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熱力計(jì)算得目得與作用-－——--—-－----—－---－-－---——－－－—－－—２單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算-—-—----———－－-—--—-——-－—-—--—-3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結(jié)果分析---—－－－--—-－-—－—-—-—---————－－－—-－—--——-－-－-－－-－－—-—14五、我得亮點(diǎn)-—--—-－－-—-—-－—-—－-—－-－—－—-—--－－-－—--—--—－—-－——-—－--—18序言航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)就是現(xiàn)代飛機(jī)與直升機(jī)得主要?jiǎng)恿Γ瑸轱w機(jī)提供推力，為直升機(jī)提供轉(zhuǎn)動(dòng)旋翼得功率.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)重得事故。因此發(fā)動(dòng)機(jī)得正常工作與否，直接影響到飛行得安全，故稱發(fā)動(dòng)機(jī)為飛機(jī)得心臟。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Matlab在數(shù)值計(jì)算上得強(qiáng)大功能，運(yùn)用polyｆit函數(shù)對(duì),進(jìn)行數(shù)值擬合，擬合得結(jié)果Ｒ＝1，相關(guān)性非常得好.其中空氣得低壓比熱容與溫度有關(guān),使用與溫度有關(guān)得經(jīng)驗(yàn)公式，減小了誤差。熱力計(jì)算得目得與作用發(fā)動(dòng)機(jī)得設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算就是指在給定得飛行與大氣條件(飛行高度、馬赫數(shù)與大氣溫度、壓力），選定滿足單位性能參數(shù)要求（單位推力與耗油率)得發(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)得空氣流量與特征尺寸(渦輪導(dǎo)向器與尾噴管喉部尺寸）.設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算得目得:對(duì)選定得發(fā)動(dòng)機(jī)工作過程參數(shù)與部件效率或損失系數(shù),計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)各界面得氣流參數(shù)以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)得單位性能參數(shù).發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算得已知條件：給定飛行條件與大氣條件：飛行高度與飛行馬赫數(shù),大氣溫度與壓力。在給定得飛行條件與大氣條件下,對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)得性能要求,如推力、單位推力與耗油率得具體值。根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)得類型不同,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。預(yù)計(jì)得發(fā)動(dòng)機(jī)各部件效率與損失系數(shù)等.一臺(tái)新發(fā)動(dòng)機(jī)得最終設(shè)計(jì)不可能僅取決設(shè)計(jì)點(diǎn)得性能,而且還決定于飛行包線內(nèi)非設(shè)計(jì)點(diǎn)得性能。但發(fā)動(dòng)機(jī)得熱力計(jì)算有如下重要作用：只有先經(jīng)過設(shè)計(jì)點(diǎn)得熱力計(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)得熱力計(jì)算以確定非設(shè)計(jì)點(diǎn)得性能。設(shè)計(jì)點(diǎn)得熱力計(jì)算可初步確定滿足飛行任務(wù)得發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)參數(shù)選擇得大致范圍.單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算已知條件：發(fā)動(dòng)機(jī)得飛行條件與大氣條件:H＝0；Ma０＝０；Ｔ０=２８8、15K；P０=1013２５Pa;2）通過發(fā)動(dòng)機(jī)得空氣流量:ｑm＝8０ｋg/s發(fā)動(dòng)機(jī)得工作參數(shù)：=7、30;＝１13０K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；計(jì)算步驟:計(jì)算進(jìn)氣道出口氣流參數(shù)：;

計(jì)算壓氣機(jī)出口氣流參數(shù)：Wc=Cp(T２*－Ｔ１＊)＝CPT1＊()；計(jì)算燃燒室出口氣流參數(shù)：計(jì)算油氣比:已知燃燒室進(jìn)口總溫與燃燒室出口總溫以及燃燒室得放熱系數(shù)，則可以求出燃燒室油氣比f。Ｔ２＊=56０K;T3＊=11３0K根據(jù)與查表得:＝555、０；=11９6、１;H*3＝2730、3６；其中：、通過擬合得到，查表得到計(jì)算渦輪出口氣流參數(shù)：由Ｎc=NT*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)得計(jì)算時(shí),首先要判別噴管所處得工作狀態(tài)。方法就是根據(jù)噴管得可用落壓比與臨界落壓比進(jìn)行比較:判別噴管所處得工作狀態(tài)故噴管處于超臨界狀態(tài);’=1、３３７推力與單位推力得計(jì)算：8燃油消耗率得計(jì)算：分別排氣雙軸渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)熱力計(jì)算定比熱容計(jì)算得基本假設(shè)定比熱容計(jì)算簡單且具有相當(dāng)?shù)镁龋捎糜诎l(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)得方案研究階段。分別排氣定比熱容計(jì)算需做如下假設(shè)：氣流就是完全(理想)氣體,流經(jīng)每一部件時(shí)就是定常得與一維得。即不考慮散熱損失以及氣流與壁面得摩擦。氣流流經(jīng)進(jìn)氣道、風(fēng)扇、壓氣機(jī)、渦輪、尾噴管時(shí)具有各自恒定不變得定壓比熱容、定容比熱容與定熵指數(shù)。氣流流過燃燒室時(shí)、與值以及氣體常數(shù)R值變化.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。外涵道氣流流動(dòng)就是等焓得。截面符號(hào)給定得工作參數(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)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?＝;空氣氣體常數(shù):=0、287ｋJ/(ｋｇ*ｋ）；燃?xì)鈿怏w常數(shù):=0、287kJ/（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％;計(jì)算步驟與公式１0截面得溫度與壓力:H=6ｋｍ，T0=２8８、1５－6、５×H=24９、１5ＫP0=10１3２5×(1-H/44、３08）^5、25588=4717７、6總溫：總壓：2計(jì)算進(jìn)氣道出口總溫與總壓總溫:總壓：3計(jì)算風(fēng)扇出口總溫與總壓總溫：總壓：風(fēng)扇消耗功:４計(jì)算外涵道出口總溫與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)出口總溫與總壓高壓壓氣機(jī)進(jìn)口站位為2、5,風(fēng)扇出口站位為2、2，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)算燃燒室出口得總溫總壓總溫(給定）：總壓：計(jì)算1kg空氣得供油量。已知燃燒室進(jìn)口總溫與出口及燃燒室得燃燒效率，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與總壓冷卻高壓渦輪得空氣從高壓壓氣機(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)先求出混合后得氣流參數(shù)，混合后總壓認(rèn)為等于混合前總壓。流入燃燒室得空氣流量為：流出燃燒室得燃?xì)饬髁繛椋毫鞒龈邏簻u輪混合氣得燃?xì)饬髁繛?根據(jù)混合器能量平衡（圖3）:整合上述公式,有：高壓渦輪后得氣流參數(shù)要根據(jù)高壓壓氣機(jī)與高壓渦輪得功率平衡來求: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與總壓流入低壓渦輪混合器得燃?xì)饬髁繛?流出低壓渦輪混合器得燃?xì)饬髁繛?根據(jù)低壓混合器能量平衡(圖4）,有：低壓渦輪后得氣流參數(shù)要根據(jù)低壓壓氣機(jī)與低壓渦輪得功率平衡來求:根據(jù)低壓渦輪功求低壓渦輪落壓比：計(jì)算尾噴管出口總溫與總壓及排氣速度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／sV9==619、６m/ｓ計(jì)算單位推力與燃油消耗率Ｆs==｛[（1-0、０５－０、05-0、0１)＊(１+0、０55１）＋０、０5*2］＊(6１9、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)得變化如下圖圖所示：在亞音速范圍內(nèi)，單位推力Fs隨馬赫數(shù)Ma得增大而逐漸減小，主要就是因?yàn)椋菇孛媾c9＿11截面得速度在馬赫數(shù)增大得情況下變化緩慢，小于飛行速度得變化.隨著單位推力得減小，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得變化如下圖圖所示：在１1km高度下,單位推力Fｓ隨飛行高度H得減小而減小,在飛行馬赫不變得情況下,9截面與９_11截面得速度都降低了，單位推力Fs減小.在當(dāng)前得假設(shè)條件下，燃油消耗率就是上升得。單位推力Ｆs與燃油消耗率sfｃ隨涵道比B得變化如下圖圖所示：在大涵道比混合排氣得我扇發(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)扇增壓比得變化如下圖圖所示：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得變化如下圖圖所示:由圖像可知，單位推力Ｆs與燃油消耗率sfc都高壓壓氣機(jī)得增壓比得增大而減小得,Fｓ減小就是有害得,sｆc得減小就是有利于節(jié)約成本。我得亮點(diǎn)1、本次課程課程設(shè)計(jì)，我采用matlａｂ得GUI界面設(shè)計(jì)工具箱完成得,沒有現(xiàn)成得模版可以套用，程序界面都就是我自己動(dòng)手完成得。在做得課程中，遇到得困難,查閱資料,向航空自動(dòng)化及電信專業(yè)得學(xué)生請(qǐng)求幫助。２使用Ｍatlab中得ｐolyfiｔ函數(shù)對(duì)，進(jìn)行二次多項(xiàng)式數(shù)值擬合，擬合得