航空发动机多学科综合优化.pptxVIP

航空发动机多学科综合优化设计;;航空发动机设计点 给定的飞行和大气条件（飞行高度、飞行马赫数，及大气温度、压力和湿度），并在此条件下选定满足单位性能参数要求（如单位推力和单位耗油率等）;航空发动机设计点计算目的和作用 设计点热力计算目的：选定的发动机工作过程参数和部件效率或损失系数，计算发动机各主要截面的气流参数，获得发动机在设计点的主要性能参数，并核查其是否满足设计需求以分析是否需调整某些设计参数。 发动机简要设计的主导线索，具体作用： （1）完成设计点的热力计算之后，可望初步确定满足飞行任务要求的发动机设计参数选择的大致范围。 （2）进行了设计点的热力计算、确定了发动机的大体方案后才能进行发动机的非设计点热力计算，以确定发动机非设计点的性能。;涡喷发动机发动机各特征截面 涡喷发动机各部件进出口截面常作为气动热力计算的特征截面;1，涡喷发动机进气道计算 依据给定飞行高度H，马赫数Ｍ0，计算来流总温、总压，进而估计进气道出口参数： ;2，涡喷发动机压气机计算 设定压气机的增压比，考虑压缩损失（熵增）而估计压气机出口参数： 压气机单位功 压气机出口气流的总温和总压： ;3，涡喷发动机燃烧室计算 设定燃烧室出口气流总温，考虑一定的燃烧效率和流阻损失可估计燃烧室出口参数： 燃烧室出口燃气压力 燃烧室中加给每千克空气的燃油量ｆ ;4，涡喷发动机涡轮计算 根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做功效率可估计涡轮出口参数： 涡轮出口燃气流量 由压气机与涡轮功率平衡，得 ;4，涡喷发动机涡轮计算 根据压气机和涡轮的功率平衡来求出，考虑一定的涡轮做功效率可估计涡轮出口参数： 涡轮出口温度和压力 ;5，涡喷发动机喷管计算 假设燃气在尾喷管中流动时与固壁近似绝热，可估计涡轮出口参数： 喷管出口温度和压力 ;涡喷发动机单位推力 单位推力是单位质量流量气流所产生的推力 代入 ;涡喷发动机单位推力 燃气在喷管中完全膨胀，则单位推力 当发动机在???面工作时，单位推力的公式可简化为： ;涡喷发动机耗油率 按耗油率的定义，有 引入单位推力，则耗油率计算式为 ;第十五页，共十五页。