民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理,發(fā)動(dòng)機(jī)推力,燃油消耗率計(jì)算

1、民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理課程設(shè)計(jì)學(xué)院：航空工程學(xué)院班級(jí)：姓名：學(xué)號(hào)：指導(dǎo)老師 ：1/20目錄一、序言1一. 熱力計(jì)算的目的和作用 -2二. 單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算-3三. 分別排氣雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算-7四. 結(jié)果分析 -14五.我的亮點(diǎn) -18序言2/20航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)是現(xiàn)代飛機(jī)與直升機(jī)的主要?jiǎng)恿Γ?為飛機(jī)提供推力， 為直升機(jī)提供轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼的功率。飛機(jī)或直升機(jī)在飛行中，一旦發(fā)動(dòng)機(jī)損壞而停車，就會(huì)由于失去推力而喪失速度與高度，如果處理不當(dāng)就會(huì)出現(xiàn)極為嚴(yán)重的事故。因此發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作與否， 直接影響到飛行的安全， 故稱發(fā)動(dòng)機(jī)為飛機(jī)的心臟。在這次課程設(shè)計(jì)中，為了使結(jié)果更加準(zhǔn)確，充分利用

2、 Matlab 在數(shù)值計(jì)算上的強(qiáng)大功能，運(yùn)用 polyfit函數(shù)對(duì) h* 2a ， h* 3a進(jìn)行數(shù)值擬合，擬合的結(jié)果R=1，相關(guān)性非常的好。其中空氣的低壓比熱容與溫度有關(guān)， 使用與溫度有關(guān)的經(jīng)驗(yàn)公式，減小了誤差。熱力計(jì)算的目的和作用3/20發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算是指在給定的飛行和大氣條件 （飛行高度、 馬赫數(shù)和大氣溫度、壓力），選定滿足單位性能參數(shù)要求（單位推力和耗油率）的發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程參數(shù)，根據(jù)推力（功率）要求確定發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量和特征尺寸（渦輪導(dǎo)向器和尾噴管喉部尺寸）。設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算的目的： 對(duì)選定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程參數(shù)和部件效率或損失系數(shù)，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)各界面的氣流參數(shù)以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的單位性能

3、參數(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算的已知條件：1) 給定飛行條件和大氣條件： 飛行高度和飛行馬赫數(shù)， 大氣溫度和壓力。2) 在給定的飛行條件和大氣條件下，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能要求，如推力、單位推力和耗油率的具體值。3) 根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的類型不同， 選擇一組工作過(guò)程參數(shù)： 內(nèi)涵壓氣機(jī)增壓比、外涵風(fēng)扇增壓比、涵道比、燃燒室出口總溫等。4) 預(yù)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)各部件效率和損失系數(shù)等。一臺(tái)新發(fā)動(dòng)機(jī)的最終設(shè)計(jì)不可能僅取決設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能， 而且還決定于飛行包線內(nèi)非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能。但發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力計(jì)算有如下重要作用：1. 只有先經(jīng)過(guò)設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算， 確定發(fā)動(dòng)機(jī)特征尺寸后進(jìn)行非設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算以確定非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能。2. 設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算

4、可初步確定滿足飛行任務(wù)的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇的大致范圍。單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算4/201. 已知條件：1) 發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行條件與大氣條件：H0;Ma00；T = 288.15 K; P0=101325Pa;02 ）通過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量：qm=80kg/s2) 發(fā)動(dòng)機(jī)的工作參數(shù)：*c =7.30;T3 =1130 K3) 各部件效率及損失系數(shù)：進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù) ：in =1.0 ；*壓氣機(jī)效率 ：c =0.81 ；燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)：b =0.91 ；燃燒室放熱系數(shù) ：=0.97 ；*渦輪效率 ：T =0.88 ；冷卻空氣系數(shù)： col =0.03 ；機(jī)械效率 ：m =0.98 ；噴管總壓恢復(fù)系數(shù)

5、：e =0.93;2. 計(jì)算步驟：1) 計(jì)算進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)：5/20T *T *288.15K;10P*inP*101325Pa102) 計(jì)算壓氣機(jī)出口氣流參數(shù)：P *P*739672.5Pa;2c1Wc=Wc, s*c1C (T*-T*(*1)c；p21P1c*1* (11)T2T1c*560.2K ;c3) 計(jì)算燃燒室出口氣流參數(shù)：P3*673102.0 ;b P2PaT3 *1130K ;4) 計(jì)算油氣比：已知燃燒室進(jìn)口總溫和燃燒室出口總溫以及燃燒室的放熱系數(shù)，則可以求出燃燒室油氣比 f 。T*=560K ; T*=1130K23根據(jù)和查表得：h* 2a =555.0 ；h* 3a

6、=1196.1；H*3=2730.36;6/20h3*ah2*a1196.1- 560.2f0.01612H uH 3*h2* a0.97* 42900- 2730.36 560.2b其中： h2a 、 h3 a 通過(guò)擬合得到, H 3* 查表得到5) 計(jì)算渦輪出口氣流參數(shù) ：由 N c=NT* mWCWT (1fVcol ) mc p (T2*T1* )cp''(T3*T4* )(1fvcol ) mT4*T3*cp (T2*T1* )886.4Kcp' ' (1fvcol ) mWTWT,S *CP*11*T'T3*1TTT3*T4*'*&#

7、39;1T(1T *)3.13TP4*P3*/ T*217129.7Pa6) 計(jì)算噴管出口氣流參數(shù)：在進(jìn)行噴管出口氣流參數(shù)的計(jì)算時(shí)，首先要判別噴管所處的工作狀態(tài)。方法是根據(jù)噴管的可用落壓比與臨界落壓比進(jìn)行比較：判別噴管所處的工作狀態(tài)*P5b* *eP4 * ePbPb217129.7 * 0.931.991013257/201.991.85,P5*Pbcr故噴管處于超臨界狀態(tài)；P5*201930.6PaT5*T4*886.4KM a 51, 51.P5P5* cr109123.3Pa=1.33T55 * T5*0.8464* 886.4744.6KV518. 1 T5*519m / sqm,

8、gKp5A5q5T5qm gqm a (1fVcol )78.9kg / sqm, g T5*78.9 * 886.40.29m2A5KP5* q( 5 )0.0397 * 201930.67 推力和單位推力的計(jì)算：*pFA 5p0 ( 5 f ( 5 )1)44348 NFsF554 N s/ kgqm8 燃油消耗率的計(jì)算：8/203600 f (1vcol )sfc0.1016kg /( N h)Fs分別排氣雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算（1）定比熱容計(jì)算的基本假設(shè)定比熱容計(jì)算簡(jiǎn)單且具有相當(dāng)?shù)木?，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的方案研究階段。分別排氣定比熱容計(jì)算需做如下假設(shè)：1)2)氣流是完全（理想）氣

9、體，流經(jīng)每一部件時(shí)是定常的和一維的。即不考慮散熱損失以及氣流與壁面的摩擦。氣流流經(jīng)進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪、尾噴管時(shí)具有各自恒定不變的定壓比熱容、定容比熱容和定熵指數(shù)。3) 氣流流過(guò)燃燒室時(shí)、和值以及氣體常數(shù) R值變化。4) 風(fēng)扇由低壓渦輪驅(qū)動(dòng)，此渦輪也為附件提供機(jī)械功。5) 外涵道氣流流動(dòng)是等焓的。（ 2） 截面符號(hào)9/20（3）給定的工作參數(shù)：設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行條件：飛行馬赫數(shù)： Ma=0.5；飛行高度： H=6km發(fā)動(dòng)機(jī)工作過(guò)程參數(shù)：*涵道比： B=6；風(fēng)扇增壓比：LPC =3.0 ；*高壓壓氣機(jī)增壓比：HPC =4.3 ；燃燒室出口總溫：T4* =2100K預(yù)計(jì)部件效率或損失系數(shù)：進(jìn)氣道總壓

10、恢復(fù)系數(shù) :i =1；燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù) :b =0.97；外涵氣流總壓恢復(fù)系數(shù) :m' =0.98 ；尾噴管總壓恢復(fù)系數(shù) :e =1；*風(fēng)扇絕熱效率 :LPC =0.87 ；高壓壓氣機(jī)效率 :HPC =0.88 ；*燃燒效率 :b =0.97 ；高壓渦輪效率 :HPt =0.88 ；*低壓渦輪效率 :LPt =1；高壓軸機(jī)械效率 :HPm =0.98 ；*=1=1低壓軸機(jī)械效率 : LPm；功率提取機(jī)械效率 : mP；空氣定熵指數(shù) : cp =1.4 ；燃?xì)舛刂笖?shù) : c'p =1.33 ;空氣定壓比熱容:C p =1.005 kJ /(kg K ) ；10/20燃?xì)舛▔罕?/p>

11、熱容；C p ,g =K );1. 224kJ /( kg空氣氣體常數(shù) : R =0.287 kJ/(kg*k)；燃?xì)鈿怏w常數(shù) : R =0.287 kJ/(kg*k)燃油低熱值 : Hu =42900 kJ /(kg) ；相對(duì)功率提取系數(shù) : CT 0 =0.5KJ/Kg ；冷卻高壓渦輪：1 =5%；冷卻低壓渦輪：2 =5%；飛機(jī)引氣：=1%；（ 4）計(jì)算步驟和公式1 0 截面的溫度和壓力：H=6km，T0=288.15-6.5×H=249.15KP0=101325×（ 1-H/44.308 ）5.25588=47177.6a0RT01.4287249.15316.4m

12、/ sV0a0 M a00.5* 316.4158.2m/ s總溫 : P0*P0 (11 M a02 )155962.7Pa2總壓 : T0*T0 (11 M a 02 )261.6K22 計(jì)算進(jìn)氣道出口總溫和總壓總溫 : T2*T0*261.6K總壓 : P2*i P0*55962.7 Pa11/203 計(jì)算風(fēng)扇出口總溫和總壓1*總溫 : T2.* 2 T2* (1Lpc*Lpc1)372.5K總壓 : P2*.2Lpc* P2*3* 55962.71.67 * 105 Pa風(fēng)扇消耗功 :Wcp (T *T *kJ/kgLpc2.22)1.005 (372.5 - 261.6) 111.4

13、34 計(jì)算外涵道出口總溫和總壓及出口速度T*T*372.5k9 _1122*p22*P9_111.67 * 105 pa*0.472* 105p0/ p9_ 111.67* 1050.28 0.5208所以出口達(dá)到臨界v9 _11a9 112* 1.4 * 287* 372.51353.2m/ s1.45 計(jì)算高壓壓氣機(jī)出口總溫和總壓高壓壓氣機(jī)進(jìn)口站位為 2.5 ，風(fēng)扇出口站位為 2.2 ，可假設(shè)氣流從風(fēng)扇出口到高壓壓氣機(jī)進(jìn)口這一段流動(dòng)為定熵絕能流動(dòng)。則，。P3*Hpt* P2*. 24.31.57* 1057.22* 10 5 Pa1*1T3*T2.2*(1Hpc591.4K*)HpcWc(

14、T *T*) 1.005(591.4 - 372.5) 220.0kJ / kgHpcp32.26 計(jì)算燃燒室出口的總溫總壓12/20總溫（給定） : T4*2100K總壓 : P4*b P3*1 7.22 * 1057.22* 105 Pa計(jì)算 1kg 空氣的供油量。已知燃燒室進(jìn)口總溫和出口及燃燒室的燃燒效率，根據(jù)燃燒室能量平衡，可寫出：Wfcp' T4*c pT3*0.0551fcp'T4*W3aH u b7 計(jì)算高壓渦輪出口總溫和總壓冷卻高壓渦輪的空氣從高壓壓氣機(jī)出口引出，冷卻高壓渦輪導(dǎo)向器熱力計(jì)算時(shí)假設(shè)冷卻空氣在混合氣中與主流燃?xì)饣旌虾筮M(jìn)入高壓渦輪轉(zhuǎn)子膨脹做工，因此應(yīng)先

15、求出混合后的氣流參數(shù)，混合后總壓認(rèn)為等于混合前總壓。流入燃燒室的空氣流量為：W3 aWc (112)流出燃燒室的燃?xì)饬髁繛椋篧4W3aWfW3a (1f )Wc (112)(1f )流出高壓渦輪混合氣的燃?xì)饬髁繛椋篧4aWc (112)(1f )1Wc根據(jù)混合器能量平衡（圖3）：整合上述公式，有：13/20cpWc 1T3*cp'W4T4*cp'W4 aT4*a(112)(1f )cp'T4*c p 1T3*T4*acp'(1)(1 f )2018.0K121 P4*a P4*7.22* 105 Pa高壓渦輪后的氣流參數(shù)要根據(jù)高壓壓氣機(jī)和高壓渦輪的功率平衡來(lái)求：

16、cp'W4 a (T4*a T4*.5 )HpmcpWc (T3*T2*.2 )T4.5*T4a*c p (T3*T2*.2)(11835.5Kcp' (112f )1 Hpm根據(jù)高壓渦輪功求高壓渦輪落壓比：WHpt'*1c'p T4*aT4*.5cpT4a 1*' 1 *'HptHptT4a*-T4.*5'*1' 11.54Hpt*T4aHptP4*.5P4* /Hpt*7.2 * 105/1.544.67* 105 Pa8. 計(jì)算低壓渦輪出口總溫和總壓流入低壓渦輪混合器的燃?xì)饬髁繛椋篧4.5Wc (112 )(1f )1Wc流

17、出低壓渦輪混合器的燃?xì)饬髁繛椋篧4c Wc(11 2 )(1 f ) 1 2 根據(jù)低壓混合器能量平衡（圖4），有：14/20低壓渦輪后的氣流參數(shù)要根據(jù)低壓壓氣機(jī)和低壓渦輪的功率平衡來(lái)求：*(112)(1f )1 cp'T4.5*2c pT3*KT4 ccp' (1)(1f ) 12 1770.212P4*cP4*.54.67* 105 Pa根據(jù)低壓渦輪功求低壓渦輪落壓比：NLptWc(112)(1f )12 c'p (T4*cT5* )N Lpc WcC p (T22*T2* )CT0(1 )mpcp (T2*.2T2* )cT 0(1)T5*T4*cmp1171.7

18、K)(1f )2 cp'(1 121LpmWLptsWLpt*LptWLpts'*1' T4*cT5*c pT4 c1* 1c p*LptLptT4c*- T5*'*1' 14.84Lpt*T4cLptP5*P4*c /Lpt*4.67 * 105 / 4.840.97 * 105 Pa計(jì)算尾噴管出口總溫和總壓及排氣速度P9*e P5*1* 0.85* 1050.97 * 105 PaP9P00.472 * 105 paT9*T 5* 1171.7KP0/PP9* =0.472/0.97*10 5 =0.48<0.540415/20即尾噴管處于超臨

19、界狀態(tài) ,有：2* 1.33* R* T9* 1.33 * 287* 1171.7a92619.6 m/s11.332.33V9= a9 =619.6 m/s1. 計(jì)算單位推力和燃油消耗率Fs=(112)(1f )12 ) * (V 9 V )6 * (V 9 _11V ) / 7=(1-0.05-0.05-0.01)*(1+0.0551)+0.05*2*(619.6-158.2）+6*(353.2-158.2)/7=272.8N3600 f (112)sfcB)0.085kg /( N h)Fs1 (1結(jié)果分析單位推力 Fs 與燃油消耗率 sfc 隨馬赫數(shù)的變化如下圖圖所示：16/20在亞音速范圍內(nèi)，單位推力Fs隨馬赫數(shù)Ma 的增大而逐漸減小，主要是因?yàn)? 截面與9_11 截面的速度在馬赫數(shù)增大的情況下變化緩慢，小于飛行速度的變化。隨著單位推力的減小，燃油流量必然增加。單位推力 Fs 與燃油消耗率 sfc 隨飛行高度 H的變化如下圖圖所示：在 11km 高度下，單位推力Fs隨飛行高度H 的減小而減小， 在飛行馬赫不變的情況下，9 截面與 9_11 截面的速度都降低了，單位推力Fs減小。在當(dāng)前的假設(shè)條件下，燃油消耗率是上升的。單位推力 Fs 與燃油消耗率 sfc 隨涵道比 B 的變化如下圖圖所示：17/20在大涵道比