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m3.设计点飞行条件4.部件效率和损失系数三.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B opt，使sfc达到最小值，而T t4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B opt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T t4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T t4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T t4=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T t4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T t4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：00kRT a =气流速度：000Ma a C ⨯=空气密度：T ） / 273.15（x ）p /（p 1.293=0⨯ρ 3m /kg 365.0=ρ则流量：s /kg 200A C A C W 0000≈⨯⨯⨯⨯==RT P ρ (风扇直径取1.7~1.8)pa 10364.0a 21-k 151-k k 20*0⨯=+=）（M P Pk 43.244a 21-k 120*0=+=）（M T T (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*2T T = (3) .风扇出口截面参数总压：cl *2*'2π⨯=P P (πCL:风扇增压比)根据1k **-=k p p T T 得到 ⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=cl k 1-k cl *2*'211η－πT T故每经过风扇1kg 空气所消耗功为：()**'22T T Cp CL L -= (4) .增压级出口参数 总压：cm *'2'*'2π⨯=P P总温：⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=cm k 1-k cm *'2'*'211η－πT T增压级每千克空气所消耗的功为：()*'2'*'2M T T Cp C L -= (5) .高压压气机出口参数a 510×336.0*0i *2P P P ==σ高压压气机出口总压近似等于风扇出口总压，则总压：H P P C '*'2*3π⨯= （πCH: 高压压气机增压比）+总温：⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛+=ch k 1-k ch *2*311''η－πT T流量：B1W W 3a +=故压气机压缩1kg 空气所消耗功为：()'*'2*3T T Cp CH L -= (6) .主燃烧室出口参数燃烧室的油气比为：*4*3*43T H T T w w f Cpg u b Cp Cpg a f --==η则：fW = W 3a f ⨯总压为：b P P σ⨯=*3*4流量：()()[]121a 34f 11δδδβ++---⨯=W W a(7) .高压涡轮出口参数mH45. pg.*'2*23p *a4*45W W .ηC T T C T T）（--=()()[]1213a 4a 45f 11W W W δδδβ++---⨯==()()()()[]121*4pg *31p 214a4m1f 11T C T C f 11**δδδβδδδβτ++---++---==T Tm1*4*a 4.τT T = *4*a 4P P =()()[]*4121*2*3a 454f 11''Cp 1**a pg mH T C T T T T ηδδδβ++-----=）（则高压涡轮出口总压为：g1-k g a 454154a 4TH TH **1*P *P k T T --⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-==η）（π所以：TH π.*P *P a 454=(8) .低压涡轮出口参数总压相等，则：*45*4c P P =流量：()()[]21213a f 11W W4c δδδδβ+++---⨯=因为：()()()()[]2121*45pg *3p 1p 2145c 4m2f 11T C T C C f 11**δδδδβδδδβτ+=++---++---=T T则：*45m2*c 4T T ⨯=τ因为：()()()[]*42121*2'*'2T0*2*'2c 45f 11'Cp 1Cp 1**c mp mlCpgT T T B C T T T T ηδδδδβη+=++----++⎥⎦⎤⎢⎣⎡+--）（）（则：*c 4c 45*5**T T T T ⨯=落压比：gg TL **1-k c 4515c 4TL 1*P *P k T T --⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-==η）（π出口总压：L*c 45P *P T π= 空气流量：c45W W =(9) . 尾喷管出口参数马赫数：⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡-⎪⎭⎫⎝⎛-=1P *P 1223.0999g a k M其中：9P P =总温：**59T T =总压：eσ⨯=*P *P 59静温：129g 9921k 1*-⎪⎭⎫⎝⎛-+=Ma T T尾喷管出口声速：99RT k a g =尾喷管出口速度：999M a C a ⨯= 内涵道流量：()211B1f1W Wn δδβ---++⨯=⨯(10).外涵道出口参数总温：*'*'29T T = 总压：e 29*'P *'σ⨯=P静温：1299Ma 21k 1*''-⎪⎭⎫⎝⎛-+=T T外涵声速：'9kRT a =外外涵马赫数：⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡-⎪⎭⎫⎝⎛-=1P *'P 1k 2Ma 23.0'99外 外涵出口速度：外外a M a C ''9= 外涵流量：）（B1BW W w +⨯= (11).发动机性能参数发动机单位推力：()()[]BC B BC ++-++++---=+=1)1('''C f 11W W FF 0992121w 3a s δδδδβ发动机耗油率：)1()1(3600360021B Fs f F w sfc s f +---==δδβ发动机推力：s 200F d C RTP π=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）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。