航空发动机设计手册13非设计点的计算是什么意思

来源：蜘蛛抓取(WebSpider) 时间：2017-10-15 09:11 标签： 航空发动机设计手册
【图文】航空发动机多学科综合优化设计_百度文库
两大类热门资源免费畅读
续费一年阅读会员，立省24元！
航空发动机多学科综合优化设计
&&航空 多学科优化设计 高等教育
大小：4.50MB
登录百度文库，专享文档复制特权，财富值每天免费拿！
你可能喜欢航空发动机设计42-52_百度文库
两大类热门资源免费畅读
续费一年阅读会员，立省24元！
航空发动机设计42-52
阅读已结束，下载文档到电脑
想免费下载本文？
定制HR最喜欢的简历
下载文档到电脑，方便使用
还剩23页未读，继续阅读
定制HR最喜欢的简历
你可能喜欢您所在位置： &
&nbsp&&nbsp&nbsp&&nbsp
航空发动机设计42-52.docx 26页
本文档一共被下载：
次 ,您可全文免费在线阅读后下载本文档。
下载提示
1.本站不保证该用户上传的文档完整性，不预览、不比对内容而直接下载产生的反悔问题本站不予受理。
2.该文档所得收入(下载+内容+预览三)归上传者、原创者。
3.登录后可充值，立即自动返金币，充值渠道很便利
需要金币：350 &&
你可能关注的文档：
··········
··········
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：0. 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?1. 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.1. 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) /R
== 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. 1
0. 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 )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. 2 1.5M/30000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. 3 1. 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. E4
正在加载中，请稍后...
24页21页451页124页21页35页69页33页89页33页 上传我的文档
 下载
 收藏
一位正在IT行业中学习的小人物，想分享一些学习资料给所有人
 下载此文档
正在努力加载中...
面向对象的航空发动机性能仿真系统设计与状实现
下载积分：1250
内容提示：面向对象的航空发动机性能仿真系统设计与状实现
文档格式：PDF|
浏览次数：4|
上传日期： 11:22:15|
文档星级：
全文阅读已结束，如果下载本文需要使用
 1250 积分
下载此文档
该用户还上传了这些文档
面向对象的航空发动机性能仿真系统设计与状实现
关注微信公众号

我要回帖

更多关于 航空发动机设计手册 的文章

 

随机推荐