中国民航大学 发动机课程设计

#民用航空燃气涡轮发动机原理

课程设计—燃气涡轮发动机热力计算姓名：覃颖翔

学号：110141423班级：110141D指导老师：曲春刚时间：2013.12.

计算及说明结果一.热力计算的目的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，计算发动机各截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H马赫数Ma°,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。

计算及说明结果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。只有先经过设计点的热力计算，确定发动机特征尺寸后才能进行非设计点的热力计算以确定非设计点的性能。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。

计算及说明结果二.单轴涡喷发动机热力计算计算采用定比热容计算。已知条件发动机飞行条件H=0;Ma=0；0T=288.15K;P=101325Pa;00通过发动机的空气流量q=60kg/sm发动机的工作参数兀：=9;T；=1100K各部件效率及损失系数&=1.0;“：=0.8;in◎b=0.9;:b=0.98;耳；=0.88;vcoi=0.03;“m=0.98;◎=0.95;e2、计算步骤(1)计算进气道出口的气流参数

计算及说明结果T*二T*二288.15K；10'P*二bP*二101325Pa1in0（2）计算压气机出口的气流参数P*二兀*P*二911925Pa；2C1W=Wc,sc耳*cC（T*-T*）二CT*（兀c*7-1）；P21P1耳*c<TT*1T*-T*（1+cy_丄）-603K；21耳*c（3）计算燃烧室出口气流参数P*-bP*-820732.5Pa；3b2T*-1100K；3（4）计算千克空气的供油量（油气比）已知燃烧室进口处的总温和出口处的总温及燃烧室的放热系数，则可以求出加给1kg空气的供油量f.T*=603K;T*=1100K23得：

计算及说明结果h*2a-610kJ/kg,h*3a-1161.07kJ/kg,H*=(L+1)h*-Lh*30a=13,g03,aH*一2931kJ/kg.3h*—h*1161.07-610一-}.\J丄«_/:H—H*+,0.97*42900-2931+610h*bu32a其中：化、化通过表格插值得到,H*计算得到。3(4)计算涡轮出口气流参数由N=N*耳cTmW一W(1+f—V)nCTcolmc(T*--T*)一c''(T*—T*)(1+f—v)nP21p34colmT*一T*c(T*—T*)”—p21—8166K43C''(1+f—v)n■pcolm由W一1±1T二W一C'T*T,STP3i—1L*1卩T{兀TY'丿T*—T*_y兀*一(1—仝'—1一4TT*n*3TP*一P*/兀*一203184Pa43T(6)计算喷管出口气流参数

计算及说明结果判别喷管所处的工作状态P*P*203184门clrcr-p5-=兀*b*a=*a=*0.95=1.91ePe101325bb1.91>1.85,P*艮卩—5—>兀Pcrb故喷管处于超临界状态；P*二193024.6Pa5T*=T*=822.1K54M=1,九=1.a55P二P*P二104310.5Pa55cr丫'=1.33T二t（九）*T*二0.8584*822.1二705.7K555V二18.1『二519m/s55q二K-^LAq（X）m，g；T*55q二q（1+f-V）二74.055kg/sm，gm，acolaq存*60*（1+0.0139-0.03）*J822.1n“A—_mg*5——022m2「KP*q⑺）0.0397*193024.6*155（7）推力和单位推力的计算

计算及结果说明F二Ap(£*f(X)-1)二31302N50p5F=—=522N-s/kgsqm(8)燃油消耗率的计算sfc-3600f(1-vcol)_o093E/(N-h)Fs

计算及结果说明三・分别排气涡扇发动机设计点热力计算1.定比热容计算的基本假设发动机设计的方案研究阶段。分别排气定比热容计算简化假设如下：（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。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c、定容p比热容c和定熵指数丫。（3）气流流过燃烧室时c、c和Y值以及气体常数Rvp*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率cT0（5）外涵道的流动是等熵的。2.截面符号见图11-6所示

计算及结果说明图3.给定的工作参数(1)设计点飞行条件空气流量q=88kg/sm飞行Mao=0.85飞行高度H=10km(2)发动机工作过程参数涵道比B=4.0风扇增压比沢Lpc=3.8高压压气机增压比“:pc=5燃烧室出口总温T：=1800K(3)预计部件效率或损失系数进气道总压恢复系数&i=0.97燃烧室总压恢复系数&b=0.97外涵气流总压恢复系数&'=0.97m混合室总压恢复系数&m=0.98

计算及结果说明尾喷管总压恢复系数&e=0.97风扇绝热效率耳Lpc=0.88高压压气机效率耳Hpc=0.9燃烧放热系数勺=0.98高压涡轮效率耳Hpt=0.9低压涡轮效率“Lpt=0.91高压轴机械效率耳Hpm=0.98低压轴机械效率耳Lpm=0.98功率提取机械效率耳mP=0.98空气定熵指数c=1.4p燃气定熵指数c'=1.33p空气定压比热容Cp=1.005kJ/(kg-K)燃气定压比热容Cp,g=1.224kJ/(kg-K)气体常数R=0.287kJ/(kg*k)燃油低热值Hu=42900kJ/(焙)相对功率提取系数CT0=3・0kJ/kg冷却高压涡轮51=5%冷却低压涡轮52=5%飞机引气0=1%

计算及结果说明4.计算步骤(1)0截面的温度和压力H=10km,T=223.15KoP二0.2642*104Pa0a二Art二J1.4X287X223.15二299.5m/s0V0V二aM二254.5m/s00a00截面气流总压和总温V—1T-P*-P(1+'M2)V—1—0.424*105Pa002a0九一1T*—T(1+M2)—255.4K002a°(2)进气道出口总压总温P*—qP*—0.97*105Pa2i0T*—T*—255.4K20

计算及结果说明(3)风扇出口总压和总温由风扇增压比兀Lpc=3.5和效率耳Lpc=0.86计算P*二兀*P*=1.56*105Pa2.2Lpc21兀*讨—1T*=T*(1+—Lpc)=390.1K2.22p*Lpc风扇消耗功W二c(T*—T*)二1.005X(390.1—255.4)二135.4kJ/kgLpcp2.22(4)高压压气机出口总压和总温由高压压气机增压比沢HPC=4.835和效率耳Hpc=0.86计算P*=兀*P*=55x1.56*105=7.8*105Pa3Hpt2.211兀*—1T*=T*(1h—Hpc丫)=643K32.2p*Hpc高压压气机消耗功W二c(T*—T*)二1.005X(643—390.1)二254.3kJ/kgHpcp32.2(5)燃烧室出口总压和总温T*二1800K4P*=cP*=0.97x7.8*105=7.566*105Pa4b3计算1kg空气的供油量，已知燃烧室进口处的总温

计算及结果说明T3*和出口处的总温T*及燃烧室的放热系数Eb，根据燃34烧室能量平衡，可得WC'T*-cT*f=—f=p4p3=0.04WHg-c'T*3aubp4(6)高压涡轮出口总压和总温冷却高压涡轮的空气从高压压气机出口引出，冷却高压涡轮导向器，热力计算时假设冷却空气在混合器中与主燃气混合后进入高压涡轮转子膨胀作功，因此，应先求出混合后的气流参数，混合后总压认为等于混合前总压。流入燃烧室的空气流量为：W二W(1-8-5—卩)3ac12流出燃烧室的燃气流量W二W+W二W(1+f)二W(1-8-8-P)(1+f)43af3ac12流出高压涡轮混合器的燃气流量W二W(1-8-8—卩)(1+f)+8W4ac121c

计算及结果说明根据高压混合器能量平衡：如图11-4图cW5T*+C'WT*=C'WT*pc13p44p4a4a(1—5—5—卩)(1+f)c'T*+c5T*T*—i2p4pi3—]7344K4ac'[(1—5—5一卩)(1+f)+5]p121P*—P*—7.566*105Pa4a4高压涡轮后的气流参数要根据高压压气机和高压涡轮的功率平衡来求：c'W(T*—T*)q—cW(T*—T*)p4a4a4.5Hpmpc32.2c(T*—T*)T*—T*—p一322—1520.7K4-54ac'[(1—5—5—P)(1+f)+5jqp121Hpm根据高压涡轮功求高压涡轮落压比：Z、1c'T*—T*丿W—C'T*「1]—p4a4.5Hptp4a'一1q*兀*y'HptHptT*—T*兀*—[14a]y'—1—1.67Hptt*q*4aHptP*—P*/兀*—4.53*105Pa4.54Hpt

计算及结果说明(7)低压涡轮出口总压和总温流入低压涡轮混合器的燃气流量W=W(1-P-S-8)(1+f)+8W4.5c121c流出低压涡轮混合器的燃气流量W二W[(1-P-8-8)(1+f)+8+8]4cc1212根据低压混合器能量平衡，如图11-5图则_[(1-8-8-B)(1+f)+8]c'T*+8cT*.1*—121p452p3—1472K4cc'[(1-8-8-p)(1+f)+8+8]p1212P*—P*—4.53*105Pa4C4.5根据低压压气机和低压涡轮功率平衡：N—N耳LpcLptLpm

计算及结果说明N-W[(1-8-5-B)(1+f)+5+5]c'(T*-T*)Lptc1212p4c5N-W[C(T*-CT*)+-to](1+p)Lpccp222耳mp[c(T*—T*)+°T0/](1+P)仆P2.2T*--t*L__LP-Q1QQK“”尸—»_/丄vy.d丄Y54c[(1-5-5-P)(1+f)+5+5]c'q1212pLpm根据低压涡轮功求低压涡轮落压比：WW——Lpt-Lpts耳*Lpt即：W1T*-T*-c'T*[1]-c'5-Lptsp4c丫<_1p门*兀*Y'LptLptT*—T*「兀*—[1—]y'-1—8.593LptT*叶*4cLptP*—P*/兀*-0.526*105Pa54cLpt(8）尾喷管出口总压和总温，设其完全膨胀P*-cP*-0.5105*105Pa9e5P-P9(-0.2642*105paT*—T*=918.3K9511九-；(Y+1)*(1-(P:L9/P9*)Y)-1.039\Y-1

计算及结果说明排气速度为：V二九*18.3jT*二572m/s99W9外涵出口总压总温P*=g'P*=1.56*105Pa9nm22T*=T*=390.1K9n22假设尾喷管完全膨胀，出口静压等于外界大气压，外涵出口马赫数P=P=0.2642*105Pa9no九一Jy'+1[(1-P9nP)学一1]-1.539nIy'_1/P**79n外涵排气速度为：V-九*18.