北航航发原大作业

作业题目：分排涡扇发动机
学号：*******
*名：**
时间：2017年3月24日-4月10日
一：设计要求
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±2%）
已知条件
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0.6kg/（daN.h）
二：设计计算
1.物性参数
2.发动机各参数选择查阅资料
3.发动机各截面参数计算
（1）0-0截面的温度和压力
根据飞行高度查国际标准大气表得大气静温和静压：
T0=216.7K
P0=0.227×105Pa
a0=√kRT0=√1.4×287×216.7=295m/s 0-0截面气流速度为：
c0=a0×Ma0=295×0.8=236m/s
由静温，静压和给定飞行马赫数计算0-0截面总温总压为：
P t0= P0(1+k−1
2Ma2)
k
k−1
=22700(1+0.2×0.8)3.5=0.346×105Pa
T t0= T0(1+k−1
2
Ma02)
=216.7(1+0.2×0.82)=244.43K （2）进气道出口总压和总温
总压
σi=0.97
P t2= P t0×σi
总温
T t2= T t0
（3）风扇出口参数
风扇出口总压为
P t,22=P t2×πCL
风扇出口总温为
T t,22= T t2[1+πCL
K−1
K−1ηCL
]
风扇每千克空气所消耗的功为
L CL= C P(T t,22-T t2)
（4）高压压气机出口总压和总温。

近似认为高压压气机出口总压等于风扇出口总压，故总压为
P t3=P t22×πCH
总温为
T t3= T t22[1+
πCH
K−1K −1ηCH
]
压气机每千克空气消耗功
L CH = C P (T t3-T t22)
（5）主燃烧室出口参数。

燃烧室油气比
f=
C pg T t4−C p T t3ηb H u −C pg T t4
式中，油气比定义为
f=W f /W 3a
总压为
P t4=P t3×σb
总温为
T t4
（6）高压涡轮出口参数。

W 3W 45=1
[(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1]
W 4W 45=(1−β−δ1−δ2)(1+f )[(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1]
τm1=T t4a
T t4
=
(1−β−δ1−δ2)(1+f)+C pδ1T t3/C pg T t4
[(1−β−δ1−δ2)(1+f)+δ1]
=0.96
T t4a=τm1×T t4
P t4a= P t4
高压涡轮出口总温
T t4.5 T t4a =1−
C p(T t3−T t,22)
[(1−β−δ1−δ2)(1+f)+δ1]ηmH
高压涡轮出口总压
πTH=p t4a
p t4.5=[1−
(1−T t4.5
T t4a
)
ηTH
]−
k H
k H−1
p t4.5=p t4a×πTH （7）低压涡轮出口参数。

T t4C T 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] T t4C=0.97×T t4.5
p t4C=p t4.5
T t5 T t4C =1−
[C p(T t22−T t2)+C T0/ηmp](1+B)
[(1−β−δ1−δ2)(1+f)+δ1+δ2] T t5=0.86×T t4C
πTL=p t4C
p t5
=[1−
(1−T t5
T t4C
)
ηTL
]−
k H
k H−1
p t5=
p t4C
πTL
（8）尾喷管出口参数。

马赫数
Ma9=√2
k g−1[(
p t9
p9
)
0.23
−1]
=√2
1.3−1[(
8.12
0.227
)
0.23
−1]
总温
T t9=T t5总压
p t9=p t5×σe 静温
T9=T t9（1+k g−1
2
Ma02）
−1
尾喷管出口声速
a9=√k g RT9
尾喷管出口速度
c9=a9Ma9
内涵流量
W内=W×(1
1+B
)×(1-β−δ1−δ2) ×(1+f)（8）外涵道出口参数。

总温
T t9Ⅱ =T t,22
总压
P t9Ⅱ静温
T9Ⅱ= T t9Ⅱ(1+k g−1
2
Ma02)−1
外涵声速
a外=√k g RT9Ⅱ外涵马赫数
Ma
外=√
2
k g−1
[(
p
t9Ⅱ
p
9Ⅱ
)
0.23
−1]
=√2
1.3−1[(
1.41
0.227
)
0.23
−1]
外涵出口速度
c 9Ⅱ=a
外
Ma
外
外涵流量
W外=W×(B
1+B
)×(1-β−δ1−δ2)
（9）发动机性能参数
发动机推力
F= W外×c9Ⅱ+W内×c9+A0(P9−P0)−Wc0发动机单位推力
F s=F/W a
发动机耗油率
sfc= 3600W f
F s
=3600f(1−β−δ1−δ2)
F s(1+B)
F= W外×c9Ⅱ+W内×c9+A0(P9−P0)−Wc0发动机单位推力
F s=F/W a
发动机耗油率
sfc= 3600W f
F s
=3600f(1−β−δ1−δ2)
F s(1+B)
三：excel计算参数
（1）编写程序，对参数初步范围内取不同值
（2）用MATLAB画出地毯图
（3）最终确定方案参数
四：总结与感悟
这次航空能够发动机原理的大作业，我是从2017年3月24日开始着手完成，直到2017年4月10日才彻底完成所有的计算画图工作。

为什么耗费了这么长的时间呢？
在大作业刚布置下来的时候，面对各种各样需要自己确定的参数，我十分茫然。

于是，我用了很多时间在网上查阅了国外近现代发动机
的性能参数，并初步确定出一组参数。

我起初以为只要确定一组差不多的参数，就可以满足题目所给的要求，再加上我并不太会使用excel 或者其它编程软件，我就按照这组参数在word里面手动输入公式，按计算器算出各个截面参数。

可是最后计算出来发现没有达到设计要求。

在听取了其他同学的作业汇报以后，我发现这种优化过程只能通过程序完成而不是手动计算。

于是我又推倒重来，仔细研究了excel 的计算方法，编写出了一套可以改变不同参数，计算出最终各项指标的算法。

然而，之后一节课上，老师又说最好能有一个地毯图示意。

经我研究，excel的画图只能做出直线，不能画出各种曲线，为了画出准确的地毯图，我仔细学习了MATLAB的使用，从excel导出计算结果代入MATLAB，做出最终结果。

虽然过程经历了许多挫折，走了许多弯路，但是在不断的摸索过程中，我也学习到了很多知识，了解了影响发动机性能参数的各种因素，收获很大。