文档介绍：航空发动机气动热力学模型
建模对象为双轴混合排气加力式涡轮风扇发动机,其主要部件为:进气道、风扇、压气机、燃烧室、涡轮、加力燃烧室、尾喷管。
由于航空发动机气动热力学系统十分复杂,在建立其非线性数学模型是做以下假设
(1)高温燃气流与航空发动机结构部件之间的非定常热交换;
(2)气体在航空发动机中的流动按准一元流动。

计算高度为H(km)的大气压力pH和温度TH,当H≤11km时,
TH =288-
pH=1013251-
当H≥11km时,
TH =
pH=p11e11-
式中p11是指高度为11km的大气压力,p11=×104Pa。
发动机进口总压p2、总温T2以及飞行速度v0分别为
p2=σIpH1+k-12Ma2kk-1
T2=TH1+k-12Ma2
v0=MaaH=MakRTH
式中σI ——进气道总压恢复系数,σI= σIMa;
Ma——飞行马赫数;
aH——当地声速;
k——空气绝热指数,k=kT2。

设风扇内、外涵道增压比及效率相同,即πCL=πII,ηCL=ηII,风扇的已知特性可表示为
qm,aL,cor=qm,aL,cornCL,πCL,φL
ηCL=ηCLnCL,πCL,φL
式中,ηCL,qm,aL,cor分别为风扇换算转速和风扇换算空气流量;φL表示风扇的几何可调参数。
在给定的风扇控制规律φL=φLnCL,cor的条件下,如果已知风扇转速nL和风扇增压比πCL,则nCL,cor=nL288T2和相应的φL,由nCL,cor,πCL,φL就可确定风扇工作点在风扇特性图上的位置,也确定风扇的工作状态。由风扇特性曲线得计算点qm,aL,cor和ηCL,并由此计算风扇出口参数,即
=πCLp2
Ⅱ=
qm,a=qm,aL,corp2101325288T2
=T21+πCLr-1θCL
Ⅱ=
式中r=k-1k其中k=;qm,a为通过风扇内、外涵道的总空气流量。

高压压气机的已知特性可表示为
qm,aH,cor=qm,aH,cornCH,πCH,φH
式中,φH表示高压压气机的几何可调参数。
ηCH=ηCHnCH,πCH,φH
在给定高压压气机的控制规律φH=φHnCH,cor的条件下,如果已知高压压气机的转速nH和高压压气机的增压比πCH,则得nCH,cor=nH288T2和相应的φH,由nCH,cor,πCH,和φH就可以在高压压气机的特性图上确定工作点位置,并得到qm,aH,cor和ηCH,并由此计算出高压压气机的出口参数,即
p3=
qm,aH=qm,aH,
T3=+πCHr-1ηCH
当高压压气机抽取冷空气冷却高、低压涡轮时,高压压气机的出口流量应做修正。
设从高压压气机抽取的冷却空气量
qm,a,col=Kcolqm,aH
式中,Kcol为高压压气机抽气量系数,Kcol=常数或Kcol=KcolT4。抽取冷却空气后,高压压起机出口空气流量
qm,a3=qm,aH-qm,a,col
抽出空气的总温由下式估