北航航空发动机原理3大作业
航空发动机原理范文
航空发动机原理范文首先，进气阶段是航空发动机的第一步。
在飞机飞行过程中，大气通过飞行器外壳的进气道进入发动机。
进入发动机之前，空气必须被滤净以避免杂质对发动机的损坏。
进入发动机后，空气经过旋转的风扇或压气机进行进一步的压缩。
第二，压缩阶段是航空发动机的一个关键步骤。
在压缩阶段，空气被送入到多级压气机中，从而被加压到高压状态。
压缩空气会经过多层叶片和驻涡器，逐渐提高空气的压力和密度。
通过这个过程，压缩阶段将空气压缩到一定的程度，为后续的燃烧阶段创造了更好的条件。
第三，燃烧阶段是航空发动机的核心步骤。
在燃烧室中，压缩的空气与燃料混合并点燃。
点燃后，燃料会燃烧产生高温高压的燃烧气体。
这些燃烧气体的高温高压能源将驱动涡轮，推动发动机的运转。
同时，燃烧产生的废气也会通过喷流推动发动机向前行进，产生推力。
最后，排气阶段是航空发动机的最后一个步骤。
在排气阶段，燃烧后的废气会通过喷嘴排出。
由于喷嘴的设计，排气的喷射速度比空气的速度快，从而产生了一个后向的喷流。
通过喷流的反作用力，发动机向前产生了推力，推动了整个飞机向前。
除了上述的工作阶段，航空发动机还有一些辅助的系统，如燃油系统、冷却系统和起动系统等，用于支持发动机的正常运行。
燃油系统提供燃料以供燃烧；冷却系统冷却高温的发动机部件；起动系统将发动机启动。
总结起来，航空发动机的工作原理可简单概括为进气-压缩-燃烧-排气的循环过程。
通过将空气压缩、燃烧和排气，航空发动机能够产生高温高压的燃烧气体，推动涡轮并向前产生推力。
这种原理使得飞机能够以高速飞行，并实现长时间的飞行任务。
航空发动机的不断改进和创新也推动了飞机的性能提升以及航空业的发展。
航空发动机的工作原理是什么？
航空发动机的⼯作原理是什么？感谢邀请！航空发动机是⼀种⾼度复杂和精密的热⼒机械，为航空器提供飞⾏所需动⼒的发动机。
作为飞机的⼼脏，被誉为“⼯业皇冠上的明珠”，是⼀个国家科技、⼯业和国防实⼒的重要体现。
航空发动机发展主要经历以下步骤：航空发动机主要包括活塞式、涡轮喷⽓和冲压发动机，下⾯主要介绍⼀下应⽤⼴泛的涡轮喷⽓发动机原理。
涡轮喷⽓发动机主要包括5⼤部件：进⽓道、压⽓机、燃烧室、涡轮和尾喷管。
附件系统包括燃油、润滑、启动、空⽓、电⽓、加⼒燃烧室，推⼒转向装置以及⽮量喷管等系统：⼯作原理涡喷发动机⼯作时连续不断地吸⼊空⽓，空⽓在发动机中经过压缩、燃烧和膨胀过程产⽣⾼温⾼压燃⽓从尾喷管喷出，⽓体动量增加，使发动机产⽣反作⽤推理。
⼯作过程进⽓道将⼯质引⼊→压⽓机增压→燃烧室喷油燃烧加热→涡轮膨胀做功带动压⽓机→尾喷管膨胀加速→⾼速排⽓到体外。
各部件主要⼯作原理如下：进⽓道将⾜够的空⽓量，以最⼩的流动损失顺利地引⼊压⽓机；当飞⾏速度⼤于压⽓机进⼝处的⽓流速度时，可以通过冲压压缩空⽓，提⾼空⽓的压⼒。
压⽓机压⽓机是⽤来提⾼进⼊发动机内的空⽓压⼒，供给发动机⼯作时需要的压缩空⽓，也可以为座舱增加、涡轮散热和其他发动机的启动提供压缩空⽓。
主要由转⼦和静⼦组成。
燃烧室⾼压空⽓和燃油混合、燃烧，将化学能转变为热能，形成⾼温⾼压的燃⽓。
燃烧室都是由扩压器、壳体、⽕焰筒、燃油喷嘴和点⽕器等基本构件组成。
涡轮把⾼温、⾼压燃⽓的部分热能、压⼒能转变成旋转的机械功，从⽽带动压⽓机与其他附件⼯作的旋转部件。
尾喷管使⽓流不断加速的管道成为喷管，作⽤是使涡轮后的燃⽓持续膨胀，将燃⽓中剩余的热能充分转变为动能，使燃⽓以⾼速从喷⼝中喷出。
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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。
16秋北航《飞行原理》在线作业三 辅导资料
北航《飞行原理》在线作业三一、单选题（共 3 道试题，共 15 分。
）1. 不属于积冰对飞机飞行性能变化有. 平飞所需推力增加. 上升角增大. 起飞滑跑距离增加. 续航性能变差正确答案：2. 跨音速风洞的气流速度范围是. 0.3<M<0.6. 0.3<M<0.8. 0.8<M<1.2~1.4. M>1.4正确答案：3. 避免地空风切变的根本方法是. 增加推力. 避免机动飞行. 预测和回避. 减小空速正确答案：北航《飞行原理》在线作业三二、多选题（共 5 道试题，共 25 分。
）1. 典型纵向操纵动作包括. 阶跃型. 谐波型. 脉冲型. 斜波型正确答案：2. 装载安全极限包括. 最大起飞重量. 最大着陆重量. 最大载客量. 重心包线正确答案：3. 翼型的术语有. 前缘. 弦长. 后缘. 翼弦正确答案：4. 飞机操纵性的内容包括. 静操纵性. 动操纵性. 开环操纵. 闭环操纵正确答案：5. 常用飞机翼型有. 平凸翼型. 双凸翼型. 双弧翼型. 对称翼型正确答案：北航《飞行原理》在线作业三三、判断题（共 15 道试题，共 60 分。
）1. 焦点在重心之前形成稳定力矩.. 错误. 正确正确答案：2. 重心过于靠前会导致操纵性变差.. 错误. 正确正确答案：3. 由于迎角变化而产生的飞机附加升力的着力点为飞机重心. . 错误. 正确正确答案：4. 在软道面上起飞着陆时滑跑方向不易保持.. 错误. 正确正确答案：5. 地面效应会使最大升力系数降低.. 错误. 正确正确答案：6. 飞机要获得较大升力,应先增大迎角,再增大飞行速度. . 错误. 正确正确答案：7. 国际标准大气简称IS. 错误. 正确正确答案：8. 机翼是最主要的空气动力部件.. 错误. 正确正确答案：9. 飞机高速运动,空气密度和温度随速度变化而改变.. 错误. 正确正确答案：10. 直线飞行中,一个方向舵转角对应一个固定的侧滑角. . 错误. 正确正确答案：11. 飞行员操纵飞机做大迎角飞行称为机动飞行.. 错误. 正确正确答案：12. 螺旋桨效率是衡量螺旋桨性能好坏的重要标志.. 错误. 正确正确答案：13. 国际标准大气假设重力加速度为恒定值.. 错误. 正确正确答案：14. 剩余推力是指可用功率与需用功率之差.. 错误. 正确正确答案：15. 可压缩流动中,气动参数不随飞行速度而变化. . 错误. 正确正确答案：。
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。
北航航空发动机基本知识3大作业任务
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）3.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。
4. 总增压比π在给定涡轮前温度T t4前提下，存在使单位推力达到最大值的最佳增压比πc,opt ，且πc,opt随涡轮前温度T t4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πc,ec。
航空发动机工作原理
航空发动机工作原理
航空发动机是飞机的心脏，是飞机能够飞行的关键设备之一。
它的工作原理是通过燃烧燃料来产生推力，从而推动飞机飞行。
下面我们来详细介绍一下航空发动机的工作原理。
首先，航空发动机的工作原理可以分为内燃机和涡轮发动机两种类型。
内燃机主要包括活塞发动机和涡轮螺旋桨发动机，它们通过燃烧燃料来驱动活塞或螺旋桨旋转，产生推力。
而涡轮发动机则是通过压气机、燃烧室和涡轮来产生推力，是现代喷气式飞机最常用的发动机类型。
其次，航空发动机的工作原理是基于热力学循环的。
内燃机通过四个循环来完成工作，分别是进气、压缩、燃烧和排气循环。
而涡轮发动机则是通过压气机将空气压缩，然后与燃料混合燃烧，最终产生高速气流推动涡轮旋转，从而产生推力。
最后，航空发动机的工作原理还涉及到许多复杂的技术，如燃烧室的设计、涡轮的材料选择、降低燃料消耗和排放的技术等。
这些技术的不断创新和发展，使得航空发动机在推力、效率和环保方面都取得了巨大的进步。
总的来说，航空发动机的工作原理是基于热力学循环的，通过燃烧燃料产生推力，驱动飞机飞行。
随着科技的不断进步，航空发动机的性能和效率将会得到进一步提升，为飞机的发展提供更强大的动力支持。
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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与依据 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
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. 部件效率与损失系数
部件效率与损失系数(近似值) 进气道总压恢复系数:σi=0、97
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 空气流 风扇直
率
量 径m
V2500 5、8 36 0、586 357 1、613
PW4000 6、4 46、4 0、554 1200 2、87
m1
T 4a* T 4*
1 1 21 f 1 1 21 f
Cp 1T3*
CpgT4*
1
T
* 4a
T 4*.m1
P4a* P4*
T 45*
T 4a*
1
Cp
（T
* 3
T
* 2
'
'）
1 1 2
1 f
1
mHCpgT
* 4a
则高压涡轮出口总压为:πTH
P4a * P45 *
高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压,则
总压:
P3*
P *'' 2
πCH
(πCH: 高压压气机增压比)+
T
总温:
* 3
T
* 2
'
'
1
k-1
πch k －1 ch
流量: W3a W 1 B
பைடு நூலகம்
L 故压气机压缩 1kg 空气所消耗功为: CH Cp T 3*T 2*'
(6) 、主燃烧室出口参数
2
(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
P2*
iP
* 0
0.336
×105
Pa
T
* 2
T
* 0
(3) 、风扇出口截面参数
总压: P2*' P2* πcl
(πCL:风扇增压比)
k
根据 T T*
p k1 p*
得到
T
*' 2
T
* 2
1
k-1
πcl k －1 cl
空气密度: = 1.293 （p /p0） x（ 273.15 / T）
0.365 kg / m3
则流量:
W
C0 A
P0 RT0
C0 A
200kg / s
(风扇直径取 1、7~1、8)
P 0*
P（0 1
k
-1
k
Ma 2）k-1
0.364105
pa
2
T
* 0
T（0 1
k
-1
Ma 2）
244.43k
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
燃烧室的油气比为:
f
wf w3a
T*
Cpg 4
CpT3*
bHu
T*
Cpg 4
Wf = W3a f
则:
总压为: P4* P3* b
流量:W 4a W 3a 1 1 21 f 1
(7) 、高压涡轮出口参数
T
* 45
T
* 4a
Cp.W（3 T
* 2
T
2*'）
C W pg. 45. mH
W45 W4a W3a 1 1 21 f 1
2、涡轮前温度
根据现有涡轮材料与冷却技术水平,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: a0 kRT 0
气流速度: C0 a0 Ma0
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 高压涡轮效率:ηTH=0、89 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
1
（1
T 45* T 4a* TH
kg -1
） kg
所以: P45* P4a *π . TH
(8) 、低压涡轮出口参数
P4c* P45*
总压相等,则:
流量: W4c W3a 1 1 21 f 1 2
L 故每经过风扇 1kg 空气所消耗功为: CL Cp T 2*'T 2*
(4) 、增压级出口参数
总压:
P *'' 2
P2*'
πcm
总温: T
*'' 2
T
*' 2
1
k-1
πcm k －1 cm
L 增压级每千克空气所消耗的功为: CM Cp T 2*' T 2*'
(5) 、高压压气机出口参数
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 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。