e Pa Pa−=×=×00000472/C a Ma kRT Ma m s ===气流速度：125000110.9648102kk t k p p Ma Pa−−⎛⎞=+=×⎜⎟⎝⎠滞止参数：200011327.572t k T T Ma K −⎛⎞=+=⎜⎟⎝⎠(2) 进气道出口2-2截面：0.97i σ=已知：0-0截面参数求：该截面的总温、总压当Ma 0≤1.0时：()1.3500.971.00.07510.9335i Ma σ⎡⎤=−−=⎣⎦当Ma 0>1.0时：5200.910t i t p p Paσ=×=×滞止参数：20327.57t t T T K==(3) 风扇出口22-22截面：5,222 3.4210t t CL p p Paπ=×=×已知：2-2截面参数求：该截面的总温、总压、消耗功(),222176160/CL p t t L C T T J kg =−=风扇每千克空气消耗功：()1,22211502.85k kt t CL CL T T Pa πη−⎡⎤=+−=⎢⎥⎣⎦(4) 高压压气机出口3-3截面：已知：22-22截面参数求：该截面的总温、总压、消耗功53,2215.3010t t CH p p Paπ=×=×()3,22307520/CH p t t L C T T J kg=−=高压压气机每千克空气消耗功：()13,2211808.84k kt t CH CH T T Pa πη−⎡⎤=+−=⎢⎥⎣⎦3cW W =()3121a c W W βδδ=−−−4 4.541a c W W W W δ==+δ冷却空气和主流在混合器中混合后进入涡轮转子做功：(323 4.5 4.54p t pg t pg c C W T C W T C W T δ+=冷却空气和主流在混合器中混合后进入涡轮转子做功：555,22pg t p II t C W T C W T C +=能量平衡关系,3,f abab a II BW f W W W =+−(10) 尾喷管出口9-9截面：已知：7-7截面参数求：该截面的总温、总压97t t T T =97t e t p p σ=9,2000t ab T K=91062.5t T K=59, 3.03510t ab p Pa =×59 3.097810t p Pa=×假定尾喷管完全膨胀，90p p =1999211k gkgt g p Ma k p −⎡⎤⎛⎞⎢⎥=−⎜⎟⎢⎥−⎝⎠⎣⎦9, 2.337ab Ma =9 2.362Ma =99g a k RT =12999112g t k T T Ma −−⎛⎞=+⎜⎟⎝⎠9,1099ab T K=9578.65T K=9,640/ab a m s=9465/a m s=999C a Ma =9,1469/ab C m s=91098/C m s=(11) 发动机单位性能参数已知：各截面参数求：单位推力、耗油率()99990033a s aII aIIW C A p p W C FF W W W W +−−==++3a aII W W W =+99993,aII f f ab BW A C W W W W W ρ==+++−999p RT ρ=()()0,3f f ab aII f W W W W =++3aII B W W =9009099111s RT p F f C C B C p β⎡⎤⎛⎞⎛⎞=+−+−−⎢⎥⎜⎟⎜⎟+⎝⎠⎝⎠⎣⎦()1,1095/s ab F N kg s −=i ()1643/s F N kg s −=i ()()(),03360036000.1804/f f ab ab aII ssW W f sfc kg N h W W F F +===+i ()()()123600360010.1274/1fss W f sfc kg N h F F B βδδ−−−===+i 作业：P182 第1，4题END。
分开排气涡轮风扇发动机计算2009
《航空发动机原理》课程作业：涡轮风扇发动机设计方案热力计算一、作业题目某型干线客机的巡航高度为11km，巡航M数为0.78，所需发动机的单台巡航推力为24kN，巡航耗油率不高于0.062kg/（N.h）。
针对飞机要求提出发动机初步方案如下：1．发动机的类型：采用收敛喷管的双轴分开排气涡扇发动机，简图如右图所示。
2．给定发动机的某些设计参数1）设计飞行状态：H＝11km,Ma=0.7852）总空气流量取值为180-185 kg/s5）冷却系数等参数取值如下：进气道总压恢复＝0.99；内、外涵喷管总压恢复均＝0.98；高压涡轮冷却系数δ1=0.15；低压涡轮冷却系数δ2=0.05；高压轴机械效率ηmH=0.99；低压轴机械效率ηmL=0.99；燃油低热值Hf = 42900kJ/kg；飞机引气系数β＝0.01。
4）热物性参数空气比热Cp＝1.005kJ/kg.K；燃气比热Cpg=1.244kJ/kg.K；空气绝热指数k＝1.4；燃气绝热指数k＝1.33；气体常数R＝0.287kJ/kg.K。
二、作业提交内容1．自行选取发动机设计参数（热力循环参数），包括：涵道比、涡轮前温度、发动机总增压比（合理分配中压压气机增压比和高压压气机增压比），风扇增压比参考循环功的最佳分配原则确定（见教材P134）2．自行查阅国内外发动机资料，合理选取各部件的效率和总压恢复系数，包括：风扇效率；中压压气机效率；高压压气机效率；燃烧室总压恢复系数；燃烧效率；高压涡轮效率；低压涡轮效率。
3．完成你的设计方案的热力计算1）列出计算步骤和公式，计算出沿发动机流程各特征截面气流的流量、总温、总压；2）计算内、外涵喷管出口截面面积以及气流的静温、静压和速度；内、外涵的尾喷管分别处于什么工作状态？气流在内、外涵喷管出口是否可以达到完全膨胀？3）列出计算发动机的推力、耗油率和燃油流量公式并完成计算，检查该设计方案是否满足飞机需求。
如所计算方案未能达到飞机要求，应修改设计参数重新计算直至满足要求为止。
发动机气动热计算
根据推进剂中含有元素的情况， ① 根据推进剂中含有元素的情况，确定燃烧产物中含有组分的种类 单位换算（将压强的单位换算为物理大气压 物理大气压） ② 单位换算（将压强的单位换算为物理大气压） 根据燃烧产物中含有组分的情况， ③ 根据燃烧产物中含有组分的情况，确定建立化学平衡方程的化学反 应过程 建立在给定温度和压强条件下计算平衡组分的控制方程组（包括M ④ 建立在给定温度和压强条件下计算平衡组分的控制方程组（包括 个质量守恒方程， 个化学平衡方程和一 个质量守恒方程，N-M个化学平衡方程和一个补充方程） 个化学平衡方程和 个补充方程） 求解控制方程组（逐步近似法） ⑤ 求解控制方程组（逐步近似法） 平衡常数法最大缺点：求解方程数不能多，人工工作量大，不利于编程实现。 平衡常数法最大缺点：求解方程数不能多，人工工作量大，不利于编程实现。 而这正是最小吉布斯自由能法的长处。最小吉布斯自由能法应用最普遍。 而这正是最小吉布斯自由能法的长处。最小吉布斯自由能法应用最普遍。
G Φ= R0T
• 求解时利用拉格朗日乘数法将条件极值转换成无条件极值问题，得到 求解时利用拉格朗日乘数法将条件极值转换成无条件极值问题， 新的目标函数
F = Φ + ∑ λ k ( N k − ∑ Aki ni )
k =1 i =1
M
N
• 求解时所用的极值条件是
∂F = 0, j = 1,2,...N ∂n j
（4） ）
−Y j + ln n j + ln p − ln ng − ∑ λk Akj = 0
k =1
M
） j = L + 1, L + 2,L, N （5）
N k − ∑ Aki ni = 0
i =1
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航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。
该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：1、155页计算油气比f 时公式为：f =C pg T t4−C p T t3b H u −C pg T t4 若仅仅用假定的数值所得到的f 为负值，因为此处单位不统一，H u 必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似；2、计算如T t4aT t4, T t4.5T t4a , T t5T t4c , T t4c T t4.5如此形式的值时，一律用中间变量tm 代替；3、157页 τ2m =T t4cT t4.5=(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1δ2C p T t3/(C pg T t4.5)(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1+δ2应改成τ2m=T t4c T t4.5=(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1+δ2C p T t3/(C pg T t4.5)(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1+δ24、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：①δ1 ：d1，含有δ的类似，用d代替δ；: nb，含有η的类似, 用n代替η；②ηb③πcl：Picl，含有π的类似；用Pi代替π④β ：bt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。
程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main(){//假设飞行条件//double Ma0=1.6,H=11;//发动机工作的一些参数//double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*///预计的部件效率或损失系数//double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率*/double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数*/double nbab=0.97; /*加力燃烧效率*/double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数*/double nmh=0.98; /*高压轴机械效率*/double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率*/double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为j/(kg。
K)*/ double k=1.4; /* 空气的比热比*/double Cpg=1244; /* 燃气的定压比热容，单位为j/(kg。
K)*/ double kg=1.3; /*燃气的比热比*/double Hu=42900; /*燃油的低热值，单位为kj/kg */double d1=0.05; /* 高压涡轮的相对冷却空气量*/double d2=0.05; /* 低压涡轮的相对冷却空气量*/double bt=0.01; /* 飞机相对引气量*/int sign=2; /*加力标记，若加力则为1，不加力则为其他值*///各截面参数的定义//double Pt0,P0,Tt0,T0,a0,c0; /*进口截面*/double Pt2,P2,Tt2,T2;double Pt3,P3,Tt3,T3;double Pt4,P4,T4;double Pt4a,P4a,Tt4a; /*高压涡轮前截面*/double Pt4c,P4c,Tt4c; /*低压涡轮前截面*/double Pt5,P5,Tt5,T5;double Pt6,P6,Tt6,T6;double Pt7,P7,Tt7,T7;double Pt8,P8,Tt8,T8;double Pt9,P9,Tt9,T9,Ma9,a9,c9;double Pt22,P22,Tt22,T22;double Pt45,P45,Tt45,T45;//涡轮参数定义//double Pith,Pitl;/*高低压涡轮落压比*///涡轮后混合室参数定义//double Bm,Cp6,Pm;//加力燃烧室参数//double fab,f0; /*加力燃烧室油气比fab,总油气比f0*///发动机性能参数定义//double Fs,Fsab,sfc,sfcab;//0-0截面压力和温度//if(H<11){T0=(288.15-6.5*H);P0=101325*pow((1-H/44.308),5.2553);}else{T0=216.7;P0=22700*exp((H-11)/6.338);}a0=sqrt(k*R*T0);c0=Ma0*a0;Pt0=P0*pow(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2,k/(k-1)); /*进口总压*/Tt0=T0*(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2); /*进口总温*/// 进气道出口总温和总压//if(Ma0<=1){di=0.97;}else di=0.97*(1-0.075*pow(Ma0-1,1.35));Pt2=di*Pt0;Tt2=Tt0;//风扇出口参数//Pt22=Pt2*Picl;Tt22=Tt2*(1+(pow(Picl,(k-1)/k)-1)/ncl);Lcl=Cp*(Tt22-Tt2);//高压压气机出口总温和总压//Pt3=Pt22*Pich;Tt3=Tt22*(1+(pow(Pich,(k-1)/k)-1)/nch);Lch=Cp*(Tt3-Tt22);//主燃烧室出口参数//f=(Cpg*Tt4-Cp*Tt3)/(nb*Hu*1000-Cpg*Tt4);Pt4=Pt3*db;Tt4=1800;//高压涡轮出口参数//tm=((1-bt-d1-d2)*(1+f)+Cp*d1*Tt3/(Cpg*Tt4))/((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1);Tt4a=Tt4*tm; /* 4a代表内外涵气流在高压涡轮前混合之后的截面，tm为中间值，此处为Tt4a/Tt4*/Pt4a=Pt4;tm=1-Cp*(Tt3-Tt22)/(((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1)*nmh*Cpg*Tt4a);Tt45=tm*Tt4a;Pith=pow(1-(1-tm)/nth,-kg/(kg-1)); /*高压涡轮落压比*/Pt45=Pt4a/Pith;//低压涡轮出口参数//tm=((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2*Cp*Tt3/(Cpg*Tt45))/((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt4c=tm*Tt45;Pt4c=Pt45;tm=1-(Cp*(Tt22-Tt2)+Ct0/nmp)*(1+B)/(nml*Cpg*Tt4c*(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt5=tm*Tt4c; /*低压涡轮出口温度*/Pitl=pow(1-(1-tm)/ntl,-kg/(kg-1)); /*低压涡轮落压比*/Pt5=Pt4c/Pitl;//低压涡轮后混合室出口参数//Bm=B/((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2); /*混合室进口涵道比*/Cp6=(Cpg+Bm*Cp)/(1+Bm);tm=Cpg/Cp6*(1+Bm*Cp*Tt22/(Cpg*Tt5))/(1+Bm);Tt6=tm*Tt5;Pm=(Pt5+Bm*0.98*Pt22)/(1+Bm); /*混合室平均压力*/Pt6=dm*Pm;// 分两种情况：加力与不加力////情况1、不加力的情况//if(sign!=1){f0=(1-bt-d1-d2)*f/(1+B); /*总油气比*/Pt7=0.98*Pt6;Tt7=Tt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1));T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9);c9=Ma9*a9;Fs=(1+f0-bt/(1+B))*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9))-c0;sfc=3600*f*(1-bt-d1-d2)/(Fs*(1+B));printf("发动机在不加力的情况下:\n\n单位推力:%fN/(kg.s-1)\n耗率:%fkg/(N.h)\n",Fs,sfc);}else{Tt7=2000;fab=(1+f*(1-bt-d1-d2)/(1+B-bt))*((Cpg*Tt7-Cp6*Tt6)/(nbab*Hu*1000-Cpg*Tt7));f0=((1-bt-d1-d2)*f+(1+B+bt)*fab)/(1+B);Pt7=0.96*Pt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1));T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9);c9=Ma9*a9;Fsab=(1+f0-bt/(1+B))*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9))-c0;sfcab=3600*f0/Fsab;printf("发动机在加力的情况下:\n\n单位推力:%fN/(kg.s-1)\n耗油率:%fkg/(N.h)\n",Fsab,sfcab);}}。