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1、发动机原理课程设计燃气涡轮发动机热力计算一、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，获得发动机的单位性能参数。二、单轴涡喷发动机热力计算已知条件：飞行条件: 飞行高度H；飞行马赫数Ma；选定的工作参数: 压气机的增压比c*；涡轮前燃气总温T3*；各部件的效率和损失系数: 进气道的总压恢复系数i；压气机效率c*；燃烧室的总压恢复系数b；燃烧室的放热系数；涡轮效率T*；冷却空气系数vcol；机械效率m;喷管的总压恢复系数e。结果输出：各站位总温总压、发动机推力、单位推力、燃油消耗率1、已知条件（1）发动机飞行条件 H0; Ma0（2）通过发动机的
2、空气流量 =64kg/s（3）发动机的工作参数 =8 =1200K（4）各部件效率及损失系数 =1.0 =0.8=1.0 =0.95=0.85 =0.03=0.98 =0.932、计算步骤（1）计算进气道出口的气流参数（2）计算压气机出口的气流参数（3）计算燃烧室出口气流参数 （4）计算一千克空气的供油量（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.其中：，、和通过课后表格插值得到。（5）计算涡轮出口气流参数 （6）计算5站位（喷管出口）气流参数判别喷管所处的工作状态 （7）推力和单位推力的计算 当地音速 （8）燃油消耗率的计算 三、混合
3、排气涡扇发动机设计点热力计算已知条件：飞行条件: 飞行高度H；飞行马赫数Ma；选定的工作参数: 高压压气机的增压比；风扇增压比；涡轮前燃气总温T3*；涵道比各部件的效率和损失系数结果输出：各站位总温总压、单位推力、燃油消耗率1、已知条件（1）设计点飞行参数 飞行 1.6 飞行高度 11 （2）发动机工作过程参数 涵道比 0.4 风扇增压比 3.5 高压压气机增压比 4.5 燃烧室出口总温 1800 （3）预计部件效率或损失系数进气道总压恢复系数 =0.97燃烧室总压恢复系数=0.97外涵气流总压恢复系数=0.98混合室总压恢复系数=0.97尾喷管总压恢复系数=0.98风扇绝热效率 =0.868
4、高压压气机效率 =0.878燃烧效率=0.98高压涡轮效率=0.89低压涡轮效率 =0.91高压轴机械效率 =0.98低压轴机械效率 =0.98功率提取机械效率 =0.98空气定熵指数 =1.4燃气定熵指数 =1.33气体常数 =燃油低热值 =冷却高压涡轮 =5%冷却低压涡轮 =5%飞机引气 =1%相对功率提取系数 =空气定压比热容 =燃气定压比热容 =2、计算步骤定比热容热力过程计算，主要假定热力过程中燃气的温度不高，温度的变化也不大，因而在整个热力过程中，燃气的定压比热容和定熵指数可以认为是不变的，用平均热力性质。热力计算从0截面逐个部件依次进行，直到9截面，最后计算发动机性能参数。（1）
5、0截面的温度和压力（在对流层）： ， ， 当时（在同温层）： ， 本例中： 声速为： 气流速度为： 0截面的气流总压和总温为： （2）计算进气道出口总压和总温： 进气道总压恢复系数可近似估算： 时， 时， 本例中 进气道出口总压和总温：（3）计算风扇出口总压和总温根据风扇增压比和效率计算：风扇耗功为：（4）计算高压压气机出口总压和总温根据高压压气机的增压比和效率高压压气机耗功为：（5）计算燃烧室出口总压和总温（给定）计算空气的供油量。已知燃烧室出口处的总温和出口处的总温及燃烧室的放热系数，根据燃烧室能量平衡，可写出：（6）计算高于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
6、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：流出燃烧室的燃气流量 流出高压涡轮混合器的燃气流量根据混合器能量平衡：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：根据高压涡轮功求高压涡轮落压比：由此可以求出（7）计算低压涡轮出口总压和总温与高压涡轮类似，由低压混合器能量平衡则： 其中：流入低压涡轮混合器的燃气流量流出低压涡轮混合器的燃气流量根据低压压气机和低压涡轮功率平衡：其中：所以 同时有： 所以： 根据低压涡轮功求低压涡轮落压比：即： 所以： 从而：
7、 （8）计算混合室出口总压和总温流入混合室的燃气流量为：流入混合室的外涵空气流量为：流出混合室的燃气流量为：混合室进口涵道比为：混合气流的定压比热容，用质量平均值计算：混合气流的定熵指数为：流入混合室的燃气带来的能量为：流入混合室的空气带来的能量为：流出混合室的燃气带走的能量为：因此可以得到混合室出口的燃气总温为：根据混合气的道尔顿定律，混合室进口气流的总压为：（是外涵气流总压恢复系数）混合室出口的总压为：（9）计算（不加力时）尾喷管出口的总压和总温假定尾喷管完全膨胀，出口静压等于外界大气压，尾喷管出口马赫数为：尾喷管出口截面静温为：尾喷管出口声速为：排气速度为：（10）求单位推力和燃油消耗率
8、发动机的单位推力为：单位燃油消耗率是每小时产生单位推力所消耗的燃油质量：3、结果分析 （1）涵道比B涵道比B的影响 由于B增加，所以外涵道空气流量增加，风扇做功增大，涡轮功增加，又T4*不变，落压比会上升，T9*、P9*下降，用于加速的喷气速度V9下降，f是T3*，T4*的函数，故f不变，B不变，由，Fs减小。由于Qma增加，所以总推力增加，由于B增加占主导作用，所以sfc下降。（2）涡轮前温度T4*涡轮前温度T4*的影响 由于T4*升高，T3*不变，气流所含能量增高，涡轮功提高，T9*随T4*的升高而升高，而P9*可以近似认为不变，用于喷气加速的能量增加，V9增加，使得单位推力Fs不断增加。因为sfc=3600C*（T4*-T3*）/Fs，由于T4*-T3*变大，而Fs变化速度相对较慢，所以sfc呈上升趋势。（3）风扇增压比风扇增压比的影响 风扇增压比的升高使得外涵道的出口总温，总压上升占主要作用，故V9上升。同时会使T3*和P3*上升，假定T4*不变，则有f下降。V9的影响使得Fs上升。由可知，sfc下降。（4）高压压气机增压比高压压气机增压比的影响增压比增大，P3*和T3*增大，当T4*不变，f下降，因为需要涡轮功增加，落压比增大，T5*减小，T9*减小，V9减小，Fs下降。由于f下降占主导作用，所以sfc下降
