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北航航空发动机原理大作业北航航空发动机原理大作业.pdf
航空发动机设计点 热力参数计算 作业题目： 混合排气涡扇 学 号： 姓 名： 杨 珑 日 期： 2009/11/30 北京航空航天大学·能源与动力工程学院 涡轮风扇发动机设计方案热力计算 一、 设计要求 某型超音速战斗机所需单台发动机的海平面静止条件下的中间推力（不加力 最大推力状态）为9500DaN、耗油率不高于0.82kg/ （DaN.h）。 针对飞机要求提出发动机初步方案如下： 1．发动机的类型：双轴混合排气涡 扇发动机，简图如右图所示。 2．给定发动机的某些设计参数 1）设计飞行状态：H＝0m,Ma=0 2）总空气流量取值为125kg/s 二、 设计计算 1. 物性参数 空气比热C 1.005KJ / Kg p 燃气比热C 1.244KJ / Kg pg 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 / Kg 2. 发动机各参数选择 （参考依据见附录２） 涵道比：B 0.42 ， 风扇增压比： 4.3 CL 压气机增压比： 6.0 总增压比： 25.8 CH c 涡轮前燃气温度：T 1658K 进气道总压恢复系数： 0.97 t 4 i 风扇效率： 0.88[1] 压气机效率： 0.89[2] CL CH 燃烧室恢复系数： 0.98[3] 燃烧效率： 0.99[4] b b 高压涡轮效率： 0.89[5] 低压涡轮效率： 0.90[6] TH TL 混合室总压恢复系数： 0.98[7] 尾喷管总压恢复系数： 0.97 m e 高压轴机械效率：mH 0.99 低压轴机械效率： 1.0 mL 高压涡轮冷却系数： 0.15 低压涡轮冷却系数： 0.05 1 2 飞机引气系数： 0.01 3. 各截面参数计算(共三个方案，其余方案见附录１) 由于采用程序计算，此处只给出计算公式 1).远前方截面 T 288.15K,
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