航空发动机热力计算程序说明.doc
航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的航空发动机原理一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：1、155页计算油气比f时公式为： 若仅仅用假定的数值所得到的f为负值，因为此处单位不统一，必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似；2、计算如, ,如此形式的值时，一律用中间变量tm代替；3、157页 应改成4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：d1， 含有的类似，用d代替；: nb，含有的类似, 用n代替；：Picl，含有的类似；用Pi代替：bt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main()/假设飞行条件/double Ma0=1.6,H=11; /发动机工作的一些参数/double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*/预计的部件效率或损失系数/double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率 */double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数 */double nbab=0.97; /*加力燃烧效率 */double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数 */double nmh=0.98; /*高压轴机械效率 */double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率 */double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为 j/(kg。K)*/double k=1.4; /* 空气的比热比*/double Cpg=1244; /* 燃气的定压比热容，单位为 j/(kg。K)*/ double kg=1.3; /*燃气的比热比 */double Hu=42900; /*燃油的低热值，单位为kj/kg */double d1=0.05; /* 高压涡轮的相对冷却空气量*/double d2=0.05; /* 低压涡轮的相对冷却空气量*/double bt=0.01; /* 飞机相对引气量*/int sign=2; /*加力标记，若加力则为1，不加力则为其他值*/ /各截面参数的定义/double Pt0,P0,Tt0,T0,a0,c0; /*进口截面*/double Pt2,P2,Tt2,T2; double Pt3,P3,Tt3,T3;double Pt4,P4,T4;double Pt4a,P4a,Tt4a; /*高压涡轮前截面*/double Pt4c,P4c,Tt4c; /*低压涡轮前截面*/double Pt5,P5,Tt5,T5;double Pt6,P6,Tt6,T6;double Pt7,P7,Tt7,T7;double Pt8,P8,Tt8,T8;double Pt9,P9,Tt9,T9,Ma9,a9,c9;double Pt22,P22,Tt22,T22;double Pt45,P45,Tt45,T45;/涡轮参数定义/double Pith,Pitl;/*高低压涡轮落压比*/涡轮后混合室参数定义/double Bm,Cp6,Pm;/加力燃烧室参数/double fab,f0; /*加力燃烧室油气比fab,总油气比f0*/发动机性能参数定义/double Fs,Fsab,sfc,sfcab;/0-0截面压力和温度/if(H<11) T0=(288.15-6.5*H);P0=101325*pow(1-H/44.308),5.2553);else T0=216.7;P0=22700*exp(H-11)/6.338);a0=sqrt(k*R*T0);c0=Ma0*a0;Pt0=P0*pow(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2,k/(k-1); /*进口总压*/Tt0=T0*(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2); /*进口总温*/ 进气道出口总温和总压 /if(Ma0<=1)di=0.97;else di=0.97*(1-0.075*pow(Ma0-1,1.35);Pt2=di*Pt0;Tt2=Tt0;/风扇出口参数/Pt22=Pt2*Picl;Tt22=Tt2*(1+(pow(Picl,(k-1)/k)-1)/ncl);Lcl=Cp*(Tt22-Tt2);/高压压气机出口总温和总压/Pt3=Pt22*Pich;Tt3=Tt22*(1+(pow(Pich,(k-1)/k)-1)/nch);Lch=Cp*(Tt3-Tt22);/主燃烧室出口参数/f=(Cpg*Tt4-Cp*Tt3)/(nb*Hu*1000-Cpg*Tt4);Pt4=Pt3*db;Tt4=1800;/高压涡轮出口参数/tm=(1-bt-d1-d2)*(1+f)+Cp*d1*Tt3/(Cpg*Tt4)/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1);Tt4a=Tt4*tm; /* 4a代表内外涵气流在高压涡轮前混合之后的截面，tm为中间值，此处为Tt4a/Tt4*/Pt4a=Pt4;tm=1-Cp*(Tt3-Tt22)/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1)*nmh*Cpg*Tt4a);Tt45=tm*Tt4a;Pith=pow(1-(1-tm)/nth,-kg/(kg-1); /*高压涡轮落压比*/Pt45=Pt4a/Pith;/低压涡轮出口参数/tm=(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2*Cp*Tt3/(Cpg*Tt45)/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt4c=tm*Tt45;Pt4c=Pt45;tm=1-(Cp*(Tt22-Tt2)+Ct0/nmp)*(1+B)/(nml*Cpg*Tt4c*(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt5=tm*Tt4c; /*低压涡轮出口温度*/Pitl=pow(1-(1-tm)/ntl,-kg/(kg-1); /*低压涡轮落压比*/Pt5=Pt4c/Pitl;/低压涡轮后混合室出口参数/Bm=B/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2); /*混合室进口涵道比*/Cp6=(Cpg+Bm*Cp)/(1+Bm);tm=Cpg/Cp6*(1+Bm*Cp*Tt22/(Cpg*Tt5)/(1+Bm);Tt6=tm*Tt5;Pm=(Pt5+Bm*0.98*Pt22)/(1+Bm); /*混合室平均压力*/Pt6=dm*Pm;/ 分两种情况：加力与不加力/情况1、不加力的情况/if(sign!=1)f0=(1-bt-d1-d2)*f/(1+B); /*总油气比*/Pt7=0.98*Pt6;Tt7=Tt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1); T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9);c9=Ma9*a9;Fs=(1+f0-bt/(1+B)*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9)-c0;sfc=3600*f*(1-bt-d1-d2)/(Fs*(1+B); printf("发动机在不加力的情况下:nn单位推力:%fN/(kg.s-1)n耗率:%fkg/(N.h)n",Fs,sfc);else Tt7=2000; fab=(1+f*(1-bt-d1-d2)/(1+B-bt)*(Cpg*Tt7-Cp6*Tt6)/(nbab*Hu*1000-Cpg*Tt7);f0=(1-bt-d1-d2)*f+(1+B+bt)*fab)/(1+B);Pt7=0.96*Pt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1);T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9); c9=Ma9*a9;Fsab=(1+f0-bt/(1+B)*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9)-c0;sfcab=3600*f0/Fsab; printf("发动机在加力的情况下:nn单位推力:%fN/(kg.s-1)n耗油率:%fkg/(N.h)n",Fsab,sfcab);
