航空发动机气动热力学模型
航空发动机的热力学性能分析
航空发动机的热力学性能分析航空发动机，作为现代航空领域的核心组件，其性能的优劣直接决定了飞行器的飞行能力和效率。
而在评估航空发动机性能的众多因素中，热力学性能无疑占据着至关重要的地位。
航空发动机的工作原理本质上是一个复杂的热力学过程。
燃料在燃烧室内燃烧，产生高温高压的燃气，这些燃气通过涡轮和喷管等部件，将热能转化为机械能和动能，从而为飞机提供动力。
在这个过程中，热力学的基本定律，如热力学第一定律（能量守恒定律）和热力学第二定律（熵增定律），始终发挥着关键的指导作用。
从热力学第一定律的角度来看，航空发动机中的能量转换必须遵循能量守恒的原则。
燃料燃烧所释放的化学能，一部分转化为有用的机械功，推动飞机前进；另一部分则以热能的形式散失，或者被用于克服各种摩擦和阻力。
为了提高发动机的效率，就需要尽量减少能量的损失，让更多的化学能转化为有用的功。
这就要求发动机的设计和制造具备极高的精度和优化程度，例如减小部件之间的摩擦、提高燃烧效率、优化气流通道等。
而热力学第二定律则告诉我们，在任何自发的过程中，系统的熵总是增加的。
这意味着在航空发动机中，能量的转换和传递总是伴随着一定的不可逆性，从而导致效率的损失。
为了降低这种不可逆性带来的影响，需要采取一系列措施，比如采用先进的冷却技术来降低热损失，优化燃烧过程以减少熵的产生等。
在分析航空发动机的热力学性能时，燃烧过程是一个关键的环节。
燃烧的效率和稳定性直接影响着发动机的性能和可靠性。
为了实现高效燃烧，需要精确控制燃料和空气的混合比例、燃烧温度和压力等参数。
同时，燃烧室内的气流组织和火焰传播特性也对燃烧过程有着重要的影响。
如果燃烧不充分，不仅会导致能量的浪费，还可能产生有害的污染物，对环境造成破坏。
另一个重要的方面是涡轮的工作性能。
涡轮需要在高温高压的燃气作用下高速旋转，并将燃气的能量有效地转化为机械能。
涡轮叶片的设计和材料选择至关重要。
一方面，叶片的形状和角度需要经过精心设计，以确保能够最大程度地利用燃气的能量；另一方面，由于涡轮工作在极端恶劣的环境下，需要选用耐高温、高强度的材料，以保证其可靠性和寿命。
高超音速飞行器气动热力学特性分析与设计
高超音速飞行器气动热力学特性分析与设计第一章：引言高超音速飞行器是指飞行速度超过音速5倍以上的飞行器。
其独特的飞行性能和广泛的应用领域引起了全球科学家和工程师的广泛关注。
在高超音速飞行器的设计过程中，气动热力学特性分析是至关重要的一步，因为它直接影响着飞行器的稳定性、性能和安全性。
第二章：高超音速飞行器气动力学特性分析2.1 高超音速飞行器的运动状态及其影响因素高超音速飞行器在飞行过程中会遭受来自空气的阻力和升力等力的作用，影响其运动状态。
飞行器的速度、迎角、空气密度等因素都会对其气动力学特性产生影响。
2.2 高超音速飞行器气动力学力学模型为了研究高超音速飞行器的气动力学特性，科学家们建立了相应的数学模型。
在这些模型中，空气动力学和热力学特性被考虑在内，包括流动的速度、压力、温度等参数。
2.3 高超音速飞行器的升力和阻力特性高超音速飞行器的升力和阻力特性对其飞行性能和稳定性具有重要影响。
通过模拟和计算，科学家们可以分析和优化飞行器的升力和阻力特性，以提高其性能。
第三章：高超音速飞行器热力学特性分析3.1 高超音速飞行器的升温问题高超音速飞行器在飞行过程中会因为空气的压缩和摩擦而产生较高的温度。
科学家们需要对飞行器的材料和结构进行有效的热防护措施，以减少温度的影响。
3.2 高超音速飞行器的热传导和热辐射特性高超音速飞行器的热传导和热辐射特性对其热防护和热控制至关重要。
科学家们通过研究和模拟这些特性，设计和选择适合的热防护材料和热控制系统。
第四章：高超音速飞行器设计4.1 高超音速飞行器的外形设计高超音速飞行器的外形设计直接影响其气动力学和热力学特性。
科学家们通过分析和优化飞行器的外形，以减小阻力、增大升力和降低温度。
4.2 高超音速飞行器的发动机设计高超音速飞行器发动机的设计需要考虑其对飞行器的性能和热力学特性的影响。
科学家们将不断探索和改进发动机的结构、燃烧方式和推进系统，以满足高超音速飞行的需求。
涡扇发动机气动热力模型的Matlab表达
算机硬件水平的提高，对本文所构建的模型很容易
在个人电脑上完成实时计算。
（下转第４２页）
４２
航空发动机
２００５年第３ｌ卷第４期
塑性铰的过程，如果叶片足够长，会继续发生第３次 碰撞，但对圆筒的危害也不会超过第１次碰撞。从 第４组试验及仿真结果可看出，第１次撞击形成的 凹坑最深，对机匣冲击最大，后面的２次撞击对机匣 的冲击都较小。如果腔体能够承受第１次撞击，则 能够成功地包容叶片。如果力更低，则接触点可能 追不上塑性铰，叶片就会在第１次撞击后贴向机匣 表面滑行。
（２）叶片复杂的运动方式是在撞击过程中腔体 形成多个凹坑的原因。不同飞断转速下发生的撞击 有不同的危险撞击点，在包容结构的设计中应当予 以重视。
参考文献
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ｔｏ ｔｌｌ】由ｉｎｅ ｅｎ舀ｎｅ ｆ｝ａｇＩｎｅｎ协：Ｉｎｔｅｒｉｍ ｒｅｐｏｒｔ
Ｉ［Ｒ］Ｄｏ，ｒ／ＦＡＡ／ＡＲ一９９／８，１９９９．
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图２涡扇发动机模型连接
万方数据
２．２计算框图 考虑简单容积效应的定结构小涡扇发动机的计
算框图如图２所示。
３ 涡扇发动机的Ｍａｔｌａｂ表示
’Ｍａｔｌａｂ是集矩阵运算和图形显示于一体的科学 和工程计算软件；ｓｉｍｕｌｉｎｋ是在Ｗｉｎｄｏｗｓ环境下面向 对象的动态仿真软件，与Ｍａｄａｂ及其辅助分析工具 箱相结合，构成了集图形化的仿真与性能分析于一体 的动态仿真平台。该平台可以实现对连续系统、离散 系统、连续与离散混合系统的动态性能仿真。 ３．１ ｓｆｕｎｃｔｉｏｎ表示的部件特性
（２）在ｎ较高的情况下，第２次撞击时叶片的 形状已经变成了“ｕ”形（如图５（ｃ）所示），叶片下半 部的转动方向也变成了朝向撞击面，而且随着叶片 的转动，转动的切向方向同圆筒的法线方向越来越 趋于一致时（如图５（ｄ）所示），对圆筒造成的冲击 也越来越大。从第ｌ组试验的仿真可以看出，第２次 撞击后圆筒的塑性变形是逐渐增大的，而且由于此时 整个叶片的速度方向一致，因此第２次撞击的危害比 第１次的还要大，可能造成圆筒失效破裂。如果ｎ足 够高（如第１组试验），当叶片的下端尾部弯曲到与自 身相接触时，对圆筒的冲击载荷达到最大。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究高超声速飞行器是目前航空领域的一个热点研究方向，它的研制不仅能够提升我国军事实力，也有望推动民用航空、航天领域的科技进步。
由于高超声速飞行器飞行速度极快，所以它在飞行过程中面临着高超声速湍流、高温高压等复杂的热力学问题。
为了保证飞行器的安全性能和稳定性，对其气动热力特性的数值模拟研究变得非常必要。
高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟主要包括了流动、传热、化学反应等多个方面的问题。
在数值模拟中，采用计算流体力学（CFD）方法对流场进行求解，采用传热计算和化学反应模型对传热和化学反应过程进行研究。
下面分别就高超声速飞行器气动热力特性的数值模拟研究的三个方面进行介绍。
一、流动问题高超声速飞行器在飞行过程中会遇到高超声速湍流，这会对飞行器产生极大的影响。
在进行数值模拟的时候，首先需要对高超声速湍流进行计算。
我们采用雷诺平均 Navier-Stokes（RANS）方程模型对流场进行求解。
目前基于RANS方程的数值模拟已经相对成熟，但需要考虑气体的非平衡效应和高温高压下的热化学反应。
基于高精度的物理或化学模型以及分布式计算的方法，数值模拟在计算复杂流动现象中的应用正在得到越来越广泛的认可。
二、传热问题高超声速飞行器在高速飞行过程中，面对着极高的温度和压力，因此热力学问题是高超声速飞行器的重要研究方向之一。
传热问题一般采用计算热力学的方法进行求解。
对于高超声速飞行器，传热问题涉及到较为复杂的物理过程，如辐射传热、对流传热、传导传热等。
采用数值模拟的方法可以帮助研究人员更好地了解这些问题的本质，进一步优化高超声速飞行器的设计和研发。
三、化学反应问题随着高超声速技术的发展，越来越多的研究关注于发动机喷流的燃烧问题。
高超声速飞行器在飞行过程中，涉及到的气体流动复杂、温度高、压力大等问题，这使得燃烧过程变得异常复杂。
在这种情况下，采用化学反应模型对燃烧过程进行分析变得尤为重要。
航空发动机热力特性模拟与分析研究
航空发动机热力特性模拟与分析研究航空发动机，作为飞机的心脏，承担着提供动力的关键任务。
在设计和制造过程中，研究发动机的热力特性是必不可少的环节。
本文将通过对航空发动机热力特性的模拟与分析研究，探讨其工作原理、热力循环和性能参数的影响因素，以及如何提高其效率与可靠性。
首先，我们将介绍航空发动机的工作原理。
航空发动机是通过将燃料和空气混合并燃烧产生高温高压气体，利用喷气推力来推动飞机前进的机械装置。
其基本原理是通过压缩空气、燃烧燃料和排出废气的循环过程来实现。
在压气机中，流经发动机的空气被压缩并加热，随后与燃料混合并燃烧，产生高温高压气体，从而驱动涡轮转动。
涡轮通过连接在一起的轴向作用于压气机和飞行器上，产生推力，推动飞机前进。
其次，我们将讨论航空发动机的热力循环。
航空发动机的热力循环可以通过理想化的布雷顿循环来描述。
这种循环模型用于分析发动机的效率和性能，是热力特性模拟与分析的重要基础。
布雷顿循环由四个过程组成：压缩过程、燃烧过程、膨胀过程和排气过程。
在压缩过程中，空气被压缩，温度和压力升高；在燃烧过程中，燃料被注入，并在高温高压条件下燃烧，产生高温高压气体；在膨胀过程中，高温高压气体驱动涡轮转动，产生功；在排气过程中，废气被排出发动机。
通过对布雷顿循环进行热力特性模拟与分析，我们可以了解发动机在不同工作状态下的热力性能，从而优化设计和提高效率。
在航空发动机热力特性的研究中，性能参数也是一个重要的研究内容。
性能参数包括了比推力、比功率、压比和效率等。
比推力是指单位质量气体流出的动力，是衡量发动机推力大小的指标。
比功率是指单位质量气体流出的功率，是衡量发动机强度的指标。
压比是指涡轮出口总压和进口总压的比值，是衡量发动机性能的指标。
效率是指发动机将燃料的化学能转化为机械能的能力，也是衡量发动机性能的重要指标。
通过对这些性能参数的研究与分析，我们可以了解发动机当前的工作状态，并通过优化设计与控制手段来提高发动机的效率和可靠性。
高超音速飞行器的气动热力学分析
高超音速飞行器的气动热力学分析随着科技的不断发展，高超音速飞行器成为了航空航天领域的研究热点。
高超音速飞行器在飞行过程中面临着极其复杂的气动热力学环境，这对其设计和性能产生了重大影响。
本文将对高超音速飞行器的气动热力学进行详细分析，探讨其相关的原理、挑战以及应对策略。
一、高超音速飞行器的特点与应用高超音速飞行器通常指飞行速度超过 5 倍音速的飞行器。
其具有飞行速度快、突防能力强、作战半径大等优点，在军事和民用领域都有着广阔的应用前景。
在军事方面，高超音速飞行器可用于快速打击敌方重要目标，如导弹发射井、指挥中心等，具有极高的战略价值。
在民用领域，它可以实现快速的全球运输，大大缩短旅行时间。
然而，要实现高超音速飞行并非易事，其中涉及到众多复杂的技术难题，气动热力学问题就是其中的关键之一。
二、高超音速飞行中的气动热力学原理（一）高温气体效应当飞行器以高超音速飞行时，与空气的剧烈摩擦会产生大量的热量，导致飞行器表面温度急剧升高。
高温会使气体的物理性质发生显著变化，如比热容、粘性系数等，从而影响飞行器周围的流场分布。
（二）激波现象高超音速飞行会产生强烈的激波，激波的出现会导致气流压力、温度和密度的突然变化，对飞行器的气动力和热负荷产生重要影响。
（三）边界层传热飞行器表面的边界层内，热量传递过程十分复杂。
由于高超音速飞行时的高温和高速度，边界层内的传热速率大幅增加，这对飞行器的热防护提出了极高的要求。
三、高超音速飞行器面临的气动热力学挑战（一）热防护问题极高的表面温度可能导致飞行器结构材料的强度下降、甚至熔化，因此需要有效的热防护系统来保证飞行器的安全。
（二）气动力控制激波和高温气体效应使得飞行器的气动力特性变得非常复杂，难以精确控制飞行姿态和轨迹。
（三）材料性能要求在高温、高压和高速的环境下，传统的材料往往无法满足要求，需要开发新型的耐高温、高强度和轻质的材料。
四、应对高超音速气动热力学挑战的策略（一）先进的热防护技术包括使用耐高温的陶瓷复合材料、隔热涂层和主动冷却系统等，以减少热量向飞行器内部传递。
常见飞行器气动参数或气动模型
常见飞行器气动参数或气动模型一、气动参数的概念气动参数是指影响飞行器运动和性能的一系列气动特性和参数。
它们是飞行器设计和性能评估的基础，对于飞行器的飞行稳定性、操纵性、推进性能等方面起着至关重要的作用。
二、常见气动参数1. 升力系数（Cl）：升力系数是指飞行器升力与动压和参考面积之比。
它是衡量飞行器升力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的升力性能和操纵性能。
2. 阻力系数（Cd）：阻力系数是指飞行器阻力与动压和参考面积之比。
它是衡量飞行器阻力产生能力的重要参数，能够反映飞行器的阻力性能和耗能情况。
3. 抗力系数（Cm）：抗力系数是指飞行器的阻力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器阻力矩产生能力的重要参数，能够反映飞行器的稳定性和操纵性。
4. 滚转力矩系数（Clp）：滚转力矩系数是指飞行器滚转力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器滚转稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和操纵稳定性。
5. 俯仰力矩系数（Cmq）：俯仰力矩系数是指飞行器俯仰力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器俯仰稳定性的重要参数，能够反映飞行器的姿态控制性能和操纵性。
6. 偏航力矩系数（Cnr）：偏航力矩系数是指飞行器偏航力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器偏航稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和耗能情况。
7. 侧滑力矩系数（Clr）：侧滑力矩系数是指飞行器侧滑力矩与动压、参考面积和参考长度之比。
它是衡量飞行器侧滑稳定性的重要参数，能够反映飞行器的操纵性和姿态控制性能。
8. 马赫数（M）：马赫数是指飞行器速度与声速之比。
它是衡量飞行器飞行速度的重要参数，能够反映飞行器的超音速飞行能力和空气动力学性能。
9. 攻角（α）：攻角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面法线之间的夹角。
它是衡量飞行器相对于气流流向的角度，能够反映飞行器的升力和阻力产生情况。
10. 侧滑角（β）：侧滑角是指飞行器速度矢量与飞行器参考面侧向之间的夹角。
航空发动机的热力学仿真模拟
航空发动机的热力学仿真模拟随着航空科技的快速进步，航空发动机已成为航空运输中的重要组成部分，决定着飞机的安全性和经济性。
而热力学仿真模拟技术的出现，为航空发动机的设计与分析提供了更加准确、快捷、经济的手段。
本文将重点介绍航空发动机热力学仿真模拟技术的原理和应用。
一、热力学仿真模拟技术的原理在基于计算机的航空发动机热力学仿真模拟中，要运用众多的科学原理，如热传导、流体力学、传热学等热力学原理，以及有限元、有限体积等数值计算方法，来模拟航空发动机中发生的燃烧和流动等各种复杂物理现象。
仿真计算的过程是将实际的物理现象抽象成数学模型，以多方面的因素为基础，在计算机内进行求解，最终得到航空发动机在各种工况下的性能和受力分布等数据。
热力学仿真模拟技术的关键是精确地描述燃烧、流动和传热等过程。
首先需要了解和掌握发动机的构造和工作原理，进行分析和计算。
其次，在建立计算模型时，需要确定所用的数学方程和计算模型的准确性和可靠性。
最后，在仿真计算中，需要根据仿真结果来反馈和调整计算模型和技术手段的不足之处，达到不断提高仿真模拟精度的目的。
二、热力学仿真模拟技术的应用航空发动机的热力学仿真模拟技术，可以为发动机的设计、优化和分析提供可靠、快速、经济的手段。
具体应用如下：1、发动机燃烧室的优化设计航空发动机燃烧室是发动机性能的重要组成部分，热力学仿真模拟技术可以模拟燃烧室内燃料燃烧和流动等物理过程，优化燃烧室结构，降低燃料消耗和排放污染物，提高发动机性能。
2、风扇叶片的优化设计风扇叶片是发动机空气进口的主要部件，其结构和性能直接影响到发动机的效率和噪声。
热力学仿真模拟技术可以帮助优化叶片的形状和材料等参数，提高发动机的性能和减少噪声。
3、发动机运行状态的预测和诊断航空发动机运行时需要经历多种工况和环境，如高温、低温、高海拔、气压等复杂环境，其中的受力和损耗等关键参数需要严格控制和监测。
热力学仿真模拟技术可以通过对不同状态下的发动机进行仿真计算，得到发动机的性能参数和受力分布等数据，并进一步预测和诊断发动机的运行状态和问题。
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航空发动机气动热力学模型建模对象为双轴混合排气加力式涡轮风扇发动机，其主要部件为：进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管。
由于航空发动机气动热力学系统十分复杂，在建立其非线性数学模型是做以下假设（1）高温燃气流与航空发动机结构部件之间的非定常热交换；（2）气体在航空发动机中的流动按准一元流动。
1.进气道计算高度为H（km）的大气压力p H和温度T H,当H≤11km时，T H=(288−6.5H)Kp H=101325(1−H44.3)5.255Pa当H≥11km时，T H=216.5Kp H=p11e 11−H 6.318Pa式中p11是指高度为11km的大气压力，p11=2.26×104Pa。
发动机进口总压p2、总温T2以及飞行速度v0分别为p2=σI p H(1+k−12Ma2)kk−1T2=T H(1+k−12Ma2)v0=Maa H=Ma√kRT H式中σI——进气道总压恢复系数，σI=σI(Ma)；Ma——飞行马赫数；a H——当地声速；k——空气绝热指数，k=k(T2)。
2.风扇设风扇内、外涵道增压比及效率相同，即πCL=πII，ηCL=ηII，风扇的已知特性可表示为qm，aL，cor =qm，aL，cor(n CL，πCL，φL)ηCL=ηCL(n CL，πCL，φL)式中，ηCL，qm，aL，cor分别为风扇换算转速和风扇换算空气流量；φL表示风扇的几何可调参数。
在给定的风扇控制规律φL=φL(n CL，cor)的条件下，如果已知风扇转速n L和风扇增压比πCL，则nCL，cor =n L√288T2⁄和相应的φL，由n CL，cor，πCL，φL就可确定风扇工作点在风扇特性图上的位置，也确定风扇的工作状态。
由风扇特性曲线得计算点qm，aL，cor和ηCL，并由此计算风扇出口参数，即p2.5=πCL p2p2.5Ⅱ=p2.5qm，a =qm，aL，corp2101325√288T2T2.5=T2(1+πCL r−1θCL)T2.5Ⅱ=T2.5式中r=k−1k其中k=k(T2.5)；q m，a为通过风扇内、外涵道的总空气流量。
3.高压压气机高压压气机的已知特性可表示为qm，aH，cor =qm，aH，cor(n CH，πCH，φH)式中，φH表示高压压气机的几何可调参数。
ηCH=ηCH(n CH，πCH，φH)在给定高压压气机的控制规律φH=φH(n CH，cor)的条件下，如果已知高压压气机的转速n H和高压压气机的增压比πCH，则得nCH，cor =n H√288T2⁄和相应的φH，由n CH，cor，πCH，和φH就可以在高压压气机的特性图上确定工作点位置，并得到qm，aH，cor和ηCH，并由此计算出高压压气机的出口参数，即p3=πCH p2.5qm，aH =qm，aH，corp2.5101325√288T2.5T3=T2.5(1+πCH r−1ηCH)当高压压气机抽取冷空气冷却高、低压涡轮时，高压压气机的出口流量应做修正。
设从高压压气机抽取的冷却空气量qm，a，col =K col qm，aH式中，K col为高压压气机抽气量系数，K col=常数或K col=K col(T4)。
抽取冷却空气后，高压压起机出口空气流量qm，a3=qm，aH−qm，a，col抽出空气的总温由下式估算T col=αcol T3式中，αcol为抽气系数，取决于抽气系数结构的参数。
4.燃烧室燃烧室特性用表征燃烧室性能的参数即燃烧效率ηb和燃烧总压恢复系数σb表示为ηb=ηb(α，p3，T3，T4)σb=σb(v b，θ)式中，α——燃烧室内混合气余气系数；v b——燃烧室气流速度；θ——燃烧室加热比θ=T4T3⁄。
供给燃烧室的燃油流量随时间的变化规律为qm，f =qm，f(t)燃烧室内混合气余气系数α=qm，a3 qm，fL0式中，L0为1kg完全燃烧所需的理论空气量，L0=14.8kg。
根据α，p3，T3及T4查燃烧室特性就可得ηb，再根据燃烧室的能量平衡，可以计算T4。
其能量平衡方程为qm，f H uθb+qm，fℎf(T f0)+qm，a3ℎa(T3)=qm，fℎf(T4)+qm，a3ℎg(T4)式中，T f0——进入燃烧室的燃油温度；ℎa，ℎg，ℎf——分别为1kg空气、燃气、燃油的热焓。
燃烧室出口参数p4=σb p3qm，g4=qm，a3+qm，f5.高压涡轮高压涡轮特性可表示为qm，gH，col =qm，gH，col(nTH，cor，πTH)ηTH=ηTH(nTH，cor，πTH)高压涡轮的换算转速nTH，cor =n H√T4d T4⁄，如果已知高压涡轮的膨胀比πTH，则有πTH和nTH，cor 即可确定高压涡轮的工作状态，并根据高压涡轮特性图查得qm，gH，col与ηTH，于是得高压涡轮出口参数qm，gH =qm，gH，colp4p4d√T4dT4 p4.5=p4πTHT4.5′=T4[1−(1−πTH−r′)ηTH]式中，r′=k′−1k′，k′为燃气的绝热指数，k′=k′(T4，α)。
考虑冷却高压涡轮的空气流入高压涡轮与燃气流掺混后，高压燃气涡轮出口的燃气温度与流量T4.5=qm，gHT4.5′+qm，H，colT colqm，gH+qm，H，colqm，H，col =KH，colqm，a，col式中，KH，col为高压压气机抽气量中用于冷却高压涡轮的比例系数。
qm，g4.5=qm，gH+qm，H，col6.低压涡轮低压涡轮特性可表示为qm，gL，cor =qm，gL，cor(nTL，cor，πTL)ηTL=ηTL(nTL，cor，πTL)低压涡轮的换算转速nTL，cor =n L√T4.5d T4.5⁄，如果已知低压涡轮的膨胀比πTL，则有πTL和nTL，cor 即可确定低压涡轮的工作状态，并根据低压涡轮特性图查得qm，gL，col与ηTL，于是得低压涡轮出口参数qm，gL =qm，gL，corp4.5p4.5d√T4.5dT4.5 p5=p4.5πTLT5′=T4.5[1−(1−πTL−r′)ηTL]式中，r ′=k ′−1k ′，k ′为燃气的绝热指数，k ′=k ′(T 4.5，α)。
考虑冷却低压涡轮的空气流入低压涡轮与燃气流掺混后，低压燃气涡轮出口的燃气温度与流量T 5=q m ，gL T 5′+q m ，L ，col T colq m ，gL +q m ，L ，colq m ，L ，col =K L ，col q m ，a ，colq m ，g5=q m ，gL +q m ，L ，col式中，K L ，col 高压压气机抽气量中用于冷却低压涡轮的比例系数。
7.混合室入口外涵参数混合室入口处，由内涵进入混合室的燃气流量q m ，g5=K q ′55(5)√T 5由上式得 q (λ5)=q m ，g5√T 5K q ′p 5A 5I 式中K q ′=√k ′R ′(2k ′+1)k ′+1k ′−1 R ′为燃气的气体常数，k ′=k ′(T 5，α)；A 5I 为混合室入口处内涵通道面积。
又由q (λ5)=λ5(k ′+12)1k ′−1(1−k ′−1k ′+1λ52)1k ′−1可求解λ5，并可计算π(λ5)=(1−k ′−1k ′+1λ52)k ′k ′−1f (λ5)=(λ52+1)(1−k ′−1k ′+1λ52)1k ′−1p s ，5=p 5π(λ5)根据混合室入口处，内、外涵道气流的静压相等，即p s ，5II =p s ，5，得π(λ5II )=p s ，5IIp 5II=p s ，5σII p 2.5II式中，σII 为外涵风扇出口到混合室入口的总压恢复系数。
由π(λ5II )可求解λ5II ，即λ5II =√k −1k +1{1−[π(λ5II )]k−1k } 得q (λ5II )=λ5II (k +12)1k−1(1−k −1k +1λ5II2)1k−1 f (λ5II )=(λ5II 2+1)(1−k −1k +1λ5II2)1k−1 由此可以算出通过外涵的空气流量q m ，aII =K ′5II 5II (5II )√T 2.5II式中，A 5II 为混合室入口处外涵道面积。
8.混合室出口参数混合室入口处内、外涵气流的动量与压力乘以面积之和分别为内、外涵气流冲量，若用I I 和I II 表示，则I I =q m ，g5v 5I +p s ，5A 5II II =q m ，aII v 5II +p s ，5II A 5II混合室出口气流冲量I cm =q m ，g ，cm v cm +p s ，cm A cm式中，v cm ——混合室出口气流速度；v 5I ，v 5II ——分别为内、外涵气流在混合室入口处的速度；A cm ——混合室出口通道面积。
用气动函数计算混合室入口处的内、外涵气流的冲量I I =p 5A 5I f (λ5)I II =p 5II A 5II f (λ5II )根据动量定理，混合室气体的动量方程为F cm +p s ，5A 5I +p s ，5II A 5II +p s ，cm A cm =q m ，g ，cm v cm −q m ，g5v 5I −q m ，aII v 5II 将上式整理并用冲量表示，得I cm =I I +I II +F cm式中F cm 为混合室壁对气流在作用力。
若用气动函数表示I cm ，则I cm =p cm A cm f (λcm )由此得f (λcm )=I cm p cm A cm混合室出口总压p cm=σcm(qm，g5p5+qm，aIIp5IIqm，g5+qm，aII)式中，σcm为混合室总压恢复系数。
混合室出口燃气流量和总温分别为qm，g，cm =qm，g5+qm，aIIT cm=c p T2.5II qm，aIIp5II+c p′qm，g5T5c p′′qm，g，cm式中，c p=c p(T2.5II)；c p′=c p′(T5，α)；c p′′=c p′′(T cm，α)9.加力燃烧室考虑加力燃烧室的燃烧延迟时间τaf后，供给加力燃烧室的油量qm，faf =qm，faf(t−τaf)加力燃烧室的混合气体余气系数为αaf=qm，aH+qm，aII(qm，f+qm，faf)L0=qm，a(qm，f+qm，faf)L0由αaf，p cm，T7，af及T cm查加力燃烧室的特性就可以得加力燃烧室的效率ηaf和总压恢复系数σaf。
加热温度T7，af可以通过求加力燃烧室的能量方程得到，其能量方程为qm，faf qm，g，cm [H uηaf+ℎf(T f0)−ℎf(T7，af)]+ℎg(T cm)−ℎf(T7，af)=0加力燃烧室出口参数p7，af=σaf p cmqm，g，af =qm，faf+qm，g，cm10.尾喷管出口参数计算假设喷管为不可调的收敛喷管（1）亚临界工作状态。