2.涵道比 B 0.35 ，三级风扇，风扇压比 CL 4.4 ，4-7 级压气机，高压压气机 压比 CH 6.2 ， 总压比 c 27.28 ， 涡轮前燃气温度 Tt 4 1622 K ， 其余参数不变。 经计算得：推力 F 9508.2DaN ，耗油率 sfc 0.821kg / DaN h 计算结果截图：
，
总压 Pt 5
Pt 45 [1 (1
Tt 5 ) / TL ] ] kg 1 Tt 4c
kg
8).混合室出口参数
外涵流量 W52
B W ， C p6 1 B
C pg
W52 Cp W5 W 1 52 W5 Pt 5 W52 Pt 22 W5 W 1 52 W5
由于采用程序计算，此处只给出计算公式 1).远前方截面
Tt 0 288.15K , P t 0 101325Pa
2).风扇进口参数 流量 W 125Kg / s ， 总压 Pt 2 Pt 0 i ， 3).风扇出口参数 流量 W22 W ， 总压 Pt 22 P t 2 CL ， 总温 Tt 22 Tt 2 [1 ( CL 4).高压压气机出口参数 流量 W3
混合室总压恢复系数： m 0.98[7] 高压轴机械效率：mH 0.99 高压涡轮冷却系数： 1 0.15 飞机引气系数： 0.01
尾喷管总压恢复系数： e 0.97 低压轴机械效率：mL 1.0 低压涡轮冷却系数： 2 0.05
3. 各截面参数计算(共三个方案，其余方案见附录１)
Tt 4 a C p W3 1 Tt 3 C pg W4 Tt 4 C pg W45 C p W3 (Tt 3 Tt 22 ) C pg W45 mH
总温 Tt 45 Tt 4 a
，总压 Pt 45
Pt 4 a
T [1 (1 t 45 ) / TH ] kg 1 Tt 4 a
kg 1 kg
1] ， T9 Tt 9 (1
kg 1 Ma9 2 )1 2
出口速度 C9 Ma9 kg R T9 出口面积 A9
W9 Tt 9 , ( K 0.0397) ，喉道面积 A8 A9 q(9 ) K Pt 9 q(9 )
3600 W f W9 C9 ，耗油率 sfc Fs W
10).总体性能参数 燃油量 W f W3a f ， 单位推力 Fs
4. 截面参数计算结果
截面号 风扇进口 风扇出口 高压压气机出口 燃烧室出口 高压涡轮出口 低压涡轮出口 混合室出口 尾喷口出口 流量（Kg/S） 125 125 88.03 71.71 84.91 89.31 126.28 126.28 总温（K） 288.15 457.44 801.05 1658 1210.12 990.95 857.25 857.25 总压(Pa) 98285.25 422626.58 2535759.45 2485044.26 924187.75 415578.39 409289.03 397010.36
k 1 W k P T T [1 ( 1) / CH ] ， 总压 P ， 总温 t3 t 22 CH t3 t 22 CH 1 B k 1 k
总温 Tt 2 Tt 0
1) / CL ]
5).燃烧室出口参数 进口流量 W3a W3 (1 1 2 ) 油气比 f
附录２： ［1］ 《航空叶片机原理》 胡骏 吴铁鹰 国防工业出版社 P92 ［2］ 《航空发动机原理》 王云 北航出版社 P92 [3]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P330 [4]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P330 F-100-PW-100 [5]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P335 《航空发动机原理》 王云 北航出版社 P106 罗罗公司 RB168-25R 《航空涡轮风扇发动机》 张逸民 国防工业出版社 [6]《航空发动机》 张伟 航空工业出版社 P335 《航空发动机原理》 王云 北航出版社 P106 罗罗公司 RB168-25R 《航空涡轮风扇发动机》 张逸民 国防工业出版社 [7]《航空涡轮风扇发动机》 张逸民 国防工业出版社 JT8D-209 F-100-PW-100 其余参考书目： 《航空发动机新技术》 王如根 高坤华 航空工业出版社 《航空燃气轮机原理》 彭泽琰 刘刚 桂幸民 黄勇 国防工业出版社
6. 最终设计方案
最终方案选择为： 涵道比 B 0.42 三级风扇，风扇压比 CL 4.3 4-7 级压气机，压气机增压比 CH 6.0 总增压比 c 25.8 涡轮前燃气温度 Tt 4 1658K 采用收-扩喷管： A9 0.469m2 ， A8 0.38m2
航空发动机设计点 热力参数计算
作业题目： 学 姓 日 号： 名： 期：
混合排气涡扇 36040108 杨 珑
2009/11/30
北京航空航天大学·能源与动力工程学院
涡轮风扇发动机设计方案热力计算 一、 设计要求
某型超音速战斗机所需单台发动机的海平面静止条件下的中间推力 （不加力 最大推力状态）为 9500DaN、耗油率不高于 0.82kg/（DaN.h） 。 针对飞机要求提出发动机初步方案如下： 1．发动机的类型： 双轴混合排气涡 扇发动机，简图如右图所示。 2．给定发动机的某些设计参数 1）设计飞行状态：H＝0m,Ma=0 2）总空气流量取值为 125kg/s
涵道比： B 0.42 ， 压气机增压比： CH 6.0 涡轮前燃气温度： Tt 4 1658K 风扇效率：CL 0.88[1] 燃烧室恢复系数： b 0.98[3] 高压涡轮效率：TH 0.89[5] 风扇增压比： CL 4.3 总增压比： c 25.8 进气道总压恢复系数： i 0.97 压气机效率：CH 0.89[2] 燃烧效率：b 0.99[4] 低压涡轮效率：TL 0.90[6]
10016.3DaN 原因：介于 1)和 3)之间。 3). 在其他参数不变的情况下，只需将涵道比降为 B 0.28即可将推力提高到 10026.9 DaN 原因： 涵道比降低， 内涵空气流量增加， 而混排涡扇发动机推力主要来自于内涵， 故降低涵道比可以增加推力。
附录 1 其它设计方案： 1.涵道比 B 0.4 ，三级风扇，风扇压比 CL 4.3 ，4-7 级压气机，高压压气机 压比 CH 6.1 ，涡轮前温度 Tt 4 1650 K ，其它各参数不变。 经过计算：推力 F 9539.47 DaN ，耗油率 sfc 0.819Kg / DaN h 计算结果截图：
二、 设计计算 1. 物性参数
空气比热 C p 1.005KJ / Kg 燃气比热 C pg 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 287 J / Kg K 燃油低热值 Hu 42900KJ / Kg
2. 发动机各参数选择（参考依据见附录２）
5. 总体性能参数
单位推力(DaN) 推力(DaN) sfc(kg/DaN.h) 排气速度(m/s) 出口面积（m²） 喉道面积（m²）
76.271
9533.927
0.817
754.96
0.469
0.38
燃油量 W f 2.16Kg / s 出口静温 610.87K 出口静压 101325Pa 由以上计算结果有发动机推力，耗油率均满足设计要求。
C pg Tt 4 C p Tt 3
b H u C pg Tt 4
， 出口流量 W4 W (1 f ) ， 总压 Pt 4 Pt 3 b
6).高压涡轮出口参数 流量 W45 W3 [(1 1 2 ) (1 f ) 1 ] ， Pt 4 a Pt 4
7. 空气流量不变情况下推力提高 5% 的改进方案
1).保持空气流量不变，并保持各部件效率及压比不变的情况下，可以将涡轮前 温度 Tt 4 1658K 提高到 Tt 4 1736 K 即可将推力提高到 F 10013.68DaN 。 原因：涡轮前温度升高后，使排气速度增加，因而推力增大。 2). 其 它 参 数 不 变 情 况 下 ， 涵 道 比 B 0.4, Tt 4 1725K 即 可 将 推 力 提 高 到
出口流量 W6 W5 W52 ，总压 Pt 6 m
总温 Tt 6
C pg W5 Tt 5 C p W52 Tt 22 C p 6 W6
9).尾喷口出口参数 流量 W9 W6 ，总压 Pt 9 Pt 6 e ，总温 Tt 9 Tt 6
Ma9 P 2 [( t 9 ) kg 1 Pt 0
kg
)
7).低压涡轮出口参数 流量 W5 W45 W3 2 ，
Tt 4c W4 C pg W5
总温 Tt 5 Tt 4c
C p W (Tt 22 Tt 2 ) C pg W5 mL