设计点气动热力循环分析

部件效率和部件损失
部件效率和部件损失依据当前的发动机部件设计水平而定，下表给出了发动机 各部件效率和部件损失的范围。 风扇效率 压气机效率 燃烧室效率 高压涡轮效率 低压涡轮效率 0.88 ~ 0.90 0.85 ~ 0.87 0.97 ~ 0.99 0.88 ~ 0.89 0.90 ~ 0.91 中间机匣总压损失 燃烧室总压损失 外涵道总压损失 混合室总压损失 喷管速度系数 0.01 ~ 0.02 0.02 ~ 0.03 0.03 ~ 0.04 0.02 ~ 0.03 0.98 ~ 0.99 根据飞机要求确定
出口流量： 油气比的推导 (忽略燃油温度) ： W3 = W22 (1 − δ HP − δ LP − β ) 高压压气机的单位 气流压缩功：
LC = c p (Tt 3 − Tt 22 )
风扇的单位气流压缩功：
LF = c p (Tt 22 − Tt 2 )
燃烧室能量平衡
f =
c pg Tt 4 − c p Tt 3 H f η b − c pg Tt 4
混合室掺混模型
混合室
内涵进口面积和静压：
A5 = W5 Tt 5 pt 5 K g q g (λ5 )
− kg k g −1
出口总温： c pgW6Tt 6 = c pgW5Tt 5 + c pW5 II Tt 5 II 冲量定理与流量方程联立，求解出口静压和马赫数：
p6 A6 1 + k g M 62 = p5 A5 1 + k g M 52 + p5 II A5 II 1 + kM 52II ⎛ k − 1 2 ⎞ k g −1 K g q g (λ6 ) p6 ⎜1 + M6 ⎟ K g q g (λ6 ) pt 6 2 ⎝ ⎠ = W6 = Tt 6 Tt 6
⎛ kg −1 2 ⎞ T9 = Tt 9 ⎜1 + M9 ⎟ ⎜ ⎟ 2 ⎝ ⎠ a9 = k g RT9
−1
出口（排气）速度：v9 = a9 M 9
性能参数
净推力： FN = v9W9 − v0Wa 单位推力：
FS = FN W9 β ⎞ ⎛ = v9 − v0 = ⎜1 + f 0 − ⎟v9 − v0 Wa Wa 1+ B ⎠ ⎝
kg
(
)
(
)
(
)
⎛ kg −1 2 ⎞ p5 = pt 5 ⎜1 + M5 ⎟ ⎜ ⎟ 2 ⎝ ⎠
出口流量：W6 = W5 + W5 II 出口面积： A6 = A5 + A5 II
内外涵进口马赫数预先给定 0.3 ~ 0.5 。 内外涵进口面积是特征截面尺寸之一。
加力燃烧室
出口总温和总压：
Tt 7 pt 7 = pt 6σ ab
− kg k g −1
低压涡轮
出口流量：
W5 = W4 c = W45 + W22δ LP
π HP
出口总温和总压：
导向器出口总温和总压：
c pgW4 cTt 4 c = c pgW45Tt 45 + c pW22δ LPTt 3 pt 4 c = pt 45
c pgW5 (Tt 4 c − Tt 5 ) = Wa LF + Lext ⎡ 1 − Tt 5 / Tt 4 c ⎤ p = t 4 c = ⎢1 − ⎥ η LP p5 ⎣ ⎦
第四章 设计点气动热力循环分析
第一节 综述
通常，飞机设计的典型任 务剖面中存在着若干个关键性 能点，典型任务剖面和关键性 能点对应着飞机设计任务书中 的具体性能考核指标。相应地， 飞机设计师也会在关键性能点 上提出对发动机性能的要求， 如起飞状态的推力要求、给定 某些巡航状态的小时耗油量要 求、给定某些高空高速状态的 机动性要求等。上述性能要求 就是最初的发动机设计指标。
加力燃烧室总压损失 0.02 ~ 0.04
加力燃烧室效率 0.85 ~ 0.95 飞机引气量
涡轮冷却空气量 根据涡轮前温度确定 根据飞机要求确定 飞机功率提取
在设计点选择、热力循环参数初选、部件效率和部件损失确定完成之后，就可 以开始进行设计点性能计算和热力循环分析了。
第三节
设计点性能计算
本节主要以混排涡扇发动机作为研究对象，介绍如何进行设计点性能计算。在 此阶段，发动机的空气流量可任意选定。相应地，设计点计算的最终结果仅输出单 位推力和耗油率等不依赖于发动机流量和尺寸的性能参数。
高压涡轮
出口流量：
W45 = W4 a = W4 + W22δ HP
导向器出口总温和总压： c pgW4 aTt 4 a = c pgW4Tt 4 + c pW22δ HPTt 3
pt 4 a = pt 4
出口总温和总压：
转子的冷却与功率提取
c pgW45 (Tt 4 a − Tt 45 ) = W22 LC ⎡ 1 − Tt 45 / Tt 4 a ⎤ p = t 4 a = ⎢1 − ⎥ η HP p45 ⎣ ⎦
某战斗机的典型任务剖面
某长航时无人机典型任务剖面
本章主要内容
本章主要讨论根据关键性能点的推力、耗油率等指标需求如何完成发动机的初 步总体气动设计。包括设计点的选择、热力循环参数选择、部件效率和部件损失的 确定、发动机空气流量和特征截面尺寸的确定。 设计点的选择包括：确定发动机设计点的飞行高度、飞行马赫数、环境温度和 环境压力。 热力循环参数的选择包括：确定总增压比、涡轮前温度、加力出口温度、风扇 （低压压气机）压比和涵道比。 部件效率和部件损失的确定包括：确定风扇（低压压气机）效率、高压压气机 效率、燃烧室效率、加力燃烧室效率、高压涡轮效率、低压涡轮效率、中间机 匣总压损失、燃烧室总压损失、外涵道总压损失、混合室总压损失、加力燃烧 室总压损失、尾喷管速度系数、涡轮冷却空气量、飞机引气量、飞机功率提取 等。 最终确定的参数包括：发动机空气流量、混合室内涵进口面积、混合室外涵进 口面积、尾喷管喉部面积、尾喷管出口面积。
− kg k g −1
π LP
外涵道
出口流量、总温 和总压：
W5 II = W2 II Tt 5 II = Tt 2 II pt 5 II = pt 2 II σ d
出口面积和静压：
A5 II = W5 II Tt 5 II pt 5 II Kq (λ5 II )
− k k −1
⎛ k −1 2 ⎞ p5 II = pt 2 II ⎜1 + M 5 II ⎟ 2 ⎝ ⎠
热力循环参数
初步给定满足设计要求的热力循环参数范围。范围划分太窄，可能遗漏满足设 计要求的循环参数；范围划分太宽，将增加设计点计算的工作量。 涡轮前温度的上限要综合考虑发动机热端部件的材料和冷却技术，下限要保证 燃烧室至少达到 600K 以上的温升。 总增压比的范围应涵盖发动机的最佳增压比。 战斗机和攻击机的发动机通常选择小涵道比（＜1.0）或涡喷发动机；民用客机 或运输机的发动机通常选择中高涵道比（＞3.0）。 混排涡扇发动机的风扇增压比选择应满足混合室最小掺混损失条件，即：混合 室内外涵进口马赫数相等、进口静压相等。 分排涡扇发动机的增压比选择应与涵道比匹配，保证耗油率最小。 在热力循环参数范围内，分别取不同的涡轮前温度、总增压比和涵道比加以组 合，形成一系列的橡皮发动机（rubber engine）。再分别对每个橡皮发动机进行设 计点计算和热力循环分析。
出口马赫数：
M9 =
k g −1 ⎡ ⎤ ⎛ pt 9 ⎞ k g 2 ⎢ ⎜ ⎟ − 1⎥ ⎥ k g − 1 ⎢⎜ p0 ⎟ ⎝ ⎠ ⎢ ⎥ ⎣ ⎦
加力油气比：
f ab = W6 (1 − f ) Wf W fab
出口静温和声速：
= + f ab
总油气比：
f0 = W f + W fab W6 (1 − f ) W6 (1 − f )
进气道
总温和总压：
Tt 2 = Tt 0 p t 2 = p t 0σ i
总压恢复系数：
⎧σ i = 0.97 (M 0 ≤ 1.0 ) ⎪ ⎨ ⎪σ i = 0.97 1 − 0.075(M 0 − 1)1.35 ⎩
速度： v0 = a0 M 0
[
]
(M
> 1 .0 )
风扇
出口总温和总压：
Tt 22 = Tt 2 II
k −1 ⎛ ⎞ ⎜ π Fk − 1 ⎟ = Tt 2 ⎜1 + ⎟ ηF ⎟ ⎜ ⎝ ⎠
高压压气机
出口总温和总压：
k −1 ⎛ ⎞ ⎜ π Ck − 1 ⎟ Tt 3 = Tt 22 ⎜1 + ⎟ ηC ⎟ ⎜ ⎝ ⎠ pt 3 = pt 22π C
主燃烧室
出口总温和总压：
Tt 4 pt 4 = pt 3σ b
3600(W f + Wab ) FN
若为双轴涡喷发动机，则令涵道比为零 计算内涵至低压涡轮出口，再令低压涡 轮出口截面参数等于加力燃烧室进口截 面参数完成剩余计算。 若为单轴涡喷发动机，则令进气道出口 截面参数等于压气机进口截面参数，并 将飞机功率提取计入高压涡轮能量平衡 方程，计算至高压涡轮出口，再令高压 涡轮出口截面参数等于加力燃烧室进口 截面参数完成剩余计算。
耗油率：
sfc =
=
3600 f 0 FS
推演
若不存在加力燃烧室，则令混合 室出口截面参数等于尾喷管进口 截面参数完成剩余计算。 若为分排涡扇发动机，则外涵道 出口和低压涡轮出口气流分别按 完全膨胀计算推力。
发动机各截面定义
第四节
混排涡扇发动机气动热力循环分析
在第二节的设计准备工作阶段，选定了热力循环参数的范围，并在范围内选择 了不同热力循环参数的组合，形成了一系列的橡皮发动机。通过第三节的设计点性 能计算，可以得到这些橡皮发动机的单位推力和耗油率。 本节的目的在于分析总增压比、涡轮前温度、涵道比和风扇压比对单位推力和 耗油率的影响，在此基础上，进一步探讨如何选择更加合理的热力循环参数组合来 满足设计指标要求。