航空发动机热力计算程序说明
航空发动机热防护第八章计算流动与传热方法简介
UGS 公司 Unigraphics(UG)和SolidEdge PTC公司 Pro/Engineer DASSAULT公司 CATIA SDRC 公司 I-DEAS DASSAULT公司 SolidWorks
计算区域确定的原则
把计算边界放在对流动影响尽 量小的地方 对于出口边界要注意能否满足 流动充分发展（特别是对收敛 性有重要影响）
边界条件决定最终解的结果
3.7湍流模型方法简介
传统的湍流模型方式：对雷诺应力项进行封闭方程模型 分为零方程模型、一方程模型、多方程模型
最常用的还是RNG(ReNormalization Group) k 模型和Realizable k 模型
大涡模拟LES(Large Eddy Simulation)：通过数学滤波 函数过滤小涡流动的影响对瞬时NS(NavierStokes)方程直接模拟的方法。
有限体积法采用的网格插值法
N
控制体边界面(Face)
Node(节点）
n
w
e Dy
W
P
E
Control Element (控制体积）
s Dx
S
有限体积法积分采用的差值法
T
分段线性式 阶梯式
Tp TE Tw
w
e
x
WP E
3.6初始条件和边界条件
瞬态问题的初始条件直接决定了 流动的初始发展状态，稳态问题 的初始条件决定了收敛速度以及 能否收敛
研究结果内容丰富。
1.3流体流动的基本特性描述
理想流体与粘性流体 牛顿流体与非牛顿流体 流体热传导与扩散 可压流与不可压流体 定常与非定常（稳态与瞬态） 层流与湍流
2 流体流动主要的数值求解方法
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/Kg2.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m3.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πcL= 1.4~1.8。
发动机热计算2
化学动力学是研究化学反应机理及化学反应速率的一门科学。火箭
推进剂燃烧是一种剧烈的化学反应，因此它在燃烧理论及复杂反应系 统的热力计算中占有重要的地位。 化学热力学和动力学均是一门独立的学科，对火箭发动机热力计算来 说，只需利用其中的一些基本概念及理论，作为建立热力计算方法的 基础。
热力计算
《火箭发动机原理 》
c C a A d D b B
pj p
=
nj
ng
，代入关系式得：
c d nC nD p −Δν p Δν = Kn ⋅ ( ) ， Kn = a b = Kp ⋅ ( ) n A nB ng n
n n p c + d − a −b ⋅( ) Kp = n n ng
g
热力计算
《火箭发动机原理 》
Beijing University of Aeronautics & Astronautics
i =1
单位：J/kg
热力计算
《火箭发动机原理 》
Beijing University of Aeronautics & Astronautics
• 化学平衡与平衡常数
动平衡概念：
例如： 2CO2 ⇔ 2CO + O2 当正向反应速度与逆向反应速度相等时，系统内各组 分的浓度不再随着时间而变化，这种状态称为化学平衡状 态。当系统处于化学平衡状态时，化学反应不是停止了， 而是正、逆两方向的反应速度相等，因此化学平衡是一种 动平衡。
•
燃烧室热力计算过程
假定化学式 平衡组分的计算 燃烧温度的计算 热力学性质、输运性质的计算 ★ ★★★ ★★ ★
热力计算的关键是确定燃烧产物的平衡组分
热力计算
《火箭发动机原理 》
航空发动机涡轮级的热力学分析
航空发动机涡轮级的热力学分析航空发动机是现代飞行器的核心设备之一，具有巨大的推进力和能量释放量，其有效性取决于其热力学效率。
其中涡轮级是发动机热力学中最重要的级别之一，它不仅直接影响着涡轮前压气机和涡轮后涡轮的性能，而且还影响着发动机整体的效率。
在本文中，我们将对航空发动机涡轮级的热力学分析进行介绍和讨论。
一、涡轮级的基本原理涡轮级是一种基于热力学效应的传动装置，其工作原理基于燃烧产生的高温高压气体通过涡轮级传递动能，从而驱动涡轮旋转，实现能量转化。
涡轮级的基本组成部分是一个或多个涡轮叶轮和一个或多个导叶，其中涡轮叶轮通过叶片间隙将高速高温的气流传递到下一个级别，并利用动量守恒原理将能量转化为机械能。
同时，导叶通过控制气流的流向和速度来优化能量转换效率。
二、涡轮级的热力学分析涡轮级的热力学性能直接影响到发动机的整体性能和效率，因此对这种组件进行热力学分析非常重要。
在涡轮级的热力学分析中，我们主要关注涡轮级的能量转换效率、可靠性和散热性能等方面。
1. 能量转换效率能量转换效率是涡轮级最重要的热力学性能参数之一，它表示涡轮级从热能到机械能的转化率。
该参数可以通过以下公式计算：η = (T4-T5)/(T3-T2)式中，T2、T3、T4和T5分别表示进气口、压气机出口、燃烧室出口和涡轮出口的温度。
通过控制这四个参数，我们可以优化涡轮级的能量转换效率。
2. 可靠性涡轮级的另一个关键性能参数是可靠性，它是指涡轮级在高温高压条件下的工作寿命和故障率等。
高温高压条件下，涡轮级的叶轮和导叶容易出现蒸汽腐蚀、高温劣化和机械疲劳等问题，因此需要采取相应的措施来延长组件的工作寿命。
3. 散热性能散热性能是涡轮级另一个重要的热力学性能参数，它是指涡轮级有效地将内部高温气流排出发动机，以防止过热和损坏发动机结构。
在设计涡轮级时，需要采取一系列散热措施，如设计相应的散热孔、样条和散热结构等。
三、涡轮级的优化方法为了提高涡轮级的热力学性能，需要采取一系列优化措施，主要包括以下方面:1. 优化流场设计。
(整理)航空发动机热力计算程序说明
航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。
该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：1、155页计算油气比f时公式为：若仅仅用假定的数值所得到的f为负值，因为此处单位不统一，必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似；2、计算如, ,,如此形式的值时，一律用中间变量tm代替；3、157页应改成4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：①：d1，含有的类似，用d代替；②: nb，含有η的类似, 用n代替η；③：Picl，含有的类似；用Pi代替④：bt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。
程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main(){//假设飞行条件//double Ma0=1.6,H=11;//发动机工作的一些参数//double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*///预计的部件效率或损失系数//double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率*/double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数*/double nbab=0.97; /*加力燃烧效率*/double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数*/double nmh=0.98; /*高压轴机械效率*/double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率*/double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为j/(kg。
民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算
民用航空燃气涡轮发动机原理课程设计学院：航空工程学院班级：姓名：学号：指导老师：目录一、序言 (1)一.热力计算的目的和作用---------------------------------2二.单轴涡喷发动机热力计算------------------------------3三.分别排气双轴涡扇发动机设计点热力计算-------7四.结果分析---------------------------------------------------14五.我的亮点-----------------------------------------------------18序言航空燃气涡轮发动机是现代飞机与直升机的主要动力，为飞机提供推力，为直升机提供转动旋翼的功率。
飞机或直升机在飞行中，一旦发动机损坏而停车，就会由于失去推力而丧失速度与高度，如果处理不当就会出现极为严重的事故。
因此发动机的正常工作与否，直接影响到飞行的安全，故称发动机为飞机的心脏。
在这次课程设计中，为了使结果更加准确，充分利用Matlab 在数值计算上的强大功能，运用polyfit 函数对a h 2*，a h 3*进行数值拟合，拟合的结果R=1，相关性非常的好。
其中空气的低压比热容与温度有关，使用与温度有关的经验公式，减小了误差。
热力计算的目的和作用发动机的设计点热力计算是指在给定的飞行和大气条件（飞行高度、马赫数和大气温度、压力），选定满足单位性能参数要求（单位推力和耗油率）的发动机工作过程参数，根据推力（功率）要求确定发动机的空气流量和特征尺寸（涡轮导向器和尾喷管喉部尺寸）。
设计点热力计算的目的：对选定的发动机工作过程参数和部件效率或损失系数，计算发动机各界面的气流参数以获得发动机的单位性能参数。
发动机设计点热力计算的已知条件：1)给定飞行条件和大气条件：飞行高度和飞行马赫数，大气温度和压力。
2)在给定的飞行条件和大气条件下，对发动机的性能要求，如推力、单位推力和耗油率的具体值。
发动机课程设计---燃气涡轮发动机热力计算
发动机原理课程设计——《燃气涡轮发动机热力计算》一、热力计算的目的对选定的发动机工作过程、参数和部件效率或损失系数，计算发动机各截面的气流参数，获得发动机的单位性能参数。
二、单轴涡喷发动机热力计算1、已知条件（1）发动机飞行条件H＝0; Ma＝0（2）通过发动机的空气流量q=64kg/sm（3）发动机的工作参数*c π=8 *3T =1200K（4）各部件效率及损失系数i σ=1.0 *c η b σ=1.0 ζ*Tη col νm η=0.98 e σ2、计算步骤（1）计算进气道出口的气流参数210011251.82T T T Ma Kγ**-⎡⎤==+=⎢⎥⎣⎦121001138392.62in in p p p Ma Paγγγσσ-**-⎡⎤==+=⎢⎥⎣⎦（2）计算压气机出口的气流参数21940271307140.6c p p Paπ***==⨯=1 1.411.4211811251.81515.4530.775c T T K γγπη--****⎛⎫⎛⎫-- ⎪ ⎪=+=⨯+= ⎪ ⎪ ⎪ ⎪⎝⎭⎝⎭（3）计算燃烧室出口气流参数320.905307140.6277962.3b p p Paσ**==⨯=（4）计算一千克空气的供油量（油气比）已知燃烧室进口处的总温和出口处的总温及燃烧室的放热系数，则可以求出加给1kg 空气的供油量f.32320.019277a ab u ah h f H H h ζ****-==-+其中：，2ah *、3ah *和3H *通过课后表格插值得到。
（5）计算涡轮出口气流参数()()()mcol p p v f T T c T T c η-+-=-****1'4312()mcol p c p T v f c T c T η-+∆=∆**1'431200238.3961.7T T T T K***=-∆=-=1.3311.3313238.311 2.8255412000.874T T TT T γγπη--*--***⎛⎫∆⎛⎫=-=-= ⎪ ⎪⨯⎝⎭⎝⎭43/277962.3/2.8255498375T p p Paπ***===（6）计算5站位（喷管出口）气流参数 判别喷管所处的工作状态**5491488.7e p p Paσ=⨯=5/p p b **=π91488.74.03 1.8522700b π*==>54961.73T T K**==518.118.1561.3/V m s====()5555,λq A Tp Kq g m **=255567.30.574370.039791488.71A m ===⨯⨯（7）推力和单位推力的计算 当地音速0295.1/a m s===0295.10.9265.6/V a Ma m s=⨯=⨯=()55050191488.70.5743722700 1.2591168265.62270035067.56m p F A p f q Vp N λ*⎛⎫=-- ⎪⎝⎭⎛⎫=⨯⨯⨯--⨯ ⎪⎝⎭=35067.5515.7/68s F N s kg==⋅（8）燃油消耗率的计算()()3600136000.019310.030.13053/515.7col s f v sfc kg N hF -⨯⨯-===⋅三、混合排气涡扇发动机设计点热力计算1、已知条件（1）设计点飞行参数飞行Ma飞行高度H 11km（2）发动机工作过程参数涵道比B 风扇增压比*LPCπ高压压气机增压比*HPCπ燃烧室出口总温*4T 1800K（3）预计部件效率或损失系数进气道总压恢复系数 iσ= 燃烧室总压恢复系数bσ= 外涵气流总压恢复系数'mσ=混合室总压恢复系数m σ= 尾喷管总压恢复系数eσ=风扇绝热效率*LPCη=高压压气机效率 *HPC η=燃烧效率b ξ=高压涡轮效率*HPtη=低压涡轮效率 *LPt η= 高压轴机械效率 *HPm η=低压轴机械效率 *LPmη=功率提取机械效率 mP η=空气定熵指数 a γ= 燃气定熵指数gγ=气体常数 R =)/(287.0K kg kJ ⋅ 燃油低热值 Hu =)/(42900kg kJ 冷却高压涡轮 1δ=5%冷却低压涡轮2δ=5%飞机引气 β=1%相对功率提取系数 0T C =kgkJ /0.3空气定压比热容 p C =)/(005.1K kg kJ ⋅ 燃气定压比热容g p C ,=)/(224.1K kg kJ ⋅2、计算步骤定比热容热力过程计算，主要假定热力过程中燃气的温度不高，温度的变化也不大，因而在整个热力过程中，燃气的定压比热容和定熵指数可以认为是不变的，用平均热力性质。
09航发原理-第九章设计点热力计算
发动机设计过程
WP 发动机结构方案
WS
通常选飞机常用巡 航状态或地面状态 使得发动机处于Fs 最大或sfc最低
不加力 加力 不加力 加力
单轴 双轴 单轴 双轴 三轴
pt,22 = pt2 ×π CL = 3.42 ×105 Pa
( ) Tt,22 = Tt2 ⎡⎢⎣1+
π −1 k−1 k CL
ηCL
⎤ ⎥⎦
=
502.85
Pa
风扇每千克空气消耗功：
( ) LCL = Cp Tt,22 − Tt2 = 176160 J / kg
(4) 高压压气机出口3-3截面：
选择参数
设计点选择
气动方案初步计算
确定方案
各流通截面 原始尺寸
非设计点计算
合理否？
发动机设计点热力计算的已知条件是：
① 给定的飞行条件与大气条件：H, Ma, T, p, 湿度； ② 对发动机的性能要求：F, Fs, sfc； ③ 根据发动机类型不同，选择其一组工作过程参数：
πC, πCL, B, Tt4, Tt,ab； ④ 预计的发动机各部件效率或损失系数等。
已知：22-22截面参数 求：该截面的总温、总压、消耗功
pt3 = pt,22 ×π CH = 15.30 ×105 Pa
( ) Tt3 = Tt,22 ⎡⎢⎣1+
π −1 k−1 k CH
ηCH
⎤ ⎥⎦
=
808.84
Pa
高压压气机每千克空气消耗功：
( ) LCH = Cp Tt3 − Tt,22 = 307520 J / kg
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航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的《航空发动机原理》一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。
该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：1、155页计算油气比f 时公式为：f =C pg T t4−C p T t3b H u −C pg T t4 若仅仅用假定的数值所得到的f 为负值，因为此处单位不统一，H u 必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似；2、计算如T t4aT t4, T t4.5T t4a , T t5T t4c , T t4c T t4.5如此形式的值时，一律用中间变量tm 代替；3、157页 τ2m =T t4cT t4.5=(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1δ2C p T t3/(C pg T t4.5)(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1+δ2应改成τ2m=T t4c T t4.5=(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1+δ2C p T t3/(C pg T t4.5)(1−β−δ1−δ2)(1+f )+δ1+δ24、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：①δ1 ：d1，含有δ的类似，用d代替δ；: nb，含有η的类似, 用n代替η；②ηb③πcl：Picl，含有π的类似；用Pi代替π④β ：bt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。
程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main(){//假设飞行条件//double Ma0=1.6,H=11;//发动机工作的一些参数//double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*///预计的部件效率或损失系数//double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率*/double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数*/double nbab=0.97; /*加力燃烧效率*/double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数*/double nmh=0.98; /*高压轴机械效率*/double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率*/double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为j/(kg。
K)*/ double k=1.4; /* 空气的比热比*/double Cpg=1244; /* 燃气的定压比热容，单位为j/(kg。
K)*/ double kg=1.3; /*燃气的比热比*/double Hu=42900; /*燃油的低热值，单位为kj/kg */double d1=0.05; /* 高压涡轮的相对冷却空气量*/double d2=0.05; /* 低压涡轮的相对冷却空气量*/double bt=0.01; /* 飞机相对引气量*/int sign=2; /*加力标记，若加力则为1，不加力则为其他值*///各截面参数的定义//double Pt0,P0,Tt0,T0,a0,c0; /*进口截面*/double Pt2,P2,Tt2,T2;double Pt3,P3,Tt3,T3;double Pt4,P4,T4;double Pt4a,P4a,Tt4a; /*高压涡轮前截面*/double Pt4c,P4c,Tt4c; /*低压涡轮前截面*/double Pt5,P5,Tt5,T5;double Pt6,P6,Tt6,T6;double Pt7,P7,Tt7,T7;double Pt8,P8,Tt8,T8;double Pt9,P9,Tt9,T9,Ma9,a9,c9;double Pt22,P22,Tt22,T22;double Pt45,P45,Tt45,T45;//涡轮参数定义//double Pith,Pitl;/*高低压涡轮落压比*///涡轮后混合室参数定义//double Bm,Cp6,Pm;//加力燃烧室参数//double fab,f0; /*加力燃烧室油气比fab,总油气比f0*///发动机性能参数定义//double Fs,Fsab,sfc,sfcab;//0-0截面压力和温度//if(H<11){T0=(288.15-6.5*H);P0=101325*pow((1-H/44.308),5.2553);}else{T0=216.7;P0=22700*exp((H-11)/6.338);}a0=sqrt(k*R*T0);c0=Ma0*a0;Pt0=P0*pow(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2,k/(k-1)); /*进口总压*/Tt0=T0*(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2); /*进口总温*/// 进气道出口总温和总压//if(Ma0<=1){di=0.97;}else di=0.97*(1-0.075*pow(Ma0-1,1.35));Pt2=di*Pt0;Tt2=Tt0;//风扇出口参数//Pt22=Pt2*Picl;Tt22=Tt2*(1+(pow(Picl,(k-1)/k)-1)/ncl);Lcl=Cp*(Tt22-Tt2);//高压压气机出口总温和总压//Pt3=Pt22*Pich;Tt3=Tt22*(1+(pow(Pich,(k-1)/k)-1)/nch);Lch=Cp*(Tt3-Tt22);//主燃烧室出口参数//f=(Cpg*Tt4-Cp*Tt3)/(nb*Hu*1000-Cpg*Tt4);Pt4=Pt3*db;Tt4=1800;//高压涡轮出口参数//tm=((1-bt-d1-d2)*(1+f)+Cp*d1*Tt3/(Cpg*Tt4))/((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1);Tt4a=Tt4*tm; /* 4a代表内外涵气流在高压涡轮前混合之后的截面，tm为中间值，此处为Tt4a/Tt4*/Pt4a=Pt4;tm=1-Cp*(Tt3-Tt22)/(((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1)*nmh*Cpg*Tt4a);Tt45=tm*Tt4a;Pith=pow(1-(1-tm)/nth,-kg/(kg-1)); /*高压涡轮落压比*/Pt45=Pt4a/Pith;//低压涡轮出口参数//tm=((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2*Cp*Tt3/(Cpg*Tt45))/((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt4c=tm*Tt45;Pt4c=Pt45;tm=1-(Cp*(Tt22-Tt2)+Ct0/nmp)*(1+B)/(nml*Cpg*Tt4c*(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt5=tm*Tt4c; /*低压涡轮出口温度*/Pitl=pow(1-(1-tm)/ntl,-kg/(kg-1)); /*低压涡轮落压比*/Pt5=Pt4c/Pitl;//低压涡轮后混合室出口参数//Bm=B/((1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2); /*混合室进口涵道比*/Cp6=(Cpg+Bm*Cp)/(1+Bm);tm=Cpg/Cp6*(1+Bm*Cp*Tt22/(Cpg*Tt5))/(1+Bm);Tt6=tm*Tt5;Pm=(Pt5+Bm*0.98*Pt22)/(1+Bm); /*混合室平均压力*/Pt6=dm*Pm;// 分两种情况：加力与不加力////情况1、不加力的情况//if(sign!=1){f0=(1-bt-d1-d2)*f/(1+B); /*总油气比*/Pt7=0.98*Pt6;Tt7=Tt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1));T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9);c9=Ma9*a9;Fs=(1+f0-bt/(1+B))*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9))-c0;sfc=3600*f*(1-bt-d1-d2)/(Fs*(1+B));printf("发动机在不加力的情况下:\n\n单位推力:%fN/(kg.s-1)\n耗率:%fkg/(N.h)\n",Fs,sfc);}else{Tt7=2000;fab=(1+f*(1-bt-d1-d2)/(1+B-bt))*((Cpg*Tt7-Cp6*Tt6)/(nbab*Hu*1000-Cpg*Tt7));f0=((1-bt-d1-d2)*f+(1+B+bt)*fab)/(1+B);Pt7=0.96*Pt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1));T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9);c9=Ma9*a9;Fsab=(1+f0-bt/(1+B))*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9))-c0;sfcab=3600*f0/Fsab;printf("发动机在加力的情况下:\n\n单位推力:%fN/(kg.s-1)\n耗油率:%fkg/(N.h)\n",Fsab,sfcab);}}。