北航航发原大作业

作业题目：分排涡扇发动机学号：4041032姓名：苏雨时间：2017年3月24日-4月10日一：设计要求完成一台发动机的设计点热力计算(1）完成发动机循环参数的选取(2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取(3）说明以上参数选取的具体理由和依据(4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量、总温、总压）的计算(5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差±2%）已知条件分排涡扇发动机，高度11km，马赫数0.8，标准大气条件下，发动机推力2500daN，耗油率0.6kg/（daN.h）二：设计计算1.物性参数2.发动机各参数选择查阅资料发动机型号涵道比总压比巡航耗油率空气流量风扇直径PW40006.446.40.55412002.87GE90-85B8.3370.55314153.12Trent100011500.51612112.845V25005.8360.5863571.613CFM56-5C26.638.30.5784641.836设计点飞行条件飞行马赫数：Ma0=0.8飞行高度：H=11km相应标准大气条件温度：T0=216.7K压力P0=0.227×𝟏𝟎𝟓Pa选取的发动机工作过程参数涵道比:B=8风扇增压比:πCL=1.53高压压气机增压比:πCH=5.89总增压比:πC=36.22燃烧室出口温度：Tt4=1573K预计部件效率或损失系数进气道总压恢复系数：σi=0.97风扇绝热效率：ηCL=0.87高压压气机效率：ηCH=0.88主燃烧室效率：ηb=0.98主燃总压恢复系数：σb=0.98高压涡轮效率：ηTH=0.89低压涡轮效率：ηTL=0.91尾喷管总压恢复系数：σe=0.98高压轴机械效率：ηmH=0.98低压轴机械效率：ηmL=0.98高压涡轮相对冷气量：δ1=5%低压涡轮相对冷气量：δ2=5%飞机引气量：β=1%3.发动机各截面参数计算（1）0-0截面的温度和压力根据飞行高度查国际标准大气表得大气静温和静压：T0=216.7KP0=0.227×𝟏𝟎𝟓Paa0=√𝒌𝑹𝑻𝟎=√𝟏.𝟒×𝟐𝟖𝟕×𝟐𝟏𝟔.𝟕=𝟐𝟗𝟓𝒎/𝒔0-0截面气流速度为：c0=a0×𝐌𝒂𝟎=𝟐𝟗𝟓×𝟎.𝟖=𝟐𝟑𝟔𝒎/𝒔由静温，静压和给定飞行马赫数计算0-0截面总温总压为：Pt0=P0(𝟏+𝒌−𝟏𝟐𝑴𝒂𝟐)𝒌𝒌−𝟏=22700(𝟏+𝟎.𝟐×𝟎.𝟖)𝟑.𝟓=𝟎.𝟑𝟒𝟔×𝟏𝟎𝟓PaTt0=T0(𝟏+𝒌−𝟏𝟐𝑴𝒂𝟎𝟐)=216.7(1+0.2×𝟎.𝟖𝟐)=244.43K（2）进气道出口总压和总温总压σi=0.97Pt2=Pt0×σi总温Tt2=Tt0（3）风扇出口参数风扇出口总压为Pt,22=Pt2×πCL风扇出口总温为Tt,22=Tt2[𝟏+𝛑𝑪𝑳𝑲−𝟏𝑲−𝟏𝛈𝑪𝑳]风扇每千克空气所消耗的功为LCL=CP(Tt,22-Tt2)（4）高压压气机出口总压和总温。近似认为高压压气机出口总压等于风扇出口总压，故总压为Pt3=Pt22×πCH总温为Tt3=Tt22[𝟏+𝛑𝑪𝑯𝑲−𝟏𝑲−𝟏𝛈𝑪𝑯]压气机每千克空气消耗功LCH=CP(Tt3-Tt22)（5）主燃烧室出口参数。燃烧室油气比f=𝑪𝒑𝒈𝑻𝒕𝟒−𝑪𝒑𝑻𝒕𝟑𝜼𝒃𝑯𝒖−𝑪𝒑𝒈𝑻𝒕𝟒式中，油气比定义为f=Wf/W3a总压为Pt4=Pt3×σb总温为Tt4（6）高压涡轮出口参数。𝑾𝟑𝑾𝟒𝟓=𝟏[(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏]𝑾𝟒𝑾𝟒𝟓=(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)[(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏]𝝉𝒎𝟏=𝑻𝒕𝟒𝒂𝑻𝒕𝟒=(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝑪𝒑𝜹𝟏𝑻𝒕𝟑/𝑪𝒑𝒈𝑻𝒕𝟒[(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏]=𝟎.𝟗𝟔𝑻𝒕𝟒𝒂=𝝉𝒎𝟏×𝑻𝒕𝟒Pt4a=Pt4高压涡轮出口总温𝑻𝒕𝟒.𝟓𝑻𝒕𝟒𝒂=𝟏−𝑪𝒑(𝑻𝒕𝟑−𝑻𝒕,𝟐𝟐)[(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏]𝛈𝐦𝐇高压涡轮出口总压𝝅𝑻𝑯=𝒑𝒕𝟒𝒂𝒑𝒕𝟒.𝟓=[𝟏−(𝟏−𝑻𝒕𝟒.𝟓𝑻𝒕𝟒𝒂)𝛈𝐓𝐇]−𝒌𝑯𝒌𝑯−𝟏𝒑𝒕𝟒.𝟓=𝒑𝒕𝟒𝒂×𝝅𝑻𝑯（7）低压涡轮出口参数。𝑻𝒕𝟒𝑪𝑻𝒕𝟒.𝟓=(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏𝜹𝟐𝑪𝑷𝑻𝒕𝟑𝑪𝑷𝒈𝑻𝒕𝟒.𝟓[(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏+𝜹𝟐]𝑻𝒕𝟒𝑪=𝟎.𝟗𝟕×𝑻𝒕𝟒.𝟓𝒑𝒕𝟒𝑪=𝒑𝒕𝟒.𝟓𝑻𝒕𝟓𝑻𝒕𝟒𝑪=𝟏−[𝑪𝒑(𝑻𝒕𝟐𝟐−𝑻𝒕𝟐)+𝑪𝑻𝟎/𝜼𝒎𝒑](𝟏+𝑩)[(𝟏−𝜷−𝜹𝟏−𝜹𝟐)(𝟏+𝒇)+𝜹𝟏+𝜹𝟐]𝑻𝒕𝟓=𝟎.𝟖𝟔×𝑻𝒕𝟒𝑪𝝅𝑻𝑳=𝒑𝒕𝟒𝑪𝒑𝒕𝟓=[𝟏−(𝟏−𝑻𝒕𝟓𝑻𝒕𝟒𝑪)𝛈𝐓𝐋]−𝒌𝑯𝒌𝑯−𝟏𝒑𝒕𝟓=𝒑𝒕𝟒𝑪𝝅𝑻𝑳（8）尾喷管出口参数。马赫数𝑴𝒂𝟗=√𝟐𝒌𝒈−𝟏[(𝒑𝒕𝟗𝒑𝟗)𝟎.𝟐𝟑−𝟏]=√𝟐𝟏.𝟑−𝟏[(𝟖.𝟏𝟐𝟎.𝟐𝟐𝟕)𝟎.𝟐𝟑−𝟏]总温𝑻𝒕𝟗=𝑻𝒕𝟓总压𝒑𝒕𝟗=𝒑𝒕𝟓×𝛔𝐞静温𝑻𝟗=𝑻𝒕𝟗（𝟏+𝒌𝒈−𝟏𝟐𝑴𝒂𝟎𝟐）−𝟏尾喷管出口声速𝒂𝟗=√𝒌𝒈𝑹𝑻𝟗尾喷管出口速度𝒄𝟗=𝒂𝟗𝑴𝒂𝟗内涵流量W内=W×(𝟏𝟏+𝑩)×(1-β−𝜹𝟏−𝜹𝟐)×(1+f)（8）外涵道出口参数。总温Tt9Ⅱ=Tt,22总压Pt9Ⅱ静温T9Ⅱ=Tt9Ⅱ(𝟏+𝒌𝒈−𝟏𝟐𝑴𝒂𝟎𝟐)−𝟏外涵声速a外=√𝒌𝒈𝑹𝐓𝟗Ⅱ外涵马赫数𝑴𝒂外=√𝟐𝒌𝒈−𝟏[(𝒑𝒕𝟗Ⅱ𝒑𝟗Ⅱ)𝟎.𝟐𝟑−𝟏]=√𝟐𝟏.𝟑−𝟏[(𝟏.𝟒𝟏𝟎.𝟐𝟐𝟕)𝟎.𝟐𝟑−𝟏]外涵出口速度𝒄𝟗Ⅱ=𝒂外𝑴𝒂外外涵流量W外=W×(𝑩𝟏+𝑩)×(1-β−𝜹𝟏−𝜹𝟐)（9）发动机性能参数发动机推力F=W外×𝒄𝟗Ⅱ+W内×𝒄𝟗+𝐀𝟎(𝑷𝟗−𝑷𝟎)−𝑾𝒄𝟎发动机单位推力Fs=F/Wa发动机耗油率sfc=𝟑𝟔𝟎𝟎𝑾𝒇𝑭𝒔=𝟑𝟔𝟎𝟎𝒇(𝟏−𝛃−𝜹𝟏−𝜹𝟐)𝑭𝒔(𝟏+𝑩)F=W外×𝒄𝟗Ⅱ+W内×𝒄𝟗+𝐀𝟎(𝑷𝟗−𝑷𝟎)−𝑾𝒄𝟎发动机单位推力Fs=F/Wa发动机耗油率sfc=𝟑𝟔𝟎𝟎𝑾𝒇𝑭𝒔=𝟑𝟔𝟎𝟎𝒇(𝟏−𝛃−𝜹𝟏−𝜹𝟐)𝑭𝒔(𝟏+𝑩)三：excel计算参数（1）编写程序，对参数初步范围内取不同值（2）用MATLAB画出地毯图（3）最终确定方案参数四：总结与感悟这次航空能够发动机原理的大作业，我是从2017年3月24日开始着手完成，直到2017年4月10日才彻底完成所有的计算画图工作。为什么耗费了这么长的时间呢？在大作业刚布置下来的时候，面对各种各样需要自己确定的参数，我十分茫然。于是，我用了很多时间在网上查阅了国外近现代发动机的性能参数，并初步确定出一组参数。我起初以为只要确定一组差不多的参数，就可以满足题目所给的要求，再加上我并不太会使用excel或者其它编程软件，我就按照这组参数在word里面手动输入公式，按计算器算出各个截面参数。可是最后计算出来发现没有达到设计要求。在听取了其他同学的作业汇报以后，我发现这种优化过程只能通过程序完成而不是手动计算。于是我又推倒重来，仔细研究了excel的计算方法，编写出了一套可以改变不同参数，计算出最终各项指标的算法。然而，之后一节课上，老师又说最好能有一个地毯图示意。经我研究，excel的画图只能做出直线，不能画出各种曲线，为了画出准确的地毯图，我仔细学习了MATLAB的使用，从excel导出计算结果代入MATLAB，做出最终结果。虽然过程经历了许多挫折，走了许多弯路，但是在不断的摸索过程中，我也学习到了很多知识，了解了影响发动机性能参数的各种因素，收获很大。