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/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

率空气流

量

风扇直

径m

3.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π

cL

= 1.4~1.8。

4.总增压比π

在给定涡轮前温度T t4前提下，存在使单位推力达到最大值的最佳增压比π

c,opt ，且π

c,opt

随

涡轮前温度T t4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π

c,ec

。根据现

有发动机水平，初步选区增压比为π

c

=45~55。

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：00kRT a =

气流速度：000Ma a C ⨯=

空气密度：T ） / 273.15（x ）p /（p 1.293=0⨯

ρ 3m /kg 365.0=ρ

则流量：s /kg 200A C A C W 000

0≈⨯⨯⨯⨯==RT P ρ (风扇直径取1.7~1.8)

pa 10364.0a 2

1-k 151

-k k 20*

0⨯=+=）（M P P

k 43.244a 2

1-k 12

0*0=+

=）（M T T (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

*

0*2T T = (3) .风扇出口截面参数

总压：cl *

2*'

2π⨯=P P (πCL:风扇增压比)

根据

1

k *

*-=k p p T T 得到 ⎪⎪⎪⎭

⎫ ⎝⎛+=cl k 1

-k cl *

2*'211η－πT T

故每经过风扇1kg 空气所消耗功为：()**'22T T Cp CL L -= (4) .增压级出口参数 总压：cm *'

2'

*'2π⨯=P P

总温：⎪⎪⎪⎭

⎫ ⎝⎛+=cm k 1

-k cm *'

2'*'211η－πT T

增压级每千克空气所消耗的功为：()*'2'*'2M T T Cp C L -= (5) .高压压气机出口参数

a 510×336.0*0i *2P P P ==σ

高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压，则

总压：

H P P C '*'2*3π⨯= （πCH: 高压压气机增压比）+

总温：

⎪⎪⎪

⎭⎫ ⎝⎛+=ch k 1

-k ch *2*311''η－πT T

流量：B

1W W 3a +=

故压气机压缩1kg 空气所消耗功为：()'*'2*3T T Cp CH L -= (6) .主燃烧室出口参数

燃烧室的油气比为：*4*

3

*43T H T T w w f Cpg u b Cp Cpg a f --=

=η

则：

f

W = W 3a f ⨯

总压为：b P P σ⨯=*

3*

4

流量：()()[]121a 34f 11δδδβ++---⨯=W W a

(7) .高压涡轮出口参数

mH

45. pg.*'

2*23p *

a

4*45

W W .ηC T T C T T

）（--=

()()[]

1213a 4a 45f 11W W W δδδβ++---⨯==

()()()()[]

121*4pg *

31p 214a

4m1f 11T C T C f 11*

*

δδδβδδδβτ++---+

+---=

=T T

m1*4*a 4.τT T = *4*a 4P P =