《航空发动机设计》word版

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1、4.4设计点循环分析举例使用前一节中提出的方法，开始搜索第ー章的招标书（RFP）中描述的空战战斗机（AAF)发动机设计参数的最佳组合.将研究几个关键飞行状态下发动机设计点的可能的组合，以便缩小主要的发动机设计参数的范围.确定这些参数的合理范围后，着手非设计状态分析（第五章）并选出能够产生所需安装推力的发动机尺寸（第六章）.4.4.1选择合适的设计点参数的范围为使大量有希望的设计点选择缩小至易于控制的范围，不必详细研究飞机飞行状态和发动机设计点所有可能的组合.相反，一些具有明显不同特性和燃油消耗较多（TT较小）的关键飞

2、行状态可用于确定重要的趋势.对RFP中的AAF来说，下面提出了这样一个范例：l0.9M/43000英尺BCM/BCA亚音速巡航爬升，因为在3-4航段（∏=0.9768)和10-11航段（∏=0.9620)要求低油耗•l1.5M/30000英尺超音速突防和脱离冲刺，因为在6-7航段G分航段（∏=0.9331)和8-9航段（∏=0.9769)要求大的推力，以保证不打开加力时具有低的油耗.l1.2M/30000英尺下的超音加速，因为在6-7航段F分航段(∏=0.9808)和7-8航段J分航段（∏=0.9801)均要求打开加

3、力时的大推力和低油耗.发动机设计将根据下列的部件性能参数和信息:说明设计值多变效率风扇（）0.89高压压气机（)0.90离压树轮（)0.89低压涡轮（）0.91总压比进气道（)0.97燃烧室（)0.97混合器（)0.97加力燃烧室（)0.96喷管（)0.98部件效率燃烧室（）0.98加力燃烧室（)0.97说明设计值机械效率低压轴（）0.99•高压轴（）0.98功率分出()0.98燃油(JP-4)热值()1800英热量单位/磅加力燃烧宰总温()3600°R涡轮冷却空气>2400R==(-2400)/160002400R

4、==04.4.3结果分析附在本教科书中的ONX设计点计算机程序可用来研究4.4.1节中选出的三个关键飞行状态下设计参数,,和的60个不同的设计点组合.图4.El—4.E5的曲线是最有希望的设计组合的研究结果.这些结果示出了非安装的耗油率随非安装的单位推力的变化.非安装的耗油率（S）用1.1S/(C)表示，以便与非安装的油耗的估计值比较.请注意α=0相应于零涵道比涡扇发动机，即通常所说的涡喷发动机.4.4.3.10.9M/43000英尺下的BCM/BCA亚音速巡航爬升对图4.El—4.E3表示的计算结果的研究表明，非安

5、装的耗油率（S)和单位推力（F/。）显著地受涵道比（)和压气机压比（)的影响.另一方面，图4.E1和4.E2的比较表明，风扇压比（）对发动机性能的影响较小，而图4.E1和4.E2的比较得到一个熟悉的结果，即S和F/均随最大循环温度增髙而增大.因此，主要目标集中于和可使用范围的选择，而和将留在后面的结果中考虑.根据对亚音速涡扇发动机一般的估计，增大将使F/和S均减小，因为可用推进能量扩散到更多的流入的空气中.因为等直线斜率表明F/。的下降速度约为S的两倍，那么选择大于0.5的似乎是不合适的.反过来，既然1.1S/(C)

6、在每处均大于1,则不应小于0.3.因此，此飞行状态的最佳值可能在0.3—0.5之间.仅增大将使F/。和S的特性更加复杂，因为在F/达到最大值时S还在继续减小.正如参考文献[2]所述，此脖点是涡轮发动机的特征.逻辑上选择的值应在曲线的弯曲部位以下，但不能太靠下，否则S稍有减小便会使F/。迅速下降.而且不应超过合理的范围（目前此范围为35—40).不幸的是，在核心流的不允许的堵塞出现在混合器进口之前，甚至达不到这些值.总的来说，这些原因表明，对于此飞行状态来说^应该保持在20—35之间•4.4.3.21.5M/30000

7、英尺下的超音速突防和脱离冲刺在此飞行状态下,,和对S和F/的影响可以作出与上面非常相似的定性和定量的结论.从图4.E4可以看出，主要的不同在于在曲线弯曲部位下面的关键区域F/随下降较快而随的下降较慢，且无核心流堵塞的迹象.考虑所有的因素，包括在此飞行状态下对大推力的特殊需要，参数的适用范围为10<<20和0.2<<0.4.4.4.3.31.2M/.30000英尺下的超音速加速图4.E5所示的计兑结果表明，增加和减小均可使S减小和F/有所增加.同样，的变化对结果几乎无影响，可能是因为混合器使影响减弱.而增大和均可使S和

8、F/。有所增加.至此，已经很清楚在任何飞行状态F均难以满足期望的油耗率.此后，为此用途的设计点的搜索必须完全集中于减小油耗率.tS3图4.E41.5M/30000英尺，=3200°R,=3.5,不加力另外，AAF的起飞重量（）将超过第三章中的初始估计值，既然确定的方程（3.44)是非线性的，则可能大得不可接受.当发动机油门杆拉回至需要的推力时,