涡轮风扇发动机设计方案热力计算
向心涡轮热力计算流程
入口总温*0T （K ）、总压*0p （Pa ）、流量G （kg/s ）、出口背压2p （Pa ）、比热比k 、定压比热p c 【J/(kg*K)】、气体常数R 【J/(kg*K)】、外径1D （m ）、转速T n （r/min ） 计算参数及流程1、 涡轮膨胀比：T ∏=2*0/P p2、 涡轮等熵膨胀功：*s h ∆=⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛∏--k k T p T c 1*011 (J/Kg) 3、 假想膨胀速度：a c =*2s h ∆ (m/s)4、 向心涡轮速比：a x ，选取，0.63-0.725、 叶轮周速：1u =a a c x (m/s)6、 叶轮外径：1D ，按照给定的外径计算一下叶轮周速，然后再计算速比，看是否在范围内，若不在范围内，选取一个合理的速比，然后重新计算外径7、 总反动度：Ω，选取，0.36-0.508、 导向装置中的等熵膨胀功：*1s h ∆=*)1(s h ∆Ω- (J/Kg)9、 叶轮入口理论速度：s c 1=a c Ω-1 (m/s)10、导向装置速度系数：ϕ，选取，0.92-0.97 11、叶轮入口绝对速度：s c c 11ϕ= (m/s) 12、叶轮入口绝对气流角：1α，选取，14-25° 13、叶轮入口径向分速：111sin αc c r = (m/s) 14、叶轮入口周向分速：111cos c c u = (m/s) 15、入口相对速度周向分速：111u c u u -=ω (m/s) 16、 叶轮入口相对气流角：u r c 111arctan ωβ= 17、叶轮入口叶片角：b 1β，90° 18、叶轮入口气流冲角：111ββ-=b i ，（-20-10°） 19、叶轮入口相对速度：βωsin /11r c = (m/s) 20、 导向装置中等熵温降：p s s c h T /*11∆=∆ (K)21、 导向装置中的压比：1*01*011/-⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛∆-=k ks T T p p 22、叶轮入口工质温度：s T T T 12*01∆-=ϕ (K) 23、叶轮入口工质压力：1p (Pa) 24、压缩性系数：z ，选取，1 25、 叶轮入口工质密度：111zRT p =ρ (Kg/m 3) 26、 摩擦功率系数：f ，选取，3-527、 轮盘摩擦损失功率：36.1110031211⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=u D f N f ρ (kW)28、 轮盘摩擦损失系数：*1000sff h G N∆=ζ 29、 叶轮入口音速：11kzRT a = (m/s)30、 入口马赫数：111/a c M s s c =31、 入口相对速度马赫数：111/a M ωω=32、 叶轮入口叶片数：1Z ，选取，1cot )65(α-≥33、 入口平均叶厚：1∆，选取34、 叶轮部分进气度：e ，选取35、 叶轮入口阻塞系数：bD Z 11111sin 1βπτ∆-=36、 叶轮入口截面通流面积：111c G A ρ= (m 2)37、 叶轮入口截面几何面积：1111sin ατe A A p = (m 2)38、 叶轮入口叶片高度：)/(111D A l p ρ= (m)39、 相对叶高：111D l l =40、 轮径比：2D ，选取，0.35-0.5541、 叶轮出口截面几何中径：212*D D D = (m)42、 叶轮流道中速度系数：ψ，选取，0.75-0.9043、 叶轮出口中径处周速：122u D u = (m/s)44、 叶轮出口相对速度：2/1222121*2)1(2⎥⎦⎤⎢⎣⎡--+Ω∆=D u h s ωψω(m/s) 45、 叶轮出口相对气流角：2β，选取，25-45° 46、 2ω的周向分量：222cos βωω=u (m/s) 47、 2c 的周向分量：u u u c 222ω-= (m/s) 48、 2c 的轴向分量：222sin βω=a c (m/s)49、 叶轮出口绝对流速：22222a u c c c += (m/s)50、 叶轮出口绝对气流角：au c c 222arctan 90+︒=α51、 叶轮内温降：pc u u T 2212222212ωω-+-=∆ (K)52、 叶轮出口工质温度：212T T T ∆-= (K)53、 叶轮出口工质密度：)/(222zRT p =ρ (kg/m 3)54、叶轮出口截面通流面积：)/(222ρωG A = (m 2) 55、叶轮出口中径叶片厚度：2∆ 56、叶轮出口叶片角：b 2β，选取，取90°，即轴向出气 57、 叶轮出口阻塞系数：b D Z 22122sin 1βπτ∆-= 58、叶轮出口截面几何面积：()2222sin /βτe A A p = (m 2) 59、 叶轮出口外径：p A D D 22222π+=' (m) 60、 叶轮出口内径：p A D D 22222π-='' (m) 61、 相对外径：122/D D D '=' 62、 相对内径：122/D D D ''='' 63、 出口截面叶片高度：2222D D l ''-'= (m) 64、 平均叶高：221l l l m += (m) 65、叶轮顶部径向间隙：r ∆，选取 (m) 66、涡轮轮周功：u u u c u c u h 2211-=∆ (J/kg) 67、涡轮轮周效率：*/s u u h h ∆∆=η 68、 导向装置中的相对损失：()()2111ϕς-Ω-=69、 叶轮的相对损失：⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=112222ψωςa c 70、 相对余速损失：222⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=a c c c ς 71、 漏气损失系数：m r l ∆-=∆3.11η 72、机械效率：m η，选取，0.95-0.99 73、 部分进气损失系数：⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛--=27.027.01e e η 74、涡轮轴效率：()e m f u T ηηηςηη∆-= 75、 涡轮功率：1000*T s T h G N η∆= (kW) 76、叶轮入口工质的容积流量：11/ρG Q = （m 3/s ） 77、 比转速：4/3*2/1160s T s h Q n n ∆=。
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 。
(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。
发动机原理第四章涡轮风扇发动机
能量分配
涵道比
.
17
能量最佳分配（以分排涡扇发动机为例）
.
18
增加风扇增压比
P* 9 II
P1*
* KII
➢ 风扇外涵压缩功 wKII越大，风扇
T* 9 II
T
* 1
[(
* KII
k 1
k
1)
/
* kII
1]
外涵增压比越高，
外涵排气速度越 V 9 II
CpT
* 9 II
q q q q (1 Y )
ma2
maI
maII
ma1
V2 V2
V2 V2
91
0 (1 Y )( 92
0)
2
2
.
8
涡扇发动机内涵循环 涡喷循环
.
9
比较
V2 V2
V2 V2
91
排气速度 2
0
(1 Y )( 92 2
0)
Y 0
推力 V0 = 0时
V V
92
91
F q (V V )
I
mgI 9 I
9I 9I
0
maI 0
尾喷管
F II
q V A (p
maII 9 II
9 II 9 II
p)q V
0
maII 0
完全膨胀 p p p
9I
9 II
0
q q
mgI
maI
F q [(V V ) Y (V V )]
maI 9 I
0
9 II
0
3600 q
sfc
mf
3600 f
1
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。
某高压涡轮第一级导叶传热设计计算
某高压涡轮第一级导叶传热设计计算韩俊;温风波;王松涛;洪博文【摘要】为进一步提升燃气轮机涡轮效率,优化冷却结构设计,以某高压涡轮第一级导叶为研究对象,基于数值模拟方法自编Matlab传热程序,结合CFX叶片三维温度场导热进行计算,包括基于管网计算的方案设计和三维传热计算.针对该叶片的特点重新设计了冷却结构.结果表明:叶片局部出现约1 700K高温区,但尾缘扰流冷却结构增强了换热系数,叶片平均温度较低,约1300 K.从该导叶的设计过程及计算结果可看出,所使用的冷却结构设计平台可高效完成冷却结构方案设计及三维温度分布验证计算.【期刊名称】《哈尔滨工业大学学报》【年(卷),期】2013(045)009【总页数】5页(P42-46)【关键词】涡轮;导叶;温度;冷却结构;传热计算【作者】韩俊;温风波;王松涛;洪博文【作者单位】哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨;哈尔滨工业大学发动机气体动力研究中心,150001哈尔滨【正文语种】中文【中图分类】TK14随着燃气轮机燃气温度的不断提升，涡轮进口温度逐渐超过涡轮叶片材料所能够承受的工作温度.涡轮叶片冷却技术［1－7］是提高涡轮前温度，从而提高发动机性能的主要手段之一.涡轮转子叶片在高温燃气包围下，承受高速旋转时自身的离心力、气体力、热应力以及振动负荷，设计过程涉及气动、传热、结构、强度、振动等多个学科，是典型的多学科设计问题［8－9］.如何在复杂条件下，对涡轮叶片的传热性能进行设计［10-15］，是当前的重要研究课题.涡轮叶片冷却结构设计的一般思路为:1)初步设计;2)结构设计;3)热分析设计;4)结构调整［16］.文献［17-19］阐述了涡轮动叶冷却结构设计中的参数化设计、管网计算和气热耦合计算，认为设计叶片的冷却结构要从方案设计和详细设计两方面考虑，参数化研究设计理论能够快速设计冷却结构，基于相关热分析模型提供计算条件.文献［17］还通过自编程序完成了冷却工质通道结构、气膜喷射孔结构、扰流肋片结构的设计.提出“单元设计法”以快速生成管网计算模型，并向三维建模软件传递几何特征数据和流场信息，为三维建模及三维气热耦合计算提供条件.文献［18］介绍了管网模型建立方法，讨论了近似、假设、边界条件的给定方式，建立了控制方程，说明了管网求解程序的思路和数值方法，介绍了基于管网计算的冷却结构方案设计流程，对4个冷却结构初步设计方案的管网计算结果进行了分析.文献［19－21］借助参数化方法建立三维气热耦合数值模拟的计算域实体模型，流体域网格采用自编结构化网格生成程序生成，并在换热壁面上根据湍流模型的要求进行加密;将管网计算结果与三维数值模拟结果进行对比发现，气热耦合计算方法能够捕捉更多流动换热现象，计算结果相对可信，且开发的气热耦合平台能大量缩短三维气热耦合计算周期.本文基于文献［16-18］提出的设计思路对某高压涡轮第一级导叶进行传热分析和重新设计.1 叶片传热设计流程叶片传热设计流程见图1，自编的Matlab传热设计程序从气动计算获取气动场和初步温度场，以便进行叶片外换热计算.将自编程序和CFX叶片三维温度场导热计算结合起来形成气冷涡轮冷却结构参数化设计以及管网、三维温度计算的设计循环，可快速完成叶片冷却结构的设计、验证和修正设计.图1 叶片传热设计流程1.1 叶片外换热计算湍流模型的选取气冷涡轮气动计算采用标准k-ε模型，而标准k-ε模型进行叶片换热计算会存在较大误差.高雷诺数k-ε湍流模型和低雷诺数k-ω湍流模型都是基于全湍流的假设，不能准确模拟边界层的转捩流动.要准确模拟边界层转捩的流动必须选用合适的转捩模型，大量研究表明，采用k-ω SST模型，并采用γ-Reθ转捩模型会得到较准确的叶片表面换热计算结果.由于k-ω SST模型的计算资源消耗大，计算稳定性也不如标准k-ε模型，因此在外换热计算中，根据气动计算得到的各列叶栅进出口参数分布分别进行单列叶栅的外换热计算.进行单列叶栅外换热计算时叶片与端壁不添加冷气喷出边界，并且第一层网格厚度要足够小，以保证SST模型的计算要求.1.2 管网计算基于一维流动与换热模型的管网计算方法依赖于不同冷却结构的流动换热实验关联式，属于一种经验计算方法.管网计算具有计算资源消耗少、速度快、人工工作量小等优点.管网计算所采用的连续性方程、动量方程与能量方程需要若干已知量才能求解，每个流管都需要给出十几个乃至二十几个参数.单元设计法支持自动生成管网计算模型.设计方法中叶单元与管网中流管节流单元一一对应，形成管网的骨架结构，还可以得到流管表面的坐标点矩阵.管网的拓扑结构表明流管之间的连接关系，从而确定流管基本几何特征.在CFD计算结果的输出文件上可以得到外部参数.管网计算模型是含有多未知量、多阶次、不连续的非线性方程组，可以分为两部分求解:1)压力平衡计算，将节流单元动量方程组和节点连续性方程组同时求解;2)温度平衡计算，将节流单元能量方程和节点能量方程同时求解.这两部分计算可以交替进行至收敛.如果涡轮叶片采用气膜冷却结构，则在整个管网计算模型中就需要考虑气膜冷却的实际效果.每一次温度平衡计算结束，都要针对气膜冷却的效果进行修正，从而给出小孔出口流量和压力，结合气膜冷却实验相关表达式，得到节流单元对应的叶片表面进行气膜冷却后的温度场和换热系数分布，完成管网计算. 1.3 叶片三维温度场导热计算管网计算能得到叶片内部冷气通道表面的冷气温度与换热系数分布.在有气膜冷却时，采用气膜修正计算程序能够得到考虑冷气掺混后的燃气温度与换热系数分布.由于采用了参数化设计方法，叶片冷气通道计算网格能够快速生成.以叶片内外第三类边界(温度与换热系数)换热数据和光滑通道计算网格为基础，即可进行气冷叶片的三维温度场计算，得到叶片的三维温度分布.2 涡轮第一级导叶冷却结构设计第一级导叶的冷气来源于压气机出口，冷气从压气机出口到涡轮冷气腔入口的总压降低约2%，冷气马赫数较低，冷气通道入口压力为3.2 MPa.第一级导叶采用三腔设计，径向等壁厚，弦向变壁厚.前腔与中腔布置了冲击衬套，后腔布置了圆柱扰流柱，中腔与后腔之间隔板上布置了一定数量节流孔以控制腔室压力，并形成冲击射流强化换热效果.叶片表面布置了多列气膜冷却孔，孔径0.4 mm或0.5 mm不等，采用了复合角度设计，其中吸力侧的两列孔采用了扩张变截面设计.进气边的冷气从叶根进入冲击衬套，冲击叶片内表面后经由大部分气膜冷却孔流出;出气边的冷气从叶顶进入冲击衬套，冲击叶片内表面后，一部分经由两列压力侧气膜冷却孔流出，另一部分流经隔板节流孔进入后腔，其中一部分由吸力侧尾缘附近的变截面气膜孔对尾缘局部高温区进行冷却，另一部分流经尾缘圆柱扰流柱冷却尾缘内部，如图2.图2 第一级导叶冷却结构设计的导叶用于新一代民航发动机，涡轮前温度较高，设计要求比较严格，总体来说其冷却结构设计有以下几个特点:1)采用了大冷气量设计，叶片表面多数区域能够被气膜覆盖，叶片冷却效率较高，气膜冷却对叶片降温的贡献明显大于内部冷却;2)三腔设计与中后腔节流孔设计能够控制冷却结构压力与流量分配，在保证气膜冷气顺利流出的前提下，避免了局部气膜冷气量过大;3)大冲击孔直径、小气膜孔直径的设计使得气膜冷却孔压降分配较大，保证了足够的排气裕度，冲击冷却孔直径与间距进行了反复调整，既保证了较好的冲击冷却效果，又控制了冷气流量与压力;4)叶片尾缘吸力侧存在高换热区域，热负荷较大，虽然可能导致气动效率下降，在这里采用局部气膜冷却是必要的，为了改善冷却效果，这里采用了小入射角度的簸箕型扩张气膜冷却孔.3 冷却结构设计计算结果通过管网计算给出了该导叶如图3所示的管网冷气流量与冷气压力分配.该管网计算考虑了气膜冷却孔影响，根据经验公式进行了气膜冷却修正，从图可以看出冷气流量的详细分配，以及冷气压力在管网流动中的变化情况，以便对管网流动是否顺畅及气膜冷气能否顺利流出进行初步评估.图3 第一级导叶冷却结构管网计算图4给出了该导叶气膜修正计算得到的燃气温度与换热系数分布.从图中可以看出，叶片吸力面和压力面近前缘部分冷却效率较高，且气膜覆盖率较好，吸力面后侧可能出现局部高温约1 700 K，接近尾缘区域时，由于尾缘扰流冷却结构的设置，使得换热系数得到很大加强，温度较低且分布均匀约1 300 K.图4 第一级导叶冷却结构气膜修正计算图5给出了该导叶三维导热计算得到的根、中、顶3个截面温度分布云图，图6给出了该导叶外表面压力侧与吸力侧温度分布云图.由温度分析可见，除了吸力侧尾缘存在较大的高温区，叶片绝大部分区域的温度能够满足设计要求，这与方案设计中管网计算结果吻合.出现这一现象的原因较为复杂，一方面由于SST模型可能会略高估计这一区域的局部换热，另外在三维导热计算中没要考虑到内部圆柱扰流柱的增大换热面积效应，也不能衡量扩张型气膜孔的冷却效果改善，导致叶片温度计算值偏高;从保证气动效率的角度来看，叶片吸力侧近尾缘不宜安排过量冷气，但是这一区域确实是容易烧蚀的区域，在后续详细设计中应重点分析与设计此处冷却结构，深入研究扩张型冷气孔的冷却效果.此外需从冷气与主流一体化设计的角度出发，进行冷却孔布局优化设计，期望可以在保证气动效率的基础上适当增加冷气量.图5 导叶沿叶高截面温度分布图6 导叶温度分布云图4 结论1)叶片吸力面和压力面近前缘部分冷却效率较高，且气膜覆盖率较好，吸力面后侧可能出现局部高温约1 700 K，接近尾缘区域时由于尾缘扰流冷却结构的设置，使得换热系数得到很大加强，温度较低且分布均匀约1 300 K.2)叶片绝大部分区域的温度能够满足设计要求，与管网计算结果吻合.本文所使用的冷却结构设计平台可高效完成冷却结构方案设计及三维温度分布验证计算.3)叶片三维导热计算中没有考虑扰流冷却结构与冲击冷却结构的强化换热效应、叶片表面热障涂层的隔热效应(热障涂层能使叶片降温50～100 K，且外换热越强烈降温幅度越大)和热辐射，这些因素会导致叶片温度场计算值大于实际值.参考文献［1］陈伟，阚瑞，任静，等.涡轮叶片内部冷却通道传热和压力分布特性的实验［J］.航空动力学报，2010，25(12):2779－2786.［2］曹玉璋，陶智，徐国强.航空发动机传热学［M］.北京:北京航空航天大学出版社，2005:15－21.［3］韩俊，王松涛，王仲奇.涡轮气冷技术研究进展［J］.节能技术，2012，30(1):29 －33.［4］SARGISON J E，GUO S M，OLDFIELD M L，et al.A converging slot-hole film-cooling geometry，part 1:Lowspeed flat-plate heat transfer and loss［J］.ASME Journal of Turbomachinery，2002，124(1):453 －460. ［5］LUCA C，TONY A.Experimental investigation of the aerothermalperformance ofa high blockage ribroughened cooling channel ［J］. 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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。
北航 航空发动机原理大作业
，
总压 Pt 5
Pt 45 [1 (1
Tt 5 ) / TL ] ] kg 1 Tt 4c
kg
8).混合室出口参数
外涵流量 W52
B W ， C p6 1 B
C pg
W52 Cp W5 W 1 52 W5 Pt 5 W52 Pt 22 W5 W 1 52 W5
kg 1 kg
1] ， T9 Tt 9 (1
kg 1 Ma9 2 )1 2
出口速度 C9 Ma9 kg R T9 出口面积 A9
W9 Tt 9 , ( K 0.0397) ，喉道面积 A8 A9 q(9 ) K Ptቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ9 q(9 )
Tt 4 a C p W3 1 Tt 3 C pg W4 Tt 4 C pg W45 C p W3 (Tt 3 Tt 22 ) C pg W45 mH
总温 Tt 45 Tt 4 a
，总压 Pt 45
Pt 4 a
T [1 (1 t 45 ) / TH ] kg 1 Tt 4 a
涵道比： B 0.42 ， 压气机增压比： CH 6.0 涡轮前燃气温度： Tt 4 1658K 风扇效率：CL 0.88[1] 燃烧室恢复系数： b 0.98[3] 高压涡轮效率：TH 0.89[5] 风扇增压比： CL 4.3 总增压比： c 25.8 进气道总压恢复系数： i 0.97 压气机效率：CH 0.89[2] 燃烧效率：b 0.99[4] 低压涡轮效率：TL 0.90[6]
3600 W f W9 C9 ，耗油率 sfc Fs W
10).总体性能参数 燃油量 W f W3a f ， 单位推力 Fs
涡轮增压的热力过程计算
contents
热力过程 热力过程计算 增压系统
涡轮增压的好处
离心式压气机Leabharlann • 结构紧凑，质量轻，在较宽的流量范围内能保持较好的效率。小尺寸压气机， 效率优于轴流式。
1-进气道 2-工作轮 3-扩压器 4-蜗壳
压气机工作过程
空气沿压气机通道的参数变化
焓熵图
等熵过程 实际过程
等熵 压缩 功 实际 压缩 功
压气机前后气体状态焓熵图
径流式涡轮机
涡轮机的工作原理与压气机刚好 相反。
温度
压力 速度 蜗壳
喷嘴 环
工作 轮
出气 道
焓熵图
等熵过程 实际过程
等熵 膨胀 功
实际 膨胀 功
涡轮机前后气体状态焓熵图
废气涡轮增压器热力系统划分
• 废气涡轮增压器是利用发动机排出的废气 能量驱动增压器涡轮，带动 同轴上的压气机叶轮 旋转，实现进气增压。废气涡轮增压器和发动机彼此 没有机械联系，它们通过空气流或燃气流来 传递能量。压气机与涡轮机都 是开口系统，对于发动机处于稳定工况时，可将工 质（空气或燃气） 的流 动视为稳态稳流过程，即为一维定常流动．
可变压缩比高增压系统 • 可变压缩比活塞高增压系统
可变压缩比活塞工作原理如下：柴油 机润滑油从曲轴主油道通过连杆小头进入 弹簧集油器3，然后由通道7及进油阀6和止 回阀8进入上油腔5及下油腔9，上油腔有弹 簧泄油阀4，泄油压力由弹簧预紧力事先设 定，从而控制内、外活塞相对位移。
• 带膨胀室的变压缩比高增压系统
工作原理：膨胀室和燃烧室用菌形阀 间隔开，在膨胀室内充满了一定压力的 压缩空气，一般为气缸压缩终压。在进、 排气过程中，膨胀室不工作。在燃烧过 程中，当压力超过膨胀室压力时，阀开 始上升，其上升速率与缸内压力升高率 密切相关。发动机负荷越大，增压压力 越大，阀上升的距离也越大，缸内余隙 容积增加量也越大，相对压缩比越小， 并以此控制最大爆发压力。在阀上升过 程中消耗能量，气缸压力下降后，膨胀 室阀下降．同时对气体作功。
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。
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。
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。
高速涡轮冷却风扇电动机系统设计
高速涡轮冷却风扇电动机系统设计
T he turbine cooling fan m otor system 's design
李天平
（上海美蓓亚精密机电有限公司，上海市 201602） （Minebea electronics & HI- TECH components （shangha）i CO.,LTD，201602）
应用科技
导通，此时 Q5 仍导通，即绕组 W、V 通电，W 进，V 出，此时定、转 子磁场相互作用拖动转子继续逆时针方向转动，电流流通路径为：电源 正极→Q5→W 相绕组→V 相绕组→Q6→电源负极。依次类推，每当转 子转过 60 度电角度时，功率开关管之间进行一次换流，定子磁状态就 改变一次。可见，电机有 6 个磁状态，每一状态都是两两导通，每相绕 组中流过电流的时间相当于转子旋转 120 度电角度，每个功率开关管的 导通角为 120 度电角度，即为两相导通星形三相六状态工作的无刷电动 机工作模式。其在不同工作区间内霍尔 IC位置状态和三相绕组及各功率 开关管的导通状态图如图 3 所示
特种环形久磁体采用脉冲磁场充磁，使用专用磁头，在 18KA 电 流下，形成 4 对 （8 极） 环形均布磁极，N 极、S 极间隔分布，对应的 定子电枢铁芯设计为环状均布 9 齿，齿的外形设计为对称形状，9 个电 枢绕组分 3 组 （U、V、W），连续的 3 齿绕制 1 相，其第 1 和第 3 齿绕 制方向相同，中间一齿反向绕制，再分别依次绕第 2 相、第 3 相，每相 绕组的起点依次为 U、V、W 端，每相绕组的终点连结在一起为公共端 （设为 O 点）。每相绕组 U、V、W 端分别与柔性线路板一端焊接，在柔 性线路板上依次焊接有三个磁感应位置传感器 （称为霍尔 IC），用以确 认霍尔 IC 的位置对应的径向方向是 N 极还是 S 极磁场。柔性线路板的 另一端与安装在机体结构件、静叶中间空间的主控制线路板上快速插头 连结。这样无刷电机的控制部分、机体结构、动叶和导向静叶、以及其 他部件有效组合为一体。只需要从引出电源线外加直流电源电机就可运 行，从引出的速度控制线加 PWM 信号或电压就可以控速，由引出的 运行信号线就可以与上位机通讯、检测电机运行情况。外观简洁、紧 凑，充分地利用了机体结构空间，使用安装方便。
燃气轮机热力计算方法
* f
qmf qmf
h
* f
h 2 ,a
T
* 2
*
b
( qma qmf ) h* 3, g
Hu
T3
*
qma， 其中：
qmf 分别为进入燃烧室的空气流量和燃料流量；
T f 分别为燃烧室进、出口和燃油进口总温；
*
T T h h
* 2,a
* * 2， 3 ， * * 2 , a ， 3, g ，
2.燃气轮机热力计算步骤
进气道出口气流参数 和
根据燃气轮机安装地点的高度，从国际标准大气 表查得该高度的大气温度 T 0和大气压力 P0 若是航空燃气轮机，再根据给定的飞行马赫数 * 算出进气道进口的总温 T * 和总压 ： P 0 0
k 1 2 T (1 M a 0) T 0 2 进气道出口参数为：
* 0
* * 的计算 P1 T1
k 1 2 P (1 M a 0) 2
* 0
* P i P0 * 1
* T T0 * 1
k k 1
P0
进气道出口参数：
P i P
* 1
* 0
* T T0 * 1
亚音速进气道 i 0.97 ~ 0.99 航空燃气轮机
M 1.5 i 0.92 ~ 0.95
Hu
T3
*
根据能量守恒定律，燃烧室能量平衡关系式
* * ( ) qma h* q q q q mf h f mf b H u ma mf h3, g 2, a
考虑油气比 得
* * f f ( 1 f ) h hf h3,g b Hu * 2,a
* h h 2 ,a f * * b H u h f h3,g * 3, g
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
涡轮增压的热力过程计算
可变压缩比高增压系统 • 可变压缩比活塞高增压系统
可变压缩比活塞工作原理如下：柴油 机润滑油从曲轴主油道通过连杆小头进入 弹簧集油器3，然后由通道7及进油阀6和止 回阀8进入上油腔5及下油腔9，上油腔有弹 簧泄油阀4，泄油压力由弹簧预紧力事先设 定，从而控制内、外活塞相对位移。
• 带膨胀室的变压缩比高增压系统
• Hyperbar 增压系统（补燃增压系统）
1)高增压比。 2)低压缩比。
• 二级涡轮增压系统
将两台不同大小的涡轮增压器串联运行，空气经两级压气机压缩，
改善低工况性能的增压系统
• 复合增压
• 相继涡轮增压系统
在相继涡轮增压系统中采用两个以上小型径流式涡轮增压器、随着增压发 动机转速和负荷的增长，相继按顺序投入运行。而投入运行的涡轮增压器处于 相对较小喷嘴环出口面积下运行，从而使发动机在整个运转区域内有较高的增 压比和较好的经济性。
废气涡轮增压器热力系统图
计算过程的理论依据及平衡条件
理论依据：
能量守恒定律（热力学第一定律）； 质量守恒定律。
平衡条件：
涡轮机与压气机功率平衡； 涡轮机与压气机转速相等，并且在一个循环内认为转速是恒定的； 通过涡轮的废气流量等于通过压气机的空气流量与循环喷油量的和。
热力过程计算分析
涡轮机功率计算
• 顾氏系统
进气门延后关闭，使充量系数和过量空气系数增大，改进燃烧。
• Scaby涡轮增压系统（扫气旁通系统）
Scaby系统是利用进、排气扫气重叠角期间的扫气系数在低转速时比在高 转速时更大的特点，达到低转速时扫气空气量更多的目的。同时，进气门在 下止点关，可使低转速时充量系数比高转速时大得多，以提高低速时的过量 空气系数，因此可改善低工况性能。