中国民航大学发动机课程设计

1 民用航空燃气涡轮发动机原理 课程设计 —燃气涡轮发动机热力计算 姓名：覃颖翔 学号：110141423 班级：110141D 指导老师：曲春刚 时间：2013.12. 2 计算及说明 结果 一． 热力计算的目的 发动机的设计点热力计算是指在给定的飞行和大气条件（飞行高度、马赫数和大气温度、压力），选定满足单位性能参数要求（单位推力和耗油率）的发动机工作过程参数，根据推力（功率）要求确定发动机的空气流量和特征尺寸（涡轮导向器和尾喷管喉部尺寸）。 设计点热力计算的目的：对选定的发动机工作过程参数和部件效率或损失系数，计算发动机各截面的气流参数以获得发动机的单位性能参数。 发动机设计点热力计算的已知条件： （1） 给定飞行条件和大气条件：飞行高度H马赫数 Ma0，大气温度和压力。 （2） 在给定的飞行条件和大气条件下，对发动机的性能要求，如推力、单位推力和耗油率的具体值。 （3） 根据发动机的类型不同，选择一组工作过程参数：内涵压气机增压比、外涵风扇增压比、涵道比、燃烧室出口总温等。 3 计算及说明 结果 一台新发动机的最终设计不可能仅取决设计点的性能，而且还决定于飞行包线内非设计点的性能。但发动机的热力计算有如下重要作用。 （1） 只有先经过设计点的热力计算，确定发动机特征尺寸后才能进行非设计点的热力计算以确定非设计点的性能。 （2） 设计点的热力计算可初步确定满足飞行任务的发动机设计参数选择的大致范围。 4 计算及说明 结果 二． 单轴涡喷发动机热力计算 计算采用定比热容计算。 1.已知条件 （1）发动机飞行条件 H＝0; Ma0＝0； T0= 288.15 K; P0=101325Pa; （2）通过发动机的空气流量 qm=60kg/s （3）发动机的工作参数 *c =9; *3T =1100 K （4）各部件效率及损失系数 in =1.0; *c =0.8; b =0.9; b=0.98; *T =0.88; col=0.03; m =0.98; e =0.95; 2、计算步骤 （1）计算进气道出口的气流参数 5 计算及说明 结果 KTT1 5.2 8 8*0*1; PaPPin1 0 1 3 2 5*0*1  （2）计算压气机出口的气流参数 ;911925*1**2PaPPc  Wc=*,csWc Cp(T2*-T1*)=CPT1*(*1*1cc ) ； ;603)11(*1**1*2KTTcc （3）计算燃烧室出口气流参数 ;5.820732*2*3PaPPb  ;1100*3KT （4）计算一千克空气的供油量（油气比） 已知燃烧室进口处的总温和出口处的总温及燃烧...