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文檔簡(jiǎn)介

燃?xì)廨啓C(jī)熱力計(jì)算方法演示文稿當(dāng)前1頁,總共40頁。熱力計(jì)算------

根據(jù)給定的燃?xì)廨啓C(jī)工作過程參數(shù)和各個(gè)部件的效率(或損失系數(shù)),計(jì)算燃?xì)廨啓C(jī)各截面的氣體參數(shù)和性能參數(shù),然后根據(jù)所要達(dá)到的燃?xì)廨啓C(jī)功率或推力確定空氣流量或根據(jù)給定的空氣流量計(jì)算燃?xì)廨啓C(jī)功率或推力。為確定設(shè)計(jì)方案提供具體依據(jù)3-1熱力計(jì)算的目的當(dāng)前2頁,總共40頁。熱力計(jì)算用氣流的總參數(shù)當(dāng)前3頁,總共40頁。3-2等熵絕熱過程的計(jì)算方法熵的定義工質(zhì)經(jīng)等熵絕熱過程由狀態(tài)1到狀態(tài)2,對(duì)上式積分則等熵絕熱過程中,壓力p和溫度T之間的關(guān)系與定壓比熱Cp有關(guān)當(dāng)前4頁,總共40頁。工質(zhì)(空氣或燃?xì)猓┑谋葻犭S溫度和氣體成分而變化,因此,等熵絕熱過程中,溫度和壓力之間的關(guān)系比較復(fù)雜。在實(shí)際計(jì)算過程中,根據(jù)對(duì)比熱的不同處理方法,產(chǎn)生了幾種不同的計(jì)算方法。當(dāng)前5頁,總共40頁。將燃?xì)廨啓C(jī)各部分的比熱和比熱比分別看作是固定不變的空氣在壓氣機(jī)內(nèi)的壓縮過程中

k=1.4,Cp=1005J/(kg?K)燃?xì)庠跍u輪內(nèi)的膨脹過程中

k’=1.33,Cp’=1156J/(kg?K)1.分段定比熱法當(dāng)前6頁,總共40頁。各部分等熵絕熱過程的比熱和比熱比為常數(shù)則變?yōu)椋旱褥亟^熱過程方程:或計(jì)算方法簡(jiǎn)單,但計(jì)算精度較差當(dāng)前7頁,總共40頁。2.分段平均比熱法取工質(zhì)經(jīng)過某一等熵絕熱過程始末狀態(tài)的比熱的平均值作為該過程的比熱。等熵絕熱過程的方程同上。這種方法比分段定比熱的計(jì)算方法準(zhǔn)確,但仍是一種近似方法。在大多數(shù)情況下,由于過程始末狀態(tài)的溫度事先不知道,因此在第一遍計(jì)算時(shí),需要假設(shè)過程中的平均比熱,然后進(jìn)行迭代計(jì)算。

當(dāng)前8頁,總共40頁。3.變比熱法隨著計(jì)算機(jī)的日益普及,更為準(zhǔn)確的變比熱計(jì)算方法已經(jīng)得到廣泛的應(yīng)用。的值只與過程始末的溫度有關(guān)因此可以定義式中函數(shù)是工質(zhì)的狀態(tài)函數(shù),使溫度的單值函數(shù)。

當(dāng)前9頁,總共40頁。于是,為計(jì)算簡(jiǎn)單,將自然對(duì)數(shù)改為普通對(duì)數(shù):令為熵函數(shù)變比熱法中等熵絕熱過程的方程為:當(dāng)前10頁,總共40頁。為了利用該方法進(jìn)行計(jì)算,編制有相應(yīng)的空氣熱力性質(zhì)表,表中給出不同溫度下空氣的Cp,焓H和函數(shù)值。若已知等熵絕熱過程的壓比和初始狀態(tài)溫度,即可由熱力性質(zhì)表和等熵絕熱過程基本方程(1)求得末狀態(tài)溫度。(1)當(dāng)前11頁,總共40頁。燃?xì)獾挠?jì)算可采用下述修正公式:式中,腳標(biāo)t表示該參數(shù)為溫度的函數(shù),f為油氣比cp,t,h,t,,t為修正系數(shù),是溫度的函數(shù),可從熱力性質(zhì)表中查得。當(dāng)前12頁,總共40頁。3-3燃燒室油氣比的計(jì)算方法在熱力計(jì)算中,需要根據(jù)燃燒室的進(jìn)口溫度和出口溫度,燃燒效率b和燃料熱值Hu,計(jì)算油氣比f。燃燒室進(jìn)、出口參數(shù)分布當(dāng)前13頁,總共40頁。其中:,分別為進(jìn)入燃燒室的空氣流量和燃料流量;,,分別為燃燒室進(jìn)、出口和燃油進(jìn)口總溫;,,分別為單位質(zhì)量空氣、燃?xì)夂腿加退哂械撵手担?/p>

,分別為燃油燃燒效率和熱值。當(dāng)前14頁,總共40頁。根據(jù)能量守恒定律,燃燒室能量平衡關(guān)系式考慮油氣比得當(dāng)前15頁,總共40頁。燃燒室燃燒產(chǎn)物的比熱Cp,g是隨油氣比f而變化的,而燃?xì)獾撵手凳菧囟群捅葻岬暮瘮?shù)。利用(1)式計(jì)算油氣比,必須經(jīng)歷一個(gè)迭代過程。為避免求解油氣比f的迭代過程,采用等溫焓差法。(1)當(dāng)前16頁,總共40頁。等溫焓差法定義:一公斤燃油與L0公斤空氣完全燃燒所產(chǎn)生的純?nèi)細(xì)馀cL0公斤在同一溫度下的純空氣的焓差。推薦公式為:式中,b,Hu為燃燒效率和燃料熱值;,為溫度等于和時(shí)空氣焓值,查表求得;為溫度為時(shí)的等溫焓差(燃料成分一定時(shí)僅是溫度的函數(shù),可查表。當(dāng)前17頁,總共40頁。1.熱力計(jì)算時(shí)已知數(shù)據(jù)給定的周圍大氣條件或航空燃?xì)廨啓C(jī)的飛行狀態(tài):飛行高度和飛行馬赫數(shù)燃?xì)廨啓C(jī)的工作特性參數(shù):壓氣機(jī)總增壓比和渦輪前燃?xì)鉁囟雀鞑考男屎蛽p失系數(shù),包括進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù),壓氣機(jī)效率,渦輪效率,燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù),燃燒效率,尾噴管總壓恢復(fù)系數(shù)(或尾噴管速度系數(shù))3-4熱力計(jì)算的主要步驟當(dāng)前18頁,總共40頁。熱力計(jì)算求出的參數(shù)為:地面燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力渦輪輸出的比功或航空燃?xì)廨啓C(jī)的單位推力燃?xì)廨啓C(jī)的耗油率各主要截面的氣流參數(shù):總壓和總溫當(dāng)前19頁,總共40頁。

燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功和熱效率隨增壓比和加熱比的變化關(guān)系:當(dāng)加熱比一定時(shí),有使比功達(dá)最大值的最佳增壓比和使熱效率達(dá)最大值的最經(jīng)濟(jì)增壓比。當(dāng)增壓比一定時(shí),加熱比增加,比功和熱效率同時(shí)單調(diào)增加。上述分析原則上適用于航空燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)參數(shù)的選擇,但須考慮兩個(gè)問題。當(dāng)前20頁,總共40頁。需考慮的兩個(gè)問題

問題一:飛行狀態(tài)對(duì)航空燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)選擇有影響隨飛行高度增加,周圍大氣溫度降低。在給定渦輪前燃?xì)鉁囟鹊臈l件下,加熱比將隨飛行高度的增加而增加;當(dāng)前21頁,總共40頁。

問題一:飛行狀態(tài)對(duì)航空燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)選擇有影響發(fā)動(dòng)機(jī)的壓縮過程應(yīng)該包括氣流在進(jìn)氣道中的減速增壓和在壓氣機(jī)中的加功增壓兩部分。進(jìn)氣道中的增壓比為:

隨著飛行馬赫數(shù)的增加,氣流通過進(jìn)氣道的增壓比增大,如果選定的總增壓比已經(jīng)確定,那么對(duì)應(yīng)高馬赫數(shù)飛行的飛機(jī)就應(yīng)該選用較低的壓氣機(jī)增壓比。為進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)當(dāng)前22頁,總共40頁。需考慮的兩個(gè)問題

問題二:參數(shù)的選擇由單位推力和耗油率來決定設(shè)計(jì)參數(shù)----渦輪前燃?xì)鉁囟群蛪簹鈾C(jī)增壓比可根據(jù)使單位推力大而耗油率低的原則確定,但二者都與飛機(jī)的飛行狀態(tài)有關(guān)。在某一飛行狀態(tài)下,按最佳增壓比設(shè)計(jì)的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī),在其它飛行狀態(tài)時(shí),壓氣機(jī)增壓比的變化不會(huì)符合最佳增壓比值的變化要求。通常選擇飛機(jī)常用的巡航飛行狀態(tài)或地面靜止?fàn)顟B(tài)作為選擇設(shè)計(jì)循環(huán)參數(shù)的飛行狀態(tài)。當(dāng)前23頁,總共40頁。2.燃?xì)廨啓C(jī)熱力計(jì)算步驟進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)和的計(jì)算根據(jù)燃?xì)廨啓C(jī)安裝地點(diǎn)的高度,從國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表查得該高度的大氣溫度和大氣壓力若是航空燃?xì)廨啓C(jī),再根據(jù)給定的飛行馬赫數(shù)算出進(jìn)氣道進(jìn)口的總溫和總壓:進(jìn)氣道出口參數(shù)為:當(dāng)前24頁,總共40頁。進(jìn)氣道出口參數(shù):航空燃?xì)廨啓C(jī)亞音速進(jìn)氣道超音速進(jìn)氣道地面燃?xì)廨啓C(jī)當(dāng)前25頁,總共40頁。壓氣機(jī)出口氣流參數(shù)和及比功的計(jì)算進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)和就是壓氣機(jī)進(jìn)口氣流參數(shù)。根據(jù)選定的壓氣機(jī)增壓比,計(jì)算壓氣機(jī)出口總壓。渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵發(fā)動(dòng)機(jī):

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇:當(dāng)前26頁,總共40頁。壓氣機(jī)出口氣流參數(shù)和及比功的計(jì)算由壓氣機(jī)進(jìn)口總溫查得和,等熵過程有:和求出后,查表得,,和。壓氣機(jī)比功等于空氣通過壓氣機(jī)的實(shí)際焓增:(對(duì)風(fēng)扇)當(dāng)前27頁,總共40頁。壓氣機(jī)出口氣流參數(shù)和及比功的計(jì)算

壓氣機(jī)比功等于空氣通過壓氣機(jī)的實(shí)際焓增:軸流壓氣機(jī):離心壓氣機(jī):壓氣機(jī)出口總焓值查表求出壓氣機(jī)出口總溫和。當(dāng)前28頁,總共40頁。燃燒室出口氣流參數(shù)的計(jì)算

燃燒室出口,即渦輪前燃?xì)鉁囟仁墙o定的。燃?xì)鉁囟龋汉娇杖細(xì)廨啓C(jī):燃燒室出口壓力:燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù):當(dāng)前29頁,總共40頁。油氣比的計(jì)算

已知燃燒室進(jìn)、出口總溫和,燃燒效率和燃油熱值,就可算出油氣比。

式中:和是與和對(duì)應(yīng)的空氣熱焓,查表求得;是時(shí)的等溫焓差,查表求得;是燃燒效率,設(shè)計(jì)狀態(tài)下當(dāng)前30頁,總共40頁。燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計(jì)算

壓氣機(jī)功率與渦輪功率相等:渦噴發(fā)動(dòng)機(jī):渦扇發(fā)動(dòng)機(jī):式中:為冷卻空氣量,用于冷卻渦輪等熱部件為機(jī)械效率,一般為0.99當(dāng)前31頁,總共40頁。燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計(jì)算

渦噴發(fā)動(dòng)機(jī):

渦扇發(fā)動(dòng)機(jī):

式中:每公斤空氣中(內(nèi)涵)引出的冷卻空氣量,稱冷卻空氣系數(shù)則渦輪比功為則渦輪比功為當(dāng)前32頁,總共40頁。燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計(jì)算

渦輪比功等于渦輪中實(shí)際總焓降:渦輪出口總焓為由查表得;由查表得。渦輪效率為渦輪出口理想總焓為

單級(jí)渦輪效率0.88~0.91;多級(jí)渦輪效率0.89~0.94當(dāng)前33頁,總共40頁。燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計(jì)算

由查表得;由查表得,繼而查表得。渦輪的膨脹比為渦輪出口總壓當(dāng)前34頁,總共40頁。地面燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力渦輪比功,輸出功率及其出口氣流參數(shù)和的計(jì)算

動(dòng)力渦輪出口有排氣裝置和消音裝置,因此動(dòng)力渦輪出口背壓略大于外界大氣壓力:式中:為排氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù),。動(dòng)力渦輪膨脹比:由查表得和。動(dòng)力渦輪出口理想熵函數(shù):由和油氣比f可求,查表得。當(dāng)前35頁,總共40頁。地面燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力渦輪比功,輸出功率及其出口氣流參數(shù)和的計(jì)算

渦輪效率為渦輪實(shí)際焓降與等熵絕熱膨脹焓降之比:

動(dòng)力渦輪比功等于實(shí)際焓降:動(dòng)力渦輪出口總焓值:由和油氣比f

,查表迭代求得動(dòng)力渦輪出口總溫。當(dāng)前36頁,總共40頁。航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算

尾噴管的出口總壓:式中:為尾噴管的總壓恢復(fù)系數(shù),。假設(shè)燃?xì)庠谖矅姽苤辛鲃?dòng)時(shí),與外界沒有熱交換:根據(jù)尾噴管出口總溫和總壓以及大氣壓力,查表求得尾噴管出口截面上的速度系數(shù)。收斂型尾噴管當(dāng)前37頁,總共40頁。航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算

尾噴管出口流量:式中:為氣動(dòng)函數(shù),由氣動(dòng)參數(shù)表查得;而。單位空氣流量所需要的尾噴口截面積:對(duì)燃?xì)猓簁=1.33,R=288J/(kg?K)則當(dāng)前38頁,總共40頁。航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算

推力:式中:f=0.014~

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