航空发动机原理Ⅲ大作业
发动机设计点热力计算
学
院
能源与动力工程学院
f一设计要求
1完成一台发动机的设计点热力计算
1）完成发动机循环参数的选取
2）完成发动机各部件设计参数（包括冷却空气量及其分配关系）的选取
3）说明以上参数选取的具体理由和依据
4）完成发动机各部件进出口截面参数（流量总）完成发动机各部件进出口截面参数（流
量、总温、总压）的计算
5）完成发动机总性能（推力、耗油率）的计算，并满足给定的要求（误差并满足给定
的要求（误差±2）
2题目：分排涡扇发动机，高度11km，马赫数08，标准大气条件下，发动机推力2500daN，
耗油率耗油率06kg（daNh）
二设计参数
1设计点参数
设计点物性参数
空气比热Cp：1005KJKg
燃气比热Cpg：1244KJKg
空气绝热指数k：14
f燃气绝热指数kg：133
气体常数R：287JKgK
燃油低热值Hu42900KJKg
2发动机参数（资料参考）
发动机型号涵道比
总压比巡航耗油空气流风扇直
率
量
径m
V2500
58
36
0586
357
1613
PW4000
64
464
0554
1200
287
GE9085B
83
37
0553
1415
312
3设计点飞行条件
设计点飞行参数
f飞行高度：H11km
飞行马赫数：Ma008
标准大气温度（11Km）T0：2167K
标准大气压强（11Km）：22700
4部件效率和损失系数
部件效率和损失系数（近似值）
进气道总压恢复系数：σi097
风扇绝热效率：ηCL087
增压级效率：ηCH088
高压压气机效率：ηCH088
主燃烧室效率：ηb098
主燃总压恢复系数：σb098
高压涡轮效率：ηTH089
低压涡轮效率：ηTL091
尾喷管总压恢复系数：σe098
f高压轴机械效率：ηmH098
低压轴机械效率：ηmL098
高压涡轮相对冷气量：δ17
低压涡轮相对冷气量：δ21
飞机引气量：β1
相对功率提取效率：
相对功率提取系数：CT03
三循环参数的初步选取范围
1涵道比
随着涵道比B的增加，当单位推力一定时，存在最佳涵道比Bopt，使sfc达到最小值，而
Tt4随涵道比单调增加，因此B过大或者过小会使sfc达不到要求，且B过大会使涡轮前温
度超温，当单位推力较小时，sfc随B的变化曲线在Bopt附近较为平坦，因此减小B，并不
严重增加sfc，但可使涡轮前总温Tt4显著降低。根据资料查得的发动机参数，初始可取涵
道比B612。
2涡轮前温度
根据现有涡轮材料和冷却技术水平，涡轮前温度最高能达到2200K，且在亚声速飞行时，涡
轮前温度过高会使耗油率增加。根据现有发动机参数，选取涡轮前温度Tt415001650。
3风扇增压比
风扇增压比一般随涵道比增加而降低，对于涵道比为B610的涡扇发动r