当前位置：文档之家 › 航空发动机课设答辩

航空发动机课设答辩

  • 格式：doc
  • 大小：363.49 KB
  • 文档页数：13

航空发动机课程设计涡轮风扇发动机总体性能方案和截面参数设计班级：0211100学号：姓名：指导教师：时间：目录1. 课设目的 (3)2. 基本参数 (3)3.截面参数计算 (4)3.1进气道出口截面气流计算 (4)3.2风扇出口气流参数计算 (4)3.2.1风扇外涵出口 (4)3.2.2风扇内涵出口 (5)3.3高压压气机出口气流参数计算 (5)3.4燃烧室出口气流参数计算 (5)3.5高压涡轮出口气流参数计算 (6)3.6低压涡轮出口气流参数计算 (6)3.7掺混器出口气流参数计算 (7)3.8喷管出口气流参数计算 (8)3.8.1采用收敛喷管： (8)3.8.2采用拉瓦尔喷管： (8)3.9.空气流量与耗油率计算 (9)3.10.发动机流道流量与面积计算 (9)3.11.发动机气动参数汇总 (10)4.发动机内外径和叶轮机通道形式设计 (10)5.发动机转速计算 (11)6.压气机压比和燃烧室温度对性能和结构强度的影响 (12)7. 参考文献： (13)1. 课设目的1) 加深理解已学的各门专业课程，尤其是《航空发动机原理》；2) 培养工程设计意识和实践工作能力。

2. 基本参数进口为标准大气状态，地面台架状态，给定推力，进气道总压恢复系数0.98。

风扇外涵压比2.4，效率0.9；内涵压比2.，效率0.9。

高压压气机压比18，效率0.8。

燃烧效率0.99，燃烧室总压恢复系数0.89，燃烧室温度1500K。

高压涡轮效率0.95，低压涡轮效率0.95。

喷管总压恢复系数0.98。

风扇进口M=0.55~0.65，压气机进口M=0.4~0.6，出口M<0.35；涡轮进口M<0.2，末级出口M<0.55（一般0.3）。

叶尖相对马赫数风扇进口1.4~1.8，压气机进口0.9~1.3，涡轮<0.7。

总体条件大气压力Pa 101325大气静温K 288.15飞行马赫数0流量附件功率(高压) 1000Cp 1004γ 1.4K 0.04042R 287.1Cp' 1160.7γ∍ 1.33K' 0.03968R' 288高压涡轮机械效率nmh 0.99低压涡轮机械效率nml 0.99表1 总体条件部件输入参数进气道总压恢复系数0.98 风扇外涵压比 外涵效率 涵道比 2.4 0.9 1.2 内涵压比 内涵效率 20.9进口马赫数 出口马赫数 叶尖相对马赫数 0.6 0.5 压气机压比效率 180.8进口马赫数出口马赫数 叶尖相对马赫数 0.50.3 燃烧室总压恢复系数燃烧效率 总温 0.89 0.99 1500 高压涡轮效率涡轮冷却流量比 进口马赫数0.95 0.1 0.19 低压压涡轮效率进口马赫数 出口马赫数 0.950.250.3 掺混器总压掺混损失系数0.9 喷管总压恢复系数 0.98表2 部件输入参数3.截面参数计算3.1进气道出口截面气流计算288.150*0*1===T T T K1013250*0*1===P P P pa 3.2风扇出口气流参数计算3.2.1风扇外涵出口风扇外涵出口总压**1*2*k I III p P π==238316.4pa 风扇外涵出口总温379.2K)11(***1*2=-+=kIIkII IIT Tηπ 风扇外涵功)(*1*2*T T c W II P kII -==91457.8w3.2.2风扇内涵出口风扇内涵出口总压**1*2*kI I p P π==198597pa风扇内涵出口总温)11(***1*2kIkI IT T ηπ-+==358.3K 风扇内涵功)(*1*2*T T c W I P kI -==70478.0w3.3高压压气机出口气流参数计算高压压气机出口压力**1*2*kh I p P π==3574746pa高压压气机出口总温)11(***1*2khkh IT T ηπ-+==934.2K 高压压气机功)(*1*2*I P kh T T c W -==578187.2w3.4燃烧室出口气流参数计算燃烧室出口压力：**2*3*b p P σ==3181523.9pa油气比：*23*2*3au b aa h H H h h f +--=ξ=0.0168 )1(c o l I v f f -==0.0152m a I m f I I q q f =3.5高压涡轮出口气流参数计算高压涡轮功：mkcol kh th v f W W W η)1)(1(-++=附件=639272.2w高压涡轮落压比：1**3`*``)1(---=k k thp th th T c W ηπ=7.2 高压涡轮出口总压：**3*33thp p π==444078.4pa高压涡轮出口总温：`*3*`33pthc W T T -==949.2K 与冷却气掺混后总温：``*2*`33*33.)1)(1(1.)1)(1(pp col colp p col colc c v f v c T c v f v T T -++-++===947.9K3.6低压涡轮出口气流参数计算低压涡轮功：*)1(mlkIkI tl f BW W W η++==179329.8w 低压涡轮膨胀比：1**3`*``)1(---=k k thp tl tl T c W ηπ=2.1 低压涡轮出口总压：**33*4tlp p π==207977.8pa低压涡轮出口总温：`*33*`4ptlc W T T -==793.4K 3.7掺混器出口气流参数计算进口处内涵气流总压： *454*5P p I I -=σ进口处内涵气流总温：*4*5T T I = 进口处外涵气流总压：*254*5II II II P p -=σ进口处外涵气流总温： *2*5II II T T = 混合进口平均总压：Bf Bp p f p I III I ++++=1)1(*5*5*5混合出口平均总压：m ix p p σ*5*6==201971.6pa 混合出口平均总温：pp I IIp I p I Bc c f T Bc T c f T ++++=`*5*5`*6)1()1(=584.03K喷管出口总温：*6*7*9T T T ===584.03K 喷管出口总压：e p p σ*7*9==197932.1pa3.8喷管出口气流参数计算3.8.1采用收敛喷管：由于 1.851.95343839/0*9>=p p ， 故喷管处于超临界状态。

喷管出口速度为：*9```912T R k k c +==438m/s 喷管出口静温为：`29*992pc c T T -==494.6K喷管出口静压为：85.1/*99p p ==106990.3pa单位推力为:))()1()(1(09999`9p p p c B T R c f F I s -+++==452.6N/kg3.8.2采用拉瓦尔喷管：喷管出口速度为：))(1(2``1*9*9`9k k p p p T c c --= =455.6m/s喷管出口静温为：KT T 15.28809==喷管出口静压为：pa p p 10132509== 单位推力为:kg N Bf c F Is /6.455)11(9=++=单位推力两者差距不大，故两者流量也基本没有差别；且喷管状态不影响喷管前热力学参数。

考虑到拉瓦尔喷管结构比收敛喷管大大增加了结构的复杂性，因此采用收敛喷管。

3.9.空气流量与耗油率计算空气流量为：sma F Fq ==75.07kg 耗油率：Fw SFC f3600==0.054N/(kg*h)3.10.发动机流道流量与面积计算由涵道比和油气比可以确定进气道进口、风扇进口、风扇外涵出口、风扇内涵出口、高压压气机出口、燃烧室出口、高压涡轮出口、低压涡轮出口、喷管吼道、喷管出口的流量分别为：75.07、75.07、40.94、34.12、34.12、31.18、34.59、40.95、75.54、75.54kg 。

由流量公式：*)(*TAq p K q ma λ=变化得：)(**λq Kp T q A ma =代入数据分别计算得：进气道进口、风扇进口、风扇外涵出口、风扇内涵出口、高压压气机出口、燃烧室出口、高压涡轮出口、低压涡轮出口、喷管吼道、喷管出口的面积分别为0.3773 、0.3773、0.1109、0.1078、0.0147、0.0296、0.1443、0.2828、0.2324、0.2324kg 。

3.11.发动机气动参数汇总截面流量总温总压面积Lambda数q( )进气道进口75.07146287 288.15 101325 0.377254615 0 0风扇进口75.07146287 288.15 99298.5 0.377254615 0.634811054 0.841609506 风扇外涵出口40.94807066 379.2433887 238316.4 0.110916554 0.534522484 0.746355685 风扇内涵出口34.12339221 358.3481726 198597 0.107817674 0.534522484 0.746355685 高压气机出口34.12339221 934.2318595 3574746 0.014689817 0.325715172 0.491384733 燃烧室出口31.17668904 1500 3181523.94 0.029576053 0.20738725 0.323391461 高压涡轮出口34.58902826 947.9399022 444078.4758 0.144329928 0.272165527 0.418736658 低压涡轮出口40.94807066 793.4384823 207977.8036 0.282813605 0.325715172 0.494198162 掺混器出口75.53709892 584.0378717 201971.5764 ******* ******* *******喷管吼道******* ******* ******* 0.232430337 1 1喷管出口75.53709892 584.0378717 197932.1449 0.232430337 1 1表3. 发动机流道截面参数计算结果风扇总功率/w 6150000.286压气机总功率/w 19729709.34供油量/kg 0.517373388高压涡轮进口温度/k 1500高压涡轮压比7.164328184低压涡轮压比 2.135220529喷管出口马赫数 1喷管出口静温/k 501.318118喷管出口速度/m/s 438.2072984推力/N 34000耗油率/(kg/(Nh)) 0.054780712表4.发动机性能参数4.发动机内外径和叶轮机通道形式设计根据3.10.计算结果进气道进口、风扇进口、风扇外涵出口、风扇内涵出口、高压压气机出口、燃烧室出口、高压涡轮出口、低压涡轮出口、喷管吼道、喷管出口的面积分别为0.3773、0.3773、0.1109、0.1078、0.0147、0.0296、0.1443、0.2828、0.2324、0.2324kg。

合集下载

航空航天：航空航天工程答辩模板

航空航天：航空航天工程答辩模板


航空航天工程的技术创新体现在新型飞 行器、新型发动机、新型航天器等方面
• 新型飞行器：如无人机、高速民用飞 机等 • 新型发动机：如可变循环发动机、核 聚变发动机等 • 新型航天器：如可重复使用航天器、 月球基地等
03
航空航天工程的项目管理与风险控制
航空航天工程的项目管理概述
航空航天工程项目管理涉及项目规划、项目执行、 项目监控等方面
教训：如波音737MAX事件、挑战者号航天飞机事故等
• 波音737MAX事件：波音公司737MAX飞机发生致命事故，导致飞机停飞、减产等，教训深刻 • 挑战者号航天飞机事故：美国挑战者号航天飞机在发射过程中发生爆炸，导致7名宇航员丧生， 教训深刻
管理经验：如项目管理、风险控制、国际合作等方面
• 项目管理：如采用敏捷项目管理、项目管理软件等方法，提高项目管理效率 • 风险控制：如采用风险预防、风险缓解、风险转移等策略，降低项目风险 • 国际合作：如波音公司与中国商飞公司的合作，提高航空航天工程的技术水平
航天工程的组成部分包括航天器、运载 火箭、航天电子系统等
• 航天器：包括人造地球卫星、探测器、 载人航天器等 • 运载火箭：用于发射航天器 • 航天电子系统：包括导航、通信、控 制等系统
航空航天工程的技术融合与创新
航空航天工程的技术融合体现在飞行器设计、发动 机技术、航空电子等方面
• 飞行器设计：飞机与直升机的技术融 合，如倾转旋翼机 • 发动机技术：航空发动机与火箭发动 机的技术融合，如冲压发动机 • 航空电子：航空电子与航天电子的技 术融合，如卫星导航系统
• 智能化：如无人机、自动驾驶飞机等 • 绿色环保：如新能源航空器、环保材 料等 • 跨界融合：如航空航天与信息技术、 生物技术的融合
V2500航空发动机课程设计范文

V2500航空发动机课程设计范文

图1.2 V2500发动机压气机级数划分图
图1.3V2500发动机支承结构图
1.3
V2500-A1和V2500-A5发动机的技术参数分别见表1.1和表1.2。
表1.1 V2500-A1发动机技术参数表
起飞推力(daN)
11130
总增压比
29.4
巡航耗油率kg/(daN.h)]
0.592
质量(kg)
2303
图3.2第7级和第10级放气活门结构图
3.2
因为7级和10级放气活门由EEC通过电磁阀控制，所以当高压引气活门关闭控制电磁阀故障时就说明7级和10级引气活门只能开不能关闭。也就是说7级和10级放气活门可能开在开位，使一部分的高压空气排到外涵道，让进入燃烧室的空气流量减少从而使发动机的性能降低。
高压引气活门关闭控制电磁阀故障的原因可能是高压电磁引气阀关闭控制故障;从高压引气活门关闭控制电磁阀（4029KS）到EEC（4000KS）的接线故障；EEC故障。引气活门和电磁活门部件位置如图3.3所示，功能结构图见图3.4。
1.1 V2500
每个自然段首行缩进2个字符。V2500发动机是国际航空发动机公司（IAE）研制生产的双转子，轴流式，高涵道比涡轮风扇发动机。IAE是由五家公司合资而成，包括美国普拉特·惠特尼公司(P&W)，英国罗尔斯·罗伊斯公司（R·R），日本航空发动机公司（JAZC），联邦德国的MTU公司，意大利菲亚特。V2500发动机适用于中短程客机，推力在22000lbf~33000lbf之间，为空客公司的A319、A320、A321以及麦道公司的MD-90飞机设计。型号编号中V表示五家公司合作生产，2500表示101klbf为单位的推力级。其中V2500-A1和V2500-A5应用在空客A320系列上，V2500-D5应用在MD-90上[1]。此为参考文献的标注方法！
航空发动机课程设计

航空发动机课程设计

航空发动机课程设计一、课程目标知识目标：1. 让学生掌握航空发动机的基本结构及其工作原理，了解不同类型的航空发动机特点。

2. 使学生了解航空发动机发展历程，掌握相关里程碑事件及我国在航空发动机领域的现状。

3. 帮助学生掌握航空发动机性能参数，如推力、燃油消耗率等，并能进行简单的计算。

技能目标：1. 培养学生运用所学知识分析航空发动机故障原因及提出改进措施的能力。

2. 提高学生设计简单的航空发动机模型的能力，培养动手操作和团队协作能力。

3. 培养学生收集、整理和分析航空发动机相关资料的能力，提高信息处理和归纳总结能力。

情感态度价值观目标：1. 培养学生对航空发动机事业的热爱，增强国家使命感和责任感。

2. 培养学生严谨的科学态度和良好的工程素养，提高对工程技术的尊重和敬业精神。

3. 增强学生的团队合作意识，培养相互尊重、沟通协作的精神。

本课程结合学科特点、学生年级和教学要求，以实用性为导向，注重理论与实践相结合。

通过本课程的学习，旨在使学生全面了解航空发动机相关知识，提高解决实际问题的能力，同时培养对航空发动机事业的热爱和责任感。

课程目标分解为具体的学习成果，便于后续教学设计和评估。

二、教学内容1. 航空发动机基本原理：讲解发动机的工作原理，包括燃烧、压缩、涡轮、喷气等基本过程，对应教材第一章。

2. 航空发动机结构及分类：介绍发动机的主要组成部分，如压气机、燃烧室、涡轮等，并讲解不同类型的发动机特点，对应教材第二章。

3. 航空发动机性能参数：学习推力、燃油消耗率、效率等性能参数，并进行实际计算，对应教材第三章。

4. 航空发动机发展历程：回顾发动机的发展历史，了解国内外重要里程碑事件及我国在航空发动机领域的现状，对应教材第四章。

5. 航空发动机故障分析与改进：分析典型发动机故障案例，探讨故障原因及改进措施，对应教材第五章。

6. 航空发动机模型设计与制作：指导学生设计简单的发动机模型，培养动手操作和团队协作能力，对应教材第六章。

航空发动机结构与强度课程设计思考论文（最终五篇）

航空发动机结构与强度课程设计思考论文（最终五篇）

航空发动机结构与强度课程设计思考论文（最终五篇）第一篇：航空发动机结构与强度课程设计思考论文一、航空发动机构造与强度课程设计的作用对于飞行器动力工程的学生，航空发动机构造与强度的课程设计显得尤为重要。

课程设计的重要性主要体现在航空发动机构造和强度课程的特点。

实践性是航空发动机构造与强度课程最显著的特点。

本课程研究的是实际发动机的结构及其强度，从表面上看，内容简单、易懂，理论性、系统性不强。

但是要学生自己分析，则往往无从下手，特别是碰到实际的结构分析、结构设计更是束手无策。

因此，通过课程设计这个教学环节，完成航空发动机某一结构的设计，起到加深对课堂教学内容的理解，实现理论向实践的转化，巩固理论知识的重要作用。

航空发动机构造与强度课程的第二个重要特点是多学科综合的特点。

实际的航空发动机结构是一个容纳多学科的、相互渗透的、具体的统一体，一个发动机具体结构的诞生是多学科综合的结果。

即使一个简单的叶片结构设计都涉及到气体动力学、传热学、弹性力学、疲劳与断裂力学、有限元分析方法等等。

因此本课程的教材涉及的内容多，知识面广，几乎包括了所学过的所有课程。

总体上看显得内容繁杂，没有系统性和规律性。

这给学生的学习带来了困难。

而在完成课程设计的过程中，学生需要综合运用《航空发动机构造》、《航空发动机强度计算》等专业课程以及《弹性力学》、《有限元分析方法》、《机械制图》等专业基础课程的知识，需要查阅国家标准、材料手册等相关资料。

因此，航空发动机构造与强度课程设计作为航空发动机构造与强度课程的后续教学环节，起到了提高学生综合运用相关专业课程的能力、加深对航空发动机构造的与强度认识和理解的重要作用。

综上所述可知，课程设计作为大学实践教学环节的组成部分，是实现理论与实践相结合的重要环节。

而航空发动机构造与强度课程设计，由于航空发动机构造与强度课程的实践性和多学科性的特点，其课程设计对于提高学生的综合运用学科的能力以及加深对课程的认识和理解尤为重要。