民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算

民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 民民 用用 航航 空空 燃燃 气气 涡涡 轮轮 发发 动动 机机 原原 理理 课课 程程 设设 计计 学学院院：：航空工程学院 班班级级：： 姓姓名名：： 学学号号：： 指导老师指导老师：： 1 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 目录目录 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 序言序言 2 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 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h 2a，h 3a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热力计算的目的和作用 3 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 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。 3) 根据发动机的类型不同， 选择一组工作过程参数： 内涵压气机增压比、 外涵风扇增压比、涵道比、燃烧室出口总温等。 4) 预计的发动机各部件效率和损失系数等。 一台新发动机的最终设计不可能仅取决设计点的性能， 而且还决定于飞行包 线内非设计点的性能。但发动机的热力计算有如下重要作用： 1. 只有先经过设计点的热力计算， 确定发动机特征尺寸后进行非设计点的 热力计算以确定非设计点的性能。 2. 设计点的热力计算可初步确定满足飞行任务的发动机设计参数选择的 大致范围。 单轴涡喷发动机热力计算单轴涡喷发动机热力计算 4 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 1. 已知条件： 1) 发动机的飞行条件与大气条件： H＝0; Ma 0＝0； T 0= 288.15 K; P0=101325Pa; 2）通过发动机的空气流量： q m=80kg/s 2) 发动机的工作参数：  c * =7.30; T 3 * =1130 K 3) 各部件效率及损失系数： 进气道总压恢复系数： in=1.0； 压气机效率：  c * =0.81；  b燃烧室总压恢复系数： =0.91； 燃烧室放热系数： =0.97； * T 涡轮效率： =0.88；冷却空气系数： col =0.03； 机械效率： 2. 计算步骤：  m=0.98；喷管总压恢复系数： e=0.93; 1) 计算进气道出口气流参数： 5 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 T 1 T 0  288.15K ; P 1  in P 0 101325Pa 2) 计算压气机出口气流参数： ** ** P 2  c P.5Pa; 1  739672 *** W c= Wc,s  c * 1 *  C p(T2 *-T 1 *)=C PT1 *(  c 1 *   c 1  c * ) ； T 2 T 1 (1 **  c 1)  560.2K; * 3) 计算燃烧室出口气流参数： P 3 * b P 2 * 673102.0Pa; T 3 1130K; * 4) 计算油气比： 已知燃烧室进口总温和燃烧室出口总温以及燃烧室的放热系 数，则可以求出燃烧室油气比 f。 T 2 *=560K ; T 3 *=1130K 根据和查表得： *h 2a =555.0； *h 3a =1196.1； H*3=2730.36; 6 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 **h 3a h 2a **H u  H 3 h 2a f  b  1196.1-560.2  0.01612 0.97*42900-2730.36560.2 其中： h 2a、 h 3a 通过拟合得到,H 3 *查表得到 5) 计算涡轮出口气流参数： 由 N c=NT*m W C W T (1 f V col ) m c p (T 2 *T 1 *)  c p (T 3 *T 4 *)(1 f v col ) m c p (T 2 *T 1 *) c (1 f v col ) m p T T  * 4 * 3 886.4K  1 **W T W T,S * T  C P T 3 *1 ’  1  T  * ’  T  T 3 *T 4 *  1* T  (1 ** ) 3.1 T 3  T * 217129.7PaP 4 * P 3 */ T  6) 计算喷管出口气流参数： 在进行喷管出口气流参数的计算时，首先要判别喷管所处的 工作状态。方法是根据喷管的可用落压比与临界落压比进行比较： 判别喷管所处的工作状态 P 5 *P 4 *217129.7 * b * e * e *0.931.99 P b P b 101325 7 / 20 民用航空燃气涡轮发动机原理,发动机推力,燃油消耗率计算 1.99 1.85, P 5 *  cr P b 故喷管处于超临界状态； P 5 * 201930.6Pa T 5 *T 4 *886.4K M a5 1, 5 1. P 5  P 5 * cr 109123.3Pa ’=1.33 T 5   5 *T 5 * 0.8464*886.4  744.6K V 5  18.1T 5 * 519m/s q m,g