附录1发动机部件计算公式

附录1 发动机部件计算公式1 基础知识1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。2)气动函数、计算公式见附录3。2 变循环发动机各部件的计算公式2.1 进气道2.1.1 已知：发动机飞行高度、飞行马赫数。2.1.2 计算过程1）计算标准大气条件下环境压力（静压），环境温度（静温）。当高度时： (2.1)其中，高度的单位为，温度的单位为，压力的单位为bar。2）进气道进口的总温总压： （2.2）:气体绝热指数，纯空气，燃气。3）计算进气道总压恢复系数： (2.3)4）计算进气道出口总温总压: (2.4)2.2 压气机双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算方法。1 / 132.2.1 已知压气机进口总温Tin*、总压Pin*、压气机的压比函数值、物理转速、压气机导叶角度。2.2.2 计算过程1）计算压气机换算转速： (2.5)其中，风扇：，CDFS：,高压压气机:。为压气机进口总温。Ncor=1.0316Ncor=1.01312）计算压气机增压比、效率和换算流量压气机的增压比、效率和换算流量分别是其换算转速和压比函数值及导叶角的函数。 （2.6） 压气机增压比、效率和换算流量的求法如下：（1） 附录4分别给出了风扇、CDFS,高压压气机的特性数据。利用线性插值法计算出压气机的换算转速为、压比函数值为时的特性图上的增压比、效率和换算流量。（2） 将（1）求的特性图上的增压比、效率和换算流量代入（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量： (2.7)分别是增压比、效率和换算流量的修正系数。风扇、CDFS、高压压气机这三个值均分别取1，1，0.01； CDFS导叶角变化范围：，风扇和高压压气机的导叶角变化范围： ；风扇：，CDFS: ，高压压气机：。 3）计算压气机出口参数压气机出口总压：;计算进口熵：，进口焓：;压气机出口理想熵：，这里，是气体常数;由压气机出口理想熵，计算压气机出口理想总温：;计算压气机出口理想焓：;根据公式计算压气机出口焓;由压气机出口焓求压气机出口总温：;计算压气机流量： (2.8)其中，风扇：，CDFS：,高压压气机:；计算压气机功和功率： (2.9) 2.3 主燃烧室2.3.1 已知主燃烧室进口总温、总压、空气流量、主燃烧室出口温度。2.3.2 计算过程1）根据公式求出主燃烧室出口油气比，其中，和分别主燃烧室进出口焓，燃烧效率，燃油热值；2）燃油流量；3）出口总压，主燃烧室总压恢复系数。2.4 涡轮2.4.1 已知：涡轮进口总温、总压、涡轮的压比函数值、物理转速、涡轮导叶角度。2.4.2 计算过程 1）求涡轮换算转速 （2.10）其中，高压涡轮：，低压涡轮：。涡轮的增压比、效率和换算流量分别是其换算转速和压比函数值及导叶角的函数。 （2.11）2）涡轮的增压比、效率和换算流量的求法如下：（1） 附录4分别给出了高压涡轮、低压涡轮的特性数据。利用线性插值法计算出涡轮的换算转速为、压比函数值为时的特性图上的增压比、效率和换算流量。（2） 将（1）求的特性图上的增压比、效率和换算流量代入（2.12）修正后得到涡轮的增压比、效率和换算流量： (2.12)分别是涡轮增压比、效率和换算流量的修正系数。高压涡轮、低压涡轮这三个值均分别取1，1，0.01；高、低压涡轮导叶角变化范围： ； 高压涡轮：,低压涡轮：。3）根据涡轮换算流量计算涡轮流量： （2.13）其中，高压涡轮：，低压涡轮：。4）涡轮出口总压;5）涡轮出口总温根据下面公式（2.14）求出。 （2.14） 其中：高压涡轮平均等压比热，低压涡轮平均等压比热， 为气体常数。6）求涡轮进口焓，其中为涡轮进口油气比；7）求涡轮出口焓；8）涡轮功和功率： （2.15）其中，为涡轮机械效率.2.5 涵道2.5.1 已知涵道进口总温、总压、流量、总压恢复系数。2.5.2 计算过程, 其中总压恢复系数2.6 前混合器，选择活门，副外涵道建模图1包含模式选择活门、副外涵道及CDFS涵道，高压压气机等。图1 变循环发动机局部简图 图中数字序号表示发动机各截面参数定义的下脚标2.6.1 已知混合器两股参混气流参混前的总温、总压，副外涵、CDFS涵道出口面积和CDFS涵道出口流量。2.6.2 计算过程在已经给定副外涵、CDFS涵道出口面积的情况下，1）CDFS涵道气流根据流量公式求出和，其中CDFS涵道出口面积，为CDFS涵道出口总压，为CDFS涵道出口总温，气动函数的定义及流量系数的取值见附录；2）由求出CDFS涵道出口静压；3）由前混合器静压平衡和，求出和，为副外涵道出口总压；4）由流量公式计算出副外涵道出口的流量。其中副外涵面积（选择活门面积）， 为副外涵出口总温，为流量系数见附录；5）由下列公式（2.16）求出前混合器出口总温、总压、流量。是由（2.16）的第二个公式求出的。 （2.16）其中：，为前混合器出口焓，为前混合器CDFS涵道出口焓，为前混合器副外涵出口焓，为前混合器副外涵出口流量，为前混合器CDFS涵道出口流量，气动函数、的定义见附录。提示：，参考附录3。2.7 后混合器2.7.1 已知混合器两股参混气流参混前的总温、总压、流量、面积。2.7.2 计算过程1）内涵气流根据流量公式求出和，其中内涵出口面积，为内涵出口总压，为内涵出口总温；2）外涵气流根据流量公式求出和，其中外涵出口面积，为外涵出口总压，为外涵出口总温；3）计算内涵静压，计算外涵静压；4）由下列公式（2.17）求出混合器出口总温、总压、流量。是由（2.17）的第二个公式求出的。 （2.17）其中：，为后混合器出口焓，为后混合器内涵出口焓，为后混合器外涵出口焓，为后混合器内涵出口流量，为后混合器外涵出口流量，气动函数、的定义见附录。注：必要时，后混合器出口总面积保持不变，内涵出口面积，外涵出口面积可以微调。2.8 加力燃烧室 （2.18）其中、分别为进出口总压， 、分别为进出口总温，、分别为进出口流量，为总压恢复系数。2.9 尾喷管本文采用拉瓦尔（收敛-扩张）尾喷管（如图2所示）进行计算。 图2 拉瓦尔尾喷管示意图提示：在拉瓦尔尾喷管中，任意截面总温、总压、流量均不变，则由流量公式可以得到：因此在已知任意截面的面积或者，就可以求出该截面的参数。拉瓦尔尾喷管有三种工作状态：临界、亚临界和超临界。当处于临界时，尾喷管喉部，喉部之后气流变为超音速气流，尾喷管出口静压与大气压相等（完全膨胀）；处于超临界时，喉部，此时尾喷管出口面积会自动改变（增大）使尾喷管出口静压与大气压相等，使尾喷管变为临界状态，但尾喷管出口面积有最大限制，当到达最大限制值时，尾喷管出口静压不能与大气压相等，则通过重新计算出口参数；处于亚临界时，喉部，喉部之后不能加速到超音速。2.9.1 已知尾喷管进口总温、总压、流量、大气环境压力（大气环境压力见进气道中公式（2.1）。2.9.2 计算过程1）计算尾喷管喉道面积，出口面积。假设尾喷管始终处于临界或超临界状态，即速度系数。（1）由流量公式计算出；（2），计算出，并求出；（3）由流量公式计算出；（4）判断（这里），如果是，则，利用流量公式重新计算。2）计算尾喷管出口静温；3）尾喷管出口气流速度,其中：，焓和焓分别由尾喷管出口总温和静温求出。3 计算发动机性能参数 1）推力：。其中是发动机总燃气流量，包括进口空气流量和燃油流量之和，为总的空气流量,是飞行速度，可以根据求得，其中是大气静温，是尾喷管出口静压，是大气环境静压，是尾喷管出口面积，为气体绝热指数，为气体常数。 2）单位推力：。 3）耗油率：,其中是主燃烧室的燃油流量，是推力。 友情提示：方案范本是经验性极强的领域，本范文无法思考和涵盖全面，供参考!最好找专业人士起草或审核后使用。