北航航空发动机原理3大作业

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(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
P2*
iP
* 0
0.336
×105
Pa
T
* 2
T
* 0
(3) 、风扇出口截面参数
总压: P2*' P2* πcl
(πCL:风扇增压比)
k
根据 T T*
p k1 p*
得到
T
*' 2
T
* 2
1
k-1
πcl k －1 cl
m1
T 4a* T 4*
1 1 21 f 1 1 21 f
Cp 1T3*
CpgT4*
1
T
* 4a
T百度文库4*.m1
P4a* P4*
T 45*
T 4a*
1
Cp
（T
* 3
T
* 2
'
'）
1 1 2
1 f
1
mHCpgT
* 4a
则高压涡轮出口总压为:πTH
P4a * P45 *
高压涡轮相对冷气量:δ1=7%
低压涡轮相对冷气量:δ2=1%
飞机引气量:β=1% 相对功率提取效率:
相对功率提取系数:CT0=3
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 ,使 sfc 达到最小值,而 Tt4 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 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 Tt4 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。
高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压,则
总压:
P3*
P *'' 2
πCH
(πCH: 高压压气机增压比)+
T
总温:
* 3
T
* 2
'
'
1
k-1
πch k －1 ch
流量: W3a W 1 B
L 故压气机压缩 1kg 空气所消耗功为: CH Cp T 3*T 2*'
(6) 、主燃烧室出口参数
风扇绝热效率:ηCL=0、87 增压级效率:ηCH=0、88 高压压气机效率:ηCH=0、88 主燃烧室效率:ηb=0、98 主燃总压恢复系数:σb=0、98 高压涡轮效率:ηTH=0、89 低压涡轮效率:ηTL=0、91 尾喷管总压恢复系数:σe=0、98
高压轴机械效率:ηmH=0、98
低压轴机械效率:ηmL=0、98
2、涡轮前温度
根据现有涡轮材料与冷却技术水平,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
。
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 。
空气密度: = 1.293 （p /p0） x（ 273.15 / T）
0.365 kg / m3
则流量:
W
C0 A
P0 RT0
C0 A
200kg / s
(风扇直径取 1、7~1、8)
P 0*
P（0 1
k
-1
k
Ma 2）k-1
0.364105
pa
2
T
* 0
T（0 1
k
-1
Ma 2）
244.43k
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 空气流 风扇直
率
量 径m
V2500 5、8 36 0、586 357 1、613
PW4000 6、4 46、4 0、554 1200 2、87
GE90-85B 8、3 37 0、553 1415 3、12
3. 设计点飞行条件
设计点飞行参数
飞行高度:H=11km 飞行马赫数:Ma0=0、8 标准大气温度(11Km)T0:216、7K 标准大气压强(11Km):22700
4. 部件效率与损失系数
部件效率与损失系数(近似值) 进气道总压恢复系数:σi=0、97
燃烧室的油气比为:
f
wf w3a
T*
Cpg 4
CpT3*
bHu
T*
Cpg 4
Wf = W3a f
则:
总压为: P4* P3* b
流量:W 4a W 3a 1 1 21 f 1
(7) 、高压涡轮出口参数
T
* 45
T
* 4a
Cp.W（3 T
* 2
T
2*'）
C W pg. 45. mH
W45 W4a W3a 1 1 21 f 1
4. 总增压比π
在给定涡轮前温度 前提下,存在使单位推力达到最大值的最佳增压比 ,且 随涡轮
前温度 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 。根据现有发动
机水平,初步选区增压比为
。
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: a0 kRT 0
气流速度: C0 a0 Ma0
1
（1
T 45* T 4a* TH
kg -1
） kg
所以: P45* P4a *π . TH
(8) 、低压涡轮出口参数
P4c* P45*
总压相等,则:
流量: W4c W3a 1 1 21 f 1 2
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与依据 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
L 故每经过风扇 1kg 空气所消耗功为: CL Cp T 2*'T 2*
(4) 、增压级出口参数
总压:
P *'' 2
P2*'
πcm
总温: T
*'' 2
T
*' 2
1
k-1
πcm k －1 cm
L 增压级每千克空气所消耗的功为: CM Cp T 2*' T 2*'
(5) 、高压压气机出口参数
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