航空发动机多学科综合优化设计
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* Wk C p (T2 T1* ) C p T1* ( k 1 * k k * 1) / k
压气机出口气流的总温和总压：
* T2 T1* Tk* * * P2* P 1 k
一定压比的轴流式压气机效率是重要参数：一般情况下，轴流式压 气机的效率在0.78～0.85范围之内，离心式或混合式压气机的效率在 0.75至0.80范围内。
A9 (P9 P0 ) Fs 1 f C9 C0 1 f qmg P9 代入 qmg A9C9 9 A9C9 RT9
C0 RT9 P0 Fs 1 f C9 1 1 f C9 P9
t*
k'
* k'
k 1
'
P4*
t*
P3*
一般情况下，单级涡轮效率在0.88～0.91范围内，多级涡轮效率在0.89 ～0.94范围内。
接近于１
Fra Baidu bibliotek
设计点气动热力计算
5，涡喷发动机喷管计算
假设燃气在尾喷管中流动时与固壁近似绝热，可估计涡轮 出口参数： 喷管出口温度和压力
T9* T4*
由压气机与涡轮功率平衡，得
qmaWk (1 f)qma Wtm
* * C p (T2 T1* ) C 'p (1 f)(T3* T4 )m
Tt*
C p Tk*
' Cp (1 f)m
机械效率（含传动附件所消耗的功率）， 其值一般为0.99 。
接近于１
设计点气动热力计算
涡轮喷气发动机
气动热力计算目的
航空发动机设计点计算目的和作用
设计点热力计算目的：选定的发动机工作过程参数和部件 效率或损失系数，计算发动机各主要截面的气流参数，获 得发动机在设计点的主要性能参数，并核查其是否满足设 计需求以分析是否需调整某些设计参数。 发动机简要设计的主导线索，具体作用： （1）完成设计点的热力计算之后，可望初步确定满足飞行 任务要求的发动机设计参数选择的大致范围。 （2）进行了设计点的热力计算、确定了发动机的大体方案 后才能进行发动机的非设计点热力计算，以确定发动机非 设计点的性能。
接近于１
设计点气动热力计算
3，涡喷发动机燃烧室计算
设定燃烧室出口气流总温，考虑一定的燃烧效率和流阻损 失可估计燃烧室出口参数： 燃烧室出口燃气压力 * * P P b 3 2
燃烧室中加给每千克空气的燃油量ｆ
* * h3 h a 2a f * * b H H 3 h2 a
设计点气动热力计算
涡喷发动机发动机各特征截面
涡喷发动机各部件进出口截面常作为气动热力计算的特征 截面
接近于１
设计点气动热力计算
1，涡喷发动机进气道计算
依据给定飞行高度H，马赫数Ｍ0，计算来流总温、总压， 进而估计进气道出口参数：
k 1 2 T T0 (1 M0 ) 2
* 0
T0* T1*
* * P P 9 4 e
k 1 P C9 2C pT4*[1 ( 0 * ) k e P4
一般情况下喷管的总压恢复系数为0.96～0.99 ；也常用速度系数 来估 计气流在喷管中的损失， 一般为0.97～0.99 。
接近于１
设计点气动热力计算
涡喷发动机单位推力
单位推力是单位质量流量气流所产生的推力 qmg C9 qmaC0 A9 P F 9 P 0 Fs qma qma qma
4，涡喷发动机涡轮计算
根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做 功效率可估计涡轮出口参数： 涡轮出口温度和压力 T4* T3* Tt* 1 ' ' * Wt C p Tt * C p T3 (1 k ' 1 )t*
T t* [1 * t * ] T3 t
航空发动机多学科综合优化设计
2015年
内容提纲
1 2 3 4 气动热力计算目的 设计点气动热力计算 涡轮喷气发动机总体结构 Gasturbo软件使用介绍
气动热力计算目的
航空发动机设计点
给定的飞行和大气条件（飞行高度、飞行马赫数，及大气 温度、压力和湿度），并在此条件下选定满足单位性能参 数要求（如单位推力和单位耗油率等）
k 1 k 1 * * 2 k P P P (1 M 1 0 i i 0 0) 2
进气道总压恢复系数σ的大小取决于进气道的型式及飞行速度。当在 亚声速或低超音速飞行、且进气道长度弯度不大时接近1。
接近于１
设计点气动热力计算
2，涡喷发动机压气机计算
设定压气机的增压比，考虑压缩损失（熵增）而估计压气 机出口参数： 压气机单位功
接近于１
设计点气动热力计算
涡喷发动机单位推力
燃气在喷管中完全膨胀，则单位推力
Fs 1 f C9 C0
当发动机在地面工作时，单位推力的公式可简化为：
Fs 1 f C9
接近于１
设计点气动热力计算
涡喷发动机耗油率
按耗油率的定义，有 3600qmf SFC F 引入单位推力，则耗油率计算式为 3600 f SFC Fs
燃烧室总压恢复系数 一般在0.9～0.96；燃烧效率系数通常为0.97～ 0.99；燃料热值，航空煤油为42900千焦耳／千克。
接近于１
设计点气动热力计算
4，涡喷发动机涡轮计算
根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做 功效率可估计涡轮出口参数： 涡轮出口燃气流量
qmg (1 f)qma
压气机出口气流的总温和总压：
* T2 T1* Tk* * * P2* P 1 k
一定压比的轴流式压气机效率是重要参数：一般情况下，轴流式压 气机的效率在0.78～0.85范围之内，离心式或混合式压气机的效率在 0.75至0.80范围内。
A9 (P9 P0 ) Fs 1 f C9 C0 1 f qmg P9 代入 qmg A9C9 9 A9C9 RT9
C0 RT9 P0 Fs 1 f C9 1 1 f C9 P9
t*
k'
* k'
k 1
'
P4*
t*
P3*
一般情况下，单级涡轮效率在0.88～0.91范围内，多级涡轮效率在0.89 ～0.94范围内。
接近于１
Fra Baidu bibliotek
设计点气动热力计算
5，涡喷发动机喷管计算
假设燃气在尾喷管中流动时与固壁近似绝热，可估计涡轮 出口参数： 喷管出口温度和压力
T9* T4*
由压气机与涡轮功率平衡，得
qmaWk (1 f)qma Wtm
* * C p (T2 T1* ) C 'p (1 f)(T3* T4 )m
Tt*
C p Tk*
' Cp (1 f)m
机械效率（含传动附件所消耗的功率）， 其值一般为0.99 。
接近于１
设计点气动热力计算
涡轮喷气发动机
气动热力计算目的
航空发动机设计点计算目的和作用
设计点热力计算目的：选定的发动机工作过程参数和部件 效率或损失系数，计算发动机各主要截面的气流参数，获 得发动机在设计点的主要性能参数，并核查其是否满足设 计需求以分析是否需调整某些设计参数。 发动机简要设计的主导线索，具体作用： （1）完成设计点的热力计算之后，可望初步确定满足飞行 任务要求的发动机设计参数选择的大致范围。 （2）进行了设计点的热力计算、确定了发动机的大体方案 后才能进行发动机的非设计点热力计算，以确定发动机非 设计点的性能。
接近于１
设计点气动热力计算
3，涡喷发动机燃烧室计算
设定燃烧室出口气流总温，考虑一定的燃烧效率和流阻损 失可估计燃烧室出口参数： 燃烧室出口燃气压力 * * P P b 3 2
燃烧室中加给每千克空气的燃油量ｆ
* * h3 h a 2a f * * b H H 3 h2 a
设计点气动热力计算
涡喷发动机发动机各特征截面
涡喷发动机各部件进出口截面常作为气动热力计算的特征 截面
接近于１
设计点气动热力计算
1，涡喷发动机进气道计算
依据给定飞行高度H，马赫数Ｍ0，计算来流总温、总压， 进而估计进气道出口参数：
k 1 2 T T0 (1 M0 ) 2
* 0
T0* T1*
* * P P 9 4 e
k 1 P C9 2C pT4*[1 ( 0 * ) k e P4
一般情况下喷管的总压恢复系数为0.96～0.99 ；也常用速度系数 来估 计气流在喷管中的损失， 一般为0.97～0.99 。
接近于１
设计点气动热力计算
涡喷发动机单位推力
单位推力是单位质量流量气流所产生的推力 qmg C9 qmaC0 A9 P F 9 P 0 Fs qma qma qma
4，涡喷发动机涡轮计算
根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做 功效率可估计涡轮出口参数： 涡轮出口温度和压力 T4* T3* Tt* 1 ' ' * Wt C p Tt * C p T3 (1 k ' 1 )t*
T t* [1 * t * ] T3 t
航空发动机多学科综合优化设计
2015年
内容提纲
1 2 3 4 气动热力计算目的 设计点气动热力计算 涡轮喷气发动机总体结构 Gasturbo软件使用介绍
气动热力计算目的
航空发动机设计点
给定的飞行和大气条件（飞行高度、飞行马赫数，及大气 温度、压力和湿度），并在此条件下选定满足单位性能参 数要求（如单位推力和单位耗油率等）
k 1 k 1 * * 2 k P P P (1 M 1 0 i i 0 0) 2
进气道总压恢复系数σ的大小取决于进气道的型式及飞行速度。当在 亚声速或低超音速飞行、且进气道长度弯度不大时接近1。
接近于１
设计点气动热力计算
2，涡喷发动机压气机计算
设定压气机的增压比，考虑压缩损失（熵增）而估计压气 机出口参数： 压气机单位功
接近于１
设计点气动热力计算
涡喷发动机单位推力
燃气在喷管中完全膨胀，则单位推力
Fs 1 f C9 C0
当发动机在地面工作时，单位推力的公式可简化为：
Fs 1 f C9
接近于１
设计点气动热力计算
涡喷发动机耗油率
按耗油率的定义，有 3600qmf SFC F 引入单位推力，则耗油率计算式为 3600 f SFC Fs
燃烧室总压恢复系数 一般在0.9～0.96；燃烧效率系数通常为0.97～ 0.99；燃料热值，航空煤油为42900千焦耳／千克。
接近于１
设计点气动热力计算
4，涡喷发动机涡轮计算
根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做 功效率可估计涡轮出口参数： 涡轮出口燃气流量
qmg (1 f)qma