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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燃气绝热指数kg：1.33气体常数R：287J/Kg.K燃油低热值Hu:42900KJ/Kg2.发动机参数（资料参考）发动机型号涵道比总压比巡航耗油率空气流量风扇直径m3.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πcL= 1.4~1.8。
航空涡轮发动机工作原理涡轮发动机（turbine engine）是一种中央发动机，分为降压涡轮发动机和升压涡轮发动机。
涡轮发动机的原理是利用涡轮的动能将流体的物理能量转换为机械能，为飞机提供动力而发挥作用。
航空涡轮发动机的动力原理有三个部分，包括空气冷却、推力一体化和发动机冷却。
首先，进气口的冷却。
冷却有利于燃料和空气的均匀分布。
当进气吹进缸里时，利用辅助冷却技术将气体迅速降温，以减少空气中的可燃气体物质，降低燃烧温度，使燃烧效率得到提高。
其次，机械推力一体化。
当燃油混入空气，经高压燃烧室的燃烧时，机械压缩比 3:1：3，低压吹出口和高压进气口之间的压力可达50：1：50.这样，可以减少燃烧室中的燃料消耗。
另外，发动机冷却。
此外，在释放动能时，通过发动机冷却系统，使外壳和部件的温度保持在适当的范围内，进而保护发动机，以免因过热而受损。
这样，空气冷却、推力一体化和发动机冷却三大部分就可以有效地控制发动机运行状态，确保其性能稳定，从而为飞机提供最大动力，稳定航行。
航空涡轮发动机的原理是涡轮的推力将空气压缩后送入燃烧室，燃烧室里的燃料混合物被加热膨胀，流体动能在涡轮上转换成机械能量，推动飞机运动。
涡轮的翼叶会在通过燃烧室时产生叶片副作用，将流体发生改变，从而提高增压比。
此外，进气口的冷却有利于燃料降低燃烧温度，有效提高发动机效率以及增加发动机喷出面积。
接下来，机械推力一体化根据不同的运行比例，提高发动机性能，发动机冷却系统确保了发动机正常运行。
总之，航空涡轮发动机是利用涡轮的动能将传入的物理能量转化为机械能，通过空气冷却、推力一体化和发动机冷却等方面的动力调节，使发动机性能达到最佳，从而为飞机提供最大动力，保证飞行安全。
(861)航空燃气轮机原理
航空燃气轮机是一种使用燃气作为动力源的内燃机，其工作原理可以简述为燃烧气体通过喷嘴喷射到高速旋转的涡轮上，使得涡轮转动，并通过轴将动能传递给工作设备，最终产生推力或者做功。
航空燃气轮机主要由压气机、燃烧室和涡轮组成。
首先，空气通过进气道经过压气机被压缩。
压气机是由一系列圆盘或叶片组成的，当空气通过叶片时，叶片对空气施加作用力，将空气压缩。
压气机的任务是提供高密度的压缩空气。
然后，压缩后的空气进入燃烧室。
燃烧室内喷入燃油并点火，形成高温高压的燃烧气体，这些燃烧气体能够释放出巨大的热能。
燃烧气体通过喷嘴进入涡轮，由于喷嘴的作用，燃烧气体以高速喷射到涡轮叶片上，使涡轮旋转起来。
涡轮一般是由多级叶片组成的，其中前级涡轮通过轴与压气机相连，驱动压气机工作，后级涡轮通过轴与外部设备（例如飞机的螺旋桨）相连，产生推力。
涡轮旋转的同时，废气被排出，进一步利用余热燃烧废气发电，提高热效率。
总之，航空燃气轮机通过压缩空气，燃烧燃油产生高温高压气体，并利用这些气体的动能来驱动涡轮旋转，从而实现飞机的
推进。
由于其高效、可靠等特点，航空燃气轮机已经成为现代商用飞机和军用飞机的主要动力装置。
燃气涡轮原理
燃气涡轮是一种利用燃气动力驱动的旋转机械，其原理基于牛顿第三定律和热
力学原理。
燃气涡轮广泛应用于航空发动机、燃气轮机、汽车涡轮增压器等领域，是现代工业中不可或缺的动力装置之一。
下面我们将详细介绍燃气涡轮的原理。
首先，燃气涡轮的工作原理基于牛顿第三定律，即每个作用力都有一个相等且
反向的反作用力。
当燃气在涡轮叶片上流过时，由于燃气的冲击力，涡轮叶片会受到推力，从而产生旋转运动。
这种旋转运动被传递到轴上，驱动其他设备进行工作。
其次，燃气涡轮的原理还基于热力学原理。
燃气在经过燃烧后会产生高温高压
的燃气，这些燃气被引入涡轮中，使得涡轮叶片受到燃气的冲击力，从而产生旋转动力。
同时，燃气在涡轮中释放能量，使得燃气的压力和温度降低，这也是燃气涡轮能够连续工作的重要原因之一。
在燃气涡轮的工作过程中，燃气的流动状态对涡轮的工作效率有着重要影响。
为了提高燃气涡轮的效率，工程师们设计了各种复杂的叶片形状和流道结构，以确保燃气在涡轮中能够充分释放能量，并且尽量减小能量损失。
这些设计不仅需要考虑燃气的流动特性，还需要充分考虑涡轮的强度和稳定性，确保涡轮能够在高速高温的工作环境下安全可靠地运行。
总的来说，燃气涡轮的原理是基于热力学和动力学原理的，通过燃气的冲击力
和能量释放来驱动涡轮进行旋转运动，从而产生动力。
燃气涡轮在现代工业中有着广泛的应用，不仅推动了航空航天、能源和交通运输等领域的发展，也为人类创造了更加便利的生活条件。
随着科学技术的不断进步，相信燃气涡轮在未来会有更加广阔的发展空间。
民用航空燃气涡轮发动机原理课程设计学院：航空工程学院班级：姓名：学号：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a h 2*，a h 3*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。
航空燃气轮机原理航空燃气轮机是现代飞机动力系统的核心部件之一，它以其高效、可靠的特点成为了飞机动力系统的主力。
那么，究竟航空燃气轮机是如何工作的呢？接下来，我们将深入探讨航空燃气轮机的原理。
首先，我们来了解一下航空燃气轮机的基本构成。
航空燃气轮机主要由压气机、燃烧室、涡轮和推力矢量控制系统组成。
其中，压气机负责将大气中的空气压缩，提高空气的密度；燃烧室将压缩后的空气与燃料充分混合并燃烧，产生高温高压的燃气；涡轮则利用燃气的高温高压能量驱动风扇和压气机，推力矢量控制系统则用于调节发动机喷口的方向，从而实现飞机的姿态控制。
其次，我们来了解一下航空燃气轮机的工作原理。
当飞机起飞时，航空燃气轮机开始工作。
首先，压气机将大气中的空气压缩，提高空气的密度，然后将高压空气送入燃烧室。
在燃烧室内，高压空气与燃料充分混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
随后，这些高温高压的燃气驱动涡轮旋转，涡轮带动风扇和压气机工作，产生推力。
最终，推力矢量控制系统调节发动机喷口的方向，实现飞机的姿态控制，飞机顺利起飞。
再者，我们来了解一下航空燃气轮机的优势。
相比于传统的活塞发动机，航空燃气轮机具有功率重量比高、燃料效率高、可靠性高、噪音低等优势。
这使得航空燃气轮机成为了现代飞机动力系统的主力，广泛应用于商用飞机、军用飞机以及直升机等领域。
最后，我们来了解一下航空燃气轮机的发展趋势。
随着科技的不断进步，航空燃气轮机的技术也在不断创新。
未来，航空燃气轮机将更加注重环保、节能和智能化，同时也将更加注重减少噪音和提高可靠性，以满足不断发展的航空市场需求。
综上所述，航空燃气轮机作为现代飞机动力系统的主力，其原理清晰明了，工作高效可靠，优势明显，发展前景广阔。
相信随着科技的不断进步，航空燃气轮机将会迎来更加美好的未来。
涡轮喷气发动机的工作原理
涡轮喷气发动机是一种内燃机，通过燃料燃烧产生高压高温的气体，然后将气体喷到涡轮上，从而转动涡轮，以产生推力。
涡轮喷气发动机的主要组成部分包括：压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
1. 压气机：
涡轮喷气发动机中的压气机负责将大量空气压缩，提高其密度和压力。
压气机通常由多级轴流式压气机和离心式压气机组成。
当空气被压缩时，其温度也会升高。
2. 燃烧室：
压缩后的空气进入燃烧室，与燃料混合并点燃。
燃料的燃烧使得空气温度急剧升高，产生高压高温的气体。
3. 涡轮：
高压高温气体经过燃烧室后进入涡轮。
涡轮由高温气体推动，使得涡轮快速旋转。
涡轮连接在同一轴上的压气机，通过旋转带动压气机的转子。
4. 喷管：
涡轮喷气发动机喷管是将高速高温气体排出的管道。
气流经过出口的喷管时，由于喷管内部形状的设计，气体加速并排出喷管，形成高速气流的喷射，产生推力。
涡轮喷气发动机利用了压气机和涡轮之间的能量转换原理，通
过高速喷射高温气体产生的推力推动飞机或其他交通工具前进。
其工作原理简单而高效，是现代航空工业中最重要的动力系统之一。
《民航概论》课程作业民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理姓名：***学院(系)：民航（飞行）学院专业：*************班级：0710103学号：******************二О一二年十二月二十四日民用航空涡轮喷气发动机各部件简介及其工作原理民用航空自开始以来，随着时代的变迁和人们生活水平的提升，正处于高速发展状态。
各经济发展较迅速的国家均争相发展自己的航空航天产业，民用航空则是一个关系民生的重要组成部分。
我国自1920年开通第一条航线以来，民航正处于跨越式发展阶段，无论是投入还是硬件设施，足以与发达国家相聘美。
然而发动机作为飞机的心脏，一直是遏制民航发展的一个瓶颈。
作为南京航空航天大学民航学院的一名学生，在学习了民航概论，飞行原理等课程后，通过参考各种文献和书籍，我在这仅其中的很小一部分，即航空涡轮喷气发动机发表自己的一些浅薄认知。
民用航空发动机作为飞机的核心，关系着整架飞机的运行及安全。
喷气涡轮发动机共由五部分组成：进气道、压气机、燃烧室、涡轮、尾喷管。
每一个部分各自发挥着作用，又相互影响，相互制约。
1.进气道在民用航空中发动机一般是一个独立的整体，进气道也几乎与机身有一定间隔，并非作为一体化设计，当然也有将发动机与机身进行一体化设计的，一般在军用飞机中较为常见。
进气道作为发动机的起始部分，有着非常重要的作用，对整台发动机的工作有着重要的影响，甚至可以说，如果进气道出问题，整台发动机都不能工作甚至毁坏。
进气道的作用大致为：在各种状态下，将足量的空气以最小的流动损失，顺利地引入压气机；当压气机进口处的气流马赫数小于飞行马赫数时，通过冲压压缩空气，提高空气的压力；在所有飞行条件和发动机工作状态下，进气道的增压过程避免过大的空间和时间上的气流不均匀性，以减少风扇或压气机喘振和叶片振动的危险；进气道的外阻力应尽可能小。
进气道有两种，分别是亚音速进气道和超音速进气道。
在民用航空中，安全始终是放在首要地位，因此绝大部分民用客机是工作在亚音速阶段。
燃气涡轮发动机的共同工作说起燃气涡轮发动机，大家肯定不会陌生。
特别是如果你曾经坐过飞机或者见过大飞机飞上天，你可能会对那个巨大轰鸣声有点印象。
这个发动机的工作原理就像是一个精密的“动力机器”，它凭借着一股强大的气流，推动飞机飞速前进。
不过，要是你从来没了解过它的工作方式，你可能就不知道它是怎么把气体“转个弯儿”，变成强大的推力的。
今天就带大家轻松聊一聊这个“超级引擎”是怎么一回事，保证让你既学到了知识又不会觉得枯燥无味。
首先啊，燃气涡轮发动机其实就是一个靠“气流”来产生动力的机器。
你想啊，飞机要飞起来，首先得有一种动力，那种动力就是发动机提供的。
那气流怎么来的呢？答案很简单，空气进到发动机里，经过一系列的压缩、加热和喷射，最终被高速喷出，从而产生推力。
你可以把这个过程想象成我们吹气球。
气球的嘴巴越小，气流越急，气球就越胀，而发动机里通过各种巧妙设计，空气被压得越紧，出来的推力就越大。
接下来呢，就是这个“涡轮”到底怎么工作。
说到涡轮，它其实就像是发动机里的“心脏”。
它负责接收来自燃烧室的高速气流，然后用这些气流带动发动机的其他部分转动。
涡轮的工作原理和风扇差不多，风吹到叶片上，叶片旋转，带动整个机器。
涡轮发动机的“涡轮”就像是一把锋利的“剪刀”，它不仅能够把气流切割得很细，还能吸收大量的能量，然后转换成能推动飞机的力量。
说到这里，你可能会问了，既然是靠燃烧空气和燃料来产生动力，那燃气涡轮的燃烧过程是不是特别复杂呢？其实不然！燃烧的过程相对简单。
空气通过发动机的前部进入，经过一系列压缩器的“加压”后，进入燃烧室。
然后，喷入燃料，通过火花点燃，这样燃烧出来的气体温度和压力会变得非常高。
就在这个时候，气体冲击涡轮，带动整个系统运转。
这个过程就像是发动机里的“火箭发射”，气体喷射的瞬间，涡轮旋转的速度极快，产生强大的推力。
不过，虽然原理很简单，实际上要把它做到完美却是大有学问。
就像做菜一样，调料放得恰到好处，火候掌握得当，菜才会好吃。
燃气涡轮喷气式发动机的组成及工作原理那天，我坐在村头的老槐树下，听老张头讲他年轻时在城里修飞机的故事。
老张头是个怪人，平日里话不多，但一说起飞机，眼睛就亮得像两盏灯笼。
他说，那飞机的心脏，就是个叫燃气涡轮喷气式发动机的东西。
“你知道那玩意儿咋工作的吗？”老张头问我，我摇摇头，他便开始滔滔不绝。
他说，那发动机，就像个精密的钟表，里头有压气机、燃烧室、涡轮和喷管。
压气机像个勤劳的农夫，不停地把空气压缩，送到燃烧室里。
燃烧室呢，就像个火炉，把燃料和空气混合，点火燃烧，产生高温高压的气体。
“那气体，热得能煮熟鸡蛋！”老张头夸张地说，我忍不住笑了。
接着，那高温高压的气体，就像个暴躁的汉子，冲进涡轮里，推动涡轮高速旋转。
涡轮又带动压气机，形成一个循环。
最后，那气体从喷管喷出，产生巨大的推力，飞机就飞起来了。
“你说，这玩意儿神奇不神奇？”老张头问我，我点点头，心里却想，这老张头，怎么对飞机这么了解？
后来，我才知道，老张头年轻时，在城里修飞机，是个技术骨干。
可后来，因为一次事故，他被调到乡下，成了个看仓库的。
他说，那次事故，是因为一个零件不合格，导致发动机失灵。
“那零件，就像个坏心眼的人，表面上光鲜亮丽，内里却烂透了。
”老张头叹了口气，眼里闪过一丝无奈。
我听了，心里一紧，想起了村里那些表面和善，背地里使坏的人。
老张头的话，让我明白，这世上，有些东西，表面光鲜，内里却未必。
那天，老张头讲完故事，拍拍屁股走了。
我坐在老槐树下，望着天边的云彩，心里想着，这世上的事，真是复杂得很。
涡轮发动机原理作文现代涡轮喷气发动机的结构由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成，战斗机的涡轮和尾喷管间还有加力燃烧室。
涡轮喷气发动机仍属于热机的一种，就必须遵循热机的做功原则：在高压下输入能量，低压下释放能量。
因此，从产生输出能量的原理上讲，喷气式发动机和活塞式发动机是相同的，都需要有进气、加压、燃烧和排气这四个阶段，不同的是，在活塞式发动机中这4个阶段是分时依次进行的，但在喷气发动机中则是连续进行的，气体依次流经喷气发动机的各个部分，就对应着活塞式发动机的四个工作位置。
空气首先进入的是发动机的进气道，当飞机飞行时，可以看作气流以飞行速度流向发动机，由于飞机飞行的速度是变化的，而压气机适应的来流速度是有一定的范围的，因而进气道的功能就是通过可调管道，将来流调整为合适的速度。
在超音速飞行时，在进气道前和进气道内气流速度减至亚音速，此时气流的滞止可使压力升高十几倍甚至几十倍，大大超过压气机中的压力提高倍数，因而产生了单靠速度冲压，不需压气机的冲压喷气发动机。
进气道后的压气机是专门用来提高气流的压力的，空气流过压气机时，压气机工作叶片对气流做功，使气流的压力，温度升高。
在亚音速时，压气机是气流增压的主要部件。
从燃烧室流出的高温高压燃气，流过同压气机装在同一条轴上的涡轮。
燃气的部分内能在涡轮中膨胀转化为机械能，带动压气机旋转，在涡轮喷气发动机中，气流在涡轮中膨胀所做的功正好等于压气机压缩空气所消耗的功以及传动附件克服摩擦所需的功。
经过燃烧后，涡轮前的燃气能量大大增加，因而在涡轮中的膨胀比远小于压气机中的压缩比，涡轮出口处的压力和温度都比压气机进口高很多，发动机的推力就是这一部分燃气的能量而来的。
从涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速沿发动机轴向从喷口向后排出。
这一速度比气流进入发动机的速度大得多，使发动机获得了反作用的推力。
一般来讲，当气流从燃烧室出来时的温度越高，输入的能量就越大，发动机的推力也就越大。
航空燃气涡轮发动机原理
航空发动机是飞机的心脏，它直接影响着飞机的性能和安全。
它是利用燃气产生的推力来使活塞做往复运动，从而产生升力和推力。
航空发动机按工作原理可分为压气机、燃烧室、涡轮、喷管和尾喷管等部分，下面就来介绍一下航空发动机的基本工作原理。
1.压气机
压气机是用来产生空气动力的机械，通常在飞机中扮演着压缩空气的角色。
与飞机其他机械相比，发动机具有体积小、重量轻、推力大、推重比高等特点。
1.燃烧室
燃烧室是用来引燃燃料和空气以产生高温高压燃气的部分。
燃烧室是发动机的核心部件，其容积大小直接决定着发动机的最大推力。
1.涡轮
涡轮是航空发动机中转动部件之一，它将发动机排出的高温高压气体做功，使之变成具有一定速度的高压气体。
在航空发动机中，涡轮又是推动活塞运动的动力装置。
涡轮是由电动机或燃气轮机驱动的，其传动方式有齿轮传动和齿轮-轴传动两种。
涡轮旋转时带动轴旋转，产生一个与轴方向相反的推力，这就是推力矢量控制技
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术（IFCV）。
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燃气轮机的工作原理及应用一、燃气轮机的工作原理燃气轮机是一种通过将燃气释放到叶轮转子上产生动力的发动机。
燃气轮机有三个主要组成部分：压气机、燃烧室和涡轮。
在燃气轮机中，压气机将大量的空气压缩，然后将其送入燃烧室。
在燃烧室中，燃料被喷射到高压空气中，然后在点火器的作用下点燃燃料。
这样产生的高温高压气体通过涡轮驱动轴承，使轴承产生动力。
燃气轮机的工作原理可以简单概括为：空气被压缩，然后喷入燃料并点燃。
这些气体产生高温和高压，然后驱动涡轮，提供发动机所需的动力。
二、燃气轮机的应用燃气轮机广泛应用于发电和航空领域。
在发电领域中，燃气轮机可用于发电站、船只和许多其他类型的工业设备中。
在航空领域中，燃气轮机是现代民用航空发动机的核心。
1. 燃气轮机在发电站中的应用燃气轮机发电站可以在非常短的时间内启动，可以在几分钟内从停止状态达到最大输出功率。
这种优势非常适合满足瞬间电能需要的环境。
燃气轮机发电站还可以利用工业废气以及废水热回收，减少了能源的浪费。
2. 燃气轮机在船舶中的应用由于燃气轮机具有动力密度高、重量小、尺寸小、响应速度快、起动性能好等特点，可用于柴油机的备用或主要动力。
燃气轮机在燃油消耗率方面与柴油机相比优势不是太大，但由于其较小的体积和质量，船舶的稳定性较好。
3. 燃气轮机在航空中的应用燃气轮机是现代民用航空发动机的核心。
它的可靠性高，功率大，而且产生的噪音和废气都很少。
燃气轮机可以让飞机飞行得更快，更高，更远，并提高飞机性能和可靠性。
燃气轮机有以下优点：轻量化，提高了飞机的搭载货运量和距离；工作顺畅，启动、加速，跟踪性能良好；排放清洁，不会引起太多空气污染；节约油耗。
三、结论燃气轮机目前已成为一种高效、可靠、可适应性强的动力设备，逐渐进入各领域的市场。
尤其是在未来电力与航空交通等领域的应用需求中，燃气轮机具备重要的发展前景。
南京航空航天大学·能源与动力学院航空燃气涡轮发动机原理大作业设计题目：涡轮喷气发动机气动热力计算小组成员：XXX 0207105?？YYY 0207105？？ZZZ 0907601?？指导教师:AAA日期：2010/12/12航空燃气涡轮发动机原理大作业报告一、设计要求:海平面、静止状态、标准大气条件,最大工作状态时，对有关涡轮喷气发动机的F ，SFC 的要求如下表所示，它们均采用收敛喷管，col ν为压气机相对引气量,R ν为涡轮中的相对回气量。
试选择有关参数，计算画出s F ，SFC 及ma q 随*k π（或*3T ）的变化关系曲线，并确定满足性能要求的工作过程参数。
二、设计计算1、参数选择（以A 组要求为准) (1）物性参数：空气比热： 1.005/p KJ Kg C = 燃气比热：' 1.1607/p KJ Kg C = 空气绝热指数： 1.4k=燃气绝热指数：' 1.3k = 空气气体常数:287/J Kg K R=•燃气气体常数：'288/J Kg K R =• 燃油低热值：42900/Hu KJ Kg = （2)发动机及各部件参数： 发动机推力：2600F dN = 进气道总压恢复系数：0.97i σ= 压气机效率:*0.78k η=燃烧室总压恢复系数: 0.905b σ= 燃烧效率 ：0.96b ξ= 涡轮效率：*0.88t η= 轴机械传动效率：0.98m η= 尾喷管总压恢复系数：0.96e σ= 压气机相对引气量：0.03col ν= 涡轮中的相对回气量:0.02R ν= 2、热力计算及结果输出热力计算过程参数计算过程采用定比热计算方法,对涡轮喷气发动机工作过程参数进行初步计算。
过程与书上给出过程一致，油气比的计算采用等温焓差法,为计算方便起见，根据文献【3,13】提供公式和方法，算出油气比随燃烧室进出口温度变化关系，通过曲线拟合可得油气比5()495727.0197799.00110966.0[(2*38*341010+⨯+⨯+-=--T T f f θ—)]2.000258.0)(01.0*36*210T T -⨯+采用matlab 语言编程分别对涡轮前燃气温度一定，单位推力和耗油率随增压比（压气机总压比)的变化情况及增压比（压气机总压比）一定，单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化情况两种情况进行计算. （1)编程代码如下：clcclear％%飞行条件%％％%%％%％％％%％%%h=0;m0=0;％%%％%％%％%%%％%%％%％％%％%％物性参数及各主要部件的参数%％％%％%%%%%％％%%％%％％物性参数cp=1005；cpp=1160.7;k=1.4；kp=1.33；r=287；rp=288；hu=42900000;％%发动机各部件参数cgmi=0。
燃气涡轮原理
燃气涡轮是一种利用燃气动力驱动的涡轮机，其原理是通过燃气的高速流动驱动涡轮转动，从而产生动力。
燃气涡轮广泛应用于航空发动机、燃气轮机、火力发电厂等领域，是现代工业中不可或缺的动力装置。
燃气涡轮的工作原理主要包括压气机、燃烧室、涡轮和喷气推进系统。
当空气通过压气机被压缩后，会进入燃烧室与燃料混合并燃烧，产生高温高压的燃气。
这些燃气会驱动涡轮转动，涡轮的转动带动喷气推进系统产生推力，推动飞机或者其他设备运动。
燃气涡轮的压气机起到了将大量空气压缩的作用，使得燃烧室中的燃料能够充分燃烧，产生高温高压的燃气。
而燃气涡轮则是利用这些高温高压的燃气来驱动其转动，从而带动喷气推进系统产生推力。
整个系统的工作原理是相互配合的，确保了燃气能够被充分利用，达到最大的动力输出效果。
燃气涡轮的工作原理非常简单，但是却能够产生巨大的动力，是现代工业中不可或缺的动力装置。
通过不断的技术创新和改进，燃气涡轮的效率和性能得到了大幅提升，为各行各业的发展提供了
强大的动力支持。
总的来说，燃气涡轮是利用燃气动力驱动的涡轮机，其工作原理包括压气机、燃烧室、涡轮和喷气推进系统。
通过这些部件的相互配合，燃气涡轮能够产生巨大的动力，广泛应用于航空、能源等领域，为现代工业的发展做出了重要贡献。
随着技术的不断进步，燃气涡轮的效率和性能将会得到进一步提升，为人类社会的发展带来更多的动力支持。
南京航空航天大学·能源与动力学院航空燃气涡轮发动机原理大作业设计题目：涡轮喷气发动机气动热力计算小组成员：XXX 0207105？？YYY 0207105？？ZZZ 0907601？？指导教师：AAA日期：2010/12/12航空燃气涡轮发动机原理大作业报告一、设计要求：海平面、静止状态、标准大气条件，最大工作状态时，对有关涡轮喷气发动机的F ，SFC 的要求如下表所示，它们均采用收敛喷管，col ν为压气机相对引气量，R ν为涡轮中的相对回气量。
试选择有关参数，计算画出s F ，SFC 及ma q 随*k π（或*3T ）的变化关系曲线，并确定满足性能要求的工作过程参数。
二、设计计算1、参数选择（以A 组要求为准） （1）物性参数：空气比热： 1.005/p KJ Kg C = 燃气比热：' 1.1607/p KJ Kg C = 空气绝热指数： 1.4k = 燃气绝热指数：' 1.3k = 空气气体常数：287/J Kg K R =∙ 燃气气体常数：'288/J Kg K R =∙ 燃油低热值：42900/Hu KJ Kg =（2）发动机及各部件参数： 发动机推力：2600F dN = 进气道总压恢复系数：0.97i σ= 压气机效率：*0.78k η=燃烧室总压恢复系数： 0.905b σ= 燃烧效率 ：0.96b ξ= 涡轮效率：*0.88t η= 轴机械传动效率：0.98m η= 尾喷管总压恢复系数：0.96e σ= 压气机相对引气量：0.03col ν= 涡轮中的相对回气量：0.02R ν= 2、热力计算及结果输出热力计算过程参数计算过程采用定比热计算方法，对涡轮喷气发动机工作过程参数进行初步计算。
过程与书上给出过程一致，油气比的计算采用等温焓差法，为计算方便起见，根据文献【3，13】提供公式和方法，算出油气比随燃烧室进出口温度变化关系，通过曲线拟合可得油气比5()495727.0197799.00110966.0[(2*38*341010+⨯+⨯+-=--T T f f θ-)]2.000258.0)(01.0*36*210T T -⨯+采用matlab 语言编程分别对涡轮前燃气温度一定，单位推力和耗油率随增压比（压气机总压比）的变化情况及增压比（压气机总压比）一定，单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化情况两种情况进行计算。
（1）编程代码如下：clc clear%%飞行条件%%%%%%%%%%%%%% h=0;m0=0;%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%物性参数及各主要部件的参数%%%%%%%%%%%%%%%%%%物性参数cp=1005;cpp=1160.7;k=1.4;kp=1.33;r=287;rp=288;hu=42900000;%%发动机各部件参数cgmi=0.97;adkx=0.78;ksb=0.96;cgmb=0.905;adtx=0.88;adm=0.98;cgme=0.96;vcol=0.03;vr=0.02; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%设计推力%%ft=26000;%%%%%%%%%%%涡轮前燃气温度一定时的执行本段%%%%%%%for i=1:363t3x(i)=1200;pkx(i)=1.32+(i-1)/10; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%压气机压比一定时执行本段%%%%%%%%%%%%for i=1:3000%%t3x(i)=900+i*0.5;%%pkx(i)=12; %%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%本段为涡轮喷气发动机气动热力计算过程%%%%%%%%%%%%%%%% %%根据给定飞行高度h确定该高度的大气温度t0和p0p0=1.01325*(1-h/1000/44.308)^5.2553*10^5;t0=288.15-6.5*h/1000;%%进气道出口参数t0x=t0*(1+(k-1)/2*m0^2);t1x=t0x;p1x=cgmi*p0;%%压气机出口参数dttkx(i)=t1x*(pkx(i)^((k-1)/k)-1)/adkx;t2x(i)=t1x+dttkx(i);p2x(i)=p1x*pkx(i);%%燃烧室出口参数p3x(i)=cgmb*p2x(i);%%油气比计算（等温焓差法）thetaf=0.97*42900000/ksb/hu;f(i)=thetaf*(-0.0110966+0.197799*10^(-4)*t3x(i)+0.495727*10^(-8)*t3x(i)^2+(5-0.01*t2x(i))*(0.00258+0.2*10^ (-6)*t3x(i)));%%涡轮出口气流参数dtttx(i)=cp*dttkx(i)/cpp/(1-vcol+f(i))/adm;t4x(i)=t3x(i)-dtttx(i);ptx(i)=(1-dtttx(i)/t3x(i)/adtx)^(-kp/(kp-1));p4x(i)=p3x(i)/ptx(i);%%尾喷管出口气流参数p9x(i)=p4x(i)*cgme;t9x(i)=t4x(i);gmcr=(2/(kp+1))^(kp/(kp-1));gm(i)=p0/p9x(i);if gm(i)>gmcrc9(i)=sqrt(2*cpp*t4x(i)*(1-(p0/cgme/p4x(i))^((kp-1)/kp)));p9(i)=p0;elsec9(i)=sqrt(2*kp*rp*t4x(i)/(kp+1));p9(i)=cgme*p4x(i)/(kp/2+1/2)^(kp/(kp-1));endt9(i)=t4x(i)-c9(i)^2/2/cpp;%%发动机的单位推力fs(i)=(1-vcol+f(i)+vr)*(c9(i)+rp*t9(i)*(1-p0/p9(i))/c9(i));%%流过发动机的空气流量qma(i)=ft/fs(i);%%发动机的耗油率sfc(i)=36000*f(i)*(1-vcol)/fs(i);end%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%涡轮前燃气温度一定执行本段%%%%%%%%%%%%%%%涡轮前燃气温度一定时的图形输出figureplot(pkx,sfc,'b');xlabel('pkx');ylabel('SFC/(kg/(dN*h))');axis([0 40 0 5 ]);figureplot(pkx,fs,'g')xlabel('pkx');ylabel('Fs/(N/kg)');figureplot(pkx,qma,'r')xlabel('pkx');ylabel('qma/(kg/s)'); axis([0 40 0 300]);%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%当压气机压比一定时执行本段%%%%%%%%%%%% %%压气机压比一定时的图形输出 %%figure%%plot(t3x,sfc,'b');%%xlabel('t3x');ylabel('SFC/(kg/(dN*h))'); %%axis([800 2000 0 5]); %%figure%%plot(t3x,fs,'g')%%xlabel('t3x');ylabel('Fs/(N/kg)'); %%figure%%plot(t3x,qma,'r')%%xlabel('t3x');ylabel('qma/(kg/s)');%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%%(2)图形输出如下1）涡轮前燃气温度*31200T ，单位推力和耗油率随增压比（压气机总压比）的变化情况；51015202530354000.511.522.533.544.55pkxS F C /(k g /(d N *h ))5101520253035400100200300400500600700pkxF s /(N /k g )510152025303540050100150200250300pkxq m a /(k g /s )2）增压比（压气机总压比）*12k π=时，单位推力和耗油率随涡轮前燃气温度的变化情况：80010001200140016001800200000.511.522.53t3xS F C /(k g /(d N *h ))800100012001400160018002000220024000200400600800100012001400t3xF s /(N /k g)800100012001400160018002000050100150200250300350400t3xq m a /(k g /s)三、设计总结：影响发动机单位性能参数主要工作过程参数是*k π和*3T 。
对于压比*k π影响，随压比*k π增加单位推力增加，耗油率下降；s F 最大位置为最佳增压比opt π，SFC 最小的压比为最佳经济压比ec π，且ec π大于opt π；对于涡轮前燃气温度*3T 的影响，随*3T 增加单位推力增加，耗油率先降低后升高，其最低点为最经济涡轮前燃气温度*3ec T ；从图中可以看出，发动机工作过程参数*k π和*3T 的选择，不可能同时满足推力性能即经济性的要求，应综合考虑发动机非设计点性能及部件设计水平，目前新材料、新技术的发展等因素。
力争在满足性能要求前提下，尽可能使发动机尺寸小、重量轻、寿命长、维护操作方便、工作安全可靠。
