發(fā)動(dòng)機(jī)部件計(jì)算公式

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1、附錄1 發(fā)動(dòng)機(jī)部件計(jì)算公式 1 基礎(chǔ)知識(shí) 1)空氣、燃?xì)獾撵省㈧毓揭?jiàn)附錄2。 2)氣動(dòng)函數(shù)、、、計(jì)算公式見(jiàn)附錄3。 2 變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)各部件的計(jì)算公式 2.1 進(jìn)氣道 2.1.1 已知：發(fā)動(dòng)機(jī)飛行高度、飛行馬赫數(shù)。 2.1.2 計(jì)算過(guò)程 1）計(jì)算標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下環(huán)境壓力（靜壓），環(huán)境溫度（靜溫）。 當(dāng)高度時(shí)： (2.1) 其中，高度的單位為，溫度的單位為，壓力的單位為bar。 2）進(jìn)氣道進(jìn)口的總溫總壓： （2.2） :氣體絕熱指數(shù)，純空氣，燃?xì)狻? 3）計(jì)算進(jìn)氣

2、道總壓恢復(fù)系數(shù)： (2.3) 4）計(jì)算進(jìn)氣道出口總溫總壓: (2.4) 2.2 壓氣機(jī) 雙涵道變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)中三個(gè)壓氣機(jī)部件，分別是風(fēng)扇、CDFS和高壓壓氣機(jī)，這三個(gè)壓氣機(jī)部件采用同一種計(jì)算方法。 2.2.1 已知 壓氣機(jī)進(jìn)口總溫Tin*、總壓Pin*、壓氣機(jī)的壓比函數(shù)值、物理轉(zhuǎn)速、壓氣機(jī)導(dǎo)葉角度。 2.2.2 計(jì)算過(guò)程 1）計(jì)算壓氣機(jī)換算轉(zhuǎn)速： (2.5) 其中，風(fēng)扇：，CDFS：,高壓壓氣機(jī):

3、。為壓氣機(jī)進(jìn)口總溫。 2）計(jì)算壓氣機(jī)增壓比、效率和換算流量 壓氣機(jī)的增壓比、效率和換算流量分別是其換算轉(zhuǎn)速和壓比函數(shù)值及導(dǎo)葉角的函數(shù)。 （2.6） 壓氣機(jī)增壓比、效率和換算流量的求法如下： （1） 附錄4分別給出了風(fēng)扇、CDFS,高壓壓氣機(jī)的特性數(shù)據(jù)。利用線性插值法計(jì)算出壓氣機(jī)的換算轉(zhuǎn)速為、壓比函數(shù)值為時(shí)的特性圖上的增壓比、效率和換算流量。 （2） 將（1）求的特性圖上的增壓比、效率和換算流量代入（2.7）修正后得到壓氣機(jī)的增壓比、效率和換算流量：

4、 (2.7) 分別是增壓比、效率和換算流量的修正系數(shù)。風(fēng)扇、CDFS、高壓壓氣機(jī)這三個(gè)值均分別取1，1，0.01； CDFS導(dǎo)葉角變化范圍：，風(fēng)扇和高壓壓氣機(jī)的導(dǎo)葉角變化范圍： ；風(fēng)扇：，CDFS: ，高壓壓氣機(jī)：。 3）計(jì)算壓氣機(jī)出口參數(shù) 壓氣機(jī)出口總壓：; 計(jì)算進(jìn)口熵：，進(jìn)口焓：; 壓氣機(jī)出口理想熵：，這里，是氣體常數(shù); 由壓氣機(jī)出口理想熵，計(jì)算壓氣機(jī)出口理想總溫：; 計(jì)算壓氣機(jī)出口理想焓：; 根據(jù)公式計(jì)算壓氣機(jī)出口焓; 由壓氣機(jī)出口焓求壓氣機(jī)出口總溫：; 計(jì)算壓氣機(jī)流量：

5、 (2.8) 其中，風(fēng)扇：，CDFS：,高壓壓氣機(jī):； 計(jì)算壓氣機(jī)功和功率： (2.9) 2.3 主燃燒室 2.3.1 已知 主燃燒室進(jìn)口總溫、總壓、空氣流量、主燃燒室出口溫度。 2.3.2 計(jì)算過(guò)程 1）根據(jù)公式求出主燃燒室出口油氣比，其中，和分別主燃燒室進(jìn)出口焓，燃燒效率，燃油熱值； 2）燃油流量； 3）出口總壓，主燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)。 2.4 渦輪 2.4.1 已知：渦輪進(jìn)口總溫、總壓、渦輪的壓比函數(shù)值、物理轉(zhuǎn)速、渦輪導(dǎo)葉角度。 2.4.2 計(jì)算過(guò)程

6、 1）求渦輪換算轉(zhuǎn)速 （2.10） 其中，高壓渦輪：，低壓渦輪：。 渦輪的增壓比、效率和換算流量分別是其換算轉(zhuǎn)速和壓比函數(shù)值及導(dǎo)葉角的函數(shù)。 （2.11） 2）渦輪的增壓比、效率和換算流量的求法如下： （1） 附錄4分別給出了高壓渦輪、低壓渦輪的特性數(shù)據(jù)。利用線性插值法計(jì)算出渦輪的換算轉(zhuǎn)速為、壓比函數(shù)值為時(shí)的特性圖上的增壓比、效率和換算流量。 （2） 將（1）求的特性圖上的增壓比、效率和換算流量代入（2.12）修正后得到渦輪的增壓比、效率和換算流量：

7、 (2.12) 分別是渦輪增壓比、效率和換算流量的修正系數(shù)。高壓渦輪、低壓渦輪這三個(gè)值均分別取1，1，0.01；高、低壓渦輪導(dǎo)葉角變化范圍： ； 高壓渦輪：,低壓渦輪：。 3）根據(jù)渦輪換算流量計(jì)算渦輪流量： （2.13） 其中，高壓渦輪：，低壓渦輪：。 4）渦輪出口總壓; 5）渦輪出口總溫根據(jù)下面公式（2.14）求出。 （2.14） 其中：高壓渦輪平均等壓比熱，低壓渦輪平均等壓比熱， 為氣體常數(shù)。 6）求渦輪進(jìn)口焓，其中為渦輪進(jìn)口油氣比； 7）求渦輪出口焓； 8）渦輪功和功率：

8、 （2.15） 其中，為渦輪機(jī)械效率. 2.5 涵道 2.5.1 已知 涵道進(jìn)口總溫、總壓、流量、總壓恢復(fù)系數(shù)。 2.5.2 計(jì)算過(guò)程 , 其中總壓恢復(fù)系數(shù) 2.6 前混合器，選擇活門(mén)，副外涵道建模 圖1包含模式選擇活門(mén)、副外涵道及CDFS涵道，高壓壓氣機(jī)等。 圖1 變循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)局部簡(jiǎn)圖 圖中數(shù)字序號(hào)表示發(fā)動(dòng)機(jī)各截面參數(shù)定義的下腳標(biāo) 2.6.1 已知 混合器兩股參混氣流參混前的總溫、總壓，副外涵、CDFS涵道出口面積和CDFS涵道出口流量。 2.6.2 計(jì)算過(guò)程 在已

9、經(jīng)給定副外涵、CDFS涵道出口面積的情況下， 1）CDFS涵道氣流根據(jù)流量公式求出和，其中CDFS涵道出口面積，為CDFS涵道出口總壓，為CDFS涵道出口總溫，氣動(dòng)函數(shù)的定義及流量系數(shù)的取值見(jiàn)附錄３； 2）由求出CDFS涵道出口靜壓； 3）由前混合器靜壓平衡和，求出和，為副外涵道出口總壓； 4）由流量公式計(jì)算出副外涵道出口的流量。其中副外涵面積（選擇活門(mén)面積）， 為副外涵出口總溫，為流量系數(shù)見(jiàn)附錄３； 5）由下列公式（2.16）求出前混合器出口總溫、總壓、流量。是由（2.16）的第二個(gè)公式求出的。 （2.16） 其中：，為前混合器出口焓，為前

10、混合器CDFS涵道出口焓，為前混合器副外涵出口焓，為前混合器副外涵出口流量，為前混合器CDFS涵道出口流量，氣動(dòng)函數(shù)、的定義見(jiàn)附錄３。 提示：，參考附錄3。 2.7 后混合器 2.7.1 已知 混合器兩股參混氣流參混前的總溫、總壓、流量、面積。 2.7.2 計(jì)算過(guò)程 1）內(nèi)涵氣流根據(jù)流量公式求出和，其中內(nèi)涵出口面積，為內(nèi)涵出口總壓，為內(nèi)涵出口總溫； 2）外涵氣流根據(jù)流量公式求出和，其中外涵出口面積，為外涵出口總壓，為外涵出口總溫； 3）計(jì)算內(nèi)涵靜壓，計(jì)算外涵靜壓； 4）由下列公式（2.17）求出混合器出口總溫、總壓、流量。是由（2.17）的第二個(gè)公式求出的。 （2

11、.17） 其中：，為后混合器出口焓，為后混合器內(nèi)涵出口焓，為后混合器外涵出口焓，為后混合器內(nèi)涵出口流量，為后混合器外涵出口流量，氣動(dòng)函數(shù)、的定義見(jiàn)附錄３。 注：必要時(shí)，后混合器出口總面積保持不變，內(nèi)涵出口面積，外涵出口面積可以微調(diào)。 2.8 加力燃燒室 （2.18） 其中、分別為進(jìn)出口總壓， 、分別為進(jìn)出口總溫，、分別為進(jìn)出口流量，為總壓恢復(fù)系數(shù)。 2.9 尾噴管 本文采用拉瓦爾（收斂-擴(kuò)張）尾噴管（如圖2所示）進(jìn)行計(jì)算。

12、 圖2 拉瓦爾尾噴管示意圖 提示：在拉瓦爾尾噴管中，任意截面總溫、總壓、流量均不變，則由流量公式可以得到： 因此在已知任意截面的面積或者，就可以求出該截面的參數(shù)。 拉瓦爾尾噴管有三種工作狀態(tài)：臨界、亞臨界和超臨界。當(dāng)處于臨界時(shí)，尾噴管喉部，喉部之后氣流變?yōu)槌羲贇饬?，尾噴管出口靜壓與大氣壓相等（完全膨脹）；處于超臨界時(shí)，喉部，此時(shí)尾噴管出口面積會(huì)自動(dòng)改變（增大）使尾噴管出口靜壓與大氣壓相等，使尾噴管變?yōu)榕R界狀態(tài)，但尾噴管出口面積有最大限制，當(dāng)?shù)竭_(dá)最大限制值時(shí)，尾噴管出口靜壓不能與大氣壓相等，則通過(guò)重新計(jì)算出口參數(shù)；處于亞臨界時(shí)，喉部，喉部之后不能加速到超音速。 2.9.1

13、已知 尾噴管進(jìn)口總溫、總壓、流量、大氣環(huán)境壓力（大氣環(huán)境壓力見(jiàn)進(jìn)氣道中公式（2.1））。 2.9.2 計(jì)算過(guò)程 1）計(jì)算尾噴管喉道面積，出口面積。 假設(shè)尾噴管始終處于臨界或超臨界狀態(tài)，即速度系數(shù)。 （1）由流量公式計(jì)算出； （2），計(jì)算出，并求出； （3）由流量公式計(jì)算出； （4）判斷（這里），如果是，則，利用流量公式重新計(jì)算。 2）計(jì)算尾噴管出口靜溫； 3）尾噴管出口氣流速度,其中：，焓和焓分別由尾噴管出口總溫和靜溫求出。 3 計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)性能參數(shù) 1）推力：。 其中是發(fā)動(dòng)機(jī)總?cè)細(xì)饬髁?，包括進(jìn)口空氣流量和燃油流量之和，為總的空氣流量,是飛行速度，可以根據(jù)求得，其中是大氣靜溫，是尾噴管出口靜壓，是大氣環(huán)境靜壓，是尾噴管出口面積，為氣體絕熱指數(shù)，為氣體常數(shù)。 2）單位推力：。 3）耗油率：,其中是主燃燒室的燃油流量，是推力。