1、1.2.1 高度 7000 米以下：巡航状态（0.4 额定、0.6 额定、0.7 额定、0.85 额定），保持燃油流量不变，发动机物理转速恒定为 12300r/min，引气量分为为0.15kg/s、0.26kg/s、0.355kg/s、0.46kg/s、0.505kg/s、0.55kg/s 时，对发动机涡轮前温度及性能的影响。巡航状态（0.4 额定、0.6 额定、0.7 额定、0.85 额定），发动机燃油流量不变，发动机物理转速恒定为 12300r/min，涡轮前温度不应超过表 5 规定时，发动机最多可引用的空气量（高度011000m，大气温度-70+55，飞行速度 0200m/s）；1.2.
2、2 高度 7000 米以上：巡航状态（0.4 额定、0.6 额定、0.7 额定、0.85 额定），保持燃油流量不变，发动机物理转速恒定为 12300r/min，分析引气0.12kg/s、0.26kg/s、0.355kg/s、0.46kg/s和 0.475kg/s，对发动机涡轮前温度及性能的影响。巡航状态（0.4 额定、0.6 额定、0.7 额定、0.85 额定），发动机燃油流量不变，发动机物理转速恒定为 12300r/min，涡轮前温度不应超表 5 规定时，发动机最多可引用的空气量（高度011000m，大气温度-70+55，飞行速度 0200m/s）。二、计算方法与流程假设气体是完全气体，流经
3、每一部件时是定常的和一维的。气流流经发动机各部件的定压比热容、定容比热容和定熵指数是变化的，即采用变比热容热力计算。根据质量动量和能量守恒方程计算各截面参数。2.1 变比热计算简介在发动机热力计算过程中，根据所取空气比热比的不同，分为定比热方法和变比热方法。两种方法的本质区别是空气定压比热容的取值不同，定比热方法把空气的定压比热容视为常数，而变比热方法中空气的定压比热容是一个随温度变化的函数。即把描述等熵过程的公式k -1T2 p2 k= Tp（2-1）1 1 用公式2dTp cp= R ln 2 （2-2）1Tp1替代。对于空气，（2-2）式中的cp 常用多项式拟合的方法计算，本报告中采用的
4、cp 和空气温度T 的函数关系如下：pc = 2.1052 10-22 T 7 - 4.356 10-19 T 6 -1.3456 10-15 T 5 + 5.6982 10-12 T 4- 8.1904 10-9 T 3 + 5.8647 10-6 T 2 - 0.0018813T +1.22033）对于燃气的定压比热容，本报告中取（2-cpg=11+ f（c + fc）pF其中 f 为油气比，燃气的定压比热容是油气比和温度的函数。cpF 为燃油的当量比热容，取为2.1103 J / kgo C2.2 基于部件法的涡桨发动机性能计算流程基本思路：从发动机入口截面开始，到尾喷管出口截面结束，根
5、据发动机部件的工作特性曲线，从前至后的对每个部件进出口的气流参数进行计算，以获得发动机整机的性能参数。已知条件如下：部件参数：进气道总压恢复系数si max 、燃烧效率hb 、燃油热值H f 、尾喷管总压恢复系数sc 、机械效率hm 、引气系数d、螺旋桨效率hB 。工作参数：飞行高度H 、马赫数Ma 、空气流量W 、燃油流量Ws 、压气机涡轮转速n 。压气机、燃烧室、涡轮工作特性曲线。部件参数的实际计算取值：H f = 42845 ；hm = 0.99 ；d= 0.02 ；hB = 0.82 ；si max 和sc 取决于实际计算中的进排气损失值。hb 根据燃烧室特性曲线（见表 2-1）取值。
6、表 2-1 燃烧效率特性曲线T= 1-T*/T*230.350.50.7燃烧效率hb0.99计算中采用的压气机特性曲线见下图所示：图 2-1 压气机特性曲线计算中采用的涡轮特性曲线见下图所示： 图 2-2 涡轮特性曲线计算流程如下：（1） 进气道根据飞行高度，查表得到此高度下大气静温T0 和静压 p0 ；由静温T0 ，根据声速公式a =度c0 ；kRT 得到声速a ，进而得到飞行速Tt 0 p2 0t 0根据公式 c dT =c2 得到进气道入口总温T ；T0 p Tt 0dT根据式（2-2）的等熵滞止过程公式，有R ln t 0 = cp。进而得到进气道入口总压 pt 0 ；进气道出口总温：
7、Tt 2 = Tt 0 ； p0 TT由进气道总压恢复系数，可知进气道出口总压： Pt 2 = si max Pt 0 。（2） 压气机288.15Tt 2计算压气机换算转速nH = n计算压气机进口换算流量WH 2；= W 101335 ；pt 2由压气机换算转速和换算流量，根据特性曲线插值得到压气机增压比pcL 、压气机效率hcL ；压气机出口总压 pt 3 = pcL pt 2 ；Tt 3p由压气机效率公式； cpdT hcL = R ln t 3 ，得到压气机出口总温Tt 3 ；pt 2（3） 燃烧室由于在压气机出口存在冷却引气d1 和飞机引气d2 ，燃烧室入口空气流量由W3 = W
8、（1 -d1 -d2 ） 计算；油气比 f =Ws；3600W3利用能量平衡计算涡轮前总温Tt 4 ：W3ht 3 + W3 fHuhb = W3 （1+ f ）ht 4 ，其Tt 3Tt 4中空气和燃气焓值h 的计算方法为： ht 3 = cpdT , ht 4 = cpg dT ；00利用燃油换算流量，对燃烧室特性曲线插值得到燃烧室总压恢复系数sb ；燃烧室特性曲线中，横坐标为燃油流量，纵坐标为总压恢复系数。ob0.9700.9680.9660.9640.9620.9600.9580.9560.9540.9520.9505001000150020002500Ws （kg/h）图 2-3 燃
9、烧室特性曲线涡轮前总压 pt 4 = pt 3sb ；燃烧室出口空气流量：W4 = W3 （1+ f ） ；（4） 涡轮Tt 4计算涡轮换算转速nL = n；计算涡轮进口换算流量WH 5= W4 pt 4 ；由涡轮换算转速和换算流量，根据特性曲线插值得到涡轮落压比ptL 、涡轮效率htL ；涡轮出口总压 pt 5 = pt 4 /ptL ；Tt 5p由涡轮效率公式； cpg dT htL = R ln t 5 ，得到涡轮出口总温Tt 5 ；（5） 尾喷管Tt 4pt 4由尾喷管总压恢复系数，可得尾喷管出口总压： pt 9 =sc pt 5 ；尾喷管出口静压设为环境压力 p0 ；kg -11k2
10、 pt 9 kg尾喷管出口马赫数Ma9 = -1 gp0 -1其中kg 为燃气定熵指数，其值取为 1.3；尾喷管出口总温Tt 9 = Tt 5 ；Tt 9 pgkg RT92 999根据公式 cT9dT =c2 ， c = Ma，联立解出尾喷管出口静温T9 、尾喷管出口速度c9 。（6） 性能计算轴功率计算：由能量平衡得到轴功率：N = WcdT -WTt 3dT h ；B4 Tt 5 p mTt 2剩余推力： Fs = W4c9 -Wc0 ； 燃油消耗率为： sfce = Ws / NB ；当量耗油率： sfce=Ws；BN + Fs c0 hB当速度为 0 时，当量燃油消耗率：，其中 B取
11、 80kw/kN。三、计算结果与分析在前文所述计算流程的基础上，通过发动机不同工况下的燃油流量数据，改变计算初始条件中的引气系数d2 得到一系列性能参数值。发动机内转子的物理转速恒定为 12300r/min。最大引气量计算则通过改变引气系数d2 的值，得到涡轮前总温随引气量的变化关系，利用涡轮前总温的温度限制得到最大引气量。3.1 地面情况地面情况的最大引气量计算结果见下表 3-1，随着油门杆角度的降低，空气流量增大，最大引气量也随之上升。表 3-1 地面各状态最大引气量空气流量（kg/s）20.29720.59620.70520.75520.82420.923421.01最大引气（kg/s）
12、3.434.194.264.825.055.296.31引气系数（%）16.920.320.623.224.325.3303.2 空中情况（高度 7000m 以下）下表为不同高度，不同额定状态下的燃油流量。表 3-2-1 不同高度及不同额定状态的燃油流量（kg/h）燃油流量0.850.60.42km820.25675.55793863km773.56375463646km675.75566.54773188km5384433802539km476392336224图 3-2-1 到 3-2-6 为高度 7000m 以下空中情况各状态的轴功率和耗油率随引气量的变化规律图。 功功（0.85） 功功
13、（0.7） 功功功功 0.6功功功功功 0.4功300025002000 功功150010005000.20.40.6 功功 （kg/s）图 3-2-1 2km 工况下的轴功率随引气量的变化规律图 功功功 0.4功 功功功功 0.6功 功功功 0.85功功功功功 0.7 功0.500.480.460.440.420.400.380.360.340.320.300.280.26图 3-2-2 2km 工况下的耗油率随引气量的变化规律图 功功功 0.6功功功功功 0.4 功 功功功kW功图 3-2-3 3km 工况下的轴功率随引气量的变化规律图 功功功功 0.7功 功功功 0.85功0.10.20
14、.30.40.50.6图 3-2-4 3km 工况下的耗油率随引气量的变化规律图 功功功（0.7） 功功（kW）图 3-2-5 6km 工况下的轴功率随引气量的变化规律图 功功功 0.85功功功功功 0.7 功功功功功 0.6功功功功功 0.4 功图 3-2-6 6km 工况下的耗油率随引气量的变化规律图表 3-2-2 到表 3-2-4 为 7000m 以下空中情况的各个高度的最大引气量表。表 3-2-2 2km 工况下的最大引气量18.23746.036.678.9921.933.136.649.3表 3-2-3 3km 工况下的最大引气量16.60513.014.985.577.7518.
15、133.546.7表 3-2-4 6km 工况下的最大引气量12.58521.863.283.825.6814.826.130.445.13.3 空中情况（高度 7000m 以上）图 3-3-1 到 3-3-4 为高度 7000m 以上空中情况各状态的轴功率和耗油率随引气量的变化规律图。 功功功 0.85功功功功功 0.7 功功功功 功 0.6功功功功功 0.4 功18001600140012008006000.10 0.15 0.20 0.25 0.30 0.35 0.40 0.45 0.50图 3-3-1 8km 工况下的轴功率随引气量的变化规律图图 3-3-2 8km 工况下的耗油率随引
16、气量的变化规律图 功功功 0.85功功功功功 0.7 功功功功 功 0.6功 功功功功 0.4功13001100900700图 3-3-3 9km 工况下的轴功率随引气量的变化规律图 功功功 0.7功功功功功 0.6 功功功功功 0.4功 功功功功 0.85功图 3-3-4 9km 工况下的耗油率随引气量的变化规律图表 3-3-1 到表 3-3-2 为 7000m 以上空中情况的各个高度的最大引气量表。表 3-3-1 8km 工况下的最大引气量10.55741.953.093.535.0218.529.333.447.5表 3-3-2 9km 工况下的最大引气量8.9491.352.362.744.1315.126.430.646.2四、结论1、随着发动机油门杆角度的降低，发动机的最大可用引气量也随之升高。2、各工况下，发动机引气量的升高，会导致发动机轴功率下降， 当量功率耗油率升高，影响发动机性能。3、报告中所算引气量导致的涡轮前总温变化比较小，尚未超过标定的最大限度。4、整体上来说，在 7000m 以下和以上两种情况下，最大引气量都在随高度的增加而减少。
