北航航空发动机原理3大作业.docx
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北航航空发动机原理3大作业
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/Kg
2.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m
V2500
5.8
36
0.586
357
1.613
PW4000
6.4
46.4
0.554
1200
2.87
GE90-85B
8.3
37
0.553
1415
3.12
3.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):
22700
4.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:
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,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
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。
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。
4.总增压比π
在给定涡轮前温度前提下,存在使单位推力达到最大值的最佳增压比,且随涡轮前温度提高而增大;存在使耗油率达到最小值的压气机最经济增压比。
根据现有发动机水平,初步选区增压比为。
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:
气流速度:
空气密度:
则流量:
(风扇直径取1.7~1.8)
(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
(3).风扇出口截面参数
总压:
(πCL:
风扇增压比)
根据得到
故每经过风扇1kg空气所消耗功为:
(4).增压级出口参数
总压:
总温:
增压级每千克空气所消耗的功为:
(5).高压压气机出口参数
高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压,则
总压:
(πCH:
高压压气机增压比)+
总温:
流量:
故压气机压缩1kg空气所消耗功为:
(6).主燃烧室出口参数
燃烧室的油气比为:
则:
总压为:
流量:
(7).高压涡轮出口参数
则高压涡轮出口总压为:
所以:
(8).低压涡轮出口参数
总压相等,则:
流量:
因为:
则:
因为:
则:
落压比:
出口总压:
空气流量:
(9).尾喷管出口参数
马赫数:
其中:
总温:
总压:
静温:
尾喷管出口声速:
尾喷管出口速度:
内涵道流量:
(10).外涵道出口参数
总温:
总压:
静温:
外涵声速:
外涵马赫数:
外涵出口速度:
外涵流量:
(11).发动机性能参数
发动机单位推力:
发动机耗油率:
发动机推力:
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σi
0.97
ηCl
0.87
ηCm
0.88
ηCh
0.88
主燃烧效率ηb
0.98
主燃烧室总压恢复系数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
相对功率提取系数CT0
3
空气的定压比热容Cp
1005
空气的比热比k
1.4
燃气定压比热容Cpg
1244
燃气比热比Kg
1.33
燃油低热值Hu
42900
高压涡轮相对冷却气量δ1
0.07
低压涡轮相对冷却气量δ2
0.01
飞机相对引气量β
0.01
相对功率提取效率ηmp
0.98
涵道比B
12
风扇增压比πcl
1.5
增压级增压比πcm
3
高压压气机增压比πch
9
总增压比
40.5
燃烧室出口总温Tt4
1565
风扇直径d
1.75
进气道进口静温T0
216.7
进气道进口静压P0
22700
进口声速a0
295.107
进口速度c0
236
进口总温Tt0
244.44
进口总压Pt0
34602.5
出口总温Tt2
244.44
出口总压Pt2
33564.425
进气道流量W
207.1439447
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Lcl
34681.92921
风扇出口流量W22
207.1439447
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Lcm
117469.9584
增压级出口流量W23
15.93414959
高压压气机出口总压Pt3
1359359.213
高压压气机出口总温Tt3
788.7208581
压气机每千克空气消耗的功Lch
394850.3748
高压压气机出口流量w3
15.93414959
燃烧室油气比f
0.02878642
燃烧室出口总压Pt4
1332172.028
燃烧室出口总温Tt4
1565
燃烧室出口流量W4
14.91748141
高压涡轮转子进口总压Pt4a
1332172.028
高压涡轮转子进口总温Tt4a
1500.453215
高压涡轮进口流量W4a
16.03287188
高压涡轮出口总温Tt45
1178.566045
高压涡轮落压比πth
3.039182966
高压涡轮出口总压Pt45
438332.2897
高压涡轮出口流量W45
16.03287188
低压涡轮导向器出口与进口总温比Tt4c/Tt4.5
0.995479695
低压涡轮进口总温Tt4c
1173.238567
低压涡轮进口总压Pt4c
438332.2897
低压涡轮进口流量W4c
16.19221338
低压涡轮出口总温与进口总温比Tt5/Tt4c
0.662182856
低压涡轮出口总温Tt5
776.8984652
低压涡轮落压比πtl
6.488323025
低压涡轮出口总压Pt5
67557.10035
低压涡轮出口流量W5
16.19221338
内涵尾喷口总温Tt9
776.8984652
内涵尾喷口总压Pt9
66205.95834
内涵尾喷管出口马赫数Man
1.357804315
内涵尾喷管出口截面静温T9
595.6899551
内涵尾喷管出口声速a9
476.8944839
内涵尾喷管出口速度c9
647.529388
内涵尾喷管流量Wn
16.19221338
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Maw
1.114326226
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Ww
191.2097951
发动机单位推力Fs
122.8616739
发动机推力daNF
2545.537235
耗油率daNsfc
0.590434559
3.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.西北工业大学出版社
需要Excel和python私聊
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