北航航空发动机原理 3 大作业(17 页)Good is good, but better carries it.精益求精，善益求善。航空发动机原理Ⅲ大作业 —发动机设计点热力计算 学 院 能源与动力工程学院 一.设计要求1.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 ）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 并满足给定 的要求（误差±2%）2.题目：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 耗油率 0.6kg/（daN.h）二.设计参数1. 设计点参数设计点物性参数空气比热 Cp：1.005KJ/Kg燃气比热 Cpg：1.244KJ/Kg空气绝热指数 k：1.4燃气绝热指数 kg：1.33气体常数 R：287J/Kg.K燃油低热值 Hu:42900KJ/Kg2.发动机参数（资料参考）发动机型号涵道比总压比 巡航耗油率空气流量风扇直径 mV25005.8360.5863571.613PW40006.446.40.55412002.87GE90-85B8.3370.55314153.123.设计点飞行条件设计点飞行参数飞行高度：H=11km飞行马赫数：Ma0=0.8标准大气温度（11Km）T0：216.7K标准大气压强（11Km）：227004.部件效率和损失系数部件效率和损失系数（近似值）进气道总压恢复系数：σi=0.97风扇绝热效率：ηCL=0.87增压级效率：ηCH=0.88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=7%低压涡轮相对冷气量：δ2=1%飞机引气量：β=1%相对功率提取效率：相对功率提取系数：CT0=3三.循环参数的初步选取范围1.涵道比随着涵道比 B 的增加，当单位推力一定时，存在最佳涵道比，使 sfc 达到最小值，而Tt4随涵道比单调增加，因此 B 过大或者过小会使 sfc 达不到要求，且 B 过大会使涡轮前温度超温，当单位推力较小时，sfc 随 B 的变化曲线在附近较为平坦，因此减小 B，并不严重增加 sfc，但可使涡轮前总温 Tt4显著降低。根据资料查得的发动机参数，初始可取涵道比 B=6~12。2.涡轮前温度根据现有涡轮材料和冷却技术水平，涡轮前温度最高...
