航空发动机多学科综合优化设计

航空发动机多学科综合优化设计2015年气动热力计算目的1设计点气动热力计算2涡轮喷气发动机总体结构3Gasturbo软件使用介绍4内容提纲航空发动机设计点给定的飞行和大气条件（飞行高度、飞行马赫数，及大气温度、压力和湿度），并在此条件下选定满足单位性能参数要求（如单位推力和单位耗油率等）气动热力计算目的涡轮喷气发动机航空发动机设计点计算目的和作用设计点热力计算目的：选定的发动机工作过程参数和部件效率或损失系数，计算发动机各主要截面的气流参数，获得发动机在设计点的主要性能参数，并核查其是否满足设计需求以分析是否需调整某些设计参数。发动机简要设计的主导线索，具体作用：（1）完成设计点的热力计算之后，可望初步确定满足飞行任务要求的发动机设计参数选择的大致范围。（2）进行了设计点的热力计算、确定了发动机的大体方案后才能进行发动机的非设计点热力计算，以确定发动机非设计点的性能。气动热力计算目的涡喷发动机发动机各特征截面涡喷发动机各部件进出口截面常作为气动热力计算的特征截面设计点气动热力计算1，涡喷发动机进气道计算依据给定飞行高度H，马赫数Ｍ0，计算来流总温、总压，进而估计进气道出口参数：设计点气动热力计算*20001(1M)2kTT1**210001(1M)2kkiikPPP**01TT进气道总压恢复系数σ的大小取决于进气道的型式及飞行速度。当在亚声速或低超音速飞行、且进气道长度弯度不大时接近1。接近于１2，涡喷发动机压气机计算设定压气机的增压比，考虑压缩损失（熵增）而估计压气机出口参数：压气机单位功压气机出口气流的总温和总压：设计点气动热力计算一定压比的轴流式压气机效率是重要参数：一般情况下，轴流式压气机的效率在0.78～0.85范围之内，离心式或混合式压气机的效率在0.75至0.80范围内。接近于１1*****211(TT)T(1)/kkkppkkWCC***21TTTk***21kPP3，涡喷发动机燃烧室计算设定燃烧室出口气流总温，考虑一定的燃烧效率和流阻损失可估计燃烧室出口参数：燃烧室出口燃气压力燃烧室中加给每千克空气的燃油量ｆ设计点气动热力计算燃烧室总压恢复系数一般在0.9～0.96；燃烧效率系数通常为0.97～0.99；燃料热值，航空煤油为42900千焦耳／千克。接近于１**32bPP**32**32aabahhfHHh4，涡喷发动机涡轮计算根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做功效率可估计涡轮出口参数：涡轮出口燃气流量由压气机与涡轮功率平衡，得设计点气动热力计算接近于１(1f)qmgmaq(1f)qmakmatmqWW**'**2134(TT)(1f)(TT)ppmCC**'(1f)pktpmCTTC机械效率（含传动附件所消耗的功率），其值一般为0.99。4，涡喷发动机涡轮计算根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做功效率可估计涡轮出口参数：涡轮出口温度和压力设计点气动热力计算一般情况下，单级涡轮效率在0.88～0.91范围内，多级涡轮效率在0.89～0.94范围内。接近于１'''*'**31*1(1)tptptkktWCTCT***43tTTT''**1**3[1]ktkttTT**34*tPP5，涡喷发动机喷管计算假设燃气在尾喷管中流动时与固壁近似绝热，可估计涡轮出口参数：喷管出口温度和压力设计点气动热力计算一般情况下喷管的总压恢复系数为0.96～0.99；也常用速度系数来估计气流在喷管中的损失，一般为0.97～0.99。接近于１**94TT**94ePP1*094*42[1()kkpePCCTP涡喷发动机单位推力单位推力是单位质量流量气流所产生的推力代入设计点气动热力计算接近于１90990mgmasmamamaqCqCAPPFFqqq99090(PP)11smgAFfCCfq9999999mgPqACACRT090999111sCRTPFfCfCP涡喷发动机单位推力燃气在喷管中完全膨胀，则单位推力当发动机在地面工作时，单位推力的公式可简化为：设计点气动热力计算接近于１901sFfCC91sFfC涡喷发动机耗油率按耗油率的定义，有引入单位推力，则耗油率计算式为设计点气动热力计算接近于１3600mfqSFCF3600sfSFCF