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航空发动机气动热力学模型
LT
航空发动机气动热力学模型
建模对象为双轴混合排气加力式涡轮风扇
发动机，其主要部件为：进气道、风扇、压气机、
燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管。
由于航空发动机气动热力学系统十分复杂，
在建立其非线性数学模型是做以下假设
（1）高温燃气流与航空发动机结构部件之
间的非定常热交换；
（2）气体在航空发动机中的流动按准一元
流动。
1.进气道
计算高度为H（km）的大气压力pH和温度
T,当时，
H
2
当时，
式中是指高度为11km的大气压力，
。
发动机进口总压、总温以及飞行速度
分别为
式中——进气道总压恢复系数，
；
——飞行马赫数；
3
——当地声速；
——空气绝热指数，。
2.风扇
设风扇内、外涵道增压比及效率相同，即
，，风扇的已知特性可表示为
4
5
6
当高压压气机抽取冷空气冷却高、低压涡轮时，
高压压气机的出口流量应做修正。
设从高压压气机抽取的冷却空气量
式中，为高压压气机抽气量系数，常
数或。抽取冷却空气后，高压压
起机出口空气流量
抽出空气的总温由下式估算
式中，为抽气系数，取决于抽气系数结构的
参数。
4.燃烧室
燃烧室特性用表征燃烧室性能的参数即燃
7
烧效率和燃烧总压恢复系数表示为
式中，——燃烧室内混合气余气系数；
——燃烧室气流速度；
——燃烧室加热比。
供给燃烧室的燃油流量随时间的变化规律
为
燃烧室内混合气余气系数
式中，为完全燃烧所需的理论空气量，
。
根据及查燃烧室特性就可得
，再根据燃烧室的能量平衡，可以计算。
8
其能量平衡方程为
式中，——进入燃烧室的燃油温度；
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