航空燃气涡轮发动机原理大作业
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。
航空燃气涡轮发动机概述
w0 = Cp(T3- T2)- Cp(T4- T1) 式中：T1、T2、T3、T4分别为工质状态 1、2、3、4时的温度。
布莱顿循环的理想循环效率为：
T
w0 q1
1 q2 q1
1 T4 T1 T3 T2
结构简单,重量轻, 推力大, 推进效率高 在很大的飞行速度范围内, 发动机的推力随飞行速度的
增加而增加
（2）涡轮风扇发动机（Spey，JT8D，CFM56）
涵道比： 外涵道空气流量/内涵道空气流量
高涵道比涡扇发动机
三叉戟飞机（装备三台Spey）
CFM56涡扇发动机
低涵道比涡扇发动机
涡轮风扇发动机
涡喷发动机推重比为3.5~4 涡轮风扇发动机推重比达8以上
4、单位迎面推力FA
定义：发动机推力/发动机最大迎风面积
最大迎风面积相同时，FA越大，推力F越大 推力F相同时，FA越大，发动机迎风面积越小
（二）经济性能指标
1、燃油消耗量Gf（单位kg/s，kg/h） 定义：单位时间内所消耗的燃油量
推力相同时，Gf越小越好 2、单位燃油消耗率sfc(单位kg/h N,kg/h daN ) 定义：产生一牛顿推力每小时所消耗的燃油量
改写为：
T
1 T4 T1 T3 T2
1 T1(T4 T1 1) T2 (T3 T2 1)
因为１－２和３－４为绝热过程，所以：
T1
(
p1
k 1
)k
T2 p2
T4
(
p4
)
k 1 k
T3 p3
航空涡轮发动机工作原理
航空涡轮发动机工作原理涡轮发动机（turbine engine）是一种中央发动机，分为降压涡轮发动机和升压涡轮发动机。
涡轮发动机的原理是利用涡轮的动能将流体的物理能量转换为机械能，为飞机提供动力而发挥作用。
航空涡轮发动机的动力原理有三个部分，包括空气冷却、推力一体化和发动机冷却。
首先，进气口的冷却。
冷却有利于燃料和空气的均匀分布。
当进气吹进缸里时，利用辅助冷却技术将气体迅速降温，以减少空气中的可燃气体物质，降低燃烧温度，使燃烧效率得到提高。
其次，机械推力一体化。
当燃油混入空气，经高压燃烧室的燃烧时，机械压缩比 3:1：3，低压吹出口和高压进气口之间的压力可达50：1：50.这样，可以减少燃烧室中的燃料消耗。
另外，发动机冷却。
此外，在释放动能时，通过发动机冷却系统，使外壳和部件的温度保持在适当的范围内，进而保护发动机，以免因过热而受损。
这样，空气冷却、推力一体化和发动机冷却三大部分就可以有效地控制发动机运行状态，确保其性能稳定，从而为飞机提供最大动力，稳定航行。
航空涡轮发动机的原理是涡轮的推力将空气压缩后送入燃烧室，燃烧室里的燃料混合物被加热膨胀，流体动能在涡轮上转换成机械能量，推动飞机运动。
涡轮的翼叶会在通过燃烧室时产生叶片副作用，将流体发生改变，从而提高增压比。
此外，进气口的冷却有利于燃料降低燃烧温度，有效提高发动机效率以及增加发动机喷出面积。
接下来，机械推力一体化根据不同的运行比例，提高发动机性能，发动机冷却系统确保了发动机正常运行。
总之，航空涡轮发动机是利用涡轮的动能将传入的物理能量转化为机械能，通过空气冷却、推力一体化和发动机冷却等方面的动力调节，使发动机性能达到最佳，从而为飞机提供最大动力，保证飞行安全。
(861)航空燃气轮机原理
(861)航空燃气轮机原理
航空燃气轮机是一种使用燃气作为动力源的内燃机，其工作原理可以简述为燃烧气体通过喷嘴喷射到高速旋转的涡轮上，使得涡轮转动，并通过轴将动能传递给工作设备，最终产生推力或者做功。
航空燃气轮机主要由压气机、燃烧室和涡轮组成。
首先，空气通过进气道经过压气机被压缩。
压气机是由一系列圆盘或叶片组成的，当空气通过叶片时，叶片对空气施加作用力，将空气压缩。
压气机的任务是提供高密度的压缩空气。
然后，压缩后的空气进入燃烧室。
燃烧室内喷入燃油并点火，形成高温高压的燃烧气体，这些燃烧气体能够释放出巨大的热能。
燃烧气体通过喷嘴进入涡轮，由于喷嘴的作用，燃烧气体以高速喷射到涡轮叶片上，使涡轮旋转起来。
涡轮一般是由多级叶片组成的，其中前级涡轮通过轴与压气机相连，驱动压气机工作，后级涡轮通过轴与外部设备（例如飞机的螺旋桨）相连，产生推力。
涡轮旋转的同时，废气被排出，进一步利用余热燃烧废气发电，提高热效率。
总之，航空燃气轮机通过压缩空气，燃烧燃油产生高温高压气体，并利用这些气体的动能来驱动涡轮旋转，从而实现飞机的
推进。
由于其高效、可靠等特点，航空燃气轮机已经成为现代商用飞机和军用飞机的主要动力装置。
燃气涡轮原理
燃气涡轮原理
燃气涡轮是一种利用燃气动力驱动的旋转机械，其原理基于牛顿第三定律和热
力学原理。
燃气涡轮广泛应用于航空发动机、燃气轮机、汽车涡轮增压器等领域，是现代工业中不可或缺的动力装置之一。
下面我们将详细介绍燃气涡轮的原理。
首先，燃气涡轮的工作原理基于牛顿第三定律，即每个作用力都有一个相等且
反向的反作用力。
当燃气在涡轮叶片上流过时，由于燃气的冲击力，涡轮叶片会受到推力，从而产生旋转运动。
这种旋转运动被传递到轴上，驱动其他设备进行工作。
其次，燃气涡轮的原理还基于热力学原理。
燃气在经过燃烧后会产生高温高压
的燃气，这些燃气被引入涡轮中，使得涡轮叶片受到燃气的冲击力，从而产生旋转动力。
同时，燃气在涡轮中释放能量，使得燃气的压力和温度降低，这也是燃气涡轮能够连续工作的重要原因之一。
在燃气涡轮的工作过程中，燃气的流动状态对涡轮的工作效率有着重要影响。
为了提高燃气涡轮的效率，工程师们设计了各种复杂的叶片形状和流道结构，以确保燃气在涡轮中能够充分释放能量，并且尽量减小能量损失。
这些设计不仅需要考虑燃气的流动特性，还需要充分考虑涡轮的强度和稳定性，确保涡轮能够在高速高温的工作环境下安全可靠地运行。
总的来说，燃气涡轮的原理是基于热力学和动力学原理的，通过燃气的冲击力
和能量释放来驱动涡轮进行旋转运动，从而产生动力。
燃气涡轮在现代工业中有着广泛的应用，不仅推动了航空航天、能源和交通运输等领域的发展，也为人类创造了更加便利的生活条件。
随着科学技术的不断进步，相信燃气涡轮在未来会有更加广阔的发展空间。
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。
航空燃气轮机原理
航空燃气轮机原理航空燃气轮机是现代飞机动力系统的核心部件之一，它以其高效、可靠的特点成为了飞机动力系统的主力。
那么，究竟航空燃气轮机是如何工作的呢？接下来，我们将深入探讨航空燃气轮机的原理。
首先，我们来了解一下航空燃气轮机的基本构成。
航空燃气轮机主要由压气机、燃烧室、涡轮和推力矢量控制系统组成。
其中，压气机负责将大气中的空气压缩，提高空气的密度；燃烧室将压缩后的空气与燃料充分混合并燃烧，产生高温高压的燃气；涡轮则利用燃气的高温高压能量驱动风扇和压气机，推力矢量控制系统则用于调节发动机喷口的方向，从而实现飞机的姿态控制。
其次，我们来了解一下航空燃气轮机的工作原理。
当飞机起飞时，航空燃气轮机开始工作。
首先，压气机将大气中的空气压缩，提高空气的密度，然后将高压空气送入燃烧室。
在燃烧室内，高压空气与燃料充分混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
随后，这些高温高压的燃气驱动涡轮旋转，涡轮带动风扇和压气机工作，产生推力。
最终，推力矢量控制系统调节发动机喷口的方向，实现飞机的姿态控制，飞机顺利起飞。
再者，我们来了解一下航空燃气轮机的优势。
相比于传统的活塞发动机，航空燃气轮机具有功率重量比高、燃料效率高、可靠性高、噪音低等优势。
这使得航空燃气轮机成为了现代飞机动力系统的主力，广泛应用于商用飞机、军用飞机以及直升机等领域。
最后，我们来了解一下航空燃气轮机的发展趋势。
随着科技的不断进步，航空燃气轮机的技术也在不断创新。
未来，航空燃气轮机将更加注重环保、节能和智能化，同时也将更加注重减少噪音和提高可靠性，以满足不断发展的航空市场需求。
综上所述，航空燃气轮机作为现代飞机动力系统的主力，其原理清晰明了，工作高效可靠，优势明显，发展前景广阔。
相信随着科技的不断进步，航空燃气轮机将会迎来更加美好的未来。
涡轮喷气发动机的工作原理
涡轮喷气发动机的工作原理
涡轮喷气发动机是一种内燃机，通过燃料燃烧产生高压高温的气体，然后将气体喷到涡轮上，从而转动涡轮，以产生推力。
涡轮喷气发动机的主要组成部分包括：压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
1. 压气机：
涡轮喷气发动机中的压气机负责将大量空气压缩，提高其密度和压力。
压气机通常由多级轴流式压气机和离心式压气机组成。
当空气被压缩时，其温度也会升高。
2. 燃烧室：
压缩后的空气进入燃烧室，与燃料混合并点燃。
燃料的燃烧使得空气温度急剧升高，产生高压高温的气体。
3. 涡轮：
高压高温气体经过燃烧室后进入涡轮。
涡轮由高温气体推动，使得涡轮快速旋转。
涡轮连接在同一轴上的压气机，通过旋转带动压气机的转子。
4. 喷管：
涡轮喷气发动机喷管是将高速高温气体排出的管道。
气流经过出口的喷管时，由于喷管内部形状的设计，气体加速并排出喷管，形成高速气流的喷射，产生推力。
涡轮喷气发动机利用了压气机和涡轮之间的能量转换原理，通
过高速喷射高温气体产生的推力推动飞机或其他交通工具前进。
其工作原理简单而高效，是现代航空工业中最重要的动力系统之一。
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南京航空航天大学·能源与动力学院航空燃气涡轮发动机原理大作业设计题目：涡轮喷气发动机气动热力计算小组成员：XXX 0207105？？YYY 0207105？？ZZZ 0907601？？指导教师：AAA日期：2010/12/12航空燃气涡轮发动机原理大作业报告一、设计要求：海平面、静止状态、标准大气条件，最大工作状态时，对有关涡轮喷气发动机的F ，SFC 的要求如下表所示，它们均采用收敛喷管，col ν为压气机相对引气量，R ν为涡轮中的相对回气量。
试选择有关参数，计算画出s F ，SFC 及ma q 随*k π（或*3T ）的变化关系曲线，并确定满足性能要求的工作过程参数。
二、设计计算1、参数选择（以A 组要求为准） （1）物性参数：空气比热： 1.005/p KJ Kg C = 燃气比热：' 1.1607/p KJ Kg C = 空气绝热指数： 1.4k = 燃气绝热指数：' 1.3k = 空气气体常数：287/J Kg K R =∙ 燃气气体常数：'288/J Kg K R =∙ 燃油低热值：42900/Hu KJ Kg =（2）发动机及各部件参数： 发动机推力：2600F dN = 进气道总压恢复系数：0.97i σ= 压气机效率：*0.78k η=燃烧室总压恢复系数： 0.905b σ= 燃烧效率 ：0.96b ξ= 涡轮效率：*0.88t η= 轴机械传动效率：0.98m η= 尾喷管总压恢复系数：0.96e σ= 压气机相对引气量：0.03col ν= 涡轮中的相对回气量：0.02R ν= 2、热力计算及结果输出热力计算过程参数计算过程采用定比热计算方法，对涡轮喷气发动机工作过程参数进行初步计算。
过程与书上给出过程一致，油气比的计算采用等温焓差法，为计算方便起见，根据文献【3，13】提供公式和方法，算出油气比随燃烧室进出口温度变化关系，通过曲线拟合可得油气比5()495727.0197799.00110966.0[(2*38*341010+⨯+⨯+-=--T T f f θ-)]2.000258.0)(01.0*36*210T T -⨯+采用matlab 语言编程分别对涡轮前燃气温度一定，单位推力和耗油率随增压比（压气机总压比）的变化情况及增压比（压气机总压比）一定，单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化情况两种情况进行计算。
（1）编程代码如下：clc clear%%飞行条件%%%%%%%%%%%%%% h=0;m0=0;%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%物性参数及各主要部件的参数%%%%%%%%%%%%%%%%%%物性参数cp=1005;cpp=1160.7;k=1.4;kp=1.33;r=287;rp=288;hu=42900000;%%发动机各部件参数cgmi=0.97;adkx=0.78;ksb=0.96;cgmb=0.905;adtx=0.88;adm=0.98;cgme=0.96;vcol=0.03;vr=0.02; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%设计推力%%ft=26000;%%%%%%%%%%%涡轮前燃气温度一定时的执行本段%%%%%%%for i=1:363t3x(i)=1200;pkx(i)=1.32+(i-1)/10; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%压气机压比一定时执行本段%%%%%%%%%%%%for i=1:3000%%t3x(i)=900+i*0.5;%%pkx(i)=12; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%本段为涡轮喷气发动机气动热力计算过程%%%%%%%%%%%%%%%% %%根据给定飞行高度h确定该高度的大气温度t0和p0p0=1.01325*(1-h/1000/44.308)^5.2553*10^5;t0=288.15-6.5*h/1000;%%进气道出口参数t0x=t0*(1+(k-1)/2*m0^2);t1x=t0x;p1x=cgmi*p0;%%压气机出口参数dttkx(i)=t1x*(pkx(i)^((k-1)/k)-1)/adkx;t2x(i)=t1x+dttkx(i);p2x(i)=p1x*pkx(i);%%燃烧室出口参数p3x(i)=cgmb*p2x(i);%%油气比计算（等温焓差法）thetaf=0.97*42900000/ksb/hu;f(i)=thetaf*(-0.0110966+0.197799*10^(-4)*t3x(i)+0.495727*10^(-8)*t3x(i)^2+(5-0.01*t2x(i))*(0.00258+0.2*10^ (-6)*t3x(i)));%%涡轮出口气流参数dtttx(i)=cp*dttkx(i)/cpp/(1-vcol+f(i))/adm;t4x(i)=t3x(i)-dtttx(i);ptx(i)=(1-dtttx(i)/t3x(i)/adtx)^(-kp/(kp-1));p4x(i)=p3x(i)/ptx(i);%%尾喷管出口气流参数p9x(i)=p4x(i)*cgme;t9x(i)=t4x(i);gmcr=(2/(kp+1))^(kp/(kp-1));gm(i)=p0/p9x(i);if gm(i)>gmcrc9(i)=sqrt(2*cpp*t4x(i)*(1-(p0/cgme/p4x(i))^((kp-1)/kp)));p9(i)=p0;elsec9(i)=sqrt(2*kp*rp*t4x(i)/(kp+1));p9(i)=cgme*p4x(i)/(kp/2+1/2)^(kp/(kp-1));endt9(i)=t4x(i)-c9(i)^2/2/cpp;%%发动机的单位推力fs(i)=(1-vcol+f(i)+vr)*(c9(i)+rp*t9(i)*(1-p0/p9(i))/c9(i));%%流过发动机的空气流量qma(i)=ft/fs(i);%%发动机的耗油率sfc(i)=36000*f(i)*(1-vcol)/fs(i);end%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%涡轮前燃气温度一定执行本段%%%%%%%%%%%%%%%涡轮前燃气温度一定时的图形输出figureplot(pkx,sfc,'b');xlabel('pkx');ylabel('SFC/(kg/(dN*h))');axis([0 40 0 5 ]);figureplot(pkx,fs,'g')xlabel('pkx');ylabel('Fs/(N/kg)');figureplot(pkx,qma,'r')xlabel('pkx');ylabel('qma/(kg/s)'); axis([0 40 0 300]);%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%当压气机压比一定时执行本段%%%%%%%%%%%% %%压气机压比一定时的图形输出 %%figure%%plot(t3x,sfc,'b');%%xlabel('t3x');ylabel('SFC/(kg/(dN*h))'); %%axis([800 2000 0 5]); %%figure%%plot(t3x,fs,'g')%%xlabel('t3x');ylabel('Fs/(N/kg)'); %%figure%%plot(t3x,qma,'r')%%xlabel('t3x');ylabel('qma/(kg/s)');%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%(2)图形输出如下1）涡轮前燃气温度*31200T ，单位推力和耗油率随增压比（压气机总压比）的变化情况；51015202530354000.511.522.533.544.55pkxS F C /(k g /(d N *h ))5101520253035400100200300400500600700pkxF s /(N /k g )510152025303540050100150200250300pkxq m a /(k g /s )2）增压比（压气机总压比）*12k π=时，单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化情况：80010001200140016001800200000.511.522.53t3xS F C /(k g /(d N *h ))800100012001400160018002000220024000200400600800100012001400t3xF s /(N /k g)800100012001400160018002000050100150200250300350400t3xq m a /(k g /s)三、设计总结：影响发动机单位性能参数主要工作过程参数是*k π和*3T 。
对于压比*k π影响，随压比*k π增加单位推力增加，耗油率下降；s F 最大位置为最佳增压比opt π，SFC 最小的压比为最佳经济压比ec π，且ec π大于opt π；对于涡轮前燃气温度*3T 的影响，随*3T 增加单位推力增加，耗油率先降低后升高，其最低点为最经济涡轮前燃气温度*3ec T ；从图中可以看出，发动机工作过程参数*k π和*3T 的选择，不可能同时满足推力性能即经济性的要求，应综合考虑发动机非设计点性能及部件设计水平，目前新材料、新技术的发展等因素。
力争在满足性能要求前提下，尽可能使发动机尺寸小、重量轻、寿命长、维护操作方便、工作安全可靠。