北航涡轮泵大作业
北航航空燃气涡轮发动机课件(全集)
对应点速度方向相同， 大小成比例
f1 ( M a , M u ) f1 (
* K
qm 2
2 2
n , ) 2 n , ) 2
动力相似
轴向Ma相等 切向Mu相等
K f2 (M a , M u ) f2 ( 2 P2* /101325 2 T2* / 288
+i
扭速
后果：强烈振动、熄火
V1a +i Wu
喘振现象
压气机喘振的现象是气流发生低频大 幅度脉动，产生爆音 压气机出口压力迅速下降，排气温度 T*4迅速升高，转速nL、nH下降，发动 机振动加大 仪表指示摆动，严重时发动机停车 应采取必要的防喘措施，尽可能避免 压气机工作不稳定、发生喘振
2k 2
2k 几何出口角 2 出口气流角
通用特性线的变化原因
当相似转速一定、减少相似 流量将引起 PA 正攻角、叶背分离 扭速增加，增压比增加 效率先升后降 严重时喘振
低频、高振幅脉动 放“炮声” “吐火” 出口压力迅速降低，涡轮前温 度迅速提高，转速迅速下降
2012/10/31 8
引起性能参数变化的原因
外界条件：进气总温和总压 工作转速 压气机空气流量
f1 (qm , n, p , T )
* K * 2 * 2
K f 2 (qm , n, p , T )
* 2 * 2
2012/10/31 9
压气机通用特性线
相似理论 相似准则
20
可转动静子导流叶片防喘
通过调节静子叶片角度，使动叶进口气流的绝 对速度向转动方向偏斜，相对速度的方向与设 计状态相接近，进气攻角恢复到“零”，消除 了叶背分离，因此防止了喘振发生
大流量、高压航天反力式涡轮最佳通道气动设计
轮 工质 流量 大 ， 要求 的单 位 功小 ， 而 可大 幅 降低 涡 从
轮 要求 进 口燃气 温度 。美 国研 制 的全 流量 氢 氧火箭 发 动机 Ｒ 一２ ０ Ｓ １０中氢 、 涡 轮进 口燃 气 温度 分 别 只 氧 是 ＳＭ Ｓ Ｅ的 ７ ． ％和 ７ ． ％ ， 大 提 高 了涡 轮 工 作 ６７ １４ 大
宋雅 娜 ，张 国舟
（ 京 航 空 航 天 大 学 宇 航 学 院 ，北 京 １０ ８ ） 北 ００３
摘
要 ：基 于 闭 式 补 燃 循 环 液 体 火 箭 发 动 机 流 量 大 的 特 点 ， 欲设 计 效 率 水 平 高 的 航 天 反 力 式 涡 轮 。 因 涡 轮 进
出 口压 力 均 很 高 ， 而膨 胀 比小 、 荷 系数 大 ， 保 证 较 高 的 涡 轮 效 率 水 平 ’ 涡 轮 气 动 设 计 方 法 进 行 了 优 化 。在 涡 载 为 ， 对 轮 进 口总 温 、 总压 、 速 和 功 率 一 定 条 件 下 ， Ａ Ｄ ／Ｑ 涡 轮 叶 栅 损 失 模 型 为 基 础 ， 据 涡 轮 中径 的 一 维 气 动 计 转 以 Ｍ ＣＫ 依 算 ， 涡 轮 子 午 通 道 、 栅 通 道 及 叶栅 造 型 几 组 参 数 组 合 分 别 进 行 了气 动设 计 的 优 化 ， 究 了 涡 轮 中径 、 高 、 栅 对 叶 研 叶 叶 稠 度 、 动 叶 喉宽 匹配 及 动 叶 进 口构 造 角 对 涡 轮 效 率 的影 响 ， 现 了涡 轮 效 率 水 平 最 高 。 导 实 关 键 词 ：液 体 火 箭 发 动 机 ；涡轮
北航航空发动机原理大作业
北航航空发动机原理大作业航空发动机是飞机最核心的部件之一，它负责提供动力以便飞机能够在空中顺利飞行。
北航航空发动机原理大作业旨在深入研究航空发动机的工作原理，包括结构、工作循环、燃烧过程以及相关技术等方面。
本文将围绕这些内容进行详细的阐述。
航空发动机的结构一般包括压缩机、燃烧室、涡轮和喷管等组成部分。
首先，压缩机负责将来自外界的空气加压，使其增加密度，为燃烧提供充足的氧气。
然后，在燃烧室中燃烧燃料与氧气的混合物，产生高温高压的燃气。
接着，燃气驱动涡轮旋转，通过轴向流动推动涡轮转子。
最后，高速的喷气流通过喷管喷出，产生向后的推力，推动飞机向前飞行。
航空发动机的工作循环一般采用布雷顿循环。
该循环由四个过程组成：进气、压缩、燃烧和排气。
在进气过程中，空气被压缩机压缩，增加了密度和温度。
接着，燃料被喷射到燃烧室中，与压缩空气混合燃烧，释放出大量的热能。
然后，燃烧产生的高温高压气体驱动涡轮旋转，将一部分动能转化为机械功，用于驱动压缩机和其他系统工作。
最后，燃烧产物通过喷口排出，形成喷气流，产生推力。
航空发动机的燃烧过程是发动机组成中较为重要的一个环节。
燃烧室是燃烧过程的主要场所，其中燃料与空气发生充分混合和燃烧。
燃烧的质量和稳定性直接关系到发动机的性能和效率。
为了实现燃烧的充分，燃烧室通常具有特殊的结构设计，如喷嘴、涡流室和火花塞等。
喷嘴的作用是将燃料细小雾化，并与空气充分混合，以促进燃烧。
涡流室则通过旋转气流的方式，使燃料和氧气更好地混合，并提高燃烧效率。
火花塞则在适当的时间点产生火花，引燃燃料，使燃烧开始。
航空发动机还涉及到多种相关技术。
例如，超音速进气技术可以通过进气道中的激波冷却进气空气并提高压力，提高发动机的性能。
燃烧室冷却技术可以通过将冷却剂喷射到燃烧室壁面，降低燃烧室温度，延长发动机寿命。
另外，航空发动机还涉及到调节和控制系统，如油门控制、温度控制和故障监测等，以确保发动机的正常运行和安全性。
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
涡轮泵转子
涡轮泵转子涡轮泵简介涡轮泵是一种利用离心力将流体转移的装置。
由于涡轮泵采用离心力传递液体，因此在操作过程中转子是其中一个关键组件。
涡轮泵转子的结构涡轮泵转子通常由一个或多个叶片组成，这些叶片通过轴来与电机连接。
转子的形状和叶片数量根据涡轮泵的设计要求而定。
叶片涡轮泵转子的叶片通常是曲面状的，这种形状可以更好地利用离心力来传递流体。
叶片也可以通过改变其形状和角度来调整涡轮泵的性能。
轴涡轮泵的转子通过轴与电机连接，轴通常由强度高、耐磨损的材料制成。
轴的直径和材料也会根据涡轮泵的要求进行选择。
涡轮泵转子的工作原理涡轮泵转子是通过电机的转动来产生旋转离心力，从而将流体从一个位置转移到另一个位置。
液体进入涡轮泵后，被离心力推动，沿着涡轮泵的轴线方向旋转。
通过转子的旋转，液体被带到泵的出口处，完成转移过程。
涡轮泵转子在工作过程中产生的离心力非常重要。
离心力的大小取决于转子的结构和旋转速度。
因此，在设计涡轮泵转子时，需要考虑流体的特性、流量需求以及所需的压力。
涡轮泵转子的应用涡轮泵转子广泛应用于各个领域，特别是在需要将流体从一个位置转移到另一个位置的应用中，比如以下几个领域：工业领域涡轮泵转子常用于工业领域的流体输送系统中，可以用于输送水、油、气体等多种流体介质。
污水处理涡轮泵转子在污水处理系统中也有着重要应用。
污水处理通常涉及将污水从一个位置输送到另一个位置，而涡轮泵转子正是非常适合这种需求的设备。
能源行业涡轮泵转子也广泛应用于能源行业，尤其是石油和天然气工业中。
涡轮泵可以用来输送原油和天然气，以及其他相关的液体和气体。
结论涡轮泵转子是涡轮泵中非常重要的组成部分，它通过旋转产生离心力，将流体从一个位置转移到另一个位置。
涡轮泵转子的结构和形状决定了涡轮泵的性能，而涡轮泵转子的材料选择和设计则直接影响了涡轮泵的使用寿命和效率。
涡轮泵转子在工业领域、污水处理和能源行业等多个领域有着广泛的应用，对于流体的转移起着重要的作用。
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：1.42.发动机参数（资料参考）3.设计点飞行条件4.部件效率和损失系数高压轴机械效率：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：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。
北航航空燃气涡轮发动机课件
6.4 环境特性
发动机吸入外来物
美国客机迫降纽约河道155人获救
2009年1月15日下午，美国全美航空公司一架前往北卡罗来纳州夏洛特市的A-
320班机（1549 航班）从纽约拉瓜蒂亚机场起飞过程中遭飞鸟撞击失去动力
，迫降在纽约哈德逊河河面上。由于驾驶员临危不惧、处置得当，机上155人 全部获救，引起世人观注！
原因
ncor
对于同样的发动机转速， 只增加大气温度 T0 使得换 n 算转速下降，导致共同工 T0* 作点沿工作线下移，增压 比和空气流量减小
qmcor qm T2* P2*
大气压力对特性的影响
气压降低 推力下降
PS0从10.98个大气压 F下降10％
耗油率不变 原因
小小的飞鸟为何能威胁这么大的飞机飞行安全:一只体重900克的鸟， 如果以相对时速185公里与飞机相撞，其冲击力就有1190公斤
鸟撞民用飞机
2002年A320从美国西部一机场起飞时吸入大鸟 2004.09 Foker100 2号发动机吸鸟
改进发动机风扇部件设计 提高抗鸟撞能力
风扇叶片 风扇机匣（包容环）
③雨天工作时，相当于在发动 机进口喷水，水沿流程蒸发， 使压缩过程的吸热过程变成 放热过程，压气机各级进口 温度下降，使各级换算转速 增加，后几级流通能力加大
湿度增加使 R湿空气和Cp湿空气 增加，导致发动机排气 V9 加大，但空气流量减小 ， 综合作用使推力减小
6.3 雷诺数对发动机性能影响
大气条件对起飞性能的影响
民用涡扇发动机
常采用控制发动机压比EPR=const的起飞状态 控制规律，随着 T0 升高，发动机转速和排气 温度T*5（即EGT）增大，以保持推力不变 为保证发动机工作安全，当 T*5达到最高允许 排气温度T*5max ，改为T*5 = const的起飞状态 控制规律 转换这两种控制规律的T0大约为30℃ T0<30℃时发动机控制规律制定应保证起飞推 力（即起飞状态保持推力不变的控制） T0>30℃以后，因随 T0增加发动机热端部件温 度而增高，采用超温保护控制，控制规律自 动保持T*5 = T*5max，推力将随气温增加而下降
北航叶轮机高等气动力学大作业
作业条件和要求设计参数进气总压*P=101325.0 Pa进气总温*T=288.15 K质量流量G=550 kg/sπ=1.5总增压比*kη=0.90绝热效率*k气体常数R= 287.06 J/kg/K= 1004.7 J/kg/K定压比热Cp比热比k = 1.4确定（说明理由）转速，流道几何，各排叶片参数的展向分布（最少根、中、尖三个截面）：叶片尾缘半径，D因子，压比，效率，轮缘功，子午速度，相对速度，绝对速度，相对气流角，绝对气流角，静压，静温，总压，总温，密度，各叶片的基元几何（最少根、中、尖三个截面）叶轮机高等气动力学大作业——风扇设计院（系）名称专业名称学号学生姓名一、控制方程（1）连续性方程积分形式的连续性方程（对展向计算站而言）tip G G x hubG VA K F W d ηηρη==⎰()2cos G sin F R θσπρσ-=（2）运动方程以焓熵形式描述的展向平衡方程12/xx x W FW F W η∂=+∂ 1ln sin sin cos cos()cos cos x m D W tg F r dxθσσσθσσση∂=--+-∂*22()cos u u v v r i s F T r σηηη⎡⎤∂∂∂=-+-⎢⎥∂∂∂⎣⎦ （3）能量方程**212211()u u i i v r v r ω-=-（4）状态方程p RT ρ=（5）熵增关系式()***121*2*21ln 1ln p R R s T s s c T s s R ηησ⎡⎤=-+-⎢⎥⎣⎦=- （6）沿流线斜率曲率()22113221tan tan 1s s m s d f df x dr D dx dx dx r dm df dx σσ--⎛⎫⎛⎫===-=- ⎪⎪⎝⎭⎝⎭⎡⎤⎛⎫+⎢⎥⎪⎝⎭⎢⎥⎣⎦二、数值过程（1）离散方式（i 为计算站标号，j 为流线标号）1111111 2j j i i i i i j j i i i i j F F F F F F F DF dx x x x x ηηη-+--+--⎛⎫⎛⎫--∂⎛⎫==+⎪ ⎪ ⎪∂---⎝⎭⎝⎭⎝⎭ （2）运动方程流线平均参数 ()112j j j F F F -=+ ()11121122xj xj xj xj j j xj xj W W W W F F W W ηη----⎡⎤+=++-⎢⎥+⎢⎥⎣⎦（3）连续方程()1112xj xj j j Gi Gj jj W W G G K F ηη---+∆=∆+⋅⋅-10JN G G G∆=⎧⎨∆=⎩ 三、求解2m S 流场流程图四、压气机设计（1）压气机级数的确定：压气机设计流量为550kg/s ，压比1.5，可以看出属于民用风扇范畴，因此初步选定为单级轴流压气机。
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学号姓名成绩《冲击式涡轮和反力式涡轮的设计计算》总结：对冲击式涡轮和反力式涡轮进行设计计算，得到计算结果，具体见表1和表2。
表1 反力式涡轮的计算结果表2 冲击式涡轮的计算结果根据计算结果，我们对比可以得到冲击式涡轮和反力式涡轮的相同点 是：冲击式涡轮和反力式涡轮在计算功率时，均由泵的功率决定，由T P N N =∑计算。
不同点具体见表3.表3 反力式涡轮和冲击式涡轮的比较1. 冲击式涡轮出口压力值取决于涡轮排气是直接排入周围环境还是导入辅助喷管，但两种情况下出口压强和反力式相比均很小。
而反力式涡轮通常用于补燃式的液体火箭发动机中的涡轮泵中，所以在不记喷注器压降的条件下，涡轮的出口压力等于燃烧室的压力。
2.在计算反力式涡轮的参数时，由于反力度容易确定，在分析过程中广泛采用热力反力度。
反力式涡轮的设计计算一.反力式涡轮参数的选择在具有冲击式涡轮的供应系统(无补燃发动机系统)中，由燃气发生器产生的富燃燃气驱动涡轮，涡轮不冷却，富燃燃气的温度在1000～1200K 的范围内，比富氧燃气的允许温度(600～800K)高得多。
另外，富燃燃气的气体常数比富氧燃气的气体常数大一些，这些都有利于减小需通过涡轮的燃气流量。
涡轮流量m t q 是具有冲击式涡轮的供应系统的主要参数之一。
m t q 值越小，发动机的比冲就越高。
涡轮流量m t q 可由泵和涡轮的功率平衡：T Pf Po N N N =+泵的需用功率降低，可减小通过涡轮的燃气流量，因此应尽量提高泵的效率。
选定泵的结构并确定其效率后，可根据功率平衡求出所需的涡轮燃气流量，由此确定涡轮的效率。
涡轮入口压力(燃气发生器压力)取决于氧化剂泵的出口压力。
当用燃料冷却推力室时，燃料泵出口压力比氧化剂泵的出口压力高。
涡轮出口压力之值取决于涡轮排气是直接排入周围环境还是导入辅助喷管。
冲击式涡轮计算的原始数据为：(1)涡轮的设计功率：涡轮功率T N 由泵所需的功率决定，由涡轮泵装置设计任务给定：其中，T N —涡轮的设计功率，又称涡轮的轴功率；Pf N —燃料泵的轴功率； Pf N —氧化剂泵的轴功率。
(2)涡轮的设计角速度：涡轮的设计转速ω由泵不发生汽蚀时允许的最大角速度确定；(3)涡轮工质的物理常数和温度：涡轮进口总压*0P 、进口总温*0T 、和出口静压2P ；涡轮工质的绝热指数k 和气体常数R 。
二.反力式涡轮参数的选择1.反力式式涡轮基本参数的确定1)涡轮功率 T 4300kw N = (由涡轮泵的计算得出)2)角速度 2410rad/s ω= (由泵的计算得出) 3)燃气流量 T 85kg/s m = (由涡轮泵的计算得出)4)入口滞止压强 *14MPa p = (由涡轮泵的计算得出)5)出口压力 210MPa p = (由涡轮泵的计算得出)6)入口滞止温度 *0700K T = (给定) 7)气体常数 280J/(kg K)R =⋅ (给定) 8)绝热指数 1.33k = (给定)2.涡轮圆周速度和平均直径的确定9)(膨胀)压比 1.4δ= (给定) 10)绝热功*4ad 011.3311.331 1.331[1]280700[1] 6.331011.331()(1.4)k kkL RT J k δ--=-=⨯⨯-=⨯-- 12)反力度 T 0.2ρ= (给定) 13)速度比ad0.52uc = 14)绝热速度ad 355.73/c m s ===ad c 为T 0ρ=是静叶喷嘴出口的绝热速度15)圆周速度 0.520.52355.73184.98/ad u c m s ==⨯=16)平均直径 ave 22184.980.15352410uD ω⨯===3.喷嘴叶栅高度的确定17)喷嘴静叶的绝热功441ad T 0ad (1)(10.2) 6.3310 5.0610L L J ρ=-=-⨯⨯=⨯由2ad 1ad T 0ad 0ad1L LL L ρ==-计算得到。
18)喷嘴出口的绝热速度1ad 355.73318.17/c c m s ===由ad 1ad c c =19)喷嘴静叶速度系数(一次近似值) 0.97ϕ= (给定) 20)喷嘴静叶出口流速 11ad 0.97318.17308.63/c c m s ϕ==⨯= 由11adc c ϕ=计算得到。
21)喷嘴出口的临界声速cr 473.03/a m s === 22)喷嘴静叶内燃气折合速度 111308.630.6525473.03c cr c a λ=== 23)喷嘴折合流量1111/(1)2c c c 1/(1.331)211()1211.331 1.3310.652510.65250.85852 1.331k k k q k λλλ--⎡+-⎤⎛⎫=-⎪⎢⎥+⎝⎭⎣⎦⎡+-⎤⎛⎫=⨯-⨯= ⎪⎢⎥+⎝⎭⎣⎦24)喷嘴总压恢复系数11/(1)2 1.33/(1.331)21221 1.3310.6525111 1.3310.970.98391 1.331110.65251 1.331k k c c k k k k λϕσλ--⎡⎤⎛⎫⎡⎤--⎛⎫⎢⎥--⨯ ⎪⎢⎥⎪++⎢⎥⎝⎭⎝⎭⎢⎥===⎢⎥--⎢⎥--⨯⎢⎥⎢⎥++⎢⎥⎣⎦⎣⎦25)气流角（喷嘴出口角） 124α=︒ (给定) 26)喷嘴静叶叶片高度(一次近似值) 给定涡轮的燃气质量流量mT 85/s q Kg =1c ave 01c 10.024h m ===其中n为多变指数，0.6726n ===；4.喷嘴叶栅参数的确定27)喷嘴静叶叶片的气流入口角090α=︒28)喷嘴静叶出口按绝热速度计算的马赫数1c M 0.6441ad===其中，1ad 1ad c 1cr 318.170.6726a 473.03c λ=== 29)喷嘴出口马赫数有效叶栅角（或称为出口构造角）11effective sin sin kαα=式中，k 为经验系数，其实用来考虑叶栅通道内的粘性、尾缘楔角和尾缘转折角（叶背喉部处切线与尾缘切线的夹角）的影响。
当叶栅出口的燃气速度接近声速时，1k =；当燃气速度较低时（0.5Ma ≤）， 1.08k =11effective sin sin 24sin 0.40671k αα︒=== 30)相对叶栅节距 c t 0.79= (在最佳值范围内给定) 31)叶片安装角 4520χ'=︒ (根据叶栅特性确定) 32)叶轮宽度 c 0.013b = (给定)33)叶片弦长 c bc 0.0130.01827sin sin 4520'b b m χ===︒ 34)叶栅节距 c c bc 0.790.018270.01443t t b m ==⨯= 35)喷嘴静叶叶片数 avec c0.1535340.01443D z t ππ⨯===36)叶片相对高度c bc 0.024 1.310.01827h b == 37)叶栅内的损失系数 c 0.05ζ= (根据叶栅特性确定) 38)叶栅速度系数由2c 1ζϕ=-0.9747ϕ===5.轴向间隙内气流参数的确定39)喷嘴出口总压 **1100.98391413.77p p MPa σ==⨯= 40)喷嘴出口静压1/(1)2111.33/(1.331)21111.33113.7710.652510.721.331k k c k p p k MPaλ-*--⎛⎫=- ⎪+⎝⎭-⎛⎫=⨯-⨯= ⎪+⎝⎭41)喷嘴出口静温122101 1.331170010.6525657.851 1.331c k T T K k λ*--⎛⎫⎛⎫=-=⨯-⨯= ⎪ ⎪++⎝⎭⎝⎭42)喷嘴出口气体密度 6311110.721058.20/280657.85p Kg m RT ρ⨯===⨯43)喷嘴出口声速494.96/a m s == 44)喷嘴出口马赫数 11308.63M 0.6235494.96c a === 45)工作叶轮叶栅入口相对速度1w 158.62/m s ===46) 工作叶轮叶栅入口相对运动滞止温度101**2w 1211(2cos )11.3317001(20.39110.6525cos 240.3911)668.981.331c u u k T T k Kλλαλ-⎡⎤=--⎢⎥+⎣⎦-⎡⎤=⨯-⨯⨯⨯︒-=⎢⎥+⎣⎦其中，cr 184.980.3911473.03u u a λ=== 47)工作轮入口相对运动的临界声速cr w 462.43/a m s === 48)工作轮入口折合速度 11w crw 158.620.3430462.43w a λ=== 49)工作轮入口折合流量1111/(1)2w w w 1/(1.331)211()1211.331 1.3310.34310.3430.51782 1.331k k k q k λλλ--⎡+-⎤⎛⎫=-⎪⎢⎥+⎝⎭⎣⎦⎡+-⎤⎛⎫=⨯-⨯= ⎪⎢⎥+⎝⎭⎣⎦50)工作轮入口相对运动的马赫数10.3205w M ===51)工作轮入口相对运动的总压11111111112c ****1w c **2111.331.3312211()1()/()1()111.33110.65251.33113.7713.111.33110.3431.331k k c w w w k p p k p p p p k p p k MPaλπλπλλ---⎛⎫- ⎪+==⨯= ⎪- ⎪-+⎝⎭-⎛⎫-⨯ ⎪+=⨯= ⎪- ⎪-⨯+⎝⎭6.叶轮叶栅参数的确定52)工作轮叶片入口高度1c hub 0.0240.0020.0010.027m h h h h π=+∆+∆=++= 10.027m h π=(给定hub 0.002m h ∆=，0.001m h π∆=)53)工作轮气流入口角1111sin sin 24arctgarctg 5219'cos /cos24184.98/308.63u c αβα︒===︒-︒-54)工作叶轮出口绝热速度2ad 224.67/w m s ===55)工作叶轮出口折合的绝热速度2ad2ad cr w224.670.4858462.43ww a λ===56)工作叶轮出口按绝热速度计算出的马赫数2ad0.4578w M ===57)工作叶轮出口速度系数(一次近似值)0.95ψ=58)工作叶轮出口相对流速22ad 0.95224.67213.44/w w m s ψ==⨯=由22adw w ψ=得出。
59)工作叶轮出口折合速度22cr w 213.440.4616462.43w w a λ=== 60)工作叶轮出口折合流量2221/(1)2w w w 12 1.33111()1211.330.66821 1.3310.4616[(10.4616)]2 1.3310.6682k k k q k λλλ--⎡+-⎤⎛⎫=-⎪⎢⎥+⎝⎭⎣⎦+-=⨯-⨯+=61)工作叶轮总压恢复系数22/(1)2 1.33/(1.331)22221 1.3310.4616111 1.3310.950.98571 1.331110.46161 1.331k k w w k k k k λψσλ--⎡⎤⎛⎫⎡⎤--⎛⎫⎢⎥--⨯ ⎪⎢⎥⎪++⎢⎥⎝⎭⎝⎭⎢⎥===⎢⎥--⎢⎥--⨯⎢⎥⎢⎥++⎢⎥⎣⎦⎣⎦62)工作叶轮出口相对运动的气流出口角1222ave w 2w sin β=取120.027h h m ==ave122w 2w 2685arcsin2907'0.153513.11100.98570.66820.67260.027βπ===︒⨯⨯⨯⨯⨯⨯⨯63)工作叶轮出口有效叶栅角22effective sin sin kββ=式中，k 为经验系数，其实用来考虑叶栅通道内的粘性、尾缘楔角和尾缘转折角（叶背喉部处切线与尾缘切线的夹角）的影响。