附录1 发动机部件计算公式.doc

1、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。()q（ ） ()f2 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 。HMa2.1.2 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）。0p0T当高度 时：Hkm(2.1)5.2301.3254886.HpT其中，高度 的单位为 ，温度的单位为 ，压力的单位为 bar。kK2）进气道进口的总温总压：（2.2）2020Map11:气体绝热指数，纯空气 ，燃气 。=1.4.33）计算进气道总压恢复系数：(2.

2、3)i 1.35.017()HHMM：4）计算进气道出口总温总压:(2.4)iTp102.2 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。2.2.1 已知压气机进口总温T in*、总压P in*、压气机的压比函数值 、物理转速 、压气机导叶角zn度 。2.2.2 计算过程1）计算压气机换算转速：(2.5)*,indcorT其中，风扇： ，CDFS： ,高压压气机:*,=28.15indT*,=428.5609ind。 为压气机进口总温。*, 473.609ind*in2）计算压气机增压比、效率和换算流量压气机的增压比 、效率

3、和换算流量 分别是其换算转速和压比函数值及导叶cprccW角 的函数。（2.6） (,),orccrpnz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cornz,cmapr和换算流量 。,cmap,mapW（2） 将（1）求的特性图上的增压比 、效率 和换算流量 代入,cmapr,cmap,cmapW（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量：(2.7),2,(1)()10 (1) 0prcprcmapwWccmapkCk分别是增压比、效率和

4、换算流量的修正系数。风扇、CDFS、高压压气机prwk、 、这三个值均分别取 1，1，0.01； CDFS 导叶角变化范围：r、 、，风扇和高压压气机的导叶角变化范围： ；风扇：-53 -51，CDFS: ，高压压气机： 。2.3894=05 1.6prWC0.3591.prWC 0.9138462 .7prWC3）计算压气机出口参数压气机出口总压： ;*outincpr计算进口熵： ，进口焓： ;()iniT*()inihT压气机出口理想熵： ，这里 ， 是气体常数;, louteiincRprM1R由压气机出口理想熵 ，计算压气机出口理想总温： ;*,()outeit,i *,outeiT

5、计算压气机出口理想焓： ;,teitihT根据公式 计算压气机出口焓 ;,outeincouth由压气机出口焓 求压气机出口总温： ;*()outouthT*outT计算压气机流量：(2.8)*,indiacpW其中，风扇： ，CDFS： ,高压压气机: ；*,=1.0325indp*,= 3.546ind *,4.860ind计算压气机功和功率：(2.9)coutinaclhNl2.3 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 。*3inT*3inp3ainW*4T2.3.2 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43b

6、uhfH3h4进出口焓，燃烧效率 ，燃油热值 ；=0.9b=4290u2）燃油流量 ；3fabWf3）出口总压 ，主燃烧室总压恢复系数 。*4inp.8b2.4 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*inT*inpzn轮导叶角度 。2.4.2 计算过程 1）求涡轮换算转速（2.10）*,corindT其中，高压涡轮： ，低压涡轮： 。*,=1850indT*,= 1.540e+3ind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cprccW的函数。（2.11）(,),ccorccrzn2）涡轮的增压比、效率和换算流量的求法如

7、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cornz,cmapr,cmap算流量 。,cmapW（2） 将（1）求的特性图上的增压比 、效率 和换算流量 代入,cmapr,cmap,cmapW（2.12）修正后得到涡轮的增压比、效率和换算流量：(2.12),2,(1)()10 (1) 0prcprcmapwWccmapkCk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prwk、 、这三个值均分别取 1，1，0.01；高、低压涡轮导叶角变化范围：r、 、； 高压涡轮： ,

8、低压涡轮： 。-51 .53421.0pcWC0.792381.6prWC3）根据涡轮换算流量计算涡轮流量：（2.13）*,indigTp其中，高压涡轮： ，低压涡轮： 。*,=28.79indp*,=1.37ind4）涡轮出口总压 ;*/outincpr5）涡轮出口总温 根据下面公式（2.14）求出。*outT（2.14）/*1CpRoutcinTpr其中：高压涡轮平均等压比热 ，低压涡轮平均等压比热.298e+03CP， 为气体常数。1.2745e+03CPR6）求涡轮进口焓 ，其中 为涡轮进口油气比；*(,)inibhTfbf7）求涡轮出口焓 ；*,outoutbf8）涡轮功和功率：（2

9、.15）TinoutgTmlhNWl其中， 为涡轮机械效率.=09m2.5 涵道2.5.1 已知涵道进口总温 、总压 、流量 、总压恢复系数 。*inT*inp,ainWduct2.5.2 计算过程, 其中总压恢复系数*,outinductataiTpW 0.98duct。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

10、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*125125125()gmpWkAqT125()中CDFS涵道出口面积 ， 为CDFS涵道出口总压， 为CDFS 涵道出125= 608.4A* *T口总温，气动函数 的定义及流量系数 的取值见附录；()q2）由 求出CDFS涵道出口静压 ；*125125p 125p3）由前混合器静压平衡 和 ，求出 和 ，125p*（ ） 25（ ） 2为副外涵道出口总压；*254）由流量公式 计算出副外涵道出口的流量。其中副外涵*252525()gmWkAqT面积（选择活门面积） ， 为副外涵出口总温， 为流量系数见=1.839e+0

11、* mk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15T*15p15gW*T（2.16）的第二个公式求出的。（2.16）212515*522152511 ()()()gggWhhpfAPfApfA1515* mkqT其中： ， 为前混合器出口焓， 为前混合器 CDFS 涵道出口焓，52h125h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2h25gW125gWCDFS 涵道出口流量，气动函数 、 的定义见附录。()fq提示： ，参考附录 3。1()/fqz2.7 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

12、.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*616161()gmpWkAqT61()口面积 ， 为内涵出口总压， 为内涵出口总温；61= 5.30e+A*61p*61T2）外涵气流根据流量公式 求出 和 ，其中外涵出*26262()gmWkAq62()口面积 ， 为外涵出口总压， 为外涵出口总温；62= .31e+04*62p*62T3）计算内涵静压 ，计算外涵静压 ；1() *62()p4）由下列公式（2.17）求出混合器出口总温 、总压 、流量 。 是由*6T*66gW*T（2.17）的第二个公式求出的。（2.17）6126*126616266* ()()() gg

13、gmWhhpfAPfpfAkqT 其中： ， 为后混合器出口焓， 为后混合器内涵出口焓， 为后混合6162Ah61h62h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gW2gW、 的定义见附录。()fq注：必要时，后混合器出口总面积 保持不变，内涵出口面积 ，6.851e+04A61A外涵出口面积 可以微调。62A2.8 加力燃烧室（2.18）*66outingtgiPTW其中 、 分别为进出口总压， 、 分别为进出口总温， 、 分别*6inPout *6inout *6ginWout为进出口流量， 为总压恢复系数。6=12.9 尾喷管本文采用拉瓦尔（收敛-扩张）

14、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： ()qAconst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）；1Ma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1a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()qAcons

15、t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*inT*inpgW0p0p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 。8A9假设尾喷管始终处于临界或超临界状态，即速度系数 。8=1（1）由流量公式 计算出 ；*888()gmpWkqT8A（2） ，计算出 ，并求出 ；90p*99()/9（3）由流量公式 计算出 ；*9()gmpkqT789（4）判断 （这里 ），如果是，则 ，利用流量公式重新计算 。98Aar3983A92）计算尾喷管出口静温 ；*979()T3）尾喷管出口气流速度 ,其中： ，焓 和焓 分别由尾喷2nzch0.98nz*9h管出口总温和静温求出。3 计算发动机性能参数1）推力： 。9909()gaFWcVpA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,g aW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，VMrRT9p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。0p9AR2）单位推力： 。/aFsW3）耗油率： ,其中 是主燃烧室的燃油流量， 是推力。360ffcf F