附录1发动机部件计算公式.doc

附录1 发动机部件计算公式
1 基础知识
1)空气、燃气的焓、熵公式见附录2。
2)气动函数、、、计算公式见附录3。
2 变循环发动机各部件的计算公式
2.1 进气道
2.1.1 已知：发动机飞行高度、飞行马赫数。
2.1.2 计算过程
1）计算标准大气条件下环境压力（静压），环境温度（静温）。
当高度时：
(2.1)
其中，高度的单位为，温度的单位为，压力的单位为bar。
2）进气道进口的总温总压：
（2.2）
:气体绝热指数，纯空气，燃气。
3）计算进气道总压恢复系数：
(2.3)
4）计算进气道出口总温总压:
(2.4)
2.2 压气机
双涵道变循环发动机中三个压气机部件，分别是风扇、CDFS和高压压气机，这三个压气机部件采用同一种计算方法。
2.2.1 已知
压气机进口总温Tin*、总压Pin*、压气机的压比函数值、物理转速、压气机导叶角度。
2.2.2 计算过程
1）计算压气机换算转速：
(2.5)
其中，风扇：，CDFS：,高压压气机:为压气机进口总温。
2）计算压气机增压比、效率和换算流量
压气机的增压比、效率和换算流量分别是其换算转速和压比函数值及导叶角的函数。
（2.6）
压气机增压比、效率和换算流量的求法如下：
（1） 附录4分别给出了风扇、CDFS,高压压气机的特性数据。利用线性插值法计算出压气机的换算转速为、压比函数值为时的特性图上的增压比、效率和换算流量。
（2） 将（1）求的特性图上的增压比、效率和换算流量代入（2.7）修正后得到压气机的增压比、效率和换算流量：
(2.7)
分别是增压比、效率和换算流量的修正系数。风扇、CDFS、高压压气机这三个值均分别取1，1，0.01； CDFS导叶角变化范围：，风扇和高压压气机的导叶角变化范围： ；风扇：，CDFS: ，高压压气机：。

3）计算压气机出口参数
压气机出口总压：;
计算进口熵：，进口焓：;
压气机出口理想熵：，这里，是气体常数;
由压气机出口理想熵，计算压气机出口理想总温：;
计算压气机出口理想焓：;
根据公式计算压气机出口焓;
由压气机出口焓求压气机出口总温：;
计算压气机流量：
(2.8)
其中，风扇：，CDFS：,高压压气机:；
计算压气机功和功率：
(2.9)
2.3 主燃烧室
2.3.1 已知
主燃烧室进口总温、总压、空气流量、主燃烧室出口温度。
2.3.2 计算过程
1）根据公式求出主燃烧室出口油气比，其中，和分别主燃烧室进出口焓，燃烧效率，燃油热值；
2）燃油流量；
3）出口总压，主燃烧室总压恢复系数。
2.4 涡轮
2.4.1 已知：涡轮进口总温、总压、涡轮的压比函数值、物理转速、涡轮导叶角度。
2.4.2 计算过程

1）求涡轮换算转速
（2.10）
其中，高压涡轮：，低压涡轮：。
涡轮的增压比、效率和换算流量分别是其换算转速和压比函数值及导叶角的函数。
（2.11）
2）涡轮的增压比、效率和换算流量的求法如下：
（1） 附录4分别给出了高压涡轮、低压涡轮的特性数据。利用线性插值法计算出涡轮的换算转速为、压比函数值为时的特性图上的增压比、效率和换算流量。
（2） 将（1）求的特性图上的增压比、效率和换算流量代入（2.12）修正后得到涡轮的增压比、效率和换算流量：
(2.12)
分别是涡轮增压比、效率和换算流量的修正系数。高压涡轮、低压涡轮这三个值均分别取1，1，0.01；高、低压涡轮导叶角变化范围： ； 高压涡轮：,低压涡轮：。
3）根据涡轮换算流量计算涡轮流量：
（2.13）
其中，高压涡轮：，低压涡轮：。
4）涡轮出口总压;
5）涡轮出口总温根据下面公式（2.14）求出。
（2.14）
其中：高压涡轮平均等压比热，低压涡轮平均等压比热， 为气体常数。
6）求涡轮进口焓，其中为涡轮进口油气比；
7）求涡轮出口焓；
8）涡轮功和功率：
（2.15）
其中，为涡轮机械效率.
2.5 涵道
2.5.1 已知
涵道进口总温、总压、流量、总压恢复系数。
2.5.2 计算过程
, 其中总压恢复系数
2.6 前混合器，选择活门，副外涵道建模
图1包含模式选择活门、副外涵道及CDFS涵道，高压压气机等。

图1 变循环发动机局部简图
图中数字序号表示发动机各截面参数定义的下脚标
2.6.1 已知
混合器两股参混气流参混前的总温、总压，副外涵、CDFS涵道出口面积和CDFS涵道出口流量。
2.6.2 计算过程
在已经给定副外涵、CDFS涵道出口面积的情况下，
1）CDFS涵道气流根据流量公式求出和，其中CDFS涵道出口面积，为CDFS涵道出口总压，为CDFS涵道出口总温，气动函数的定义及流量系数的取值见附录３；
2）由求出CDFS涵道出口静压；
3）由前混合器静压平衡和，求出和，为副外涵道出口总压；
4）由流量公式计算出副外涵道出口的流量。其中副外涵面积（选择活门面积）， 为副外涵出口总温，为流量系数见附录３；
5）由下列公式（2.16）求出前混合器出口总温、总压、流量。是由（2.16）的第二个公式求出的。
（2.16）
其中：，为前混合器出口焓，为前混合器CDFS涵道出口焓，为前混合器副外涵出口焓，为前混合器副外涵出口流量，为前混合器CDFS涵道出口流量，气动函数、的定义见附录３。
提示：，参考附录3。
2.7 后混合器
2.7.1 已知
混合器两股参混气流参混前的总温、总压、流量、面积。
2.7.2 计算过程
1）内涵气流根据流量公式求出和，其中内涵出口面积，为内涵出口总压，为内涵出口总温；
2）外涵气流根据流量公式求出和，其中外涵出口面积，为外涵出口总压，为外涵出口总温；
3）计算内涵静压，计算外涵静压；
4）由下列公式（2.17）求出混合器出口总温、总压、流量。是由（2.17）的第二个公式求出的。
（217）
其中：，为后混合器出口焓，为后混合器内涵出口焓，为后混合器外涵出口焓，为后混合器内涵出口流量，为后混合器外涵出口流量，气动函数、的定义见附录３。
注：必要时，后混合器出口总面积保持不变，内涵出口面积，外涵出口面积可以微调。
2.8 加力燃烧室
（2.18）
其中、分别为进出口总压， 、分别为进出口总温，、分别为进出口流量，为总压恢复系数。
2.9 尾喷管
本文采用拉瓦尔（收敛-扩张）尾喷管（如图2所示）进行计算。

图2 拉瓦尔尾喷管示意图
提示：在拉瓦尔尾喷管中，任意截面总温、总压、流量均不变，则由流量公式可以得到：

因此在已知任意截面的面积或者，就可以求出该截面的参数。
拉瓦尔尾喷管有三种工作状态：临界、亚临界和超临界。当处于临界时，尾喷管喉部，喉部之后气流变为超音速气流，尾喷管出口静压与大气压相等（完全膨胀）；处于超临界时，喉部，此时尾喷管出口面积会自动改变（增大）使尾喷管出口静压与大气压相等，使尾喷管变为临界状态，但尾喷管出口面积有最大限制，当到达最大限制值时，尾喷管出口静压不能与大气压相等，则通过重新计算出口参数；处于亚临界时，喉部，喉部之后不能加速到超音速。
2.9.1 已知
尾喷管进口总温、总压、流量、大气环境压力（大气环境压力见进气道中公式（2.1））。
2.9.2 计算过程
1）计算尾喷管喉道面积，出口面积。
假设尾喷管始终处于临界或超临界状态，即速度系数。
（1）由流量公式计算出；
（2），计算出，并求出；
（3）由流量公式计算出；
（4）判断（这里），如果是，则，利用流量公式重新计算。
2）计算尾喷管出口静温；
3）尾喷管出口气流速度,其中：，焓和焓分别由尾喷管出口总温和静温求出。
3 计算发动机性能参数
1）推力：。
其中是发动机总燃气流量，包括进口空气流量和燃油流量之和，为总的空气流量,是飞行速度，可以根据求得，其中是大气静温，是尾喷管出口静压，是大气环境静压，是尾喷管出口面积，为气体绝热指数，为气体常数。
2）单位推力：。
3）耗油率：,其中是主燃烧室的燃油流量，是推力。