民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理,發(fā)動(dòng)機(jī)推力,燃油消耗率計(jì)算

1、民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理 課 程 設(shè) 計(jì) 學(xué) 院：航空工程學(xué)院 班 級(jí)： 姓 名： 學(xué) 號(hào)： 指導(dǎo)老師： 目錄 一、序言.1一. 熱力計(jì)算的目的和作用-2二. 單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算-3三. 分別排氣雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算-7四. 結(jié)果分析-14五.我的亮點(diǎn)-18序言航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)是現(xiàn)代飛機(jī)與直升機(jī)的主要?jiǎng)恿Γ瑸轱w機(jī)提供推力，為直升機(jī)提供轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼的功率。飛機(jī)或直升機(jī)在飛行中，一旦發(fā)動(dòng)機(jī)損壞而停車，就會(huì)由于失去推力而喪失速度與高度，如果處理不當(dāng)就會(huì)出現(xiàn)極為嚴(yán)重的事故。因此發(fā)動(dòng)機(jī)的正常工作與否，直接影響到飛行的安全，故稱發(fā)動(dòng)機(jī)為飛機(jī)的心臟。在這次課程設(shè)計(jì)中，為了使結(jié)果更加準(zhǔn)確，充分利用

2、Matlab在數(shù)值計(jì)算上的強(qiáng)大功能，運(yùn)用polyfit函數(shù)對(duì)，進(jìn)行數(shù)值擬合，擬合的結(jié)果R=1，相關(guān)性非常的好。其中空氣的低壓比熱容與溫度有關(guān)，使用與溫度有關(guān)的經(jīng)驗(yàn)公式，減小了誤差。熱力計(jì)算的目的和作用發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算是指在給定的飛行和大氣條件（飛行高度、馬赫數(shù)和大氣溫度、壓力），選定滿足單位性能參數(shù)要求（單位推力和耗油率）的發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程參數(shù)，根據(jù)推力（功率）要求確定發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量和特征尺寸（渦輪導(dǎo)向器和尾噴管喉部尺寸）。設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算的目的：對(duì)選定的發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程參數(shù)和部件效率或損失系數(shù)，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)各界面的氣流參數(shù)以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的單位性能參數(shù)。發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算的已知條件：1) 給定

3、飛行條件和大氣條件：飛行高度和飛行馬赫數(shù)，大氣溫度和壓力。2) 在給定的飛行條件和大氣條件下，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的性能要求，如推力、單位推力和耗油率的具體值。3) 根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的類型不同，選擇一組工作過程參數(shù)：內(nèi)涵壓氣機(jī)增壓比、外涵風(fēng)扇增壓比、涵道比、燃燒室出口總溫等。4) 預(yù)計(jì)的發(fā)動(dòng)機(jī)各部件效率和損失系數(shù)等。一臺(tái)新發(fā)動(dòng)機(jī)的最終設(shè)計(jì)不可能僅取決設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能，而且還決定于飛行包線內(nèi)非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能。但發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力計(jì)算有如下重要作用：1. 只有先經(jīng)過設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算，確定發(fā)動(dòng)機(jī)特征尺寸后進(jìn)行非設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算以確定非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能。2. 設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算可初步確定滿足飛行任務(wù)的發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇的大致范圍。單軸渦

4、噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算1. 已知條件：1) 發(fā)動(dòng)機(jī)的飛行條件與大氣條件： H0; Ma00；T0= 288.15 K; P0=101325Pa; 2）通過發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量： qm=80kg/s2) 發(fā)動(dòng)機(jī)的工作參數(shù)：=7.30; =1130 K3) 各部件效率及損失系數(shù)：進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)： =1.0；壓氣機(jī)效率： =0.81；燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)： =0.91；燃燒室放熱系數(shù)：=0.97；渦輪效率：=0.88；冷卻空氣系數(shù)：=0.03；機(jī)械效率：=0.98；噴管總壓恢復(fù)系數(shù)：=0.93;2. 計(jì)算步驟：1) 計(jì)算進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)：;2) 計(jì)算壓氣機(jī)出口氣流參數(shù)： Wc=Cp(T2*-T1*)=CP

5、T1*() ； 3) 計(jì)算燃燒室出口氣流參數(shù)： 4) 計(jì)算油氣比：已知燃燒室進(jìn)口總溫和燃燒室出口總溫以及燃燒室的放熱系數(shù)，則可以求出燃燒室油氣比f。 T2*=560K ; T3*=1130K 根據(jù)和查表得： =555.0； =1196.1； H*3=2730.36;其中：、通過擬合得到,查表得到5) 計(jì)算渦輪出口氣流參數(shù)： 由 Nc=NT* 6) 計(jì)算噴管出口氣流參數(shù)：在進(jìn)行噴管出口氣流參數(shù)的計(jì)算時(shí)，首先要判別噴管所處的工作狀態(tài)。方法是根據(jù)噴管的可用落壓比與臨界落壓比進(jìn)行比較：判別噴管所處的工作狀態(tài) 故噴管處于超臨界狀態(tài)； =1.33 7推力和單位推力的計(jì)算： 8 燃油消耗率的計(jì)算： 分別排氣

6、雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算（1） 定比熱容計(jì)算的基本假設(shè)定比熱容計(jì)算簡單且具有相當(dāng)?shù)木?，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的方案研究階段。分別排氣定比熱容計(jì)算需做如下假設(shè)：1) 氣流是完全（理想）氣體，流經(jīng)每一部件時(shí)是定常的和一維的。即不考慮散熱損失以及氣流與壁面的摩擦。2) 氣流流經(jīng)進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪、尾噴管時(shí)具有各自恒定不變的定壓比熱容、定容比熱容和定熵指數(shù)。3) 氣流流過燃燒室時(shí)、和值以及氣體常數(shù)R值變化。4) 風(fēng)扇由低壓渦輪驅(qū)動(dòng)，此渦輪也為附件提供機(jī)械功。5) 外涵道氣流流動(dòng)是等焓的。（2） 截面符號(hào)（3） 給定的工作參數(shù)：設(shè)計(jì)點(diǎn)飛行條件：飛行馬赫數(shù)：Ma=0.5；飛行高度：H=6km發(fā)動(dòng)機(jī)

7、工作過程參數(shù)：涵道比：B=6； 風(fēng)扇增壓比：=3.0；高壓壓氣機(jī)增壓比：=4.3；燃燒室出口總溫：=2100K預(yù)計(jì)部件效率或損失系數(shù)：進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù):=1；燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù):=0.97；外涵氣流總壓恢復(fù)系數(shù):=0.98；尾噴管總壓恢復(fù)系數(shù):=1；風(fēng)扇絕熱效率:=0.87；高壓壓氣機(jī)效率:=0.88；燃燒效率:=0.97；高壓渦輪效率:=0.88；低壓渦輪效率:=1；高壓軸機(jī)械效率:=0.98；低壓軸機(jī)械效率:=1；功率提取機(jī)械效率:=1；空氣定熵指數(shù):=1.4；燃?xì)舛刂笖?shù):=1.33;空氣定壓比熱容: =；燃?xì)舛▔罕葻崛荩?;空氣氣體常數(shù):=0.287 kJ/(kg*k)；燃?xì)鈿怏w常數(shù)

8、:=0.287 kJ/(kg*k)燃油低熱值:=；相對(duì)功率提取系數(shù):=0.5KJ/Kg；冷卻高壓渦輪：=5%；冷卻低壓渦輪：=5%；飛機(jī)引氣：=1%；（4） 計(jì)算步驟和公式1 0截面的溫度和壓力： H=6km， T0=288.15-6.5×H=249.15K P0=101325×（1-H/44.308）5.25588=47177.6 總溫: 總壓:2計(jì)算進(jìn)氣道出口總溫和總壓總溫:總壓:3計(jì)算風(fēng)扇出口總溫和總壓 總溫: 總壓: 風(fēng)扇消耗功: 4計(jì)算外涵道出口總溫和總壓及出口速度所以出口達(dá)到臨界 5計(jì)算高壓壓氣機(jī)出口總溫和總壓 高壓壓氣機(jī)進(jìn)口站位為2.5，風(fēng)扇出口站位為2.2，

9、可假設(shè)氣流從風(fēng)扇出 口到高壓壓氣機(jī)進(jìn)口這一段流動(dòng)為定熵絕能流動(dòng)。則，。 6計(jì)算燃燒室出口的總溫總壓 總溫（給定）: 總壓: 計(jì)算1kg空氣的供油量。已知燃燒室進(jìn)口總溫和出口 及燃燒室的燃燒效率，根據(jù)燃燒室能量平衡，可寫出： 7計(jì)算高壓渦輪出口總溫和總壓 冷卻高壓渦輪的空氣從高壓壓氣機(jī)出口引出，冷卻高壓渦輪導(dǎo)向器熱力計(jì)算時(shí)假設(shè)冷卻空氣在混合氣中與主流燃?xì)饣旌虾筮M(jìn)入高壓渦輪轉(zhuǎn)子膨脹做工，因此應(yīng)先求出混合后的氣流參數(shù)，混合后總壓認(rèn)為等于混合前總壓。 流入燃燒室的空氣流量為： 流出燃燒室的燃?xì)饬髁繛椋?流出高壓渦輪混合氣的燃?xì)饬髁繛椋?根據(jù)混合器能量平衡（圖3）： 整合上述公式，有： 高壓渦輪后的氣流

10、參數(shù)要根據(jù)高壓壓氣機(jī)和高壓渦輪的功率平衡來求： 根據(jù)高壓渦輪功求高壓渦輪落壓比： 8.計(jì)算低壓渦輪出口總溫和總壓 流入低壓渦輪混合器的燃?xì)饬髁繛椋?流出低壓渦輪混合器的燃?xì)饬髁繛椋?根據(jù)低壓混合器能量平衡（圖4），有： 低壓渦輪后的氣流參數(shù)要根據(jù)低壓壓氣機(jī)和低壓渦輪的功率平衡來求： 根據(jù)低壓渦輪功求低壓渦輪落壓比： 計(jì)算尾噴管出口總溫和總壓及排氣速度 P0/P=0.472/0.97*10=0.48<0.5404即尾噴管處于超臨界狀態(tài),有：m/s V9=619.6 m/s 1. 計(jì)算單位推力和燃油消耗率Fs=(1-0.05-0.05-0.01)*(1+0.0551)+0.05*2*(619

11、.6-158.2）+6*(353.2-158.2)/7=272.8N 結(jié)果分析單位推力Fs與燃油消耗率sfc隨馬赫數(shù)的變化如下圖圖所示：在亞音速范圍內(nèi)，單位推力Fs隨馬赫數(shù)Ma的增大而逐漸減小，主要是因?yàn)?截面與9_11截面的速度在馬赫數(shù)增大的情況下變化緩慢，小于飛行速度的變化。隨著單位推力的減小，燃油流量必然增加。單位推力Fs與燃油消耗率sfc隨飛行高度H的變化如下圖圖所示： 在11km高度下，單位推力Fs隨飛行高度H的減小而減小，在飛行馬赫不變的情況下，9截面與9_11截面的速度都降低了，單位推力Fs減小。在當(dāng)前的假設(shè)條件下，燃油消耗率是上升的。單位推力Fs與燃油消耗率sfc隨涵道比B的變

12、化如下圖圖所示： 在大涵道比混合排氣的我扇發(fā)動(dòng)機(jī)中，涵道比增加，單位推力減小，燃油消耗率也減小。也就是說，在一定涵道比范圍內(nèi)，涵道比增加會(huì)使渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)更省油。單位推力Fs與燃油消耗率sfc隨風(fēng)扇增壓比的變化如下圖圖所示：由圖像可知，在大涵道比，單位推力隨風(fēng)扇增壓比增大而增大，燃油消耗率隨風(fēng)扇增壓比增大而減小，更加經(jīng)濟(jì)。單位推力Fs與燃油消耗率sfc隨涵道比B的變化如下圖圖所示： 由圖像可知，單位推力Fs與燃油消耗率sfc都高壓壓氣機(jī)的增壓比的增大而減小的 ，F(xiàn)s減小是有害的，sfc的減小是有利于節(jié)約成本。 我的亮點(diǎn)1.本次課程課程設(shè)計(jì)，我采用matlab的GUI界面設(shè)計(jì)工具箱完成的，沒有現(xiàn)成的模版可以套用，程序界面都是我自己動(dòng)手完成的。在做的課程中，遇到的困難，查閱資料，向航空自動(dòng)化及電信專業(yè)的學(xué)生請(qǐng)求幫助。2使用Matlab中的polyfit函數(shù)對(duì)，進(jìn)行二次多項(xiàng)式數(shù)值擬合，擬合的結(jié)果R=1。3渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)上定壓比熱容不準(zhǔn)確，經(jīng)過計(jì)算，我