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PAGE  PAGE 21 民用航空燃气涡轮发动机原理 课程设计 —燃气涡轮发动机热力计算 姓名：覃颖翔 学号：110141423 班级：110141D 指导老师：曲春刚 时间：2013.12. 计算及说明结果热力计算的目的 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，计算发动机各截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： 给定飞行条件和大气条件：飞行高度H马赫数Ma0，大气温度和压力。 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。 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。  计算及说明结果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。 只有先经过设计点的热力计算，确定发动机特征尺寸后才能进行非设计点的热力计算以确定非设计点的性能。 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。  计算及说明结果单轴涡喷发动机热力计算 计算采用定比热容计算。 1.已知条件 （1）发动机飞行条件 H＝0; Ma0＝0； T0= 288.15 K; P0=101325Pa; （2）通过发动机的空气流量 qm=60kg/s （3）发动机的工作参数 =9; =1100 K （4）各部件效率及损失系数 =1.0; =0.8; =0.9; b=0.98; =0.88; =0.03; =0.98; =0.95; 2、计算步骤 （1）计算进气道出口的气流参数  计算及说明结果; （2）计算压气机出口的气流参数 Wc= Cp(T2*-T1*)=CPT1*() ； （3）计算燃烧室出口气流参数 （4）计算一千克空??的供油量（油气比） 已知燃烧室进口处的总温和出口处的总温及燃烧室的放热系数，则可以求出加给1kg空气的供油量f. T2*=603K ; T3*=1100K 得：  计算及说明结果 =(L0+1)a=1h3,g*-L0h3,a* 其中：，、通过表格插值得到,计算得到。 计算涡轮出口气流参数 由 Nc=NT* 由 （6）计算喷管出口气流参数  计算及说明结果判别喷管所处的工作状态 故喷管处于超临界状态； ’=1.33 （7）推力和单位推力的计算  计算及结果说明 （8）燃油消耗率的计算  计算及结果说明三．分别排气涡扇发动机设计点热力计算 1.定比热容计算的基本假设 发动机设计的方案研究阶段。分别排气定比热容计算 简化假设如下： 气流是完全（理想）气体，流经每一部件时是定常的和一维的。不考虑散热损失以及气流与壁面的摩擦。 气流流经进气道、风扇、压气机、涡轮、尾喷管时具有各自恒定不变的定压比热容cp、定容比热容cv和定熵指数。 气流流过燃烧室时cv、cp和值以及气体常数R值变化。 风扇由低压涡轮驱动，此涡轮也为附件提供机械功率CT0 外涵道的流动是等熵的。 2.截面符号 见图11-6所示 计算及结果说明 图 3.给定的工作参数 （1）设计点飞行条件 空气流量 飞行=0.85 飞行高度=10km （2）发动机工作过程参数 涵道比=4.0 风扇增压比=3.8 高压压气机增压比=5 燃烧室出口总温=1800K （3）预计部件效率或损失系数 进气道总压恢复系数 =0.97 燃烧室总压恢复系数=0.97 外涵气流总压恢复系数=0.97 混合室总压恢复系数=0.98 计算及结果说明尾喷管总压恢复系数=0.97 风扇绝热效率 =0.88 高压压气机效率 =0.9 燃烧放热系数=0.98