北航 航空发动机原理大作业
2015春北京航空航天大学《发动机II》在线作业三及答案-最新
2015春北京航空航天大学《发动机II》在线作业三及答案北航《发动机II》在线作业三单选题多选题判断题一、单选题（共4道试题，共16分。
）1.影响理想循环功的因素不包括（）A.涡轮前燃气温度B.大气温度C.发动机增压比D.发动机热效率-----选择：D2.航空发动机的作用是（）A.航空器飞行的动力B.航空器飞行的能源C.航空器飞行的控制-----选择：A3.以下说法不正确的是（）A.涡扇发动机可以按涵道比划分为三类B.先进歼击机因为需较高的速度特性故选大涵道比涡扇发动机C.航程长飞机宜选高涵道比的涡扇飞机-----选择：B4.气体的基本状态参数不包括（）A.温度B.压力D.质量-----选择：D北航《发动机II》在线作业三单选题多选题判断题二、多选题（共10道试题，共40分。
）1.燃气涡轮发动机的主要部件有（）A.进气装置B.压气机C.燃烧室D.涡轮和尾喷管-----选择：ABCD2.关于发动机产生推力的定义正确的是（）A.流过发动机内部与外部的气体共同产生B.是与发动机壳体、内外壁面及部件之间的作用力的合力C.是在发动机轴线方向的分力-----选择：ABC3.涡轮的功用是（）A.使高温高压燃气膨胀做功B.将燃气中的部分热能转换为机械能C.输出涡轮功带动压气机和其他附件工作-----选择：ABC4.以下属于总的能量守恒与转换定律这一基本定律的特殊形式的是A.能量方程B.伯努利方程C.热力学第一定律-----选择：ABC5.影响发动机推力的因素有（）A.空气流量B.气体流过发动机时速度的增量C.发动机效率-----选择：AB6.燃气发生器包括（）A.压气机B.燃烧室C.驱动涡轮-----选择：ABC7.尾喷管的主要作用是（）A.使涡轮后的燃气继续膨胀B.将燃气中剩余的热焓充分转化为动能C.使燃气以比飞行速度大得多的速度从喷口喷出-----选择：ABC8.涡轮风扇发动机较涡轮喷气发动机的优势有（）A.空气流量大B.排气速度低C.推进效率高D.耗油率和噪声低-----选择：ABCD9.压气机的功用包括（）A.提高进入发动机内的空气压力供给发动机工作所需压缩空气B.为座舱增压C.涡轮散热D.其它发动机启动供气-----选择：ABCD10.航空推进系统按其组成和工作原理分为（）A.直接反作用推进系统B.间接反作用推进系统C.其它-----选择：AB北航《发动机II》在线作业三单选题多选题判断题三、判断题（共11道试题，共44分。
北航《发动机I》在线作业三
北航《发动机I》在线作业三一、单选题（共19 道试题，共76 分。
）1. 装备航空活塞发动机的飞机在飞行中,磁电机开关必须放在A. 左磁电机位B. 右磁电机位C. 双磁电机位D. 关断位正确答案：2. 操纵航空活塞发动机的混合比杆,通常调节的是A. 进入气缸的空气量B. 进入气缸的燃油量C. 进入气缸的空气量和燃油量D. 螺旋桨的桨叶角正确答案：3. 如果磁电机开关和磁电机之间的接地线断开,最易发现这一情况的是A. 发动机工作不正常B. 磁电机开关在关闭位时,发动机不能停车C. 磁电机开关在打开位时,发动机不易起动D. 发动机工作正常正确答案：4. 活塞发动机的爆震最易发生在A. 发动机小转速和大进气压力状态工作时B. 发动机高功率状态下工作时C. 发动机大转速和小进气压力状态工作时D. 发动机小转速和小进气压力状态工作时正确答案：5. 活塞发动机试车检查磁电机过程中,若单磁电机工作时发动机抖动,而双磁电机工作时发动机不抖动,最有可能的原因是A. 单磁电机工作时,一个或几个气缸的电咀工作不好或不工作B. 单磁电机工作,只有单排电咀工作,燃烧效果不好C. 两个磁电机的同步性不好D. 两个磁电机的同步性好正确答案：6. 航空活塞发动机停车时,通常采用:A. 切断燃油调节器供油B. 切断油箱供油C. 关断磁电机D. 关断总电源正确答案：7. 发动机排出的废气温度与外界大气温度相比：A. 相等B. 更低C. 要高D. 视发动机工作情况而定正确答案：8. 外界大气温度升高后,将使活塞发动机A. 功率减小,耗油率增加B. 功率减小,耗油率减小C. 功率增加,耗油率减小D. 功率增加,耗油率增加正确答案：9. 航空活塞发动机要降低发动机气缸头温度,飞行中可以采用A. 减小发动机功率B. 增大空速C. 适当调整混合气成份D. 以上方法均可正确答案：10. 航空活塞发动机散热系统的作用是A. 使汽化器温度保持在一定范围内B. 使排气温度保持在一定范围内C. 使气缸头温度保持在一定范围内D. 使滑油温度保持在一定范围内正确答案：11. 活塞发动机在飞行前检查滑油量时,发现滑油消耗异常变大,最有可能的原因是A. 气缸壁和活塞涨圈磨损严重B. 发动机温度过高C. 滑油太赃,没有定期清洗或更换油滤D. 发动机温度过低正确答案：12. 航空活塞发动机采用的航空汽油中常加入四乙铅这种有毒物质的目的是:A. 增加燃油的颜色B. 起催化剂的作用,促使燃油完全燃烧C. 防止发生早燃现象D. 防止发生爆震现象正确答案：13. 巡航中,当航空活塞发动机状态一定时,要使发动机处于最经济状态,应使A. 发动机滑油温度最高B. 发动机排气温度最高C. 发动机气缸头温度最高D. 发动机进气压力最高正确答案：14. 巡航时,航空活塞发动机的最佳功率混合比是满足下列哪种条件的油/气比?A. 使气缸头温度最低B. 使排气温度最高C. 对给定的油门位置,可获得相应的最大功率D. 使气缸头温度最高正确答案：15. 装备恒速螺旋桨的航空活塞发动机在起飞状态下,螺旋桨的桨叶角和转速应调到什么状态?A. 大桨叶角和低转速B. 大桨叶角和高转速C. 小桨叶角和高转速D. 小桨叶角和低转速正确答案：16. 要使航空活塞发动机的功率最大，气缸内混合气的余气系数约为？A. 1.0B. 1.05C. 0.97D. 0.85正确答案：17. 关于航空活塞发动机起动时注油的说法,正确的是:A. 夏天注油多,冬天注油少；B. 冬天注油多,夏天注油少；C. 夏天和冬天注油一样多D. 夏天和冬天都不需要注油正确答案：18. 下列航空发动机的性能中，影响飞机复飞性能的主要是：A. 发动机的可靠性B. 发动机的高空性C. 发动机的加速性D. 发动机的维护性正确答案：19. 在巡航过程中,可参考什么仪表来准确调节混合比以获得更好的燃油经济性?A. 燃油流量表B. 排气温度表C. 气缸头温度表D. 燃油压力表正确答案：北航《发动机I》在线作业三二、多选题（共3 道试题，共12 分。
北航-发动机原理(第4章)
2 V91 V02
2 Y 0
2 V92 V02 (1 Y )( ) 2
推力
V92 V91 F1 qma 1 (V91 V0 ) F2 qma 2 (V92 V0 ) qmaI (1 Y )(V92 V0 ) F2 F1 F2 F1 V91 V0 V92 V0 1Y 1
耗油率
02 01
1
推进效率比较
结论
涡扇发动机将从热机中获取的机械能分
配给了更多的工作介质，参与产生推力 工质增多，因此推力增大； 相同热效率条件下降低了排气速度，减 小了余速损失，提高了推进效率，提高 了总效率，降低了耗油率。 涵道比越大，推力越大，耗油率越低。
– 提高压气机效率
• 改进叶型 • 严格控制叶尖间隙
部件特点
三、燃烧室 – 短环型火焰筒 – 喷油喷嘴 – 低排放污染
• 分区供油 • 间歇喷油
部件特点
四、涡论 – 采用耐高温材料（定向结晶、单晶 精密铸造）； – 冷却技术（冷却气、高温涂层）； – 为提高效率，采用主动径向间隙控 制技术，可使巡航耗油率降低1%。
低压转速（如G.E.) 发动机压比（如PW)
混排涡扇发动机
调节中介：燃油、A8 调节参数：
组合控制规律
-31：最大状态调节规律
在各种飞行条件下产生尽可能大的推力 进气总温 < 255K
等相似转速调节
255K<进气总温 < 288K
等低压转速调节
288K<进气总温 < 373K
内涵喷管出
口动能
EK=V92/2
质量附加原理
作为热机，当在发动机中获得的机械能
北航航发原大作业
作业题目：分排涡扇发动机学号：********名：**时间：2017年3月24日-4月10日一：设计要求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±2%）已知条件分排涡扇发动机，高度11km，马赫数0.8，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率0.6kg/（daN.h）二：设计计算1.物性参数2.发动机各参数选择查阅资料3.发动机各截面参数计算（1）0-0截面的温度和压力根据飞行高度查国际标准大气表得大气静温和静压：T0=216.7KP0=0.227×105Paa0=√kRT0=√1.4×287×216.7=295m/s 0-0截面气流速度为：c0=a0×Ma0=295×0.8=236m/s由静温，静压和给定飞行马赫数计算0-0截面总温总压为：P t0= P0(1+k−12Ma2)kk−1=22700(1+0.2×0.8)3.5=0.346×105PaT t0= T0(1+k−12Ma02)=216.7(1+0.2×0.82)=244.43K （2）进气道出口总压和总温总压σi=0.97P t2= P t0×σi总温T t2= T t0（3）风扇出口参数风扇出口总压为P t,22=P t2×πCL风扇出口总温为T t,22= T t2[1+πCLK−1K−1ηCL]风扇每千克空气所消耗的功为L CL= C P(T t,22-T t2)（4）高压压气机出口总压和总温。
近似认为高压压气机出口总压等于风扇出口总压，故总压为P t3=P t22×πCH总温为T t3= T t22[1+πCHK−1K −1ηCH]压气机每千克空气消耗功L CH = C P (T t3-T t22)（5）主燃烧室出口参数。
北航机械原理大作业-V8发动机自制版
北京航空航天大学B E I H A N G U N I V E R S I T Y机械原理课程机构设计实验报告题目：八缸发动机的设计与分析成员：班级：班机械工程及自动化学院2013年06月八缸发动机的设计与分析（北京航空航天大学机械工程及自动化学院，北京市102206）摘要：本文先是列举了几种典型的发动机，然后对其工作原理进行分析，得到了多缸发动机设计的基本经验。
在此基础上，设计出了一种八缸发动机，通过对该发动机的理论分析和ADAMS仿真，表明该八缸发动机不仅可以实现正常驱动的功能，而且结构紧凑，效率高，极具有实用性。
关键字：机构分析；Adams仿真；SolidWorks建模，八缸发动机目录1．设计要求 (2)2．现状调研 (2)2.1 V型发动机 (3)2.2 L型发动机 (3)2.3 H型发动机 (4)3．发动机工作原理分析 (5)4．八缸发动机设计与分析 (6)4.1活塞缸体设计 (7)4.2进气排气系统 (7)5．八缸发动机的设计验证 (10)5.1创建模型 (11)5.2功能仿真 (11)6．结论 (15)参考文献 (15)1．设计要求此八缸发动机根据技术任务书要求，在充分论证的基础上选择内燃机的型式，确定主要结构参数，选定主要零部件与辅助系统的结构型式，进行确定一种总体方案图，如下图1.1按照4*2的方式排列发动机可以使八个缸体的动力同时输出又不会相互干扰，能满足动力的叠加，极具合理性。
设计要求如下：⑴根据初步确定的主要零部件的结构型式及轮廓尺寸进行布置，绘制纵横剖面图和一些必要的局部视图，以及运动轨迹图等，借以发现它们之间在尺寸，空间位置，拆装和运动轨迹方面所出现的干涉，并给予合理解决⑵根据初步选定的辅助系统型式及主要几件轮廓尺寸，确定它们在内燃机中的合适位置和安装方式，检验它们之间是否相互干涉，拆装和维修是否方便。
⑶在上述工作基础上，确定内燃机零部件，系统及其机件的布置和外形尺寸，制作一套完整的SolidWorks内燃机仿真零件⑷将文件导入Adams进行分析仿真，验证设计的合理性，制作仿真视频。
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
北航 航空发动机原理总结
双轴涡喷不同控制规律（被控参数、调节中介、控制 回路、及其他主要参数随飞行条件变化的特点）
– n1=const, A8=const – n2=const, A8=const – Tt4=const, A8=const
设计参数值的选择对性能参数的影响及其原因
– 提高增压比设计值
存在最佳增压比、最经济增压比 提高增压比（不利于提高单位推力和推重比、有利于降低
耗油率）
– 提高涡轮前温度设计值
对于超音速用途：有利于提高单位推力、高推重比，但耗
油率也相应增加 对于亚声速用途：有利于高涵道比设计（增加推力、降低 耗油率）
发动机稳定状态各部件共同工作
Hale Waihona Puke 发动机各部件共同工作的结果共同工作方程，将共同工作方程 表示在压气机特性图上可获得共同工作线 共同工作线的讨论
– 共同工作线的物理意义
发动机的工作线，飞行条件变化、外界大气条件变化、发动机转子转速 变化将引起共同工作点在工作线上移动
– 工作线位置受A8调节的影响
nnd
转速 调节器
单变量控制
被控参数： n
wf
n=nd
发动机
调节中介： wf
nnd
转速 调节器
A8
n=nd
发 动
双变量控制
被控参数：n、 Tt4 调节中介： wf、A8
Tt4
Tt4 Tt4 d 调节器
机
wf
Tt4 = Tt4 d
低速
单变量控制只能保证 高速 被控参数按设定的规 n2 律变化，其他参数将 n1 由共同工作条件确定 并随飞行条件变化
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
2.涵道比 B 0.35 ，三级风扇，风扇压比 CL 4.4 ，4-7 级压气机，高压压气机 压比 CH 6.2 ， 总压比 c 27.28 ， 涡轮前燃气温度 Tt 4 1622 K ， 其余参数不变。 经计算得：推力 F 9508.2DaN ，耗油率 sfc 0.821kg / DaN h 计算结果截图：
，
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
由于采用程序计算，此处只给出计算公式 1).远前方截面
Tt 0 288.15K , P t 0 101325Pa
2).风扇进口参数 流量 W 125Kg / s ， 总压 Pt 2 Pt 0 i ， 3).风扇出口参数 流量 W22 W ， 总压 Pt 22 P t 2 CL ， 总温 Tt 22 Tt 2 [1 ( CL 4).高压压气机出口参数 流量 W3
混合室总压恢复系数： m 0.98[7] 高压轴机械效率：mH 0.99 高压涡轮冷却系数： 1 0.15 飞机引气系数： 0.01
尾喷管总压恢复系数： e 0.97 低压轴机械效率：mL 1.0 低压涡轮冷却系数： 2 0.05
3. 各截面参数计算(共三个方案，其余方案见附录１)
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
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 Pt 9 q(9 )
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
4. 截面参数计算结果
截面号 风扇进口 风扇出口 高压压气机出口 燃烧室出口 高压涡轮出口 低压涡轮出口 混合室出口 尾喷口出口 流量（Kg/S） 125 125 88.03 71.71 84.91 89.31 126.28 126.28 总温（K） 288.15 457.44 801.05 1658 1210.12 990.95 857.25 857.25 总压(Pa) 98285.25 422626.58 2535759.45 2485044.26 924187.75 415578.39 409289.03 397010.36
k 1 W k P T T [1 ( 1) / CH ] ， 总压 P ， 总温 t3 t 22 CH t3 t 22 CH 1 B k 1 k
总温 Tt 2 Tt 0
1) / CL ]
5).燃烧室出口参数 进口流量 W3a W3 (1 1 2 ) 油气比 f
附录２： ［1］ 《航空叶片机原理》 胡骏 吴铁鹰 国防工业出版社 P92 ［2］ 《航空发动机原理》 王云 北航出版社 P92 [3]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P330 [4]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P330 F-100-PW-100 [5]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P335 《航空发动机原理》 王云 北航出版社 P106 罗罗公司 RB168-25R 《航空涡轮风扇发动机》 张逸民 国防工业出版社 [6]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P335 《航空发动机原理》 王云 北航出版社 P106 罗罗公司 RB168-25R 《航空涡轮风扇发动机》 张逸民 国防工业出版社 [7]《航空涡轮风扇发动机》 张逸民 国防工业出版社 JT8D-209 F-100-PW-100 其余参考书目： 《航空发动机新技术》 王如根 高坤华 航空工业出版社 《航空燃气轮机原理》 彭泽琰 刘刚 桂幸民 黄勇 国防工业出版社
6. 最终设计方案
最终方案选择为： 涵道比 B 0.42 三级风扇，风扇压比 CL 4.3 4-7 级压气机，压气机增压比 CH 6.0 总增压比 c 25.8 涡轮前燃气温度 Tt 4 1658K 采用收-扩喷管： A9 0.469m2 ， A8 0.38m2
航空发动机设计点 热力参数计算
作业题目： 学 姓 日 号： 名： 期：
混合排气涡扇 36040108 杨 珑
2009/11/30
北京航空航天大学·能源与动力工程学院
涡轮风扇发动机设计方案热力计算 一、 设计要求
某型超音速战斗机所需单台发动机的海平面静止条件下的中间推力 （不加力 最大推力状态）为 9500DaN、耗油率不高于 0.82kg/（DaN.h） 。 针对飞机要求提出发动机初步方案如下： 1．发动机的类型： 双轴混合排气涡 扇发动机，简图如右图所示。 2．给定发动机的某些设计参数 1）设计飞行状态：H＝0m,Ma=0 2）总空气流量取值为 125kg/s
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]
10016.3DaN 原因：介于 1)和 3)之间。 3). 在其他参数不变的情况下，只需将涵道比降为 B 0.28即可将推力提高到 10026.9 DaN 原因： 涵道比降低， 内涵空气流量增加， 而混排涡扇发动机推力主要来自于内涵， 故降低涵道比可以增加推力。
附录 1 其它设计方案： 1.涵道比 B 0.4 ，三级风扇，风扇压比 CL 4.3 ，4-7 级压气机，高压压气机 压比 CH 6.1 ，涡轮前温度 Tt 4 1650 K ，其它各参数不变。 经过计算：推力 F 9539.47 DaN ，耗油率 sfc 0.819Kg / DaN h 计算结果截图：
二、 设计计算 1. 物性参数
空气比热 C p 1.005KJ / Kg 燃气比热 C pg 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 287 J / Kg K 燃油低热值 Hu 42900KJ / Kg
2. 发动机各参数选择（参考依据见附录２）
5. 总体性能参数
单位推力(DaN) 推力(DaN) sfc(kg/DaN.h) 排气速度(m/s) 出口面积（m²） 喉道面积（m²）
76.271
9533.927
0.817
754.96
0.469
0.38
燃油量 W f 2.16Kg / s 出口静温 610.87K 出口静压 101325Pa 由以上计算结果有发动机推力，耗油率均满足设计要求。
C pg Tt 4 C p Tt 3
b H u C pg Tt 4
， 出口流量 W4 W (1 f ) ， 总压 Pt 4 Pt 3 b
6).高压涡轮出口参数 流量 W45 W3 [(1 1 2 ) (1 f ) 1 ] ， Pt 4 a Pt 4
7. 空气流量不变情况下推力提高 5% 的改进方案
1).保持空气流量不变，并保持各部件效率及压比不变的情况下，可以将涡轮前 温度 Tt 4 1658K 提高到 Tt 4 1736 K 即可将推力提高到 F 10013.68DaN 。 原因：涡轮前温度升高后，使排气速度增加，因而推力增大。 2). 其 它 参 数 不 变 情 况 下 ， 涵 道 比 B 0.4, Tt 4 1725K 即 可 将 推 力 提 高 到
出口流量 W6 W5 W52 ，总压 Pt 6 m
总温 Tt 6
C pg W5 Tt 5 C p W52 Tt 22 C p 6 W6
9).尾喷口出口参数 流量 W9 W6 ，总压 Pt 9 Pt 6 e ，总温 Tt 9 Tt 6
Ma9 P 2 [( t 9 ) kg 1 Pt 0
kg
)
7).低压涡轮出口参数 流量 W5 W45 W3 2 ，
Tt 4c W4 C pg W5
总温 Tt 5 Tt 4c
C p W (Tt 22 Tt 2 ) C pg W5 mL