民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算之欧阳家百创编

民用航空燃气涡轮发动机原理

欧阳家百（2021.03.07）

课程设计

学院：航空工程学院

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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，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。

3)根据发动机的类型不同，选择一组工作过程参数：内涵压

气机增压比、外涵风扇增压比、涵道比、燃烧室出口总温

等。

4)预计的发动机各部件效率和损失系数等。

一台新发动机的最终设计不可能仅取决设计点的性能，而且还决定于飞行包线内非设计点的性能。但发动机的热力计算有如下重要作用：

1.只有先经过设计点的热力计算，确定发动机特征尺寸后进

行非设计点的热力计算以确定非设计点的性能。

2.设计点的热力计算可初步确定满足飞行任务的发动机设计

参数选择的大致范围。

单轴涡喷发动机热力计算

1.已知条件：

1)发动机的飞行条件与大气条件：

H＝0; Ma0＝0；

T0= 288.15 K; P0=101325Pa;

2）通过发动机的空气流量：

qm=80kg/s

2)发动机的工作参数：

=7.30; =1130 K

3)各部件效率及损失系数：

进气道总压恢复系数：=1.0；

压气机效率：=0.81；

燃烧室总压恢复系数：=0.91；

燃烧室放热系数：=0.97；

涡轮效率：=0.88；冷却空气系数：=0.03；

机械效率：=0.98；喷管总压恢复系数：=0.93;

2.计算步骤：

1)计算进气道出口气流参数：

;

2)计算压气机出口气流参数：

Wc=

Cp(T2*-T1*)=CPT1*() ；

3)计算燃烧室出口气流参数：

4)计算油气比：

已知燃烧室进口总温和燃烧室出口总温以及燃烧室的放热系数，则可以求出燃烧室油气比f。

T2*=560K ; T3*=1130K

根据和查表得：

=555.0；

=1196.1；

H*3=2730.36;

其中：、通过拟合得到,查表得到

5)计算涡轮出口气流参数：

由 Nc=NT*

6)计算喷管出口气流参数：

在进行喷管出口气流参数的计算时，首先要判别喷管所处的工作状态。方法是根据喷管的可用落压比

与临界落压比进行比较：

判别喷管所处的工作状态

故喷管处于超临界状态；

’=1.33

7推力和单位推力的计算：

8 燃油消耗率的计算：

分别排气双轴涡扇发动机设计点热力计算

（1）定比热容计算的基本假设

定比热容计算简单且具有相当的精度，可用

于发动机设计的方案研究阶段。分别排气定比热

容计算需做如下假设：

1)气流是完全（理想）气体，流经每一部件时是定常的

和一维的。即不考虑散热损失以及气流与壁面的摩擦。

2)气流流经进气道、风扇、压气机、涡轮、尾喷管时具

有各自恒定不变的定压比热容、定容比热容和定熵指

数。

3)气流流过燃烧室时、和值以及气体常数R值变化。

4)风扇由低压涡轮驱动，此涡轮也为附件提供机械功。

5)外涵道气流流动是等焓的。

（2）截面符号

（3）给定的工作参数：

设计点飞行条件：

飞行马赫数：Ma=0.5；飞行高度：H=6km

发动机工作过程参数：

涵道比：B=6；风扇增压比：=3.0；

高压压气机增压比：=4.3；