（7）推力和单位推力的计算
7
计算及结果
说明
F A 5 p 0(
* p5 f(5 ) 1) 31302 N p0
Fs
F 522 N s / kg qm
（8）燃油消耗率的计算
sfc
3600 f(1 v col )
Fs
0.093 kg /(N h )
8
计算及结果 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： （1） 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。 （2） 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 。 （3） 气流流过燃烧室时 cv、cp 和 值以及气体常数 R 值变化。 （4） 风扇由低压涡轮驱动，此涡轮也为附件提供机 械功率 CT0 （5） 外涵道的流动是等熵的。 2.截面符号 见图 11-6 所示
1734 .4K
P4* P4* 7.566 * 10 5 Pa a
高压涡轮后的气流参数要根据高压压气机和高压涡 轮的功率平衡来求：
' c pW 4a(T 4* T 4* 5 ) Hpm c pW c(T3* T2* 2 ) a . .
T
* 4.5
T
* 4a

c p (T3* T2* 2 ) .
14
计算及结果
说明
根据高压混合器能量平衡：如图 11-4
图
' ' c pW c 1T3* c pW 4T 4* c pW 4aT 4* a
T 4* a
(1 1 2 )(1 f ) pT 4* c p 1T3* c'
' c p [(1 1 2 )(1 f ) 1 ]
*
结果
* *
610 kJ / kg , 1161 .07kJ / kg ,
* *
H 3 =(L0+1)a=1h3,g -L0h3,a
H 3 2931kJ / kg .
*
f b
h3*a h 2*a H u H 3* h 2*a

1161 .07 - 610 0.0139 0.97 * 42900 - 2931 610
) 643 K
高压压气机消耗功
W Hpc c p(T3* T2* 2 ) 1.005 (643 - 390 .1) 254 .3kJ / kg .
（5） 燃烧室出口总压和总温
T4* 1800 K
P4* b P3* 0.97 7.8 * 10 5 7.566 * 10 5 Pa
（2）计算压气机出口的气流参数
P2 c P1 911925 Pa;
* * *
Wc=
Wc , s
c*
1
*
c* 1 Cp(T2 -T1 )=CPT1 ( ) ； c*
* *
T 2 T1 (1
*
*
c
1 *
1
c
*
) 603 K ;
（3）计算燃烧室出口气流参数
（4） 高压压气机出口总压和总温
由高压压气机增压比 HPC =4.835 和效率 HPC 2 55 1.56 * 10 5 7.8 * 10 5 Pa . * Hpc
T3* T 2* 2(1 .
1
1
* Hpc
其中： h2a 、 h3a 通过表格插值得到, H 3* 计算得到。 ， （4） 计算涡轮出口气流参数 由 Nc=NT* m
WC WT (1 f Vcol ) m
c p (T2* T1* ) c 'p ' (T3* T4* )(1 f vcol ) m


T
* 4
W3a Wc (1 1 2 )
流
出
燃
烧
室
的
燃
气
流
量
W4 W3a W f W3a (1 f ) Wc (1 1 2 )(1 f )
流 出 高 压 涡 轮 混 合 器 的 燃 气 流 量
W4a Wc (1 1 2 )(1 f ) 1Wc
T0* T0(1
1
2
M a 0 ) 255 .4K
（2）进气道出口总压总温
P2* i P0* 0.97 * 10 5 Pa
T2* T0* 255 .4K
12
计算及结果 （3） 风扇出口总压和总温 由风扇增压比 LPC =3.5 和效率 LPC =0.86 计算
计算 1kg 空气的供油量，已知燃烧室进口处的总温
13
计算及结果 T3*和出口处的总温 T4* 及燃烧室的放热系数 b ， 根据燃 烧室能量平衡，可得
' c pT 4* c pT 3* Wf f 0.04 ' W 3a H u b c pT 4*
说明
（6） 高压涡轮出口总压和总温 冷却高压涡轮的空气从高压压气机出口引出，冷 却高压涡轮导向器，热力计算时假设冷却空气在 混合器中与主燃气混合后进入高压涡轮转子膨胀 作功，因此，应先求出混合后的气流参数，混合 后总压认为等于混合前总压。 流入燃烧室的空气流量为：
'
P4* P3* / T* 203184 Pa
（6）计算喷管出口气流参数
6
计算及说明 判别喷管所处的工作状态
P5* P* 203184 * b * e 4 * e * 0.95 1.91 Pb Pb 101325
1.91 1.85, 即
结果
P5* cr Pb
说明
9
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 q m 88kg/s 飞行 Ma0 =0.85 飞行高度 H =10km （2）发动机工作过程参数 涵道比 B =4.0 风扇增压比 LPC =3.8
*
高压压气机增压比 HPC =5
*
燃烧室出口总温 T4 =1800K （3）预计部件效率或损失系数 进气道总压恢复系数 i =0.97 燃烧室总压恢复系数 b =0.97
C p,g
= 1.224 kJ /(kg K )
气体常数 R =0.287 kJ/(kg*k) 燃油低热值 Hu = 42900 kJ /(kg) 相对功率提取系数 CT 0 = 3.0 kJ / kg 冷却高压涡轮 1 =5% 冷却低压涡轮 2 =5% 飞机引气 =1%
11
计算及结果 4.计算步骤 （1）0 截面的温度和压力 H=10km， T0=223.15K
P3 b P2 820732 .5Pa;
T3 1100 K ;
* * *
（4）计算一千克空气的供油量（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 ; 得： T3*=1100K
5
计算及说明
h2a h3a
T
* 3

c p(T 2* T1* )
' c p '(1 f v col ) m
816 .6K
1 * * WT WT ,S *T C P ' T3* 1 ’1 T 由 * ’ T
T
*
T* T* (1 3 * * 4 ) '1 4 T3 T
结果
2
计算及说明 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。 （1） 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。 （2） 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。
P0 0.2642 * 10 4 Pa
a0 RT 0
1.4 287 223 .15 299 .5m / s
说明
V 0 a 0 M a 0 254 .5m / s
0 截面气流总压和总温
P
* 0
P0(1
1
2

M a0 )
2
2 1
0.424 * 10 5 Pa
in =1.0;
c* =0.8;
b =0.9;
* T =0.88;
b=0.98;
col =0.03;
e =0.95;
m =0.98;
2、计算步骤 （1）计算进气道出口的气流参数
4
计算及说明
T1 T0 288 .15 K
* * * *
结果 ;
P in P0 101325 Pa 1
' 外涵气流总压恢复系数 m =0.97
*
混合室总压恢复系数 m =0.98
10
计算及结果 尾喷管总压恢复系数 e =0.97
* 风扇绝热效率 LPC =0.88 * 高压压气机效率 HPC =0.9
说明
燃烧放热系数 b =0.98 高压涡轮效率 HPt =0.9
*
低压涡轮效率
故喷管处于超临界状态；
P5* 193024 .6Pa
T5* T 4* 822 .1K
M a 5 1, 5 1.
P5 P5* cr 104310 .5Pa
’=1.33