航空发动机课设答辩.docx
《航空发动机课设答辩.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《航空发动机课设答辩.docx（13页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
航空发动机课设答辩
Companynumber：
【0089WT-8898YT-W8CCB-BUUT-202108】
航空发动机课设答辩
航空发动机课程设计
涡轮风扇发动机总体性能方案和截面参数设计
班级：
0211100
学号：
姓名：
指导教师：
时间：
1.课设目的3
2.基本参数3
3.截面参数计算4
进气道出口截面气流计算4
风扇出口气流参数计算4
4
5
高压压气机出口气流参数计算5
燃烧室出口气流参数计算5
高压涡轮出口气流参数计算6
低压涡轮出口气流参数计算6
掺混器出口气流参数计算7
喷管出口气流参数计算8
8
8
.空气流量与耗油率计算9
.发动机流道流量与面积计算9
.发动机气动参数汇总10
4.发动机内外径和叶轮机通道形式设计10
5.发动机转速计算12
6.压气机压比和燃烧室温度对性能和结构强度的影响12
7.参考文献：
13
1.课设目的
1）加深理解已学的各门专业课程，尤其是《航空发动机原理》；
2）培养工程设计意识和实践工作能力。
2.基本参数
进口为标准大气状态，地面台架状态，给定推力，进气道总压恢复系数。
风扇外涵压比，效率；内涵压比2.，效率。
高压压气机压比18，效率。
燃烧效率，燃烧室总压恢复系数，燃烧室温度1500K。
高压涡轮效率，低压涡轮效率。
喷管总压恢复系数。
风扇进口M=~，压气机进口M=~，出口M<；涡轮进口M<，末级出口M<（一般）。
叶尖相对马赫数风扇进口~，压气机进口~，涡轮<。
总体条件
大气压力Pa
101325
大气静温K
飞行马赫数
0
流量
附件功率（高压）
1000
Cp
1004
γ
K
R
Cp'
γ∍
K'
R'
288
高压涡轮机械效率nmh
低压涡轮机械效率nml
表1总体条件
部件输入参数
进气道
总压恢复系数
风扇
外涵压比
外涵效率
涵道比
内涵压比
内涵效率
2
进口马赫数
出口马赫数
叶尖相对马赫数
压气机
压比
效率
18
进口马赫数
出口马赫数
叶尖相对马赫数
燃烧室
总压恢复系数
燃烧效率
总温
1500
高压涡轮
效率
涡轮冷却流量比
进口马赫数
低压压涡轮
效率
进口马赫数
出口马赫数
掺混器
总压掺混损失系数
喷管
总压恢复系数
表2部件输入参数
3.截面参数计算
进气道出口截面气流计算
K
pa
风扇出口气流参数计算
风扇外涵出口总压
=
风扇外涵出口总温
风扇外涵功
=
风扇内涵出口总压
=198597pa
风扇内涵出口总温
=
风扇内涵功
=
高压压气机出口气流参数计算
高压压气机出口压力
=3574746pa
高压压气机出口总温
=
高压压气机功
=
燃烧室出口气流参数计算
燃烧室出口压力：
=
油气比：
=
=
高压涡轮出口气流参数计算
高压涡轮功：
=
高压涡轮落压比：
=
高压涡轮出口总压：
=
高压涡轮出口总温：
=
与冷却气掺混后总温：
==
低压涡轮出口气流参数计算
低压涡轮功：
=
低压涡轮膨胀比：
=
低压涡轮出口总压：
=
低压涡轮出口总温：
=
掺混器出口气流参数计算
进口处内涵气流总压：
进口处内涵气流总温：
进口处外涵气流总压：
进口处外涵气流总温：
混合进口平均总压：
混合出口平均总压：
=
混合出口平均总温：
=
喷管出口总温：
=
喷管出口总压：
=
喷管出口气流参数计算
由于
，故喷管处于超临界状态。
喷管出口速度为：
=438m/s
喷管出口静温为：
=
喷管出口静压为：
=
单位推力为:
=kg
喷管出口速度为：
=s
喷管出口静温为：
喷管出口静压为：
单位推力为:
单位推力两者差距不大，故两者流量也基本没有差别；且喷管状态不影响喷管前热力学参数。
考虑到拉瓦尔喷管结构比收敛喷管大大增加了结构的复杂性，因此采用收敛喷管。
.空气流量与耗油率计算
空气流量为：
=
耗油率：
=（kg*h）
.发动机流道流量与面积计算
由涵道比和油气比可以确定进气道进口、风扇进口、风扇外涵出口、风扇内涵出口、高压压气机出口、燃烧室出口、高压涡轮出口、低压涡轮出口、喷管吼道、喷管出口的流量分别为：
、、、、、、、、、。
由流量公式：
变化得：
代入数据分别计算得：
进气道进口、风扇进口、风扇外涵出口、风扇内涵出口、高压压气机出口、燃烧室出口、高压涡轮出口、低压涡轮出口、喷管吼道、喷管出口的面积分别为
、、、、、、、、、。
.发动机气动参数汇总
截面
流量
总温
总压
面积
Lambda数
q（）
进气道进口
101325
0
0
风扇进口
风扇外涵出口
风扇内涵出口
198597
高压气机出口
3574746
燃烧室出口
1500
高压涡轮出口
低压涡轮出口
掺混器出口
*******
*******
*******
喷管吼道
*******
*******
*******
1
1
喷管出口
1
1
表3.发动机流道截面参数
计算结果
风扇总功率/w
压气机总功率/w
供油量/kg
高压涡轮进口温度/k
1500
高压涡轮压比
低压涡轮压比
喷管出口马赫数
1
喷管出口静温/k
喷管出口速度/m/s
推力/N
34000
耗油率/（kg/（Nh））
表4.发动机性能参数
4.发动机内外径和叶轮机通道形式设计
根据.计算结果进气道进口、风扇进口、风扇外涵出口、风扇内涵出口、高压压气机出口、燃烧室出口、高压涡轮出口、低压涡轮出口、喷管吼道、喷管出口的面积分别为
、、、、、、、、、。
流道设计采用等外径设计，取外机匣半径为，内涵道机匣半径为.。
带入数据依次计算出各流道半径为：
截面
面积
大径
小径
进气道进口
风扇进口
风扇外涵出口
风扇内涵出口
高压压气机出口
燃烧室出口
高压涡轮出口
低压涡轮出口
喷管吼道
喷管出口
表5.发动机几何参数
根据计算结果画发动机流道如下图所示：
图1.发动机流道图示
5.发动机转速计算
根据相关设计手册资料风扇进口M=~，压气机进口M=~，出口M<；涡轮进口M<，末级出口M<（一般）。
叶尖相对马赫数风扇进口~，压气机进口~，涡轮<。
取风扇进口、压气机进口、高压涡轮进口、低压涡轮进口的马赫依次为：
、、、。
叶尖相对马赫数依次为：
、、、。
叶尖相对ma
进口ma
总温
静温
声速
进口速度
相对速度
牵连速度
叶尖尺寸
n/rpm
风扇进口
压气机进口
高压涡轮进口
1500
低压涡轮进口
表6.发动机转速计算
故发动机高压转子设计转速为：
发动机低压转子转速为：
6.压气机压比和燃烧室温度对性能和结构强度的影响
在发动机推力不变的条件下，台架试车时发动机SFC越小，发动机性能越好。
发动机做的有效功为：
（其中
，
）
内涵道单位质量流量推力：
发动机耗油率为：
由函数性质知，在涡轮前温度不变时，存在一个最经济的压气机压比
使得发动机耗油率最低。
在压气机压比不变时，存在一个最经济的涡轮前温度
使得耗油率最低。
对结构而言，在涡轮前温度不变时，存在一个最佳压比
使得发动机单位推力最大，总推力不变时，此时发动流量小，可以缩小发动机尺寸，但使得发动机设计转速提高。
涡轮前温度升高将使发动流量小，发动机尺寸减小，同样使得发动机设计转速提高。
7.参考文献：
王琴芳.《航空燃气涡轮发动机原理》[M]
升级会员 