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
2.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π
cL 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 。根据现有发动机水平，初步选区增压比为πc =45~55。
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：00kRT a =
气流速度：000Ma a C ?=
空气密度：T ） / 273.15（x ）p /（p 1.293=0?
ρ 3m /kg 365.0=ρ
则流量：s /kg 200A C A C W 0000≈????==RT P ρ (风扇直径取1.7~1.8) pa 10364.0a 2
1-k 151
-k k 20*
0?=+=）（M P P
k 43.244a 2
1-k 12
0*0=+
=）（M T T (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 a 510×
336.0*
0i *2P P P ==σ
*
*2T T
总压：cl *
2*'
2π?=P P (πCL:风扇增压比)
根据
1
k *
*-=k p p
T T 得到 ????? ??+=cl k 1
-k cl *
2*'211η－πT T
故每经过风扇1kg 空气所消耗功为：()**'22T T Cp CL L -= (4) .增压级出口参数 总压：cm *'
2'
*'2π?=P P
总温：????
? ??+=cm k 1
-k cm *'
2'*'211η－πT T
增压级每千克空气所消耗的功为：()*'2'*'2M T T Cp C L -= (5) .高压压气机出口参数
高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压，则
总压：H P P C '
*'2*
3π?= （πCH: 高压压气机增压比）+
总温：
????? ??+=ch k 1-k ch *2*31
1''η－πT T
流量：B
1W W 3a +=
故压气机压缩1kg 空气所消耗功为：()
'*'2*3T T Cp CH L -=
燃烧室的油气比为：*4*
3
*43T H T T w w f Cpg u b Cp Cpg a f --=
=η
则：
f
W = W 3a f ?
总压为：b P P σ?=*
3*
4
流量：()()[]121a 34f 11δδδβ++---?=W W a
(7) .高压涡轮出口参数
mH
45. pg.*'
2*23p *
a
4*45
W W .ηC T T C T T
）（--=
()()[]
1213a 4a 45f 11W W W δδδβ++---?==
()()()()[]
121*4pg *
31p 214a
4m1f 11T C T C f 11*
*
δδδβδδδβτ++---+
+---=
=T T
m1*4*a 4.τT T = *4*a 4P P =
()()[]*
4121*2*3a 454f 11''Cp 1*
*a pg mH T C T T T T ηδδδβ++-----=）（
则高压涡轮出口总压为：g
1
-k g a 454154a 4TH TH **
1*P *P k T T -
-?
??
?
? ??
-==
η）（π
所以：TH π.*P *P a 454=
(8) .低压涡轮出口参数
总压相等，则：*45*4c P P =
流量：()()[]21213a f 11W W4c δδδδβ+++---?=
因为：
()()()()[]2121*
45pg *
3p 1p 2145
c
4m2f 11T C T C C f 11*
*
δδδδβδδδβτ+=
++---+
+---=T T
则：
*
45m2*c 4T T ?=τ
因为：
()()()[]*42121*2'*'2T0*
2*'2c 45f 11'Cp 1Cp 1*
*c mp mlCpgT T T B C T T T T ηδδδδβη+=++----++??????+--
）（）（
则：*
c 4c 45*5*
*T T T T ?=
落压比：
g
g TL **
1
-k c 4515c 4TL 1*P *P k T T -
-?
???? ??
-
==η）（π
出口总压：
L
*
c 45P *P T π=
空气流量：
c
45W W =
(9) . 尾喷管出口参数
马赫数：???
?????-???
??-=1P *P 1223
.0999g a k M