某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性性能計(jì)算

某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性性能計(jì)算,某型單,轉(zhuǎn)子,噴發(fā),動(dòng)機(jī),念頭,高度,特性,性能,機(jī)能,計(jì)算 I某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性性能計(jì)算The Single Spool Turbojet Engine Performance Simulation – Height Characteristic摘 要高度特性在單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的設(shè)計(jì)與性能分析中占重要成分，是研究發(fā)動(dòng)機(jī)的重要資料。通過(guò)計(jì)算機(jī)演算得到的發(fā)動(dòng)機(jī)特性數(shù)據(jù)與試驗(yàn)法相比得到的更快也更豐富。文章首先論述國(guó)內(nèi)外在航空渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)方面的現(xiàn)狀及發(fā)展過(guò)程，然后論述航空渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究的目的和意義，分兩部分介紹了高度特性的研究過(guò)程：以線性插值法處理壓氣機(jī)數(shù)據(jù)，利用試湊法尋找共同工作點(diǎn)，繪制共同工作線，并將理論計(jì)算過(guò)程修改為計(jì)算機(jī)運(yùn)算過(guò)程，再調(diào)試設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)得到合適的數(shù)據(jù)；跟據(jù)理論計(jì)算過(guò)程進(jìn)行高度特性程序的的編程，采用之前共同工作點(diǎn)的尋找方法，得到每一高度下的推力和燃油消耗率，最后輸出由推力變化率曲線和燃油消耗率變化曲線構(gòu)成的單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性圖。通過(guò)分析可以得出：?jiǎn)无D(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性即為：在高度 小于 11 千米H時(shí)，隨 增長(zhǎng)，推力和燃油消耗率持續(xù)衰減；在高度 大于 11 千米時(shí)，隨著 增H長(zhǎng)，燃油消耗率穩(wěn)定，推力繼續(xù)降低。 關(guān)鍵詞：共同工作線；試湊法；多維插值；高度特性IIAbstractThe height characteristics of the single-rotor turbojet engine occupy an important part in the design and performance analysis, and is an important data for the study of the engine. The engine characteristic data obtained by the computer calculation is faster and more abundant than the test method.This paper first discusses the development process and the current situation of domestic and foreign aviation turbojet engine aspect, then discusses the purpose and significance of the study characteristics of jet engine air vortex, divided into two part introduced the research process is highly characteristic: the linear interpolation processing compressor data, using the trial and error method to find common points, drawing common work lines, theoretical calculation process modification for the computer operation process, then get the right data debugging design parameters; according to the theoretical calculation process for highly characteristic procedure programming, use the common working point searching method, to get every high thrust and the fuel consumption rate, the final output by the thrust curves and fuel consumption of single rotor turbojet engine highly characteristic rate curves.Through the analysis we can conclude that: the single rotor turbojet engine highly characteristic is: in the height of less than 11 kilometers, with the increase of height, thrust and fuel consumption rate decreased; at the height of more than 11 kilometers, with increasing, fuel consumption rate unchanged, thrust is continue to decline.Key Words: the common working line; cut-and-try; Multidimensional interpolation； highly characteristicIII目 錄第 1 章 緒論 11.1 課題背景 .11.2 課題研究的目的與意義 .11.3 國(guó)內(nèi)外研究狀況 .2第 2 章 單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作 42.1 壓氣機(jī)特性的定義 .42.2 壓氣機(jī)的特性曲線 .42.2.1 特性曲線的定義 42.2.2 繪制基于 VB 語(yǔ)言的壓氣機(jī)特性圖 52.3 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作 .62.3.1 穩(wěn)態(tài)下的共同工作方程的推導(dǎo) 62.3.2 穩(wěn)態(tài)下的共同工作方程的應(yīng)用 82.4 繪制基于 VB 語(yǔ)言的共同工作線 .82.5 本章小結(jié) .9第 3 章 單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性 103.1 發(fā)動(dòng)機(jī)特性及高度特性的定義 .103.2 調(diào)節(jié)規(guī)律的給定及應(yīng)用 .103.3 高度特性的計(jì)算過(guò)程 .103.4 繪制基于 VB 語(yǔ)言的高度特性圖 .133.4.1 繪制高度特性程序界面介紹 143.4.2 飛行馬赫數(shù)對(duì)高度特性的影響 14IV3.5 本章小結(jié) .16第 4 章 總結(jié) 17參考文獻(xiàn) 19致 謝 20附錄 A：程序清單 21附錄 B：外文翻譯資料 252第 1 章 緒論本章主要論述有關(guān)本課題的背景、研究目的與其意義，并分別介紹國(guó)內(nèi)外航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主要發(fā)展現(xiàn)狀，最后對(duì)系統(tǒng)的未來(lái)發(fā)展前景予以展望。1.1 課題背景在大約 80 年以前，也就是二戰(zhàn)之前，所有的飛行器均選用活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力輸出驅(qū)動(dòng)一副螺旋槳推動(dòng)飛機(jī)飛行。然而，螺旋槳葉端的音障問(wèn)題阻礙了活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)在飛行速度上的提升，而噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的出現(xiàn)解決這一問(wèn)題，于 1941 年首次在飛機(jī)上實(shí)裝，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)憑借其優(yōu)秀的高空高速性，迅速取代了活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域里成為了主流。并且在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的基礎(chǔ)上，發(fā)展出了渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪螺旋槳發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪軸發(fā)動(dòng)機(jī)和螺槳風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)等。隨著航空技術(shù)的大幅度進(jìn)步，現(xiàn)代民用航空器發(fā)動(dòng)機(jī)的主流已變成雙轉(zhuǎn)子甚至是多轉(zhuǎn)子渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)，對(duì)于渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)的研究也不斷深入。但是，渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在高空高速性方面有著不可替代的地位，在眾多戰(zhàn)斗機(jī)中，有大部分經(jīng)典的戰(zhàn)斗機(jī)都是采用渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力源。美國(guó)空軍的 SR-71 偵察用飛機(jī)也就是傳說(shuō)中的黑鳥選用的是普惠公司研發(fā)的 J-58 型發(fā)動(dòng)機(jī)，最快速度可達(dá) 3.5 馬赫，總共最大推力可達(dá) 28920 千牛。1.2 課題研究的目的與意義 本課題是研究某型單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作與高度特性。雖然現(xiàn)在絕大多數(shù)民用航空公司選用的是經(jīng)濟(jì)性好的渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)，但是渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的核心機(jī)在原理上并無(wú)很大差異，研究核心機(jī)的共同工作，是研究各種類型燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)各部件共同工作的基礎(chǔ)。所以，單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為其中的基礎(chǔ)類型，既可以縮短研究的周期，又具備一定的代表性，來(lái)幫助各種各類發(fā)動(dòng)機(jī)的研究。航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的特性的獲得方法大致有兩種，即實(shí)驗(yàn)法和計(jì)算法。但由于實(shí)驗(yàn)法需要專業(yè)的設(shè)備，大量人力的投入以及龐大的資金，同時(shí)耗費(fèi)巨大的能源，因此實(shí)驗(yàn)法不可能經(jīng)常采用。并且隨著計(jì)算機(jī)運(yùn)算能力的迅猛增長(zhǎng)、研究發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型的不斷深入，利用計(jì)算機(jī)強(qiáng)大的仿真計(jì)算可以一定程度上改進(jìn)了實(shí)驗(yàn)方法的短處。與傳統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)法相比，利用計(jì)算機(jī)來(lái)計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真技術(shù)可以降低一定發(fā)動(dòng)機(jī)的研發(fā)費(fèi)用，縮短其開發(fā)周期，同時(shí)避免了實(shí)驗(yàn)法中發(fā)動(dòng)機(jī)試車時(shí)做帶來(lái)的不確定因素。3此篇論文就利用計(jì)算機(jī)進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真，具體過(guò)程如下：根據(jù)已經(jīng)得到的壓氣機(jī)特性數(shù)據(jù)，在 Visual Basic 語(yǔ)言中實(shí)現(xiàn)壓氣機(jī)通用特性圖的繪制，并通過(guò)試湊法在通用特性圖上尋找到每個(gè)共同工作點(diǎn)，進(jìn)而繪制出共同工作線，然后根據(jù)得到的共同工作線數(shù)據(jù)利用多維插值法實(shí)現(xiàn)高度特性參數(shù)的計(jì)算，從而繪制出特性曲線。1.3 國(guó)內(nèi)外研究狀況 在國(guó)內(nèi)，絕大多數(shù)的渦輪噴氣式飛機(jī)都是用于戰(zhàn)斗機(jī)飛行、軍事演習(xí)以及空中特技表演，首先先闡述國(guó)內(nèi)航空噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展歷程。渦噴-5 是國(guó)內(nèi)制造的第一臺(tái)渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，是按照前蘇聯(lián) BK-1 的大小比例內(nèi)部構(gòu)造推力模式仿制而成的，是國(guó)內(nèi)第一次成功研制并且大量投入生產(chǎn)和使用的渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，同時(shí)，渦噴-5 也是在國(guó)內(nèi)有名的殲-5 式飛機(jī)所搭載的發(fā)動(dòng)機(jī)，這也為國(guó)內(nèi)進(jìn)入噴氣飛機(jī)階段埋下了伏筆。渦噴-7 是仿制的前蘇聯(lián) P-11 發(fā)動(dòng)機(jī)，這是頭一次選取雙轉(zhuǎn)子工作進(jìn)行研制發(fā)動(dòng)機(jī)。以渦噴-7 為基礎(chǔ)原型，歷經(jīng)長(zhǎng)年累月的使用和研究，研發(fā)了渦噴 7 等眾多渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，用于國(guó)內(nèi)生產(chǎn)的種種飛機(jī)上。為了使殲-8 可以從事高空飛行，在 2年后也就是 1965 年在位于沈陽(yáng)的某發(fā)動(dòng)機(jī)科研所開始制造渦噴-7 甲。在同年，這一發(fā)動(dòng)機(jī)生產(chǎn)廠商生產(chǎn)了渦噴-7 乙來(lái)供給殲-7 改，渦噴-7 乙型可以說(shuō)是完善了許多，利用當(dāng)時(shí)的新型材料改進(jìn)燃燒室的裝配位置，擁有了良好的降溫效果。隨著渦噴-7這一系列發(fā)動(dòng)機(jī)的出現(xiàn)，為中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)工業(yè)的發(fā)展奠定了堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)，所以該系列發(fā)動(dòng)機(jī)也擁有著里程碑式的意義，在中國(guó)發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展史上有著濃墨重彩的一筆。 上世紀(jì)中期，中航工業(yè)便計(jì)劃了“仿制、自主”兩條自主創(chuàng)新原則。在 50 年代中，國(guó)家利用渦噴-5 的仿制，對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室有了全面的了解，儲(chǔ)備了部分基礎(chǔ)知識(shí)，于是啟動(dòng)了自主研制渦輪噴射式發(fā)動(dòng)機(jī)的嘗試。與此同時(shí)，中航工業(yè)正在研究中國(guó)的第一代教練機(jī)的選裝工作。為此，中航工業(yè)制作了一種小推力發(fā)動(dòng)機(jī)，推力僅有 15.7 千牛，用來(lái)供給殲教-1 的動(dòng)力系統(tǒng)，因?yàn)槠湓诟鞣矫娴呢暙I(xiàn)，最終授予其噴發(fā)-1A 編號(hào)。1957 年 7 月，噴發(fā)-1A 的研發(fā)項(xiàng)目啟動(dòng)了，由于前期準(zhǔn)備充分，只用了六個(gè)月便研發(fā)出第一臺(tái)試驗(yàn)型飛機(jī)。歷經(jīng)長(zhǎng)達(dá) 20 多個(gè)小時(shí)的發(fā)動(dòng)機(jī)試車考核后，其性能基本滿足了設(shè)計(jì)需求。就在中國(guó)航空工業(yè)人們對(duì)中國(guó)第一個(gè)“孩子”充4滿期盼之時(shí)，由于部隊(duì)的訓(xùn)練體系發(fā)生了變化，殲教 1 飛機(jī)研制計(jì)劃被取消，失去使用飛機(jī)的噴發(fā)-1A 的研制工作也隨之停止。發(fā)動(dòng)機(jī)噴發(fā)-1A 最后雖未投入生產(chǎn)，但他是中國(guó)自主研發(fā)噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)向成功邁出的第一步，為以后中國(guó)航空發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)業(yè)起到一個(gè)良好的帶頭作用，具有十分重要的意義。如果要說(shuō)國(guó)外的噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)， 第一位應(yīng)該是 HE-178 這是世界上首臺(tái)可以飛行的渦輪噴射式飛機(jī)。上世紀(jì) 30 年代，大多數(shù)飛行器的飛行速度都無(wú)法超過(guò)200m/s 無(wú)論是巧合還是機(jī)遇的到來(lái)，德國(guó)的年輕科學(xué)家甌海因研制出了第一臺(tái)渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，自此之后，噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)逐漸的進(jìn)入了大家的視線。國(guó)外的渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的研究在 50 年代末和 60 年代初進(jìn)入了一個(gè)高峰期，如 J79、 J75、埃汶、奧林帕斯、阿塔 9C、R-11 和 R-13，可用推重比已達(dá) 5~6。并在 60 年代中期出現(xiàn)了 J58 和 R-31 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。直到 60 年代末 70 年代初，用于“ 協(xié)和“ 超音速客機(jī)的奧林帕斯 593 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)問(wèn)世，最大推力達(dá)到 17000 大牛。然而，由于渦輪風(fēng)扇式發(fā)動(dòng)機(jī)的研制和改進(jìn)正在不斷進(jìn)步，渦輪噴射式發(fā)動(dòng)機(jī)的發(fā)展逐漸變緩、停滯，自此后就沒(méi)有重要的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)問(wèn)世了。這一章提出了研究課題的背景、研究目的和意義，闡述了渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)在國(guó)內(nèi)和國(guó)外的不同發(fā)展?fàn)顩r，從中對(duì)比不難發(fā)現(xiàn)國(guó)內(nèi)外的研究差距，因此無(wú)論是從何處著想對(duì)于渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的研究，都將是未來(lái)中國(guó)在航空發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的重要研究方向。4第 2 章 單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作本章主要論述壓氣機(jī)特性的定義、特性曲線以及發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作的定義、目的、計(jì)算過(guò)程和程序介紹。2.1 壓氣機(jī)特性的定義任何一臺(tái)壓氣機(jī)的工作情況都是由四個(gè)參數(shù)所決定：流過(guò)壓氣機(jī)的空氣流量壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速壓氣機(jī)進(jìn)口總溫壓氣機(jī)進(jìn)口總壓上列參數(shù)稱為壓氣機(jī)的工作參數(shù)，前兩個(gè)取決于壓氣機(jī)的工作狀態(tài)，后兩個(gè)取決于飛行條件。而壓氣機(jī)的性能參數(shù)主要是增壓比 和效率 。性能參數(shù)隨工作參*c?c?數(shù)的變化規(guī)律即為壓氣機(jī)特性。2.2 壓氣機(jī)的特性曲線2.2.1 特性曲線的定義通過(guò)相似理論在壓氣機(jī)中的應(yīng)用，對(duì)于同一臺(tái)壓氣機(jī)要做出一組不受進(jìn)口條件限制的特性線，必須滿足三個(gè)相似條件：幾何相似、運(yùn)動(dòng)相似和動(dòng)力相似。經(jīng)過(guò)分析簡(jiǎn)化后，得出兩個(gè)相似參數(shù)：轉(zhuǎn)速相似參數(shù)和流量相似參數(shù)。只要保證壓氣機(jī)的相似參數(shù)相同，則壓氣機(jī)的增壓比和效率就不變。運(yùn)用壓氣機(jī)相似參數(shù)坐標(biāo)系來(lái)繪制壓氣機(jī)的特性曲線，即為壓氣機(jī)的通用特性曲線。下面列出論文中用到相對(duì)轉(zhuǎn)速相似參數(shù)和相對(duì)流量相似參數(shù)的計(jì)算過(guò)程。首先計(jì)算換算轉(zhuǎn)速和換算流量，由相似參數(shù)相等得：15.28*1cornT?10325.8,*1cormqpT?5變形為（2-*15.28Tncor?1）其中， 為換算轉(zhuǎn)速。corn（2-15.28103**, Tpqmcor?2）其中， 為換算流量。cormq,而相對(duì)轉(zhuǎn)速相似參數(shù)和相對(duì)流量相似參數(shù)即為設(shè)計(jì)狀態(tài)下?lián)Q算參數(shù)和工作狀態(tài)下?lián)Q算參數(shù)的比值：（2-*1,,*,1,, 5.28Tnndcorddcordcor ??3）其中， 為相對(duì)轉(zhuǎn)速相似參數(shù)。n先將換算流量變形為流量相似參數(shù)：即 ??*11ApTqm??6（2-????*,1,,*,1*,1,1 dmddmTpqATq????4）其中， 為相對(duì)流量相似參數(shù)。??1?q由于設(shè)計(jì)點(diǎn)壓氣機(jī)進(jìn)口總壓未知，并為了簡(jiǎn)化計(jì)算，故取海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣時(shí)的固定值 101325 Pa。2.2.2 繪制基于 VB 語(yǔ)言的壓氣機(jī)特性圖首先，已得的壓氣機(jī)特性數(shù)據(jù)為 25 個(gè)等換算轉(zhuǎn)速，每個(gè)等換算轉(zhuǎn)速下有 8 組相似增壓比、相似換算流量和相似效率組成的壓氣機(jī)特性參數(shù)。由于數(shù)據(jù)量足夠密集，所以將點(diǎn)與點(diǎn)之間以直線連接的方式得到每一條等換算轉(zhuǎn)速線。壓氣機(jī)特性圖是以增壓比 為縱軸，相似換算流量 為橫軸繪制的，*c?)(?q共計(jì) 25 條等換算轉(zhuǎn)速線。當(dāng)壓氣機(jī)設(shè)計(jì)增壓比為 2.457，設(shè)計(jì)流量相似參數(shù)為 0.839，設(shè)計(jì)壓氣機(jī)效率為0.8652 時(shí)，得到圖 2-1。圖 2-1 為設(shè)計(jì)增壓比為 2.457 時(shí)壓氣機(jī)的流量特性圖，從依次增大的 25 條等換算轉(zhuǎn)速線的變化情況可以看出：流量特性曲線變陡的程度與換算轉(zhuǎn)速有關(guān)，當(dāng)轉(zhuǎn)速愈高時(shí)，曲線愈陡。7圖 2-1 壓氣機(jī)流量特性圖2.3 航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作發(fā)動(dòng)機(jī)五大部件組合在一起，構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)的本體進(jìn)行共同工作。由于民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的進(jìn)氣道和噴管均是不可調(diào)的，所以五大部件的共同工作就是壓氣機(jī)，燃燒室和渦輪的共同工作。發(fā)動(dòng)機(jī)在工作的時(shí)候，壓氣機(jī)和渦輪的轉(zhuǎn)子不停繞軸旋轉(zhuǎn)，按轉(zhuǎn)子轉(zhuǎn)動(dòng)的情況來(lái)分類，可以把發(fā)動(dòng)機(jī)的共工作分為穩(wěn)態(tài)和過(guò)渡態(tài)兩種。所謂穩(wěn)態(tài)是指發(fā)動(dòng)機(jī)在某一轉(zhuǎn)速下線序工作的狀態(tài)；而過(guò)渡態(tài)是指發(fā)動(dòng)機(jī)從某一轉(zhuǎn)速變到另一轉(zhuǎn)速下的工作狀態(tài)的總和。所以共同工作分為穩(wěn)態(tài)下的共同工作和過(guò)渡態(tài)下的共同工作。本課題研究的高度特性的調(diào)節(jié)規(guī)律是轉(zhuǎn)速 為常數(shù)，所以以下討論的共n同工作都為穩(wěn)態(tài)下的共同工作。2.3.1 穩(wěn)態(tài)下的共同工作方程的推導(dǎo)根據(jù)穩(wěn)定工作狀態(tài)下的四個(gè)共同工作條件：轉(zhuǎn)速一致，流量連續(xù)，壓力平衡和功率平衡來(lái)進(jìn)行推導(dǎo)：首先由流量連續(xù)得到：（2-colmfamgqq,,,, ???5）令 ??amcolfma,,,,?（2-agq,,??6）另由于 ??ttgmqATpKq??*3',???1*1, ?qATpKam?bp?*23?8??tbttcqTAKp????1*31'*12?（2-7）取 1'?K??tq?1?tb?式（2-7 ）可變形為 ??*13*TqDc???? （2-8）其中， 為常數(shù)。tAD1?由功率平衡得到：（2-mTcN??9）考慮到 camcwq, TamTgTwq?,,所以 （2-Tc??10）壓氣機(jī)功為 ?????????1*1*???ccRw渦輪功為 *1*3TT?????????????9令 *1cce????mTpecB?*'*1*TTe??????????**13c?（2-11）將式（2-11 ）帶入式（2-8）得到 ??????1*Cqecc?? （2-12）其中， 。BDC?式（2-12 ）可變形為：??*1cceqC??????（2-13）式（2-12 ）是渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)在穩(wěn)定工作情況下，按照確定的調(diào)節(jié)規(guī)律，同時(shí)滿足壓氣機(jī)和渦輪流量連續(xù)、壓力平衡和功率平衡條件而獲得的。2.3.2 穩(wěn)態(tài)下的共同工作方程的應(yīng)用可以注意到，上式（2-13）中的 C 值是由壓氣機(jī)特性圖上的設(shè)計(jì)點(diǎn)數(shù)值來(lái)確定10的，用 ， 和 來(lái)表示設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)。有了設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)計(jì)算出來(lái)的 C 值，就*,dc?,???dq,1?可以利用試湊法繪制共同工作線。首先，在已得的壓氣機(jī)特性參數(shù)中，任選一個(gè)等換算轉(zhuǎn)速上的任一組相似性能參數(shù)。記為 ， 和 ，通過(guò)以下公式計(jì)算壓氣機(jī)性能參數(shù)：*c??1q； ； *,*cdc??cdc?,?????1,1?qqd?得出該點(diǎn)的壓氣機(jī)性能參數(shù)后，帶入式（2-13）中算出 C 值，與設(shè)計(jì)點(diǎn)的 C 值作比較，看其是否相等。若不相等，則在這個(gè)等換算轉(zhuǎn)速上另選一點(diǎn)，再進(jìn)行計(jì)算，直至恒等，這時(shí)的點(diǎn)就是要找的該換算轉(zhuǎn)速下的共同工作點(diǎn)。依次找出不同換算轉(zhuǎn)速上的共同工作點(diǎn)，這些點(diǎn)的連線即為渦輪和壓氣機(jī)在該設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)下的共同工作線。2.4 繪制基于 VB 語(yǔ)言的共同工作線繪制共同工作線的計(jì)算思路是利用上一節(jié)所推導(dǎo)出的公式與結(jié)論，進(jìn)行程序編寫繪制出共同工作線以及調(diào)試各個(gè)參數(shù)點(diǎn)。已得的壓氣機(jī)特性數(shù)據(jù)為 25 個(gè)等換算轉(zhuǎn)速，每個(gè)等換算轉(zhuǎn)速下有 8 組相似增壓比、相似換算流量和相似效率組成的壓氣機(jī)特性參數(shù)。由于原始數(shù)據(jù)過(guò)少可能不足以找出要求的 C 值，所以相鄰數(shù)據(jù)間默認(rèn)為線性關(guān)系處理，來(lái)增加每組等換算轉(zhuǎn)速下的壓氣機(jī)特性參數(shù)組數(shù)。根據(jù)初定的設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)，可以求得一個(gè) C 值，再利用 For 循環(huán)語(yǔ)句，開始對(duì) 25 個(gè)等換算轉(zhuǎn)速依次進(jìn)行共同工作點(diǎn)的尋找。由于把相鄰數(shù)據(jù)間以線性關(guān)系處理，所以可以等分?jǐn)?shù)據(jù)間隔來(lái)增加 C值的尋找量。提取特性數(shù)據(jù)后，與設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)進(jìn)行結(jié)算后帶入式（2-13） ，得到的 C值與設(shè)計(jì)點(diǎn) C 值相比比較，當(dāng)誤差小于 0.01 或 0.001 時(shí)，即可認(rèn)為得到了該換算轉(zhuǎn)速的共同工作點(diǎn)。在圖片組件上輸出該點(diǎn)，待循環(huán)結(jié)束后，依次連接輸出點(diǎn)就得到了共同工作線。具體程序見(jiàn)附錄。程序開頭 0~7 的 For 循環(huán)表示一個(gè)相似換算轉(zhuǎn)速下的 8 個(gè)壓氣機(jī)特性參數(shù)，用a,qq 和 nn 分別代表相似增壓比、相對(duì)相似流量參數(shù)和相似效率。其中 For 循環(huán)以110.01 的步進(jìn)遞增，并用 Int 算法得出小數(shù)部分以便在兩個(gè)相鄰參數(shù)之間以等比例線性關(guān)系取值。然后利用給出的設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)算出增壓比 pc，相似流量參數(shù) q 和壓氣機(jī)效率 n，進(jìn)而算出 C 值。利用 Format 算法來(lái)控制精度，用 IF 語(yǔ)句判斷兩個(gè) C 之間誤差是否小于 0.01，若是相等則當(dāng)前的特性參數(shù)就是共同工作點(diǎn)的參數(shù)，并賦值給給定數(shù)組以便繪制共同工作線；若不相等，就增加 0.01 后進(jìn)行下一輪計(jì)算。計(jì)算程序的關(guān)鍵就是 For 循環(huán)的步進(jìn)取值和 C 值得精度控制。在保證足夠數(shù)據(jù)量的前提下減少循環(huán)次數(shù)，反復(fù)調(diào)試后確定了步進(jìn)為 0.01。而對(duì)于 C 值得精度控制，當(dāng)小數(shù)位取值過(guò)少即精度不夠，但是當(dāng)精度達(dá)到 0.001 時(shí)，得到的共同工作點(diǎn)過(guò)少，繪制出的共同工作線過(guò)短，所以控制精度為 0.01。2.5 本章小結(jié)本章主要論述了利用給定的壓氣機(jī)特性，用試湊法來(lái)尋找共同工作點(diǎn)并繪制共同工作線的過(guò)程，利用計(jì)算機(jī)計(jì)算過(guò)程簡(jiǎn)便，可以通過(guò)不停調(diào)試設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)來(lái)得到更多的共同工作點(diǎn)，以便為后續(xù)渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性研究時(shí)提供足夠的數(shù)值范圍。通過(guò)對(duì)算法和設(shè)計(jì)點(diǎn)取值的調(diào)試后，確定出一組設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)增壓比 ：*c?2.456，壓氣機(jī)設(shè)計(jì)效率 ：0.839，壓氣機(jī)進(jìn)口流量相似參數(shù)設(shè)計(jì)值 ：0.865。c? ??1?q12第 3 章 單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性本章根據(jù)第二章所得到的共同工作點(diǎn)為基礎(chǔ)，論述單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性的繪制。3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)特性及高度特性的定義發(fā)動(dòng)機(jī)推力 和燃油消耗率 隨著發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)的變化規(guī)律叫做發(fā)動(dòng)機(jī)特性，F(xiàn)sfc分為轉(zhuǎn)速特性、高度特性和速度特性。本課題研究的是單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性，故其余兩個(gè)特性不予討論。渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性是：在給定的調(diào)節(jié)規(guī)律下，保持發(fā)動(dòng)機(jī)的轉(zhuǎn)速和飛行速度不變時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力和燃油消耗率隨飛行高度的變化規(guī)律。當(dāng)飛機(jī)的飛行高度改變時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口的大氣壓力、大氣溫度和大氣密度都發(fā)生變化。當(dāng)飛行高度在 11 千米以下時(shí)，隨高度的增加，大氣壓力、溫度和密度都下降；當(dāng)飛行高度達(dá)到 11 千米以上的同溫層時(shí)，大氣溫度不隨高度而變化，大氣壓力和密度隨高度的增加繼續(xù)下降。所以高度的變化造成了發(fā)動(dòng)機(jī)工作環(huán)境的改變，使壓氣機(jī)并不一直在設(shè)計(jì)條件下工作，所以，研究發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性的前提就是研究壓氣機(jī)的特性，即找出共同工作線。3.2 調(diào)節(jié)規(guī)律的給定及應(yīng)用本課題給定的調(diào)節(jié)規(guī)律為轉(zhuǎn)速為常數(shù)，燃燒室出口總溫為常數(shù)和氣流在噴管完全膨脹。從給出的調(diào)節(jié)規(guī)律可以得到以下信息：由于氣流在噴管完全膨脹所以出口流量系數(shù) 為 1；由于轉(zhuǎn)速和燃燒室出口總溫不變所以渦輪落壓比 為常數(shù)。而這正??tq? *T?滿足在第二章得出式（2-11）時(shí)所需的前提條件，所以利用式（2-12） ，以試湊法得到的壓氣機(jī)共同工作線在研究發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性時(shí)可以借用。3.3 高度特性的計(jì)算過(guò)程高度特性的研究就是要得出每個(gè)高度下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃油消耗率，而要得到這兩個(gè)參數(shù)，就要從進(jìn)氣道開始，計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)截面的數(shù)值。下面給出具體計(jì)算過(guò)程。從飛行高度和飛行速度可以計(jì)算 0 站位（遠(yuǎn)前方）的氣流參數(shù)13和 的計(jì)算：0pT對(duì)流層 ：??mH10?HT5.61280????0=101325(1???/44308)5.2553同溫層 ：??mH1?KT7.2160?38.60HeP?和 的計(jì)算：*0pT)21(00*MakT???（3-1）1200*)1(???kaP（3-2）計(jì)算進(jìn)氣道出口截面的氣流參數(shù)：（3-*01T?3）14（3-inP?*01?4）計(jì)算壓氣機(jī)出口截面的氣流參數(shù)：?????????*1*12cT???（3-5）（3-*12Pc??6）計(jì)算燃燒室出口截面的氣流參數(shù)：（3-*23Pb??7）計(jì)算油氣比 ：f*32TCHfpgbu???（3-8）15計(jì)算渦輪出口截面的氣流參數(shù)：??mcolpvfTT?????1*12*34（3-9）1*3*????????????TT（3-10）（3-*3*4/TP??11）計(jì)算噴管出口截面的氣流參數(shù)：由于調(diào)節(jié)規(guī)律為噴管處于完全膨脹，所以 15?MacrP?*5?*45T*55846.0T?*51.8V???5*,5?qKpTAgm?（3-12）16推力和單位推力的計(jì)算：??050*51VqfPpAFm?????????（3-13）amsqF,?（3-14）燃油消耗率的計(jì)算：??scolFvfsfc??1360（3-15）以上過(guò)程為計(jì)算每個(gè)高度的推力 和燃油消耗率 的具體步驟。其中，壓氣sfc機(jī)增壓比 ，壓氣機(jī)效率 和壓氣機(jī)進(jìn)口流量參數(shù) 為找出共同工作點(diǎn)后計(jì)算*c?c???1?q得到的壓氣機(jī)特性值。3.4 繪制基于 VB 語(yǔ)言的高度特性圖首先，在壓氣機(jī)設(shè)計(jì)值的選擇上應(yīng)與上章調(diào)試出的設(shè)計(jì)值相同，以便保證共同工作點(diǎn)的數(shù)量，避免出現(xiàn)在某一高度下找不到共同工作點(diǎn)的情況，使特性圖缺點(diǎn)。其次，對(duì)于壓氣機(jī)實(shí)際流量 的處理，在上個(gè)小節(jié)計(jì)算推力 和燃油消耗率amq, F的步驟中，用到了 ，但這是計(jì)算具體推力時(shí)才必須的。繪制高度特性圖時(shí)，sfcam,是以推力變化率 和相對(duì)燃油消耗率 為縱軸，高度 為橫軸，推力變化率 的FsfcH17計(jì)算方法為（3-??????5'*'',5*,5'0'*' 50*5'0'*''550*5' 11???qKpTfpffpAfF gmg????????????????16）其中， 代表初始高度下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力， 代表任一高度下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力。'FF將式中包含壓氣機(jī)實(shí)際流量 的 進(jìn)行簡(jiǎn)化：amq, ',,gm（3-??????*,1''*1,'1, ,,,''',',, 11 dddmcolcolamg pTqffq?????????17）其中， 為壓氣機(jī)的相對(duì)相似流量值，為特定高度下共同工作點(diǎn)的特定值，??1?q和 為設(shè)計(jì)值。*,1dT,p可以看出， 的比值與壓氣機(jī)實(shí)際設(shè)計(jì)流量 無(wú)關(guān)，即與推力變化率',,gmaq dmq,無(wú)關(guān)，所以不必給出具體的壓氣機(jī)流量值。而計(jì)算燃油消耗率 時(shí)用到的是單F sfc位推力，與流量無(wú)關(guān)，所以也不必給出具體的壓氣機(jī)流量值。利用 For 循環(huán)語(yǔ)句，先在每個(gè)高度下先找出共同工作時(shí)的壓氣機(jī)特性參數(shù)增壓比 ，效率 和流量參數(shù) ，然后依次計(jì)算各截面的參數(shù)，最終得到當(dāng)前高度*c?c???1?q下的推力 和燃油消耗率 ，同時(shí)在輸出時(shí)則比上初始高度下的推力 和燃油消Fsfc F18耗率 ，即為該高度下的推力變化率 和相對(duì)燃油消耗率 。sfcFsfc3.4.1 繪制高度特性程序界面介紹程序界面如圖 3-1。圖 3-1 單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性圖可以看出，設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)沿用了共同工作時(shí)的調(diào)試參數(shù)，另外飛行馬赫數(shù) 也Ma可以手動(dòng)輸入。與計(jì)算相關(guān)的效率和損失系數(shù)作為可手動(dòng)輸入的形式直觀表現(xiàn)出來(lái)，方便對(duì)參數(shù)的細(xì)微調(diào)整。用“設(shè)計(jì)點(diǎn)賦值及初始高度范圍” 按鈕可以快速輸入初定的數(shù)值用“繪制高度特性線 ”按鈕來(lái)觀察當(dāng)前設(shè)計(jì)值下的單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性，黑線代表相對(duì)燃油消耗率 ，紅線代表推力變化率 。sfcF使用過(guò)程中，點(diǎn)擊“ 繪制高度特性線 ”按鈕后先是清除已有的高度特性圖，然后輸出當(dāng)前設(shè)計(jì)值、效率和損失系數(shù)下的發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性特?？梢郧宄目吹?，隨著高度的增加，相對(duì)燃油消耗率 下降，在高度達(dá)到 11sfc千米后，穩(wěn)定在 0.85 左右；而推力變化率 則隨高度增加而下降得明顯得多，而且F在高度達(dá)到 11 千米后，下降趨勢(shì)略有增加。3.4.2 飛行馬赫數(shù)對(duì)高度特性的影響在確定了設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)后，對(duì)高度特性的影響還來(lái)自飛行馬赫數(shù)。飛行馬赫數(shù)影響 0 截面的總溫總壓和進(jìn)氣道出口的總壓：馬赫數(shù)越大，0 截面19的總溫總壓就越大。而當(dāng)馬赫數(shù)大于 1 時(shí)，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)開始變小，從而影響進(jìn)氣道出口的總壓。以下是設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)不變，馬赫數(shù)分別為 0.3、0.9、1.2 時(shí)的高度特性圖：圖 3-2 馬赫數(shù)為 0.3 時(shí)的高度特性圖圖 3-3 馬赫數(shù)為 0.9 時(shí)的高度特性圖盡管變化不是很明顯，但是伴隨著兩條特性線飛行馬赫數(shù)的增加，都有上移的趨勢(shì)，即馬赫數(shù)越大，高度增加時(shí)的推力下降得越慢，燃油消耗率下降也越慢。20這表明了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在越高的高馬赫數(shù)下，0 截面的總溫總壓越高，減緩了由于高度上升所帶來(lái)的大氣溫度壓力下降的現(xiàn)象，從而得到比低馬赫數(shù)下更大的推力。圖 3-4 馬赫數(shù)為 1.2 時(shí)的高度特性圖這表明了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在越高的高馬赫數(shù)下，0 截面的總溫總壓越高，減緩了由于高度上升所帶來(lái)的大氣溫度壓力下降的現(xiàn)象，從而得到比低馬赫數(shù)下更大的推力。3.5 本章小結(jié)在第二章的基礎(chǔ)上，本章論述了在給定調(diào)節(jié)規(guī)律下的發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性的計(jì)算過(guò)程及程序編寫，得到了單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性的初步變化規(guī)律，即在高度 小H于 11 千米時(shí)，推力變化率 和相對(duì)燃油消耗率 都下降，但是推力變化率 下降FsfcF得更快；當(dāng)高度 大于 11 千米后，以為大氣溫度的恒定從而導(dǎo)致了相對(duì)燃油消耗H率 不變，而大氣密度的繼續(xù)下降使推力繼續(xù)下降。另外馬赫數(shù)對(duì)整體高度特性的sfc影響都不是很大，整體上即馬赫數(shù)越大，推力變化率 和相對(duì)燃油消耗率 下降Fsfc得越慢。21第 4 章 總結(jié)文章首先闡述了國(guó)內(nèi)外在航空渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)方面的發(fā)展情況，可見(jiàn)國(guó)外對(duì)于渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的技術(shù)掌握已經(jīng)非常的成熟，并逐漸向民航以外的方向發(fā)展。而國(guó)內(nèi)也是加緊了追趕的腳步，通過(guò)自主創(chuàng)新，不斷的研制出新型渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)，縮短與國(guó)外的差距.然后將課題分為兩部分論述，先介紹共同工作的定義，在理論計(jì)算尋找共同工作點(diǎn)的基礎(chǔ)上，編寫出適用于 VB 語(yǔ)言的程序算法，并對(duì)數(shù)據(jù)處理做了相應(yīng)的調(diào)整，最后調(diào)試出一組合適的設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)。然后對(duì)于高度特性的研究，從定義和調(diào)節(jié)規(guī)律中得到前提條件，列出理論計(jì)算的詳細(xì)步驟，再對(duì)其進(jìn)行優(yōu)化，編寫出相應(yīng)的 VB 程序，利用之前共同工作的程序找出共同工作點(diǎn)來(lái)計(jì)算每一高度下的推力和燃油消耗率，最終得到單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性。通過(guò)論文研究，可以得出如下結(jié)論：（1）在尋找共同工作點(diǎn)過(guò)程中，對(duì)壓氣機(jī)特性數(shù)據(jù)的處理方式和對(duì)判斷 C 值相等的精度條件最為關(guān)鍵。壓氣機(jī)特性數(shù)據(jù)的處理方式不同，會(huì)造成壓氣機(jī)性能參數(shù)計(jì)算的偏差，從而影響之后整個(gè)研究過(guò)程；對(duì)于 C 值相等的判斷條件，會(huì)很大程度的影響共同工作點(diǎn)的取值，精度過(guò)小則共同工作的范圍過(guò)寬，誤差過(guò)大，精度過(guò)大則會(huì)極大減少共同工作點(diǎn)的個(gè)數(shù)，使共同工作線過(guò)短，造成無(wú)數(shù)據(jù)可用的情況。通過(guò)反復(fù)修改調(diào)試，采用了分組式線性關(guān)系取值的方法處理壓氣機(jī)特性數(shù)據(jù)，將 C值得精度控制在 0.01。（2）為了得到合適的共同工作數(shù)據(jù)，對(duì)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)的調(diào)試是必不可少的，給定了壓氣機(jī)設(shè)計(jì)效率和設(shè)計(jì)相似流量參數(shù)后，通過(guò)改變?cè)O(shè)計(jì)增壓比來(lái)得到更多的共同工作點(diǎn)，有利于共同工作線的繪制和高度特性的研究。最后確定了一組壓氣機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)增壓比 ：2.456，壓氣機(jī)設(shè)計(jì)效率 ：0.839，壓氣機(jī)進(jìn)口流*c?c?量相似參數(shù)設(shè)計(jì)值 ：0.8652。??1?q（3）在設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)和飛行馬赫數(shù)不變時(shí)，單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性為：當(dāng)高 度小于 11 千米時(shí)，隨高度 的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃油消耗率下降，其中推HH力下降得更快；當(dāng)高度 大于 11 千米時(shí)，燃油消耗率不變，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨高度增加繼續(xù)下降，而且下降得跟快一些。具體過(guò)程為高度 增加，大氣溫度下降，H壓氣機(jī)進(jìn)口總溫下降。由于轉(zhuǎn)速不變，換算轉(zhuǎn)速上升，共同工作點(diǎn)沿同一共同工作線想右上方移動(dòng)，使壓氣機(jī)增壓比增大，進(jìn)而導(dǎo)致單位推力增大。另一方面，高度22的上升使空氣密度下降流過(guò)發(fā)動(dòng)機(jī)的流量變小。推力的變化主要由單位推力和空氣流量的變化決定，其中空氣流量變化起主導(dǎo)因素，所以推力隨高度的增加而下降，但在 11 千米以上時(shí)，由于大氣溫度的不變導(dǎo)致了單位推力的不變，從而出現(xiàn)了推力下降更快地情況。（4）飛行馬赫數(shù)對(duì)于單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性的影響，主要是對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī) 0截面氣流參數(shù)的影響，高馬赫數(shù)使得 0 截面總溫總壓變高，使得發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)截面參數(shù)上升，最后導(dǎo)致了推力和燃油消耗率的上升，這也反映了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)的情況下，有更好的高空高速性。綜上所述，為進(jìn)一步研究提出以下建議： （1）本文在處理壓氣機(jī)數(shù)據(jù)時(shí)只考慮了線性關(guān)系，使得編程和計(jì)算得到了一定程度的簡(jiǎn)便，但難免會(huì)有誤差。在進(jìn)一步研究中，還可以考慮先對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行擬合，建立非線性關(guān)系，再利用拉格朗日插值法進(jìn)行三點(diǎn)取值運(yùn)算。（2）本文分析高度特性中采用了包括設(shè)計(jì)點(diǎn)在內(nèi) 6 個(gè)控制變量，但航空發(fā)動(dòng)機(jī)在極大的高度變化時(shí)，需要考慮更多的影響因素，即采用更多控制變量以控制發(fā)動(dòng)機(jī)更多參數(shù)，但變量之間的相互影響亦是不可忽略。在進(jìn)一步研究中，如何采用更多控制變量，計(jì)算中如何還原變量之間的函數(shù)關(guān)系，得到更為精確的數(shù)值是需要更深入研究的。（3）在設(shè)計(jì)程序的時(shí)候，選用合適的程序會(huì)有助于更好的描述問(wèn)題以及理解問(wèn)題。例如在計(jì)算共同工作時(shí)擬合共同工作數(shù)據(jù)并不一定要用 Visual Basic 合理運(yùn)用Excel 中的數(shù)據(jù)擬合可以大大的簡(jiǎn)化工作量，計(jì)算機(jī)的運(yùn)算水平要高于人工算法，這也是本文利用計(jì)算機(jī)語(yǔ)言來(lái)進(jìn)行數(shù)據(jù)模擬的主要原因。23參考文獻(xiàn)[1] 瞿紅春，林兆福．民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理．北京：兵器工業(yè)出版社，2006． [2] 鄧明．航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理與構(gòu)造．北京：國(guó)防工業(yè)出版，2008． [3] 閻家斌．?dāng)?shù)值分析（第 2 版） ．北京：冶金工業(yè)出版社，2001．[4] 駱廣琦，桑增產(chǎn)，王如根，高坤華．航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真．北京：國(guó)防工業(yè)出版，2007． [5] 孫建國(guó)．現(xiàn)代航空發(fā)動(dòng)機(jī)多變量控制系統(tǒng)（Advanced Multivariable Control Systems of Aeroengines） ．北京：北京航空航天大學(xué)出版社，2005．[6] 景壽濤．燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)特性計(jì)算方法和計(jì)算程序．工程學(xué)院，1986． [7] 尚義．航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)．空工業(yè)出版社，1995． [8] 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Basic的算法并不算簡(jiǎn)單，插值法的多樣性也不時(shí)令人頭大，但終歸克服艱難困苦，討論出共同工作的簡(jiǎn)單算法，優(yōu)化程序，讓畢業(yè)設(shè)計(jì)一路上平穩(wěn)的進(jìn)行。最后，還要感謝母校，四年來(lái)的培養(yǎng)，專業(yè)課與公共課的老師都在暗暗地給予著影響。課程的安排總是合理地，引導(dǎo)著學(xué)生全面發(fā)展。感謝老師，感謝同學(xué)，感謝母校，沒(méi)什么能比為國(guó)家航天業(yè)貢獻(xiàn)能更好的報(bào)答大家了。筆者將全力的獻(xiàn)身于祖國(guó)的航天業(yè)，為美好的明天而奮斗！26某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性性能計(jì)算,姓名：XX 指導(dǎo)老師：XX,第1章 緒論,本課題主要研究的是單轉(zhuǎn)子發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性。根據(jù)已知數(shù)據(jù)，運(yùn)用Visual Basic進(jìn)行程序設(shè)計(jì)，繪制出壓氣機(jī)特性圖，并通過(guò)試湊法在特性圖上尋找到每個(gè)共同工作點(diǎn)，進(jìn)而繪制出共同工作線，然后根據(jù)得到的共同工作線數(shù)據(jù)利用多維插值法實(shí)現(xiàn)高度特性參數(shù)的計(jì)算，從而繪制出特性曲線。,第2章 單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作,明確定義：壓氣機(jī)特性；換算參數(shù)；相似參數(shù)；特性曲線。計(jì)算推導(dǎo)：共同工作方程；流量連續(xù)；功率平衡。設(shè)計(jì)算法：輸入數(shù)組；For循環(huán)；比較C值。,共同工作程序展示,第3章 單轉(zhuǎn)子燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高度特性,高度特性定義：F與sfc關(guān)于高度的變化規(guī)律。 氣流參數(shù)計(jì)算：計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)站位的氣流參數(shù)。 高度特性計(jì)算：計(jì)算F sfc 設(shè)計(jì)算法：計(jì)算各個(gè)高度下的F與sfc與初始狀態(tài)之比，利用VB語(yǔ)言picture繪制高度特性圖,高度特性程序展示,第4章 總結(jié),通過(guò)論文研究，可以得出如下結(jié)論： （1）尋找共同工作點(diǎn)的關(guān)鍵是控制精度?？刂凭仍?.01即可。 （2）當(dāng)高度小于11千米時(shí)，隨高度的增加，發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃油消耗率下降；當(dāng)高度大于11千米時(shí)，燃油消耗率不變，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力隨高度增加繼續(xù)下降，而且下降得跟快一些。 （3）飛行馬赫數(shù)對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)高度特性的影響，主要是對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)0截面氣流參數(shù)的影響，高馬赫數(shù)使得0截面總溫總壓變高，使得發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)截面參數(shù)上升，最后導(dǎo)致了推力和燃油消耗率的上升，這也反映了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)在高馬赫數(shù)的情況下，有更好的高空高速性。,謝謝觀看,,