燃气轮机热力计算方法

1、燃气透平热、热修正计算-根据给定燃气透平的工作过程残奥参数和各零配件的效率(或损耗系数)，修正燃气透平各断面的瓦斯气体残奥参数和性能参数，然后根据达到的燃气轮机的功率或推力确定空气流量，或根据给定的空气流量确定燃气轮机的功率为确定设定修订案提供了具体的依据，如对3-1热修订的目的、热修订用气流的总残奥表、3-2等熵绝热过程的修订方法、熵的定义、工程科学路径等熵绝热过程从状态1到状态2，对上式进行积分，可以得出等熵绝热过程下的压力p与温度t的关系、将燃气透平各部分的比热和绝热常数分别视为一定空气在压缩机内的压缩过程中的k=1.4、cp=1005 j/(kgk )瓦斯气体在透平机内的膨胀过程中的k

2、=1.33、cp=1156 j/(kgk )、1的修正计算方法虽然简单，但修正计算精度差，2 .阶段平均比热法等熵绝热过程方程相同。 该方法比分段定比热的修正方法准确，但仍为近似方法。 由于过程的初始温度在许多情况下是不知道的，所以在初始路径校正操作中，有必要在假定过程中的平均比热的情况下执行迭代校正操作。 3 .比热法随着校正机的普及，更正确的比热校正方法被广泛应用。 因为的值只与过程结束的温度有关，所以在方程中的函数是工程科学的状态函数，可以定义为温度的单值函数。 因此，为了简化校正计算，将自然对数改为普通对数：熵函数，比热法中的熵绝热过程方程为：为了用这种方法进行校正，建立了相应的空气热

3、特性表，并表示了不同温度下空气的cp、焓h和函数值。 如果知道等熵绝热过程的压缩比和初始状态温度，则可以根据热特性表和等熵绝热过程的基本方程(1)求出最终状态温度。 (1)，瓦斯气体的修正计算是，式中，脚丫子坐标t是表示这个残奥仪表是温度的函数，f是石油气比cp，t，h，t，t是校正因数，温度的函数，可以从热的性质表调查。 3-3燃烧室的石油气比的计算方法，在热校正计算中，需要根据燃烧室的入口温度和出口温度、燃烧效率b和燃料热值hu计算石油气比f。燃烧室的入口、出口残奥仪表分布、分别是进入燃烧室的空气产水量和燃料产水量，分别是燃烧室的入、出口和燃料进口的总温度，分别是每单位质量的空气、瓦斯气体

4、、燃料具有的焓值，分别是燃料的燃烧效率和热值。 根据、能量守恒规则，考虑到燃烧室能量平衡关系式、石油气比，燃烧室燃烧产物的比热cp、g随石油气比f变化，瓦斯气体的焓为温度和比热的函数。 用(1)式修正石油气比，必须经过反复过程。 为了避免求石油气比f的迭代过程，采用等温焓差法。 (1)、等温焓差法定义了1千克燃料和0千克空气完全燃烧产生的纯瓦斯气体和0千克空气在同一温度下的纯空气的焓差。 推荐式是，式中，b、hu是燃烧效率和燃料卡路里，因为温度等于和时空气焓，所以可以通过显示查找表求出温度为时的等温焓差(燃料成分一定时，只是温度的函数，可以调查表。1、热改正时已知数据给出的周围大气条件或航空燃

5、气透平的飞行状态：飞行高度和飞行马赫数燃气透平的工作特性残奥表：压缩机总加压比和透平机前瓦斯气体温度各部分的效率和损耗系数、进气道的总压力恢复系数、压缩机效率、涡轮效率、燃烧室总压力恢复系数、燃烧效率、尾喷嘴总压力恢复系数(。 3-4热纠正计算的主要步骤、热纠正计算求出的残奥仪表有：地面燃气透平动力透平机功率之比功或航空燃气透平的单位推力燃气透平的燃油消耗率各主要截面的气流残奥表：总圧与总温、燃气透平周期之比功与热效率的增压比与加热比的变化关系：加热比一定时， 使比功为最大值的最佳增压比和使热效率为最大值的加压比一定时，加热比增加，比功和热效率单调地增加。 上述分析原则上适用于航空燃气透平循环

6、残奥表的选择，但需要考虑两个问题。 需要考虑的两个问题是问题1 :飞行状态影响航空燃气透平引擎的残奥表选择，并且周围的大气温度随飞行高度的增加而降低。 在某透平机前的瓦斯气体温度条件下，加热比随飞行高度增高问题1 :飞行状态影响航空燃气透平的发动机参数选择的发动机压缩过程，应包括吸气道的气流减速增压和压缩机的加功增压两部分。 吸气道中的加压比，随着飞行马赫数的增加，气流通过吸气道的加压比增大，如果选定的总加压比已经确定，对应高马赫数飞行的飞机应该选择低的压缩机加压比。进气道总压力恢复系数需要考虑的两个问题，问题二：残奥表的选择是根据单位推力和燃油消耗率来决定修订残奥表透平机前瓦斯气体温度和压缩

7、机增压比是根据增大单位推力降低燃油消耗率的原则来决定的，两者都与飞机的飞行状态有关。 在一个飞行状态中，利用最佳加压比设定的涡轮喷气发动机，在其他飞行状态中，压缩机的加压比的变化不适应最佳加压比的变化要求。 通常，选择飞机上常用的巡航飞行状态或地面静止状态作为选择设置修正周期残奥仪表的飞行状态。 2、燃气透平热改正步骤，吸气道出口气流残奥仪表和的改正根据燃气透平设置场所的高度，从国际标准空气改正调查这个高度的大气温度和大气压强力是航空燃气透平，根据规定的飞行马赫数改正吸气道入口的总温度和总压力根据选定的压缩机加压比改正压缩机出口总压力。 涡喷气发动机压缩机或涡喷气发动机内包发动机：涡喷气发动机

8、风扇：压缩机出口气流残奥表和比功的修正计算由压缩机入口总温度求和，等熵过程求和后，求表，求和。 压气机比功等于空气通过压气机的实际焓增加：(对风机)，压气机出口气流残奥表和比功的校正算压气机比功等于空气通过压气机的实际焓增加：轴流压缩机：离心式压缩机：从压气机出口总焓显示查找表求得压气机出口总温度和. 燃烧室出口气流残奥表的计算燃烧室出口，即透平机前瓦斯气体温度是规定的。 瓦斯气体温度：航空燃气透平：燃烧室出口压力：燃烧室总压力恢复系数：石油气比的校正计算已知的燃烧室入口、出口总温和、燃烧效率和燃料卡路里，可以计算出石油气比。式中：和是对应于和的空气热焓，在以显示查找表求出时的等温焓差、以显示

9、查找表求出的燃烧效率、设定校正状态下，瓦斯气体产生器的透平机出口气流残奥仪表和的校正算出的压缩机功率等于透平机功率：涡喷气发动机：涡喷气发动机：式中， 机械效率用于蒸发制冷热零配件如蒸发制冷空气量、透平机等，一般采用0.99瓦斯气体发生器透平机出口气流残奥计和校正涡喷发动机：式中，空气中(包括)冷却空气量、冷却空气系数、涡轮比功、燃气发生器涡轮出口气流帕透平机效率为透平机出口的理想总焓、单级透平机效率为0.880.91的多级透平机效率为0.890.94，瓦斯气体产生器透平机出口气流残奥仪表和的校正运算取自显示查找表的一览表，然后再由一览表得出。 由于透平机的膨胀比为透平机出口总压力、地面燃气透

10、平动力透平机比功、输出功率与其出口气流残奥计之和进行修正的动力透平机出口有排气装置和消音装置，动力透平机出口背压比外部气压稍大：式中：排气系统总压力恢复系数。 动力透平机膨胀比：由显示查找表得到和。 动力透平机出口理想熵函数：可由与石油气之比f求出，查看表。 地面燃气透平动力透平机比功、输出与其出口气流残奥参数和的修正透平机效率与透平机实际焓下降和等熵绝热膨胀焓下降之比：动力透平机比功等于实际焓下降：动力透平机出口总焓值、航空燃气轮机尾喷嘴的出口气流参数及单位推力的修正尾喷嘴的出口总压力假设在瓦斯气体流过尾管时，与外界没有热交换：根据尾管出口的总温度和总压力及大气压强，用显示查找表求出尾管出口断面的速度系数。 收敛型尾管嘴、航空燃气透平尾管嘴出口气流残奥表和单位推力的修正计算尾管嘴出口产水量：公式中：用气压函数，从气压残奥表查看，然后相对于单位空气产水量所需的尾喷口截面积：瓦斯气体： k=1.33、r=288 j/(kgk )，航空燃气透平尾喷口出口气流残奥计及单位推力的修正推力：式中，f=0.0140.