燃氣輪機熱力計算方法演示文稿目前一頁\總數(shù)四十頁\編于十六點熱力計算------

根據(jù)給定的燃氣輪機工作過程參數(shù)和各個部件的效率（或損失系數(shù)），計算燃氣輪機各截面的氣體參數(shù)和性能參數(shù)，然后根據(jù)所要達到的燃氣輪機功率或推力確定空氣流量或根據(jù)給定的空氣流量計算燃氣輪機功率或推力。為確定設計方案提供具體依據(jù)3-1熱力計算的目的目前二頁\總數(shù)四十頁\編于十六點熱力計算用氣流的總參數(shù)目前三頁\總數(shù)四十頁\編于十六點3-2等熵絕熱過程的計算方法熵的定義工質(zhì)經(jīng)等熵絕熱過程由狀態(tài)1到狀態(tài)2，對上式積分則等熵絕熱過程中，壓力p和溫度T之間的關系與定壓比熱Cp有關目前四頁\總數(shù)四十頁\編于十六點工質(zhì)（空氣或燃氣）的比熱隨溫度和氣體成分而變化，因此，等熵絕熱過程中，溫度和壓力之間的關系比較復雜。在實際計算過程中，根據(jù)對比熱的不同處理方法，產(chǎn)生了幾種不同的計算方法。目前五頁\總數(shù)四十頁\編于十六點將燃氣輪機各部分的比熱和比熱比分別看作是固定不變的空氣在壓氣機內(nèi)的壓縮過程中

k=1.4，Cp=1005J/(kg?K)燃氣在渦輪內(nèi)的膨脹過程中

k’=1.33，Cp’=1156J/(kg?K)1.分段定比熱法目前六頁\總數(shù)四十頁\編于十六點各部分等熵絕熱過程的比熱和比熱比為常數(shù)則變?yōu)椋旱褥亟^熱過程方程：或計算方法簡單，但計算精度較差目前七頁\總數(shù)四十頁\編于十六點2.分段平均比熱法取工質(zhì)經(jīng)過某一等熵絕熱過程始末狀態(tài)的比熱的平均值作為該過程的比熱。等熵絕熱過程的方程同上。這種方法比分段定比熱的計算方法準確，但仍是一種近似方法。在大多數(shù)情況下，由于過程始末狀態(tài)的溫度事先不知道，因此在第一遍計算時，需要假設過程中的平均比熱，然后進行迭代計算。

目前八頁\總數(shù)四十頁\編于十六點3.變比熱法隨著計算機的日益普及，更為準確的變比熱計算方法已經(jīng)得到廣泛的應用。的值只與過程始末的溫度有關因此可以定義式中函數(shù)是工質(zhì)的狀態(tài)函數(shù)，使溫度的單值函數(shù)。

目前九頁\總數(shù)四十頁\編于十六點于是，為計算簡單，將自然對數(shù)改為普通對數(shù)：令為熵函數(shù)變比熱法中等熵絕熱過程的方程為：目前十頁\總數(shù)四十頁\編于十六點為了利用該方法進行計算，編制有相應的空氣熱力性質(zhì)表，表中給出不同溫度下空氣的Cp，焓H和函數(shù)值。若已知等熵絕熱過程的壓比和初始狀態(tài)溫度，即可由熱力性質(zhì)表和等熵絕熱過程基本方程（1）求得末狀態(tài)溫度。（1）目前十一頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃氣的計算可采用下述修正公式：式中，腳標t表示該參數(shù)為溫度的函數(shù)，f為油氣比cp,t，h,t，,t為修正系數(shù)，是溫度的函數(shù)，可從熱力性質(zhì)表中查得。目前十二頁\總數(shù)四十頁\編于十六點3-3燃燒室油氣比的計算方法在熱力計算中，需要根據(jù)燃燒室的進口溫度和出口溫度，燃燒效率b和燃料熱值Hu，計算油氣比f。燃燒室進、出口參數(shù)分布目前十三頁\總數(shù)四十頁\編于十六點其中：，分別為進入燃燒室的空氣流量和燃料流量；，，分別為燃燒室進、出口和燃油進口總溫；，，分別為單位質(zhì)量空氣、燃氣和燃油所具有的焓值；

，分別為燃油燃燒效率和熱值。目前十四頁\總數(shù)四十頁\編于十六點根據(jù)能量守恒定律，燃燒室能量平衡關系式考慮油氣比得目前十五頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃燒室燃燒產(chǎn)物的比熱Cp,g是隨油氣比f而變化的，而燃氣的焓值是溫度和比熱的函數(shù)。利用（1）式計算油氣比，必須經(jīng)歷一個迭代過程。為避免求解油氣比f的迭代過程，采用等溫焓差法。（1）目前十六頁\總數(shù)四十頁\編于十六點等溫焓差法定義：一公斤燃油與L0公斤空氣完全燃燒所產(chǎn)生的純?nèi)細馀cL0公斤在同一溫度下的純空氣的焓差。推薦公式為：式中，b，Hu為燃燒效率和燃料熱值；，為溫度等于和時空氣焓值，查表求得；為溫度為時的等溫焓差（燃料成分一定時僅是溫度的函數(shù)，可查表。目前十七頁\總數(shù)四十頁\編于十六點1.熱力計算時已知數(shù)據(jù)給定的周圍大氣條件或航空燃氣輪機的飛行狀態(tài)：飛行高度和飛行馬赫數(shù)燃氣輪機的工作特性參數(shù)：壓氣機總增壓比和渦輪前燃氣溫度各部件的效率和損失系數(shù)，包括進氣道的總壓恢復系數(shù)，壓氣機效率，渦輪效率，燃燒室總壓恢復系數(shù)，燃燒效率，尾噴管總壓恢復系數(shù)（或尾噴管速度系數(shù)）3-4熱力計算的主要步驟目前十八頁\總數(shù)四十頁\編于十六點熱力計算求出的參數(shù)為：地面燃氣輪機動力渦輪輸出的比功或航空燃氣輪機的單位推力燃氣輪機的耗油率各主要截面的氣流參數(shù)：總壓和總溫目前十九頁\總數(shù)四十頁\編于十六點

燃氣輪機循環(huán)的比功和熱效率隨增壓比和加熱比的變化關系：當加熱比一定時，有使比功達最大值的最佳增壓比和使熱效率達最大值的最經(jīng)濟增壓比。當增壓比一定時，加熱比增加，比功和熱效率同時單調(diào)增加。上述分析原則上適用于航空燃氣輪機循環(huán)參數(shù)的選擇，但須考慮兩個問題。目前二十頁\總數(shù)四十頁\編于十六點需考慮的兩個問題

問題一：飛行狀態(tài)對航空燃氣輪機發(fā)動機參數(shù)選擇有影響隨飛行高度增加，周圍大氣溫度降低。在給定渦輪前燃氣溫度的條件下，加熱比將隨飛行高度的增加而增加；目前二十一頁\總數(shù)四十頁\編于十六點

問題一：飛行狀態(tài)對航空燃氣輪機發(fā)動機參數(shù)選擇有影響發(fā)動機的壓縮過程應該包括氣流在進氣道中的減速增壓和在壓氣機中的加功增壓兩部分。進氣道中的增壓比為：

隨著飛行馬赫數(shù)的增加，氣流通過進氣道的增壓比增大，如果選定的總增壓比已經(jīng)確定，那么對應高馬赫數(shù)飛行的飛機就應該選用較低的壓氣機增壓比。為進氣道總壓恢復系數(shù)目前二十二頁\總數(shù)四十頁\編于十六點需考慮的兩個問題

問題二：參數(shù)的選擇由單位推力和耗油率來決定設計參數(shù)----渦輪前燃氣溫度和壓氣機增壓比可根據(jù)使單位推力大而耗油率低的原則確定，但二者都與飛機的飛行狀態(tài)有關。在某一飛行狀態(tài)下，按最佳增壓比設計的渦輪噴氣發(fā)動機，在其它飛行狀態(tài)時，壓氣機增壓比的變化不會符合最佳增壓比值的變化要求。通常選擇飛機常用的巡航飛行狀態(tài)或地面靜止狀態(tài)作為選擇設計循環(huán)參數(shù)的飛行狀態(tài)。目前二十三頁\總數(shù)四十頁\編于十六點2.燃氣輪機熱力計算步驟進氣道出口氣流參數(shù)和的計算根據(jù)燃氣輪機安裝地點的高度，從國際標準大氣表查得該高度的大氣溫度和大氣壓力若是航空燃氣輪機，再根據(jù)給定的飛行馬赫數(shù)算出進氣道進口的總溫和總壓：進氣道出口參數(shù)為：目前二十四頁\總數(shù)四十頁\編于十六點進氣道出口參數(shù)：航空燃氣輪機亞音速進氣道超音速進氣道地面燃氣輪機目前二十五頁\總數(shù)四十頁\編于十六點壓氣機出口氣流參數(shù)和及比功的計算進氣道出口氣流參數(shù)和就是壓氣機進口氣流參數(shù)。根據(jù)選定的壓氣機增壓比，計算壓氣機出口總壓。渦噴發(fā)動機壓氣機或渦扇發(fā)動機內(nèi)涵發(fā)動機：

渦扇發(fā)動機風扇：目前二十六頁\總數(shù)四十頁\編于十六點壓氣機出口氣流參數(shù)和及比功的計算由壓氣機進口總溫查得和，等熵過程有：和求出后，查表得，，和。壓氣機比功等于空氣通過壓氣機的實際焓增：（對風扇）目前二十七頁\總數(shù)四十頁\編于十六點壓氣機出口氣流參數(shù)和及比功的計算

壓氣機比功等于空氣通過壓氣機的實際焓增：軸流壓氣機：離心壓氣機：壓氣機出口總焓值查表求出壓氣機出口總溫和。目前二十八頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃燒室出口氣流參數(shù)的計算

燃燒室出口，即渦輪前燃氣溫度是給定的。燃氣溫度：航空燃氣輪機：燃燒室出口壓力：燃燒室總壓恢復系數(shù)：目前二十九頁\總數(shù)四十頁\編于十六點油氣比的計算

已知燃燒室進、出口總溫和，燃燒效率和燃油熱值，就可算出油氣比。

式中：和是與和對應的空氣熱焓，查表求得；是時的等溫焓差，查表求得；是燃燒效率，設計狀態(tài)下目前三十頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃氣發(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計算

壓氣機功率與渦輪功率相等：渦噴發(fā)動機：渦扇發(fā)動機：式中：為冷卻空氣量，用于冷卻渦輪等熱部件為機械效率，一般為0.99目前三十一頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃氣發(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計算

渦噴發(fā)動機：

渦扇發(fā)動機：

式中：每公斤空氣中（內(nèi)涵）引出的冷卻空氣量，稱冷卻空氣系數(shù)則渦輪比功為則渦輪比功為目前三十二頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃氣發(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計算

渦輪比功等于渦輪中實際總焓降：渦輪出口總焓為由查表得；由查表得。渦輪效率為渦輪出口理想總焓為

單級渦輪效率0.88~0.91；多級渦輪效率0.89~0.94目前三十三頁\總數(shù)四十頁\編于十六點燃氣發(fā)生器渦輪出口氣流參數(shù)和的計算

由查表得；由查表得，繼而查表得。渦輪的膨脹比為渦輪出口總壓目前三十四頁\總數(shù)四十頁\編于十六點地面燃氣輪機動力渦輪比功，輸出功率及其出口氣流參數(shù)和的計算

動力渦輪出口有排氣裝置和消音裝置，因此動力渦輪出口背壓略大于外界大氣壓力：式中：為排氣系統(tǒng)總壓恢復系數(shù)，。動力渦輪膨脹比：由查表得和。動力渦輪出口理想熵函數(shù)：由和油氣比f可求，查表得。目前三十五頁\總數(shù)四十頁\編于十六點地面燃氣輪機動力渦輪比功，輸出功率及其出口氣流參數(shù)和的計算

渦輪效率為渦輪實際焓降與等熵絕熱膨脹焓降之比：

動力渦輪比功等于實際焓降：動力渦輪出口總焓值：由和油氣比f

，查表迭代求得動力渦輪出口總溫。目前三十六頁\總數(shù)四十頁\編于十六點航空燃氣輪機尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計算

尾噴管的出口總壓：式中：為尾噴管的總壓恢復系數(shù)，。假設燃氣在尾噴管中流動時，與外界沒有熱交換：根據(jù)尾噴管出口總溫和總壓以及大氣壓力，查表求得尾噴管出口截面上的速度系數(shù)。收斂型尾噴管目前三十七頁\總數(shù)四十頁\編于十六點航空燃氣輪機尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計算

尾噴管出口流量：式中：為氣動函數(shù)，由氣動參數(shù)表查得；而。單位空氣流量所需要的尾噴口截面積：對燃氣：k=1.33,R=288J/(kg?K)則目前三十八頁\總數(shù)四十頁\編于十六點航空燃氣輪機尾噴管出口氣流參數(shù)及單位推力的計算

推力：式中：f=0.014~