北航航空发动机原理3大作业

航空发动机原理Ⅲ大作业—发动机设计点热力计算学院能源与动力工程学院一.设计要求1.完成一台发动机的设计点热力计算1）完成发动机循环参数的选取2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取3）说明以上参数选取的具体理由和依据4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量总）完成发动机各部件进出口截面参数（流量、总温、总压）的计算5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差并满足给定的要求（误差±2%）2.题目：分排涡扇发动机，高度11km，马赫数0.8，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率耗油率0.6kg/（daN.h）二.设计参数1.设计点参数设计点物性参数空气比热Cp：1.005KJ/Kg燃气比热Cpg：1.244KJ/Kg空气绝热指数k：1.4燃气绝热指数kg：1.33气体常数R：287J/Kg.K燃油低热值Hu:42900KJ/Kg2.发动机参数（资料参考）发动机型号涵道比总压比巡航耗油率空气流量风扇直径mV25005.8360.5863571.613PW40006.446.40.55412002.87GE90-85B8.3370.55314153.123.设计点飞行条件设计点飞行参数飞行高度：H=11km飞行马赫数：Ma0=0.8标准大气温度（11Km）T0：216.7K标准大气压强（11Km）：227004.部件效率和损失系数部件效率和损失系数（近似值）进气道总压恢复系数：σi=0.97风扇绝热效率：ηCL=0.87增压级效率：ηCH=0.88高压压气机效率：ηCH=0.88主燃烧室效率：ηb=0.98主燃总压恢复系数：σb=0.98高压涡轮效率：ηTH=0.89低压涡轮效率：ηTL=0.91尾喷管总压恢复系数：σe=0.98高压轴机械效率：ηmH=0.98低压轴机械效率：ηmL=0.98高压涡轮相对冷气量：δ1=7%低压涡轮相对冷气量：δ2=1%飞机引气量：β=1%相对功率提取效率：𝜼𝒎𝒑=𝟎.𝟗𝟖相对功率提取系数：CT0=3三.循环参数的初步选取范围1.涵道比随着涵道比B的增加，当单位推力一定时，存在最佳涵道比Bopt，使sfc达到最小值，而Tt4随涵道比单调增加，因此B过大或者过小会使sfc达不到要求，且B过大会使涡轮前温度超温，当单位推力较小时，sfc随B的变化曲线在Bopt附近较为平坦，因此减小B，并不严重增加sfc，但可使涡轮前总温Tt4显著降低。根据资料查得的发动机参数，初始可取涵道比B=6~12。2.涡轮前温度𝐓𝐭𝟒根据现有涡轮材料和冷却技术水平，涡轮前温度最高能达到2200K，且在亚声速飞行时，涡轮前温度过高会使耗油率增加。根据现有发动机参数，选取涡轮前温度Tt4=1500~1650𝐾。3.风扇增压比风扇增压比一般随涵道比增加而降低，对于涵道比为B=6~10的涡扇发动机，一般取πcL=1.4~1.8。4.总增压比π在给定涡轮前温度Tt4前提下，存在使单位推力达到最大值的最佳增压比πc,opt，且πc,opt随涡轮前温度Tt4提高而增大；存在使耗油率达到最小值的压气机最经济增压比πc,ec。根据现有发动机水平，初步选区增压比为πc=45~55。四.设计计算1.发动机各截面参数计算(1).进气道进口截面参数声速：00kRTa气流速度：000MaaC空气密度：T）/273.15（x）p/（p1.293=03m/kg365.0则流量：s/kg200ACACW0000RTP(风扇直径取1.7~1.8)pa10364.0a21-k151-kk20*0）（MPPk43.244a21-k120*0）（MTT(2).进气道出口（风扇进口）截面参数进气道总压恢复系数：σi=0.97则*0*2TT(3).风扇出口截面参数总压：cl*2*'2πPP(πCL:风扇增压比)根据1k**kppTT得到clk1-kcl*2*'211－πTT故每经过风扇1kg空气所消耗功为：**'22TTCpCLL(4).增压级出口参数总压：cm*'2'*'2πPP总温：cmk1-kcm*'2'*'211－πTT增压级每千克空气所消耗的功为：*'2'*'2MTTCpCL(5).高压压气机出口参数a510×336.0*0i*2PPP高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压，则总压：HPPC'*'2*3π（πCH:高压压气机增压比）+总温：chk1-kch*2*311''－πTT流量：B1WW3a故压气机压缩1kg空气所消耗功为：'*'2*3TTCpCHL(6).主燃烧室出口参数燃烧室的油气比为：*4*3*43THTTwwfCpgubCpCpgaf则：fW=W3af总压为：bPP*3*4流量：121a34f11WWa(7).高压涡轮出口参数mH45.pg.*'2*23p*a4*45WW.CTTCTT）（1213a4a45f11121*4pg*31p214a4m1f11TCTCf11**TTm1*4*a4.TT*4*a4PP*4121*2*3a454f11''Cp1**apgmHTCTTTT）（则高压涡轮出口总压为：g1-kga454154a4THTH**1*P*PkTT）（π所以：THπ.*P*Pa454(8).低压涡轮出口参数总压相等，则：*45*4cPP流量：21213af11WW4c因为：2121*45pg*3p1p2145c4m2f11TCTCCf11**TT则：*45m2*c4TT因为：*42121*2'*'2T0*2*'2c45f11'Cp1Cp1**cmpmlCpgTTTBCTTTT）（）（则：*c4c45*5**TTTT落压比：ggTL**1-kc4515c4TL1*P*PkTT）（π出口总压：L*c45P*PT空气流量：c45WW(9).尾喷管出口参数马赫数：1P*P1223.0999gakM其中：09PP总温：**59TT总压：e*P*P59静温：129g9921k1*MaTT尾喷管出口声速：99RTkag尾喷管出口速度：999MaCa内涵道流量：211B1f1WWn(10).外涵道出口参数总温：*'*'29TT总压：e29*'P*'P静温：1299Ma21k1*''TT外涵声速：'9kRTa外外涵马赫数：1P*'P1k2Ma23.0'99外外涵出口速度：外外aMaC''9外涵流量：）（B1B(11).发动机性能参数发动机单位推力：BCBBC1)1('''Cf11WWFF0992121w3as发动机耗油率：)1()1(3600360021BFsfFwsfcsf发动机推力：s200FdCRTPF三.截面参数计算1.Python计算选取参数2.Excel计算（为最终循环参数的选取）进气道总压恢复系数σi0.97ηCl0.87ηCm0.88ηCh0.88主燃烧效率ηb0.98主燃烧室总压恢复系数σb0.98高压涡轮效率ηTH0.89低压涡轮效率ηTL0.91尾喷管总压恢复系数σe0.98高压轴机械效率ηmH0.98低压轴机械效率ηmL0.98相对功率提取系数CT03空气的定压比热容Cp1005空气的比热比k1.4燃气定压比热容Cpg1244燃气比热比Kg1.33燃油低热值Hu42900高压涡轮相对冷却气量δ10.07低压涡轮相对冷却气量δ20.01飞机相对引气量β0.01相对功率提取效率ηmp0.98涵道比B12风扇增压比πcl1.5增压级增压比πcm3高压压气机增压比πch9总增压比40.5燃烧室出口总温Tt41565风扇直径d1.75进气道进口静温T0216.7进气道进口静压P022700进口声速a0295.107进口速度c0236进口总温Tt0244.44进口总压Pt034602.5出口总温Tt2244.44出口总压Pt233564.425进气道流量W207.1439447风扇出口总温Tt2'278.9493823风扇出口总压Pt2'50346.6375风扇每千克空气所消耗的功Lcl34681.92921风扇出口流量W22207.1439447中压压气机出口总温Tt2''395.8349131中压压气机出口总压Pt2''151039.9125中压压气机每千克空气所消耗的功Lcm117469.9584增压级出口流量W2315.93414959高压压气机出口总压Pt31359359.213高压压气机出口总温Tt3788.7208581压气机每千克空气消耗的功Lch394850.3748高压压气机出口流量w315.93414959燃烧室油气比f0.02878642燃烧室出口总压Pt41332172.028燃烧室出口总温Tt41565燃烧室出口流量W414.91748141高压涡轮转子进口总压Pt4a1332172.028高压涡轮转子进口总温Tt4a1500.453215高压涡轮进口流量W4a16.03287188高压涡轮出口总温Tt451178.566045高压涡轮落压比πth3.039182966高压涡轮出口总压Pt45438332.2897高压涡轮出口流量W4516.03287188低压涡轮导向器出口与进口总温比Tt4c/Tt4.50.995479695低压涡轮进口总温Tt4c1173.238567低压涡轮进口总压Pt4c438332.2897低压涡轮进口流量W4c16.19221338低压涡轮出口总温与进口总温比Tt5/Tt4c0.662182856低压涡轮出口总温Tt5776.8984652低压涡轮落压比πtl6.488323025低压涡轮出口总压Pt567557.10035低压涡轮出口流量W516.19221338内涵尾喷口总温Tt9776.8984652内涵尾喷口总压Pt966205.95834内涵尾喷管出口马赫数Man1.357804315内涵尾喷管出口截面静温T9595.6899551内涵尾喷管出口声速a9476.8944839内涵尾喷管出口速度c9647.529388内涵尾喷管流量Wn16.19221338外涵尾喷口总温Tt9'278.9493823外涵尾喷口总压Pt9'49339.70475外涵尾喷管出口马赫数Maw1.114326226外涵尾喷管出口截面静温T9'223.4554346外涵尾喷管出口声速a9'299.6717602外涵尾喷管出口速度c9'333.9321015外涵流量Ww191.2097951发动机单位推力Fs122.8616739发动机推力daNF2545.537235耗油率daNsfc0.5904345593.地毯图四.作业总结起初对于题目要求的理解出现了一些错误，认为目的是检索得到最佳循环参数，但随着编程的进一步深入才发现需要进行大量的数据重复计算与比较，Python数据统计起来有很多不便，最终选择了Excel进行了数据处理。在这两个多星期的过程犯了很多小错误，推翻从头来过几次。但是在不断的摸索中，我也学习会了很多。参考文献：［1］《航空发动机原理》王云.北航出版社［2］《气体动力学基础》潘锦珊单鹏.国防工业出版社［3］《航空发动机原理》廉莜纯吴虎.