航空发动机气动热力学模型.doc

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。(km)的大气压力pH和温度TH,当H≤11km时,TH=288-=1013251-≥11km时,TH==p11e11-,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-1T2=TH1+k-12Ma2v0=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。、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,φLηCL=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,=Ⅱ=,a=qm,aL,=T21+πCLr-Ⅱ==k-1k其中k=;qm,a为通过风扇内、外涵道的总空气流量。,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=,aH=qm,aH,=+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算Tcol=αcolT3式中,αcol为抽气系数,取决于抽气系数结构的参数。=ηbα,p3,T3,T4σb=σbvb,θ式中,α——燃烧室内混合气余气系数;vb——燃烧室气流速度;θ——燃烧室加热比θ=T4T3。供给燃烧室的燃油流量随时间的变化规律为qm,f=qm,ft燃烧室内混合气余气系数α=qm,a3qm,fL0式中,L0为1kg完全燃烧所需的理论空气量,L0=。根据α,p3,T3及T4查燃烧室特性就可得ηb,再根据燃烧室的能量平衡,可以计算T4。其能量平衡方程为qm,fHuθb+qm,fhfTf0+qm,a3haT3=qm,fhfT4+qm,a3hgT4式中,Tf0——进入燃烧室的燃油温度;ha,hg,hf——分别为1kg空气、燃气、燃油的热焓。燃烧室出口参数p4=σbp3qm,g4=qm,a3+qm,,gH,col=qm,gH,colnTH,cor,πTHηTH=ηTHnTH,cor,πTH高压涡轮的换算转速nTH,cor=nHT4dT4,如果已知高压涡轮的膨胀比πTH,则有πTH和nTH,cor即可确定高压涡轮的工作状态,并根据高压涡轮特性图查得qm,gH,col与ηTH,于是得高压涡轮出口参数qm,gH=qm,gH,='=T41-1-πTH-r'ηTH式中,r'=k'-1k',k'为燃气的绝热指数,k'=k'T4,α。考虑冷却高压涡轮的空气流入高压涡轮与燃气流掺混后,高压燃气