某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能計(jì)算

某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能計(jì)算,某型單,轉(zhuǎn)子,噴發(fā),動(dòng)機(jī),念頭,速度,特性,性能,機(jī)能,計(jì)算 某型單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能計(jì)算The Calculation of Velocity Characteristic Performance Simulation for Single Spool Turbojet Engine摘 要發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究是對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行設(shè)計(jì)與性能分析的重要研究手段。通過計(jì)算機(jī)仿真技術(shù)進(jìn)行數(shù)據(jù)處理和分析更為方便和經(jīng)濟(jì)。首先緒論部分論述了發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究的必要性，單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為相對(duì)簡(jiǎn)單的類型，既可以縮短研究時(shí)間，又具備一定的代表性，為后續(xù)的雙轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)等研究打下基礎(chǔ)。研究時(shí)，用計(jì)算機(jī)數(shù)值模擬進(jìn)行單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能計(jì)算。正文部分介紹了壓氣機(jī)特性曲線和換算參數(shù)，相關(guān)壓氣機(jī)數(shù)據(jù)是已知的，再結(jié)合相關(guān)條件推導(dǎo)出壓氣機(jī)和渦輪的共同工作方程，并說明了共同工作線的求解方法。最后利用共同工作點(diǎn)進(jìn)行速度特性的相關(guān)熱力計(jì)算，得到速度特性為：隨著飛行馬赫數(shù)的增大，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力開始略有下降或緩慢地增加，而在超音速范圍內(nèi)增加較快，當(dāng)馬赫數(shù)繼續(xù)增加時(shí)，推力轉(zhuǎn)為下降，直至推力為零。燃油消耗率隨著馬赫數(shù)的增大而增大，且在高馬赫數(shù)范圍增加的更為急劇。在最后，對(duì) VB 程序進(jìn)行了詳細(xì)的說明和總結(jié)。關(guān)鍵詞：?jiǎn)无D(zhuǎn)子；可視化初學(xué)者通用符號(hào)指令碼；二分法；共同工作；速度特性AbstractThe research of engine characteristics is an important research method for engine design and performance analysis. Data processing and analysis by computer simulation technology is more convenient and economical.The introduction part of the article discusses the necessity of the research on engine characteristics. Single rotor turbojet engine, as a relatively simple type, can not only shorten the study time, but also have certain representativeness, which will lay the foundation for the follow-up study of double rotors turbojet engine. Computer numerical simulation is used to calculate the speed characteristic of a single rotor turbojet engine. The main body part introduces the compressor characteristic curve and conversion parameters. The data of the compressor is provided .The common working equation of the compressor and the turbine is derived from the relevant conditions, and the solution method of the common working line is explained. Finally, we use the common working point to calculate the speed characteristic and calculate the speed characteristic.With the increase of the number of flying mach number, the thrust of the engine begins to decrease or slowly increase, but increases faster in the supersonic range. When the mach number continues to increase, the thrust will turn down until the thrust is zero. The fuel consumption rate increases with the increase of mach number, and increases more sharply in the range of high mach numbers.Finally, we explain and summarize the VB program in detail.Key Words:single spool ;Visual Basic;dichotomy;co-operating;velocity characteristicI目 錄第 1 章 緒論 11.1 課題背景 .11.2 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究的必要性 .21.3 研究方法、內(nèi)容和預(yù)期成果 .2第 2 章 壓氣機(jī)特性和共同工作 42.1 壓氣機(jī)特性 .42.2 壓氣機(jī)流量特性 .42.2.1 定義 42.2.2 特性曲線 52.3 壓氣機(jī)通用特性 .52.3.1 相似參數(shù) 52.3.2 通用特性 52.3.3 換算參數(shù) 62.4 穩(wěn)態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作條件 .62.5 穩(wěn)定工作的共同工作方程 .72.6 共同工作線 .8第 3 章 速度特性和程序說明 103.1 發(fā)動(dòng)機(jī)推力 F103.2 燃油消耗率 sfc .103.3 發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性 .113.3.1 調(diào)節(jié)規(guī)律的給定及應(yīng)用 113.3.2 幾個(gè)參數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化分析 113.4 速度特性計(jì)算過程 .113.5 程序初始界面 .143.6 共同工作線界面 .143.7 速度特性界面 .17第 4 章 結(jié)論 194.1 研究結(jié)果與理論分析 .194.2 總結(jié)與展望 .20II參考文獻(xiàn) 21致 謝 22附錄 A：程序清單 23附錄 B：外文翻譯資料 261第 1 章 緒論本章主要說明研究課題的背景、渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究的必要性以及擬采用的研究方法、內(nèi)容和預(yù)期成果等。1.1 課題背景航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為飛機(jī)的動(dòng)力來(lái)源，推動(dòng)巨大的飛機(jī)在空中高速飛行，其重要性不言而喻。要想在航空領(lǐng)域內(nèi)取得重大的理論成果或突破，就必須依賴于發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的革新與進(jìn)步。而航空發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)的進(jìn)步，又都來(lái)自于當(dāng)下的科學(xué)研究和實(shí)際生產(chǎn)。此外，航空發(fā)動(dòng)機(jī)對(duì)于其他行業(yè)的發(fā)展也有著巨大的影響力和輻射效應(yīng)。正因如此，航空發(fā)動(dòng)機(jī)的科學(xué)研究水平，代表了一個(gè)國(guó)家各方面的綜合國(guó)力。本文研究的對(duì)象是單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，相比較于早期的活塞式發(fā)動(dòng)機(jī)可以產(chǎn)生很大的推力，又具有重量輕的優(yōu)點(diǎn)。世界上的第一個(gè)以噴氣作為動(dòng)力的飛機(jī)是在 1993年的德國(guó)被制造出來(lái)的，它的首飛速度達(dá)到了 200m/s，揭開了新的航空時(shí)代的帷幕。二戰(zhàn)結(jié)束后，在社會(huì)工業(yè)水平飛速提高這一現(xiàn)實(shí)的刺激下，美國(guó)和英法等國(guó)家紛紛投入巨大的人力、物力和財(cái)力在噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)技術(shù)研究上，使得噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的各項(xiàng)性能指標(biāo)都有了很大的提升，并應(yīng)用于各種類型的飛機(jī)上，引發(fā)了一場(chǎng)航空工業(yè)的“噴氣革命 ”。下圖是本課題研究的對(duì)象—單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的示意圖。它的工作原理是：在發(fā)動(dòng)機(jī)運(yùn)行時(shí)，外界空氣經(jīng)過進(jìn)氣道，在飛機(jī)的高速飛行下，氣流速度減小，而壓力提高；氣流在經(jīng)過壓氣機(jī)時(shí)進(jìn)一步增壓，在飛機(jī)低速飛行時(shí)，壓氣機(jī)是增壓氣體的主要部件；在燃燒室中，氣體吸收了燃油燃燒時(shí)放出的熱量而變成高溫高壓的燃?xì)猓蝗紵耶a(chǎn)生的高溫高壓氣體推動(dòng)渦輪高速旋轉(zhuǎn)，由于發(fā)動(dòng)機(jī)是單軸的，所以渦輪通過和壓氣機(jī)聯(lián)接的軸將產(chǎn)生的功率提供給壓氣機(jī)；渦輪出口后的氣體具有較高的壓力和溫度，在流經(jīng)尾噴管后，氣體的壓力會(huì)減少，速度增加。圖 1-1 單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)原理圖2總的來(lái)看氣流流過發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)只是在燃燒室中得到了內(nèi)能，因?yàn)樵趬簹鈾C(jī)中得到的機(jī)械能與在渦輪中消耗的機(jī)械能相抵消，在進(jìn)氣道和尾噴管這兩個(gè)部件中氣流與外界沒有能量交換。發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部產(chǎn)生的內(nèi)能轉(zhuǎn)化成了氣體增加的動(dòng)能，由于流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)部氣體的速度小于流出時(shí)的速度，所以就產(chǎn)生了反作用力，即推力。1.2 渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究的必要性處于工作狀態(tài)的發(fā)動(dòng)機(jī)，其工作環(huán)境是復(fù)雜而又多變的，所以其工作狀態(tài)也是隨著環(huán)境的變化在不斷變化的。在民航領(lǐng)域，發(fā)動(dòng)機(jī)工作狀態(tài)可由推力大小的不同分為以下幾種：起飛工作狀態(tài)、最大連續(xù)工作狀態(tài)、最大爬高工作狀態(tài)、最大巡航工作狀態(tài)、慢車工作狀態(tài)和進(jìn)近慢車工作狀態(tài)。舉例來(lái)說，起飛時(shí)要求的推力比較大；巡航時(shí)要求有一定的推力，并且要盡可能低的燃油消耗率以降低經(jīng)濟(jì)成本；著陸時(shí)要求推力較小且穩(wěn)定工作，并能迅速重新加速。而以上這些，并不都是在發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)下工作的狀態(tài)，大多數(shù)是工作于非設(shè)計(jì)點(diǎn)。所以，這就要求在研究發(fā)動(dòng)機(jī)在非設(shè)計(jì)狀態(tài)下的性能，即發(fā)動(dòng)機(jī)特性。雖然現(xiàn)在渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)才是大型民用航空發(fā)動(dòng)機(jī)的主流，但是渦輪噴氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)的核心機(jī)部分的工作原理卻很相似。本課題的研究涉及單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的核心機(jī)工作原理，也可以為研究其他類型的燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)打下堅(jiān)實(shí)的基礎(chǔ)。本文最終研究的是速度特性，即推力和馬赫數(shù)之間的關(guān)系以及燃油消耗率和馬赫數(shù)之間的關(guān)系。而單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)作為相對(duì)簡(jiǎn)單的類型，既可以縮短研究時(shí)間，又具備一定的代表性。如果后續(xù)要研究雙轉(zhuǎn)子的渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)性能，對(duì)單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)性能的研究也能提供一定和方法和經(jīng)驗(yàn)。1.3 研究方法、內(nèi)容和預(yù)期成果實(shí)驗(yàn)法和計(jì)算法是正常研究燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的兩種主要方法。比較來(lái)說，實(shí)驗(yàn)的方法需要研制復(fù)雜的設(shè)備、花費(fèi)大量的資金和能源，偶爾一次的使用是可行的，但不可能經(jīng)常采用，所以就要尋找別的方法。隨著現(xiàn)代計(jì)算機(jī)技術(shù)的不斷提高，其運(yùn)算能力相較以前有了大幅的提高，加上發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)學(xué)模型研究的不斷深入，計(jì)算機(jī)仿真軟件的提高，由其是其精度的提高，在某種程度上彌補(bǔ)了使用計(jì)算方法的不足。但因計(jì)算方法有其獨(dú)特的優(yōu)越性，所以還是成為了正常研究發(fā)動(dòng)機(jī)特性的一個(gè)重要手段和方法。本課題在研究速度特性時(shí)，涉及的方法主要有換算法和坐標(biāo)法。換算法主要是在發(fā)動(dòng)機(jī)地面試車所獲得的數(shù)據(jù)基礎(chǔ)之上進(jìn)行的；坐標(biāo)法是以壓氣機(jī)通用特性曲線為基礎(chǔ)進(jìn)行計(jì)算的，這兩種方法也是本課題采用的兩種基本方法。計(jì)算法雖然相較于實(shí)驗(yàn)法有一定誤差，但仍是以實(shí)驗(yàn)法作為研究的基礎(chǔ)，所以其精確度還是有保障的。3本文在研究特性時(shí)，借助了已有的壓氣機(jī)的相關(guān)數(shù)據(jù)，并對(duì)其進(jìn)行了換算，然后將這些數(shù)據(jù)制成 Excel 表格，以便在 Visual Basic6.0 中引用。Visual Basic6.0 這款軟件是微軟公司早在 1998 年就推出的一種可視化程序設(shè)計(jì)語(yǔ)言，由于它是基于當(dāng)時(shí)最新的 Windows 98 操作系統(tǒng)，所以其功能更強(qiáng)，也更完善。其主要特點(diǎn)就是功能強(qiáng)大且容易上手，用途相對(duì)廣泛。由于這款軟件能夠比較好地滿足本課題的要求，所以就成為了第一選擇。通過在 VB 中進(jìn)行編程，可以將已有的數(shù)據(jù)在坐標(biāo)系中呈現(xiàn)出來(lái)，而由于數(shù)據(jù)是一個(gè)個(gè)離散的點(diǎn)，所以采用拉格朗日插值的方法在點(diǎn)與點(diǎn)之間插值，最終以連續(xù)函數(shù)的形式表現(xiàn)出來(lái)。在此基礎(chǔ)上得到的一系列的等換算轉(zhuǎn)速線，即壓氣機(jī)特性圖。拉格朗日插值法也是本課題主要采用的一種二維插值法，是進(jìn)行數(shù)據(jù)分析和處理的基礎(chǔ)，使課題的研究更為方便和可行。在每一條等換算轉(zhuǎn)速線上，可以利用二分法，依賴計(jì)算機(jī)強(qiáng)大的運(yùn)算能力，找出了較為精確的共同工作點(diǎn)，其誤差小到幾乎可以忽略不計(jì)，共同工作線便由此得到。通過得到的共同工作數(shù)據(jù)，在 Excel 中進(jìn)行數(shù)據(jù)的擬合處理，然后進(jìn)行熱力計(jì)算，從而得到了發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性曲線?？偟膩?lái)說，單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能計(jì)算，是運(yùn)用計(jì)算機(jī)的數(shù)值仿真技術(shù)，處理已知的發(fā)動(dòng)機(jī)壓氣機(jī)數(shù)據(jù)，通過二分法找到共同工作點(diǎn)，在 Excel 中進(jìn)行相關(guān)公式的擬合，將其代入到熱力計(jì)算中，進(jìn)而計(jì)算得到速度特性，找到發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃油消耗率隨飛行馬赫數(shù)的變化規(guī)律，并通過圖像進(jìn)行直觀表達(dá)。在這個(gè)研究過程中，可以深化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)原理知識(shí)的理解，鍛煉編寫程序解決實(shí)際問題的能力，并在整個(gè)過程中體驗(yàn)每一種方法的優(yōu)缺點(diǎn)。4第 2 章 壓氣機(jī)特性和共同工作在民航領(lǐng)域，共同工作主要是指壓氣機(jī)、燃燒室和渦輪這三大部件的共同工作。在飛行過程中，飛機(jī)并不會(huì)只工作于設(shè)計(jì)點(diǎn)，任何外界條件的改變都會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)工作于非設(shè)計(jì)點(diǎn)。此時(shí)，共同工作就決定了發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。研究完共同工作，就可以確定發(fā)動(dòng)機(jī)的一些參數(shù)隨外界條件的變化關(guān)系，再通過熱力計(jì)算，就可以獲得發(fā)動(dòng)機(jī)的性能。本課題研究的是幾何不可調(diào)單軸渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)部件的共同工作，這是一種最簡(jiǎn)單的情況，但卻是深入了解發(fā)動(dòng)機(jī)共同工作的基礎(chǔ)。所謂幾何不可調(diào)，就是指各部件的尺寸和形狀不會(huì)在非設(shè)計(jì)點(diǎn)發(fā)生變化。2.1 壓氣機(jī)特性壓氣機(jī)是發(fā)動(dòng)機(jī)十分重要的一個(gè)部件。壓氣機(jī)擁有能夠高速旋轉(zhuǎn)的葉片，可以對(duì)流經(jīng)的空氣做功，它的功能主要是起到增壓的作用,為燃燒作準(zhǔn)備，提高發(fā)動(dòng)機(jī)推力。在實(shí)際使用過程中，不但要求壓氣機(jī)在設(shè)計(jì)條件下工作，而且還能夠在與設(shè)計(jì)狀況不同的范圍內(nèi)正常工作。（在設(shè)計(jì)點(diǎn)，工作參數(shù)是相互獨(dú)立的。）這時(shí)壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速、空氣流量、飛行狀態(tài)和大氣條件都可能變化，其增壓比、效率都會(huì)隨這些因素變化。壓氣機(jī)特性就是研究發(fā)動(dòng)機(jī)在非設(shè)計(jì)點(diǎn)下的性能狀況。壓氣機(jī)的工作情況主要由四個(gè)參數(shù)所決定：（1）流過壓氣機(jī)的空氣流量 mq（2）壓氣機(jī)轉(zhuǎn)子的轉(zhuǎn)速 n（3）壓氣機(jī)進(jìn)口總溫 *1T（4）壓氣機(jī)進(jìn)口總壓 p這些是壓氣機(jī)的工作參數(shù)。其中，空氣流量 和轉(zhuǎn)速 n 取決于壓氣機(jī)工作狀態(tài)，mq壓氣機(jī)進(jìn)口總溫 和總壓 取決于飛行條件和大氣條件。*1*1壓氣機(jī)除了工作參數(shù)，還有性能參數(shù)，主要是指增壓比 和效率 。 *cπ *cη壓氣機(jī)的性能參數(shù)增壓比 和效率 隨工作參數(shù)流量 ，轉(zhuǎn)速 n，進(jìn)入壓氣*cπ *cηmq機(jī)空氣的總溫 ，總壓 的 變化規(guī)律稱為壓氣機(jī)特性。即：*1T1p= ( , ,n, ) = ( , ,n, )*cπ f*T1mq*c2f*1Tp2.2 壓氣機(jī)流量特性2.2.1 定義5發(fā)動(dòng)機(jī)原理課本上有對(duì)壓氣機(jī)流量的定義，仔細(xì)分析看來(lái)，壓氣機(jī)特性就是壓氣機(jī)的兩個(gè)工作參數(shù)—總溫 和總壓 保持不變的情況下，其兩個(gè)性能參數(shù)—增壓*1T*1p比 和效率 隨另外兩個(gè)工作參數(shù)—流量 和壓氣機(jī)轉(zhuǎn)速 n 的變化規(guī)律。即：*cπ *cηmq= (n, )； = (n, )*cπ 1f*cη2fmq2.2.2 特性曲線由于氣流在非設(shè)計(jì)狀況下的流動(dòng)規(guī)律非常復(fù)雜，而且壓氣機(jī)中的損失目前還無(wú)法準(zhǔn)確監(jiān)測(cè)，所以用計(jì)算的方法得到壓氣機(jī)的特性曲線有很大困難。既然計(jì)算的方法在實(shí)施上有困難，就可以采用實(shí)驗(yàn)法。在發(fā)動(dòng)機(jī)原理課本上有相關(guān)實(shí)驗(yàn)的描述：“實(shí)驗(yàn)的壓氣機(jī)是由變速電動(dòng)機(jī)帶動(dòng)的，在壓氣機(jī)的出口裝有節(jié)流裝置以控制流過壓氣機(jī)的空氣流量。進(jìn)行實(shí)驗(yàn)時(shí)，不斷選取固定的轉(zhuǎn)速數(shù)值，然后逐漸改變節(jié)氣門的開度以獲得不同的空氣流量，測(cè)量出這些空氣流量和壓氣機(jī)進(jìn)口處的總溫，總壓，壓氣機(jī)出口處的總溫，總壓，轉(zhuǎn)速等?！备鶕?jù)公式增壓比，效率將所得到的數(shù)據(jù)繪制在以增壓比為縱坐標(biāo)，流量為橫坐標(biāo)的圖上，便得到壓氣機(jī)的流量特性曲線。（2-*12cP?π1）（2-*12-c*cT)(ηγγπ?2）2.3 壓氣機(jī)通用特性2.3.1 相似參數(shù)在 2.2 節(jié)中講到的壓氣機(jī)流量特性線是在設(shè)計(jì)好的進(jìn)氣條件下獲得的，即壓氣機(jī)進(jìn)口總溫和總壓是定值。而在實(shí)際使用時(shí)，由于各個(gè)地點(diǎn)的海拔和溫度的不同，導(dǎo)致了進(jìn)氣條件也不同，所以試驗(yàn)時(shí)得到的特性還能不能在別的地方使用呢？答案顯然是可以的。也就是說，當(dāng)進(jìn)氣條件 和 改變時(shí)，依然能研究壓氣機(jī)特性。*1pT通用特性的理論根據(jù)是相似理論。在氣體動(dòng)力學(xué)及流體力學(xué)中已經(jīng)介紹了相似理論及?；?，這里僅將其作為一種工具應(yīng)用到壓氣機(jī)中。其說明的主要問題就是在兩種流動(dòng)現(xiàn)象中，如果對(duì)應(yīng)點(diǎn)上的相關(guān)物理量成比例，那么兩個(gè)流動(dòng)現(xiàn)象相似。這些物理量包括速度、壓力、溫度之比。6在原理課本上有對(duì)壓氣機(jī)相似參數(shù)的詳細(xì)敘述。經(jīng)過一系列的推導(dǎo)，可以得到壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速相似參數(shù) 和流量相似參數(shù) ，同一臺(tái)壓氣機(jī)時(shí)，*1TDn??*11ApTqm??D=1， A=1。2.3.2 通用特性由上述分析可知，當(dāng)滿足壓氣機(jī)的相似參數(shù)相同這一條件時(shí)，則壓氣機(jī)的增壓比 和效率 就不變。以流量相似參數(shù) 為橫坐標(biāo)，增壓比 為縱坐標(biāo)，轉(zhuǎn)*cπ *cη*1PTqm*cπ速相似參數(shù) 為變量就可以繪制出壓氣機(jī)的“通用特性曲線 ”，它可以適用于所有*1Tn的進(jìn)氣條件。壓氣機(jī)通用特性圖上的某一個(gè)點(diǎn)就代表了某一個(gè)工作狀態(tài)。2.3.3 換算參數(shù)一般為了方便使用，通常將通用特性曲線換算成以海平面標(biāo)準(zhǔn)大氣（， ）為進(jìn)氣條件的特性線。若以 ， ，n， 表示在KT15.28*1?Pa01325*? *1TPmq某一具體條件下所測(cè)的參數(shù)，而以 ， 表示在這一條件下的轉(zhuǎn)速和空氣流量，corncormq,根據(jù)兩個(gè)相似的參數(shù)相等這一條件，有：（2-15.28*1corT?3）10325.8,*1cormqpT?（2-4） *1.ncor（2-5）其中， 為換算轉(zhuǎn)速。corn（2-15.28103**, Tpqmcor?6）其中， 為換算流量。cormq,72.4 穩(wěn)態(tài)下發(fā)動(dòng)機(jī)的共同工作條件（1）轉(zhuǎn)速一致本課題研究對(duì)象是單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)。由于是單軸，所以壓氣機(jī)的轉(zhuǎn)速和渦輪的轉(zhuǎn)速是一致的。（2-Tcn?7）（2）流量連續(xù)流入壓氣機(jī)的空氣，葉片高速旋轉(zhuǎn)使其壓力增大，在燃燒室中與燃油混合燃燒，帶動(dòng)渦輪之后，由尾噴管排出。在這一過程中，流量雖然是連續(xù)的，但也有一定的氣體損失。令燃?xì)饬髁繛?，空氣流量為 ，燃燒室的燃油流量為 ，引起系gmq, amq, fmq,統(tǒng)用去的空氣流量為 ，可以得到如下公式：col,（2-colfag,,,, ???8）（2-??amcolfmaqq,,,,?9）（2-ag,,??10）（3）壓力平衡這里說的壓力平衡就是指總壓會(huì)在燃燒室內(nèi)有一定損失，所以令壓氣機(jī)出口總壓 乘上一個(gè)總壓恢復(fù)系數(shù)后，就等于渦輪進(jìn)口處氣體的總壓 。即 。*2P *3p*2b3σP?（4）功率平衡一般地，渦輪轉(zhuǎn)動(dòng)可以帶動(dòng)壓氣機(jī)工作，所以要使壓氣機(jī)和渦輪穩(wěn)定在某一轉(zhuǎn)速下工作，兩者的功率應(yīng)該平衡。即：（2-mTcN??11）又由于 TamTgTwqN?,,?（2-12） 可以得到 c?（2-13）2.5 穩(wěn)定工作的共同工作方程由 2.4 所講的功率平衡可知：（2-mTcw???814）壓氣機(jī)功為 （2-??????????1*1*????ccTRw15）渦輪功為 （2-*1*3TTRw????????????16）令 ， ， （2-*1cce????mTpecB?*' *1*TTe??????????17）（2-**13ceBT????18）得到 （2-?????1*Cqecc??19）其中， 。BDC?上式可變形為：（2-??*1cceqC??????20）這就是共同工作方程。9在這里，有幾點(diǎn)說明：（1）上式主要體現(xiàn)了渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)中渦輪與壓氣機(jī)一種相互影響和制約的關(guān)系。（2）這個(gè)方程的前提條件是發(fā)動(dòng)機(jī)幾何不可調(diào)，其渦輪導(dǎo)向器和尾噴管處于臨界或超臨界狀態(tài)，從而得到的共同工作方程。（3）該方程所包含的參數(shù)大都是壓氣機(jī)特性圖上的參數(shù)，可以通過該方程算出設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)條件下的 C 值，記為 ，從而進(jìn)一步尋找共同工作點(diǎn)，繪制共同工作線。d2.6 共同工作線共同工作線是在壓氣機(jī)特性圖上找出的一種表示，具體可采用的求解方法有試湊法或二分法，以下圖為例，大概有以下幾個(gè)步驟：（1）根據(jù) 2.5 節(jié)的相關(guān)說明，首先確定設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)下的 C 值，記作 。d（2）試湊法：從第一條轉(zhuǎn)速線開始進(jìn)行計(jì)算。本課題中已知了一些數(shù)據(jù)點(diǎn)的參數(shù)，從第一個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)開始計(jì)算，代入這個(gè)點(diǎn)的相關(guān)參數(shù)（ ， ， ），求出*cπ η)λ(1q一個(gè) C 值，將其與 比較。若相同，則為共同工作點(diǎn)，換到下一條等換算轉(zhuǎn)速線計(jì)d算；若不同，則跳到下一個(gè)計(jì)算點(diǎn)（可以在 VB 程序中設(shè)置相鄰兩個(gè)計(jì)算點(diǎn)的間距很小，比如 0.00001），進(jìn)行相同計(jì)算，利用計(jì)算機(jī)強(qiáng)大的計(jì)算能力，找出共同工作點(diǎn)，若整條線上都沒有共同工作點(diǎn)，則換到下一條等換算轉(zhuǎn)速線繼續(xù)計(jì)算。（3）二分法：驗(yàn)證的方法與上類似，只是找點(diǎn)的順序不同。可以先驗(yàn)證兩個(gè)端點(diǎn)是否為共同工作點(diǎn)，然后取兩個(gè)端點(diǎn)的中點(diǎn)進(jìn)行驗(yàn)證，確定好哪個(gè)區(qū)間后，再取中點(diǎn)進(jìn)行驗(yàn)證，如此重復(fù)計(jì)算，直至找到共同工作點(diǎn)。本課題采用的就是二分法。（4）如圖，計(jì)算完成后，在圖上得到了一共 14 個(gè)共同工作點(diǎn)，將所有這些點(diǎn)連起來(lái)，便得到了共同工作線，即圖中紅色的線。在程序中，還需要將每個(gè)共同工作點(diǎn)的相關(guān)參數(shù)記錄到 Excel 表中，便于在研究速度特性時(shí)使用。因?yàn)樵谘芯克俣忍匦缘臅r(shí)候，需要將得到的共同工作點(diǎn)相關(guān)數(shù)據(jù)在 Excel 中進(jìn)行公式的擬合，所以要編寫程序?qū)⑺脭?shù)據(jù)存入到一個(gè)新表中，這是非常重要的。其實(shí)在求共同工作線的時(shí)候，同樣也可以用函數(shù)擬合這一方法來(lái)求解共同工作點(diǎn)，只不過這樣做比較麻煩，因?yàn)橛?25 條換算轉(zhuǎn)速線，需要一條一條地去計(jì)算。10圖 2-1 壓氣機(jī)通用特性曲線11第 3 章 速度特性和程序說明發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性就是在尋找發(fā)動(dòng)機(jī)推力 和燃油消耗率 隨飛行馬赫數(shù) Ma 不Fsfc斷變化而改變的一種規(guī)律。所以，要想研究發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性，首先要了解對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃油消耗率的相關(guān)知識(shí)。前面說到的發(fā)動(dòng)機(jī)特性還有轉(zhuǎn)速特性和高度特性，但本課題只研究速度特性。3.1 發(fā)動(dòng)機(jī)推力 F流過發(fā)動(dòng)機(jī)的氣體，會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)外壁面殼體上產(chǎn)生很多方向的作用力，將這些力的合力進(jìn)行力的分解，其軸線方向上的分力就是推力。燃?xì)鉁u輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)，可以把它看做是一種推進(jìn)器，因?yàn)樗怯蓺怏w流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)而產(chǎn)生的反推力來(lái)驅(qū)動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)工作的；也可以把它看做是一種熱機(jī)，因?yàn)閺墓Φ慕嵌葋?lái)講，消耗的燃油的化學(xué)能最終被轉(zhuǎn)為機(jī)械能來(lái)使用。利用物理中動(dòng)量方程和相關(guān)力學(xué)知識(shí)推導(dǎo)，可得到表征發(fā)動(dòng)機(jī)推力的一般公式：（3-VqPfAFm??|)λ(|05*51）其中， 為燃?xì)饬髁浚?為噴氣速度， 為空氣流量， 為飛行速度，gmq, 5Va,為尾噴管面積， 為噴管后靜壓， 為靜壓。5A5P0推力是每個(gè)類型的發(fā)動(dòng)機(jī)的一個(gè)重要的參考數(shù)值，這個(gè)指標(biāo)能反映出發(fā)動(dòng)機(jī)性能的好壞。飛機(jī)在飛行過程中，當(dāng)外界大氣條件不變時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力越大，就可以認(rèn)為飛機(jī)具有更好的性能。3.2 燃油消耗率 sfc燃油消耗率的含義是：飛機(jī)產(chǎn)生的單位推力在一小時(shí)內(nèi)所消耗的燃油質(zhì)量。其中，單位推力是指推力與空氣流量之比。顧名思義，燃油消耗量指的就是燃油消耗的質(zhì)量。燃油消耗量可以用來(lái)反映發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪的性能變化和發(fā)動(dòng)機(jī)的經(jīng)濟(jì)性。但是，考慮到發(fā)動(dòng)機(jī)具體的推力，并不能單憑燃油消耗量高低反映發(fā)動(dòng)機(jī)經(jīng)濟(jì)性能好壞。在實(shí)際的飛行任務(wù)中，燃油消耗率作為一個(gè)重要的監(jiān)控參數(shù)存在。由上，可以寫出燃油消耗率的計(jì)算公式：（3-Fsfcqfm,360?2） 其中， 為燃油流量， 為發(fā)動(dòng)機(jī)推力。fmq,123.3 發(fā)動(dòng)機(jī)的速度特性一臺(tái)發(fā)動(dòng)機(jī)不可能總在設(shè)計(jì)點(diǎn)工作，在實(shí)際飛行過程中，發(fā)動(dòng)機(jī)會(huì)偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)而工作在非設(shè)計(jì)點(diǎn)，所以也要對(duì)非設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算和相關(guān)性能的分析。發(fā)動(dòng)機(jī)的熱力計(jì)算有如下重要作用：設(shè)計(jì)點(diǎn)的相關(guān)計(jì)算是進(jìn)行非設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算的基礎(chǔ)，例如可以通過設(shè)計(jì)點(diǎn)計(jì)算確定發(fā)動(dòng)機(jī)的相關(guān)幾何尺寸。設(shè)計(jì)點(diǎn)的熱力計(jì)算可基本給定一個(gè)合適的參數(shù)范圍。本計(jì)算采用定比熱容計(jì)算，簡(jiǎn)單而有相當(dāng)?shù)木?，可用于發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)的方案研究階段。3.3.1 調(diào)節(jié)規(guī)律的給定及應(yīng)用本課題給定的調(diào)節(jié)規(guī)律為:（1）轉(zhuǎn)速 n 是某個(gè)常數(shù)，燃燒室出口總溫是某個(gè)常數(shù)。（2）氣流在噴管內(nèi)完全膨脹。從中可以得到以下條件：（1）轉(zhuǎn)速和燃燒室出口總溫不變，渦輪落壓比 為常數(shù)，這是一個(gè)很重要的*T?前提。（2）氣流在噴管完全膨脹，出口流量系數(shù) 為 1。??tq?這些條件也正好與之前推導(dǎo)的共同工作方程相符合。3.3.2 幾個(gè)參數(shù)隨飛行馬赫數(shù)的變化分析單位推力：計(jì)算表明，單位推力隨飛行馬赫數(shù)的增加是不斷地減小，當(dāng)馬赫數(shù)不斷變大時(shí)，單位推力減小的速度會(huì)越來(lái)越快，直至為零。以上關(guān)系說明，飛行馬赫數(shù)增大時(shí)，噴管出口氣流的總壓 上升，噴氣速度 增大，但飛行速度增大的程*5P5V度始終大于噴氣速度增大的程度，即單位推力 總是減小的。Fs??推力：在飛行馬赫數(shù)較低時(shí)（小于 1），推力隨馬赫數(shù)的增加而增加，但速度比較緩慢；當(dāng)飛行馬赫數(shù)繼續(xù)增大時(shí)，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力迅速增大，因?yàn)榇藭r(shí)空氣流量的增加起主導(dǎo)作用；當(dāng)飛行馬赫數(shù)進(jìn)一步增大時(shí)，最終推力會(huì)因?yàn)閱挝煌屏ο陆档锰於鴾p小直至為零。燃油消耗率：隨著馬赫數(shù)的增加，增壓比 π 也隨之增加，從而使 增高，而*2T不變，故（ ）隨馬赫數(shù)的增加而降低，這一因素使燃油消耗率減小。但是，*3T*23T?隨馬赫數(shù)的增加，單位推力下降，由前面所得到的計(jì)算公式可知燃油消耗率增大，在原理課本上寫著這一因素起著主要的作用，所以燃油消耗率隨馬赫數(shù)的增加而增加。3.4 速度特性計(jì)算過程13在進(jìn)行關(guān)的發(fā)動(dòng)機(jī)熱力計(jì)算時(shí)，需要先明確以下一些條件：首先，要有給定的大氣條件和飛行條件：大氣溫度和大氣壓力，飛行高度 H 和飛行馬赫數(shù) Ma。一般地，可以采用標(biāo)準(zhǔn)狀況下的條件來(lái)進(jìn)行計(jì)算。然后，本文研究單轉(zhuǎn)子渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，需要先假定某一組工作過程參數(shù)：如壓氣機(jī)增壓比，渦輪前溫度等。最后，要有一些部件的工作效率和不可避免的損失情況。速度特性的研究就是在轉(zhuǎn)速和高度不變的情況下，要得出每個(gè)馬赫數(shù)下的發(fā)動(dòng)機(jī)推力和燃油消耗率，而要得到這兩個(gè)參數(shù)，就要從進(jìn)氣道開始，計(jì)算出發(fā)動(dòng)機(jī)各個(gè)截面的數(shù)值。（1）對(duì)流層 ：??mH10?（3-HT5.61280??3）（3-253.0 )084/(P4）同溫層 ：??mH10?（3-KT7.2160?5）（3-38.610HeP?6）和 的計(jì)算：*0pT（3-)21(00*MakT???7） （3-1200*)1(???kaP8） （2）計(jì)算 2 站位的氣流參數(shù)：（3-*01T?149） （3-inP?*01?10） （3）計(jì)算壓氣機(jī)出口截面的氣流參數(shù)：（3-?????????*1*12cT???11） （3-*12Pc??12） （4）計(jì)算燃燒室出口截面的氣流參數(shù)：（3-*23Pb??13） （5）計(jì)算油氣比 ：f（3-*32TCHfpgbu???14） （6）計(jì)算渦輪出口截面的氣流參數(shù)：（3-??mcolpvfTT?????1*12*3415） （3-1*3*????????????TT16） 15（3-*3*4/TP??17） （7）計(jì)算噴管出口截面的氣流參數(shù)：由于調(diào)節(jié)規(guī)律為噴管處于完全膨脹，所以 15?Ma， （3-crP?*5*45T18）， （3-*55846.0T??*551.8V??19）（3-??5*,5?qKpTAgm20） （8）推力和單位推力的計(jì)算：（3-??050*51VqfPpAFm?????????21） （3-amsq,?22） （9）燃油消耗率的計(jì)算：（3-??scolFvfsfc??136023） 163.5 程序初始界面下圖是程序的初始界面，在 VB 中的 Form.3 窗體。編程使用的程序設(shè)計(jì)語(yǔ)言是Visual Basic 6.0。使用 VB 6.0 便于建立界面外殼，將編程的方法、算法、代碼等隱藏起來(lái)。這是國(guó)內(nèi)外通用的程序設(shè)計(jì)軟件，相對(duì)簡(jiǎn)單、可靠，而且可以很好的滿足本課題研究的需要。從初始界面來(lái)看，主要是顯示課題名稱和包含兩個(gè)命令按鈕。在確定好設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)時(shí)，先點(diǎn)左邊的按鈕，即“共同工作線” ，通過對(duì)得到的共同工作點(diǎn)進(jìn)行處理，再進(jìn)行右邊按鈕“ 速度特性線 ”的運(yùn)行，得到最終的速度特性圖。具體的處理方法將在下面進(jìn)行介紹。圖 3-1 程序初始界面3.6 共同工作線界面圖 3-2 是共同工作線的界面，在 Form.2 窗體。設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)賦值：：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)增壓比，在程序中，該值賦為 2.525；*cπ：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)效率，在程序中，該值賦為 0.868；η：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)進(jìn)口溫度，在程序中，該值賦為 288；*1T：發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)渦輪前總溫，在程序中，該值賦為 1689；3：發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)流量相似參數(shù)，在程序中，該值賦為 0.8652。)λ(q本程序中的設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)都是有一定范圍的，以增壓比為例。不斷改變?cè)鰤罕鹊?7大小，會(huì)發(fā)現(xiàn)最終的圖像有一定改變，但當(dāng)增壓比過大時(shí)，圖像的顯示就會(huì)不正確。這也和 VB 中的坐標(biāo)系有關(guān)，當(dāng)參數(shù)值溢出時(shí)，程序就會(huì)出錯(cuò)，在無(wú)數(shù)次的試驗(yàn)中，可以發(fā)現(xiàn) VB 對(duì)程序編寫的要求是極高的，一丁點(diǎn)的錯(cuò)誤就會(huì)得不到正確的結(jié)果，需要進(jìn)行反復(fù)的思考與調(diào)試。圖 3-2 繪制共同工作線界面載入特性：本課題使用的壓氣機(jī)數(shù)據(jù)包括 25 組換算轉(zhuǎn)速，每組轉(zhuǎn)速線分別包含 8 個(gè)相似增壓比、流量和效率，顯然，這個(gè)數(shù)據(jù)是比較龐大的，所以可以借助 Excel 表格來(lái)處理這些數(shù)據(jù)，而不用一一地手動(dòng)輸入。將這些數(shù)據(jù)以數(shù)組的形式進(jìn)行使用，在坐標(biāo)系中以點(diǎn)的形式呈現(xiàn)出來(lái)，然后再利用拉格朗日插值公式將這些點(diǎn)連成曲線。在研究過程中，插值法的運(yùn)用是對(duì)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理的一種有效方法。簡(jiǎn)單來(lái)說，插值法就是在已知的一些散點(diǎn)之間，利用公式計(jì)算插入更多的散點(diǎn)以滿足研究的需要。下面介紹一下拉格朗日插值法的基本原理：首先從一個(gè)簡(jiǎn)單的插值問題入手：假設(shè)在一些節(jié)點(diǎn) 中取任意一點(diǎn) ，作一 n 次多項(xiàng)式 ，使它在),10(nix??)0(kx?)(xpk該點(diǎn)上計(jì)算出的數(shù)值等于 1，而在其余點(diǎn) 上求出來(lái)的值等,1,,ki????于零，即 ????kixpik01)(上式表明 次多項(xiàng)式 有 個(gè)點(diǎn) 的零點(diǎn)，所以可以設(shè)n)(knnxx,,,11?? ??置 ，其中， 為待確定的系數(shù)。)()()()( 110 nkkkk xAxp?????? kA由條件 立即可得：18（3-)())(()(110 nkkkk xxxA??????24）（3-)())(()() 110 nkkkkk xxxxp ?????? ??25）從上面的公式可以寫出 個(gè) 次插值多項(xiàng)式 。利用這些1?n )(,)(,10xpxpn?多項(xiàng)式可以獲得想要的 次插值多項(xiàng)式 形如)(10yy??的插值多項(xiàng)式就是拉格朗日插值多項(xiàng)式，記為 ，)()()(10 xpyxpyn?? )(Ln即：（3-)())(()( 11021 nkkkk nn xxxpypyL ??????? ?? ?26）考慮最簡(jiǎn)單的情況下，令 ，由上式即得兩點(diǎn)間的線性插值公式： 1?n（3-)()(010xxyL??27）若令 ，則又可得到常用的三點(diǎn)插值公式，也叫拋物線插值或二次插值：2?n（3-)()()()( 120221012010 xxyxyxxyL ?????28）顯然，這是一個(gè)二次函數(shù)。在求壓氣機(jī)特性圖的時(shí)候，就是利用了這個(gè)公式來(lái)進(jìn)行編程。繪制共同工作線：舉例來(lái)說，每一條轉(zhuǎn)速線上都有 8 個(gè)坐標(biāo)點(diǎn)，這 8 個(gè)點(diǎn)的 C 值都可以求出來(lái)，將這個(gè) C 值與設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)的 C 值做差，得到的值記為 DFC。如果 DFC 小于0.00001，那么就可以認(rèn)為這個(gè)點(diǎn)是共同工作點(diǎn)。從第一個(gè)點(diǎn)開始，使用二分法來(lái)求19解合適的 DFC。先取點(diǎn) 1 和點(diǎn) 2，假設(shè) M 點(diǎn)是點(diǎn) 1 和點(diǎn) 2 的中點(diǎn)。如果點(diǎn) 1 處的DFC 和點(diǎn) 2 處的 DFC 相乘小于 0，說明兩點(diǎn)間存在共同工作點(diǎn)。然后再計(jì)算 M 點(diǎn)的 DFC，如果大于 0，就取 M 點(diǎn)和點(diǎn) 2 之間的中點(diǎn)繼續(xù)計(jì)算，直到求得共同工作點(diǎn)為止。如果小于 0，則說明符合條件的共同工作點(diǎn)在點(diǎn) 1 和 M 點(diǎn)之間，然后再繼續(xù)運(yùn)算。其實(shí)二分法這個(gè)概念在高中數(shù)學(xué)知識(shí)中就有提到過，它的前提條件就是一個(gè)函數(shù)在區(qū)間 內(nèi)連續(xù)，且滿足兩個(gè)端點(diǎn)值 的話，這樣就可以不斷使??,ab()0fab?A用二分法得到想要的零點(diǎn)值。由于計(jì)算機(jī)的強(qiáng)大運(yùn)算功能，可以使這個(gè)值的誤差變得特別微小，能夠做到忽略不計(jì)。二分法有一定的理論依據(jù)作為支撐，就是零點(diǎn)存在性定理，這保障了編程的可靠性，為后續(xù)求出速度特性曲線打下了良好的基礎(chǔ)。3.7 速度特性界面圖 3-3 發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性曲線這是發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性曲線，在 Form.1 窗口。設(shè)計(jì)點(diǎn)參數(shù)賦值：：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)增壓比，該值賦為 2.525；*cπ：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)效率，該值賦為 0.868；η：壓氣機(jī)設(shè)計(jì)進(jìn)口溫度，該值賦為 288；*1T：發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)渦輪前總溫，該值賦為 1689；3：通過發(fā)動(dòng)機(jī)的空氣流量，該值賦為 65；mqH（km）：飛行高度，該值賦為 10，以 km 為單位。各部件效率及損失系數(shù)：：進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)，該賦值為 0.96；inσ20：燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)，該值賦為 0.905；bσ：渦輪效率，該值賦為 0.874；*tη：機(jī)械效率，該值賦為 0.98；mξ：燃燒室放熱系數(shù)，該值賦為 0.97；：冷卻空氣系數(shù)，該值賦為 0.03；colV：噴管總壓恢復(fù)系數(shù)，該值賦為 0.93；eσ：燃油的低熱值，對(duì)于航空煤油，該值為 42900kJ/kg。uH處理方法：在求速度特性的時(shí)候，有兩個(gè)關(guān)鍵的處理點(diǎn)。第一個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)就是對(duì)所求得的 14個(gè)共同工作點(diǎn)的處理。采用的方法是利用 Excel 表進(jìn)行擬合，分別將增壓比，流量相似參數(shù)和壓氣機(jī)效率與轉(zhuǎn)速 n 的關(guān)系用二次多項(xiàng)式表示出來(lái)，再進(jìn)行熱力計(jì)算求出推力和燃油消耗率。在面對(duì)具體數(shù)據(jù)的分析時(shí)，為了減少誤差，去除了 1 個(gè)與另外 13 個(gè)點(diǎn)在圖像上距離較遠(yuǎn)的點(diǎn)。顯然，由圖像可以看出，這 13 個(gè)點(diǎn)分布得比較集中，這令得出來(lái)的擬合公式的精確度還是有一定保障的。第二個(gè)關(guān)鍵點(diǎn)是是關(guān)于成像的，采用的方法是通過編程先求出在規(guī)定馬赫數(shù)范圍內(nèi)的最大推力和燃油消耗率，再用每一個(gè)馬赫數(shù)下的推力與燃油消耗率和最大值做比，得到一個(gè)比值，這個(gè)比值是在 0 到 1 范圍內(nèi)的，所以可以使縱坐標(biāo)的數(shù)值設(shè)定變得簡(jiǎn)單，不用考慮太多。其實(shí)最終在坐標(biāo)系中得到的還是一個(gè)個(gè)散點(diǎn)，可以直接用線性連接的方式就可以得到最終的速度特性圖。圖 3-4 Excel 表擬合公式圖21第 4 章 結(jié)論4.1 研究結(jié)果與理論分析文章首先介紹了本課題的研究背景，闡述了發(fā)動(dòng)機(jī)特性研究的必要性。這是很多強(qiáng)國(guó)發(fā)展航空技術(shù)的必然趨勢(shì)。接著進(jìn)入課題研究，引入了壓氣機(jī)特性的概念。對(duì)于發(fā)動(dòng)機(jī)每一個(gè)單獨(dú)的部件來(lái)講，任何一個(gè)其它部件工作狀態(tài)的改變都將影響到該部件的工作狀態(tài)。在民用航空領(lǐng)域，進(jìn)氣道和噴管的幾何尺寸可以被認(rèn)為不會(huì)改變。正因如此，正常所說的各部件共同工作，其實(shí)就是指壓氣機(jī)和渦輪的共同工作。為了進(jìn)行單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能計(jì)算，可以對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)態(tài)下的共同工作進(jìn)行分析，推導(dǎo)出關(guān)鍵的共同工作方程；并根據(jù)所給的數(shù)據(jù)和程序算法找出共同工作點(diǎn)，畫出了共同工作線。然后，在保持其他相關(guān)參數(shù)不變的情況下，進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性的研究，即尋找發(fā)動(dòng)機(jī)推力 F 和燃油消耗率 sfc 隨飛行馬赫數(shù) Ma 改變的變化規(guī)律。根據(jù)程序顯示的圖像可以看出：1．馬赫數(shù)在一開始的變化范圍內(nèi)，大約是 0 到 1，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力開始緩慢地增加，緊接著在超音速范圍內(nèi)迅速增加，繼續(xù)增大馬赫數(shù)時(shí)，推力開始下降直至為零。2．當(dāng)馬赫數(shù)變大時(shí)，燃油消耗率呈上升趨勢(shì)，在低馬赫數(shù)范圍內(nèi)增長(zhǎng)緩慢，但在高馬赫數(shù)范圍則急劇增加。隨著飛行馬赫數(shù)的增加,總增壓比 π 增加，會(huì)對(duì)單位推力造成兩方面的影響，一方面是總增壓比的增加，使循環(huán)的熱效率提高；另一方面是壓氣機(jī)出口的總溫增加，而渦輪前的燃?xì)饪倻乇３植蛔儯瑒t加熱量減小。眾多的實(shí)驗(yàn)和計(jì)算顯示，加熱量的減小起主導(dǎo)作用，因而，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，循環(huán)功是不斷地減小。所以單位推力隨飛行馬赫數(shù)的增加也是不斷地減小，只是在馬赫數(shù)較低時(shí)，變化較小，在馬赫數(shù)較高時(shí)，變化較大，直至變?yōu)榱恪？偨Y(jié)來(lái)說，就是一句話，單位推力總是在下降。由上述分析可知，在飛行馬赫數(shù)較低時(shí)（Ma＜0.4~0.5），由于流量增加，單位推力下降，而因?yàn)榱髁吭黾舆^于緩慢，所以單位推力的下降起主要作用，最終導(dǎo)致的結(jié)果是發(fā)動(dòng)機(jī)的推力略有下降；當(dāng)飛行馬赫數(shù)繼續(xù)增大時(shí)，空氣流量的增加起主要作用，發(fā)動(dòng)機(jī)的推力增大；當(dāng)飛行馬赫數(shù)進(jìn)一步增大時(shí)，單位推力急劇下降，推力減小；當(dāng)單位推力變?yōu)榱銜r(shí)，推力也為零。隨著馬赫數(shù)的增加，增壓比 π 增加， 增高，而 不變，所以（ ）這個(gè)*2T*3*23T?22差值隨之降低，這一因素使燃油消耗率減小。但是，隨馬赫數(shù)的增加，單位推力下降，由燃油消耗率的表達(dá)式可知燃油消耗率增大，這一因素起著主要的作用，所以燃油消耗率始終隨馬赫數(shù)的上升而上升，在低馬赫數(shù)范圍內(nèi)增長(zhǎng)緩慢，但在高馬赫數(shù)范圍則急劇增加。4.2 總結(jié)與展望利用計(jì)算機(jī)數(shù)值仿真的方法，在 VB 中通過編程進(jìn)行單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性性能的研究計(jì)算，得到了以圖像形式體現(xiàn)的單轉(zhuǎn)子渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)速度特性的規(guī)律。這體現(xiàn)了壓氣機(jī)與渦輪之間共同工作和相互制約協(xié)調(diào)的關(guān)系，實(shí)現(xiàn)了由理論到結(jié)果的這一過程。程序的內(nèi)部運(yùn)算處理過程，包括算法、結(jié)構(gòu)、過程等，具有很強(qiáng)的專業(yè)性，使得該過程和結(jié)果十分可靠。舉例來(lái)說，運(yùn)用的拉格朗日插值法具有很強(qiáng)的數(shù)學(xué)性，在對(duì)共同工作點(diǎn)處理的方法也做到了具體問題具體分析，通過去除 1 個(gè)誤差較大的點(diǎn)來(lái)保證結(jié)果的正確性。但是研究中也有不足的地方，就是在用二分法求共同工作點(diǎn)的時(shí)候，因?yàn)閳D像的緣故，對(duì)增壓比和效率進(jìn)行了粗略地處理，雖然比較方便，但嚴(yán)謹(jǐn)性不足。其實(shí)，如果想要更深入地研究，可以在上述問題的求解中考慮到更多的發(fā)動(dòng)機(jī)實(shí)際工作中的影響因素，使得仿真更加精準(zhǔn)，擬合度更高。以計(jì)算機(jī)數(shù)值仿真的方式進(jìn)行發(fā)動(dòng)機(jī)方面的研究，可以避免以試驗(yàn)方式研究所需的巨額花費(fèi)，而且效率高，便于更改和試驗(yàn)多組數(shù)據(jù)，對(duì)于研發(fā)中國(guó)自主產(chǎn)權(quán)的民航科學(xué)技術(shù)具有重要意義。在可以遇見的時(shí)期內(nèi)，發(fā)動(dòng)機(jī)的仿真模擬技術(shù)，需要繼續(xù)加強(qiáng)重視和深入發(fā)展。航空發(fā)動(dòng)機(jī)作為一個(gè)核心技術(shù)領(lǐng)域，需要大家付出的努力還有很多很多。在漫長(zhǎng)的探索道路中，雖然充滿了艱辛與坎坷，但也孕育著希望。每一個(gè)民航人都應(yīng)當(dāng)勇于創(chuàng)新，知難而上，為建設(shè)民航強(qiáng)國(guó)貢獻(xiàn)力量。23參考文獻(xiàn)[1] 陸忠軍，劉熊．燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)基礎(chǔ)．北京：中國(guó)民航出版社，2014． [2] 王云．航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理．北京：航空航天大學(xué)出版社，2009．[3] 瞿紅春，林兆福．民用航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)原理．北京：兵器工業(yè)出版社，2006． [4] 駱廣琦．航空燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)數(shù)值仿真．北京：國(guó)防工業(yè)出版社，2007．[5] 廉筱純，吳虎．航空發(fā)動(dòng)機(jī)原理．西安：西北工業(yè)大學(xué)出版社，2005．[6] 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288.15 - 6.5 * HP0 = 101325 * (1 - H / 44.308) ^ 5.2533ElseT0 = 216.7P0 = 22700 * Exp(1) ^ ((11 - H) / 6.338)End IfA0 = Sqr(1.4 * 287 * T0)Dim i As Longi = 0For Ma0 = Ma_1 To Ma_2 Step jdV0 = A0 * Ma0P0x = P0 * (1 + (1.4 - 1) / 2 * Ma0 ^ 2) ^ (1.4 / (1.4 - 1))T0x = T0 * (1 + (1.4 - 1) / 2 * Ma0 ^ 2)If Ma0 = 1 Thenσi = σimaxElseσi = σimax * (1 - 0.075 * (Ma0 - 1) ^ 1.35)End IfP1x = σi * P0xT1x = T0xP2x = πcx * P1xT2x = T1x * (1 + (πcx ^ ((1.33 - 1) / 1.33) - 1) / ηcx)P3x = σb * P2xT3x = T3xd