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 |
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.部件效率和损失系数
部件效率和损失系数（近似值） |
进气道总压恢复系数：σi=0.97 |
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 |
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 |
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： |
发动机型号相对功率提取系数：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。
2.涡轮前温度
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。
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。
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：
气流速度：
空气密度：
则流量： (风扇直径取1.7~1.8)
(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
(3).风扇出口截面参数
总压： (πCL:风扇增压比)
根据 得到
故每经过风扇1kg空气所消耗功为：
(4).增压级出口参数
总压：
总温：
增压级每千克空气所消耗的功为：
(5).高压压气机出口参数
高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压，则
总压： （πCH: 高压压气机增压比）+
总温：
流量：
故压气机压缩1kg空气所消耗功为：
(6).主燃烧室出口参数
燃烧室的油气比为：
则：
总压为：
流量：
(7).高压涡轮出口参数
则高压涡轮出口总压为：
所以：
(8).低压涡轮出口参数
总压相等，则：
流量：
因为：
则：
因为：
则：
落压比：
发布评论