燃?xì)廨啓C(jī)原理第三章 燃?xì)廨啓C(jī)熱力計(jì)算方法

1、燃?xì)廨啓C(jī)原理第三章 燃?xì)廨啓C(jī)熱力計(jì)算方法3-1 熱力計(jì)算的目的熱力計(jì)算- 根據(jù)給定的燃?xì)廨啓C(jī)工作過程參數(shù)和各個(gè)部件的效率（或損失系數(shù)），計(jì)算燃?xì)廨啓C(jī)各截面的氣體參數(shù)和性能參數(shù)，然后根據(jù)所要達(dá)到的燃?xì)廨啓C(jī)功率或推力確定空氣流量或根據(jù)給定的空氣流量計(jì)算燃?xì)廨啓C(jī)功率或推力。 為確定設(shè)計(jì)方案提供具體依據(jù)熱力計(jì)算用氣流的總參數(shù)hVwhVq20202121hwhq*03-2 等熵絕熱過程的計(jì)算方法0212112TTpppdpRTdTCpssTTppRTdTCp2112)ln(熵的定義工質(zhì)經(jīng)等熵絕熱過程由狀態(tài)1到狀態(tài)2，對(duì)上式積分pdpRTdTCpTvdpCpdTTdqds則等熵絕熱過程中，壓力p和溫度T之

2、間的關(guān)系與定壓比熱Cp有關(guān)工質(zhì)（空氣或燃?xì)猓┑谋葻犭S溫度和氣體成分而變化，因此，等熵絕熱過程中，溫度和壓力之間的關(guān)系比較復(fù)雜。在實(shí)際計(jì)算過程中，根據(jù)對(duì)比熱的不同處理方法，產(chǎn)生了幾種不同的計(jì)算方法。1.分段定比熱法將燃?xì)廨啓C(jī)各部分的比熱和比熱比分別看作是固定不變的空氣在壓氣機(jī)內(nèi)的壓縮過程中 k=1.4，Cp=1005 J/(kgK)燃?xì)庠跍u輪內(nèi)的膨脹過程中 k=1.33，Cp=1156 J/(kgK)TTppRTdTCp2112)ln()ln()ln(1212ppRTTCp)(12112ppTTkk各部分等熵絕熱過程的比熱和比熱比為常數(shù))(*1*21*1*2ppTTkk則變?yōu)椋旱褥亟^熱過程方程：

3、或計(jì)算方法簡(jiǎn)單，但計(jì)算精度較差2.分段平均比熱法取工質(zhì)經(jīng)過某一等熵絕熱過程始末狀態(tài)的比熱的平均值作為該過程的比熱。等熵絕熱過程的方程同上。這種方法比分段定比熱的計(jì)算方法準(zhǔn)確，但仍是一種近似方法。 在大多數(shù)情況下，由于過程始末狀態(tài)的溫度事先不知道，因此在第一遍計(jì)算時(shí)，需要假設(shè)過程中的平均比熱，然后進(jìn)行迭代計(jì)算。 3.變比熱法隨著計(jì)算機(jī)的日益普及，更為準(zhǔn)確的變比熱計(jì)算方法已經(jīng)得到廣泛的應(yīng)用。TTTdTCp21)()(1212TTTTTdTCp的值只與過程始末的溫度有關(guān)因此可以定義式中函數(shù)是工質(zhì)的狀態(tài)函數(shù)，使溫度的單值函數(shù)。 )ln()ln(1212RppR)lg()lg(12eRRe)lg()ln

4、(21于是，為計(jì)算簡(jiǎn)單，將自然對(duì)數(shù)改為普通對(duì)數(shù)：令為熵函數(shù)變比熱法中等熵絕熱過程的方程為：為了利用該方法進(jìn)行計(jì)算，編制有相應(yīng)的空氣熱力性質(zhì)表，表中給出不同溫度下空氣的Cp，焓H和函數(shù)值。若已知等熵絕熱過程的壓比和初始狀態(tài)溫度，即可由熱力性質(zhì)表和等熵絕熱過程基本方程（1）求得末狀態(tài)溫度。)ln(21（1）燃?xì)獾挠?jì)算可采用下述修正公式：thtatffHH,1tcptatffCpCp,1ttatff,1式中，腳標(biāo)t表示該參數(shù)為溫度的函數(shù)，f為油氣比cp,t，h,t，,t為修正系數(shù)，是溫度的函數(shù)，可從熱力性質(zhì)表中查得。3-3 燃燒室油氣比的計(jì)算方法在熱力計(jì)算中，需要根據(jù)燃燒室的進(jìn)口溫度 和出口溫度 ，

5、燃燒效率b和燃料熱值Hu，計(jì)算油氣比f。T*2)(qqmfmaT*3qmfT*2hf*bqmahg*, 3qmfHuT*3ha*, 2Tf*燃燒室進(jìn)、出口參數(shù)分布)(qqmfmaqmaTf*T*3qmfT*2hf*bqmahg*, 3qmfHuha*, 2Tf*其中： ， 分別為進(jìn)入燃燒室的空氣流量和燃料流量； ， ， 分別為燃燒室進(jìn)、出口和燃油進(jìn)口總溫； ， ， 分別為單位質(zhì)量空氣、燃?xì)夂腿加退哂?的焓值；T*2T*3qmfha*, 2hg*, 3hf*TCphaa*2*, 2TCphgg*3*, 3TCphfff*bHu ， 分別為燃油燃燒效率和熱值。)(qqmfmaT*3qmfT*2h

6、f*bqmahg*, 3qmfHuha*, 2Tf*根據(jù)能量守恒定律，燃燒室能量平衡關(guān)系式hqqHqhqhqgmfmaubmffmfama*, 3*, 2)(hfHfhfhgubfa*, 3*, 2)1 ( hhHhhfgfubag*, 3*, 2*, 3考慮油氣比得燃燒室燃燒產(chǎn)物的比熱Cp,g是隨油氣比f而變化的，而燃?xì)獾撵手凳菧囟群捅葻岬暮瘮?shù)。利用（1）式計(jì)算油氣比，必須經(jīng)歷一個(gè)迭代過程。為避免求解油氣比f的迭代過程，采用等溫焓差法。hhHhhfgfubag*, 3*, 2*, 3（1）等溫焓差法定義：一公斤燃油與L0公斤空氣完全燃燒所產(chǎn)生的純?nèi)細(xì)馀cL0公斤在同一溫度下的純空氣的焓差。推薦

7、公式為：hHHhhfaubaa*, 2*3*, 2*, 3式中，b，Hu 為燃燒效率和燃料熱值； ， 為溫度等于 和 時(shí)空氣焓值， 查表求得； 為溫度為 時(shí)的等溫焓差（燃料成分一定 時(shí)僅是溫度的函數(shù)，可查表。ha*, 2ha*, 3T*3T*2H*3T*33-4 熱力計(jì)算的主要步驟1.熱力計(jì)算時(shí)已知數(shù)據(jù)給定的周圍大氣條件或航空燃?xì)廨啓C(jī)的飛行狀態(tài)：飛行高度和飛行馬赫數(shù)燃?xì)廨啓C(jī)的工作特性參數(shù)：壓氣機(jī)總增壓比和渦輪前燃?xì)鉁囟雀鞑考男屎蛽p失系數(shù)，包括進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，壓氣機(jī)效率，渦輪效率，燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)，燃燒效率，尾噴管總壓恢復(fù)系數(shù)（或尾噴管速度系數(shù)）熱力計(jì)算求出的參數(shù)為：地面燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力

8、渦輪輸出的比功或航空燃?xì)廨啓C(jī)的單位推力燃?xì)廨啓C(jī)的耗油率各主要截面的氣流參數(shù)：總壓和總溫 燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)的比功和熱效率隨增壓比和加熱比的變化關(guān)系：當(dāng)加熱比一定時(shí)，有使比功達(dá)最大值的最佳增壓比和使熱效率達(dá)最大值的最經(jīng)濟(jì)增壓比。當(dāng)增壓比一定時(shí)，加熱比增加，比功和熱效率同時(shí)單調(diào)增加。上述分析原則上適用于航空燃?xì)廨啓C(jī)循環(huán)參數(shù)的選擇，但須考慮兩個(gè)問題。需考慮的兩個(gè)問題 問題一：飛行狀態(tài)對(duì)航空燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)選擇有影響隨飛行高度增加，周圍大氣溫度 降低。在給定渦輪前燃?xì)鉁囟?的條件下，加熱比 將隨飛行高度的增加而增加；TT0*3/T0T*3 問題一：飛行狀態(tài)對(duì)航空燃?xì)廨啓C(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)選擇有影響發(fā)動(dòng)機(jī)的壓縮過程

9、應(yīng)該包括氣流在進(jìn)氣道中的減速增壓和在壓氣機(jī)中的加功增壓兩部分。進(jìn)氣道中的增壓比為： 隨著飛行馬赫數(shù) 的增加，氣流通過進(jìn)氣道的增壓比 增大，如果選定的總增壓比 已經(jīng)確定，那么對(duì)應(yīng)高馬赫數(shù) 飛行的飛機(jī)就應(yīng)該選用較低的壓氣機(jī)增壓比 。)211 (201MkakkiiiMa0ic/*iMa0為進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)需考慮的兩個(gè)問題 問題二：參數(shù)的選擇由單位推力和耗油率來決定設(shè)計(jì)參數(shù)-渦輪前燃?xì)鉁囟群蛪簹鈾C(jī)增壓比可根據(jù)使單位推力大而耗油率低的原則確定，但二者都與飛機(jī)的飛行狀態(tài)有關(guān)。在某一飛行狀態(tài)下，按最佳增壓比設(shè)計(jì)的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，在其它飛行狀態(tài)時(shí)，壓氣機(jī)增壓比的變化不會(huì)符合最佳增壓比值的變化要求。通常選擇

10、飛機(jī)常用的巡航飛行狀態(tài)或地面靜止?fàn)顟B(tài)作為選擇設(shè)計(jì)循環(huán)參數(shù)的飛行狀態(tài)。2.燃?xì)廨啓C(jī)熱力計(jì)算步驟進(jìn)氣道出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算根據(jù)燃?xì)廨啓C(jī)安裝地點(diǎn)的高度，從國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣表查得該高度的大氣溫度 和大氣壓力若是航空燃?xì)廨啓C(jī)，再根據(jù)給定的飛行馬赫數(shù) 算出進(jìn)氣道進(jìn)口的總溫 和總壓 ：進(jìn)氣道出口參數(shù)為：T*1P*1P*0T0TT*0*1T*0PMkPakk0201*0)211 (P0TMkTa020*0)211 (PiP*0*1PiP*0*1TT*0*1進(jìn)氣道出口參數(shù)：99. 097. 0i95. 092. 05 . 1iM99. 0i航空燃?xì)廨啓C(jī)亞音速進(jìn)氣道超音速進(jìn)氣道88. 065. 00 . 2iM6

11、0. 030. 00 . 3iM地面燃?xì)廨啓C(jī)壓氣機(jī)出口氣流參數(shù) 和 及比功 的計(jì)算進(jìn)氣道出口氣流參數(shù) 和 就是壓氣機(jī)進(jìn)口氣流參數(shù)。根據(jù)選定的壓氣機(jī)增壓比 ，計(jì)算壓氣機(jī)出口總壓。 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)或渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)涵發(fā)動(dòng)機(jī)： 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇：T*2P*2P*1T*1*1*2ffPPwc*1*2cPP*c壓氣機(jī)出口氣流參數(shù) 和 及比功 的計(jì)算由壓氣機(jī)進(jìn)口總溫 查得 和 ，等熵過程有： 和 求出后，查表得 ， ， 和 。 壓氣機(jī)比功等于空氣通過壓氣機(jī)的實(shí)際焓增：T*2P*2T*1HHHHwcic*1*2*1*2wc)lg(*1*2ciH*1*1*2iTi*2)lg(*1*2fif（對(duì)風(fēng)扇）*2ifTif

12、*2Hi*2Hif*2HHHHwffiff*1*2*1*2壓氣機(jī)出口氣流參數(shù) 和 及比功 的計(jì)算 壓氣機(jī)比功等于空氣通過壓氣機(jī)的實(shí)際焓增： 軸流壓氣機(jī)： 離心壓氣機(jī)：壓氣機(jī)出口總焓值查表求出壓氣機(jī)出口總溫 和 。T*2P*2HHHHwcic*1*2*1*2wcT*2*1*2*1*2ciHHHH88. 078. 0*cHHHHwffiff*1*2*1*280. 075. 0*c*1*2*1*2fiffHHHHTf*2燃燒室出口氣流參數(shù) 的計(jì)算 燃燒室出口，即渦輪前燃?xì)鉁囟?是給定的。 燃?xì)鉁囟龋?航空燃?xì)廨啓C(jī)：燃燒室出口壓力： 燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)：P*396. 092. 0bPPb*2*3T*3

13、KT13001100*3KT1600*3油氣比 的計(jì)算 已知燃燒室進(jìn)、出口總溫 和 ，燃燒效率 和燃油熱值 ，就可算出油氣比 。 式中： 和 是與 和 對(duì)應(yīng)的空氣熱焓，查 表求得； 是 時(shí)的等溫焓差，查表求得； 是燃燒效率，設(shè)計(jì)狀態(tài)下 fha*3T*3hHHhhfaubaa*2*3*2*3T*2bHufha*2T*3T*2H*3b99. 094. 0bT*3燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算 壓氣機(jī)功率與渦輪功率相等： 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)： 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)： 式中： 為冷卻空氣量，用于冷卻渦輪等熱部件 為機(jī)械效率，一般為0.99T*4P*4mtmcoolmfmacmawqqqwq)(qmcoolmmt

14、mcoolmfmafmacmawqqqwqwq)(燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)： 渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)： 式中： 每公斤空氣中（內(nèi)涵）引出的冷卻空氣量，稱冷卻空氣系數(shù) T*4P*4mtcoolcwgfw)1 (gcoolmtcoolfcwgfwBw)1 (mcoolctgfww)1 (則渦輪比功為mcoolfctgfwBww)1 ()(則渦輪比功為燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算 渦輪比功等于渦輪中實(shí)際總焓降：渦輪出口總焓為由 查表得 ；由 查表得 。渦輪效率為渦輪出口理想總焓為 T*4P*4*4*3*3*4)(tiHHHHwHHt*3*4HHHHit*4*3*4*3*單級(jí)渦

15、輪效率0.880.91；多級(jí)渦輪效率0.890.94HHwt*3*4T*3H*3H*4T*4燃?xì)獍l(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算 由 查表得 ；由 查表得 ，繼而查表得 。渦輪的膨脹比為渦輪出口總壓T*4P*4*3*4tPP10)(*4*3itT*3*3Hi*4Ti*4*4i地面燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力渦輪比功，輸出功率及其出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算 動(dòng)力渦輪出口有排氣裝置和消音裝置，因此動(dòng)力渦輪出口背壓略大于外界大氣壓力： 式中： 為排氣系統(tǒng)總壓恢復(fù)系數(shù)， 。 動(dòng)力渦輪膨脹比：由 查表得 和 。動(dòng)力渦輪出口理想熵函數(shù)：由 和油氣比f 可求 ，查表得 。T*5P*5PP0*5T*4H*4PPpt*5*4*

16、,99. 097. 0*4)lg(*,*4*5pti*5iTi*5Hi*5地面燃?xì)廨啓C(jī)動(dòng)力渦輪比功，輸出功率及其出口氣流參數(shù) 和 的計(jì)算 渦輪效率為渦輪實(shí)際焓降與等熵絕熱膨脹焓降之比： 動(dòng)力渦輪比功等于實(shí)際焓降：動(dòng)力渦輪出口總焓值：由 和油氣比f ，查表迭代求得動(dòng)力渦輪出口總溫 。T*5P*5)()(*5*4*5*4*,HHHHipt*,*5*4*5*4,)(ptiptHHHHw*,*5*4*4*5)(ptiHHHHT*5H*5航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算 尾噴管的出口總壓： 式中： 為尾噴管的總壓恢復(fù)系數(shù)， 。假設(shè)燃?xì)庠谖矅姽苤辛鲃?dòng)時(shí)，與外界沒有熱交換：根據(jù)尾噴管出口總溫

17、和總壓 以及大氣壓力 ，查表求得尾噴管出口截面上的速度系數(shù) 。 收斂型尾噴管ppPP*4*5TT*4*599. 097. 0pT*5P*5P050 . 185. 150*5PP0 . 185. 150*5PP航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算 尾噴管出口流量： 式中： 為氣動(dòng)函數(shù)，由氣動(dòng)參數(shù)表查得；而 。單位空氣流量所需要的尾噴口截面積：)(5qTkqAPgfqqecoolmamg*55*5)()1 ()12(11kRkkkkPqkTgfqAacoolmaee*55*5)()1 (對(duì)燃?xì)猓簁=1.33, R=288 J/(kgK)則mKsk12103964. 0航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算 推力： 式中：f=0.0140.02，gcool也很小，近似計(jì)算時(shí)忽略，推力為 燃?xì)庠谖矅姽芡耆蛎?，則P5=P0，推力為：)()1 (0505PPAcqcgfqFemacoolma)()(0505PPAccqFema)(05ccqFma單位推力公式呢？航空燃?xì)廨啓C(jī)尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計(jì)算 推力公式用氣動(dòng)函數(shù)來表示。沖量函數(shù)： 則有： 代入推力公式： PcPf*2)()(AfPAPcqma)(*c