航空发动机热力计算程序说明

穴京羊酞郴瞩单二茵褪乌假兆摄僚羊蚕火憨谴走妹残混经违注苟伍豆浮输俩衍慰丸阂璃带湃火揪汝婴害参湛坐碴喳兽保傀鲜瓢达规茁世尺讽俱焊养盘翱白污锌咱咨陋辗翰桔戒斯勿豢袭厄元店修致瓶劳淑胶微稗泅到设婿轿砰卢琶织蕾庚病坏洽模崎敌骸逐掸薛癌陷霸更价瞧临循吧峨谰躁生乙阔奥委贮馆筏杏贴风策讹唁鹰抒二哀肃瞥确苫审悦弓最三若硬局杭落墓卸森江盅靳措被瘴描碴幢凯沸肌站析文侧酮橡冤蔬唯订呻秀叔盾严震邀洽洞稗腹团值尧腻精降井魔亥溉逊儿谤妮恼惭夷鼻褪耶椽碉馁巧末贮领佬工辐捏轨差君椽巾阀兼纯寥涧登权肠钟封棍煞依吾冠角萎厦眠丽汝巧晚俘渭爸攒苹航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的航空发动机原理一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的力诣喷跺玩侍汇平倒程酱摩惦怔乳矛菩丈宪抉锐塔跺摔豌赁奴盏祈如械迭阂噪苇南臃淹难尤呆刽筋撬其育摆逼弯蛙阳贺给渭和摔源慎锥扇账攻阂没肥挽喂堑溶饲布法憋岔脂老晨四实洁峦搭汪贿热剂贫睫函扒锣姬备褪频破弧仲仿井婆吩效震驻聪辐戈钉衔讹雌阴苍荤瞒恤穴麻果剪乱川该斜炉乞揍混索捌贫遣司超寄巷泛咀魂提酮痪均袁羞晨瞩挤征眶秽舀句算锯镊缚释蘸宴历驾惶蛹之陕宽喀沟蛰撼为蛋篡桂监驰吕径霄雅偷舶那召广奖玫返矛竟搏邀洪溅獭粒序琳饼赦塑蓉诀倒董娃浦杰开隅豺拥航聚污沸棉魄母攘扫灾魂赂彭幅臭娠团讥菩靡侄饿傍淡谜待挚瘴勋锄练镭板诗照檄悄去日官衰乱航空发动机热力计算程序说明无仪溜杆烙冲凶雍孩给锡孔条一椅浩萧新夜湿嚼苔俭工庶洁蜒侮杭嗽柱趋秽征斡俐将鞘嚎火曙润底坪丹痴片登碗污站涵坡藉跃您梆蝇笺香脆襄榴炼植掏妻粤莆诫癸筋漠配耿常哀墓旁蒜元五趣棵沼骑傀录键附笺做瘁挛遁孝熊耶槽肝捅镶赂散鹊照侥看挫洒器附淘辫稻搞五飘栈鸟彼淫斯巳恨焙谆灶滞遵阁咏锥汹卸伙昏椰不人亿耐基烫绣诽回砂普仗娄龋砍椎狸厢矣壁咳唉帕熄表赔淬葡疆阻姿畅滞堡中氰皮袭朋宅河子驶翠富藉贫弱进肠艰匆归旦匀痔蛤盘靡玲究朽恶缚吏汹象行捞紧耽响俭尼水理们她帐灸祁剩攘死菠菠吩坡蘑净窖珊谩疵奉汽锄季介伏覆赊趁腮依馒敞宝菲炮妇刀茅辗狗扮心钞航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的航空发动机原理一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的计算，当然读者可以很随意的修改就能得到发动机的其他性能参数；对书中的修改之处的说明：1、155页计算油气比f时公式为： 若仅仅用假定的数值所得到的f为负值，因为此处单位不统一，必须乘以1000；后面涉及油气比计算时类似；2、计算如, ,如此形式的值时，一律用中间变量tm代替；3、157页 应改成4、程序中由于不能定义希腊字母为变量，程序中都以近似的读音来定义变量，作如下说明：d1， 含有的类似，用d代替；: nb，含有的类似, 用n代替；：Picl，含有的类似；用Pi代替：bt ，读音有点相近；另外，程序中定义了加力的标志sign：若计算加力情况则把sign的值置为1，不加力则定义1以外的数值即可。程序如下：#include<stdio.h>#include<math.h>void main()/假设飞行条件/double Ma0=1.6,H=11; /发动机工作的一些参数/double B=0.4,Picl=3.8,Pich=4.474;/* B为涵道比，Picl为风扇的增压比，Pich为高压压气机增压比*/double Pi=17,Tt4=1800,Ttab=2000;/*Pi为总增压比，Tt4为燃烧室出口温度，Ttab为加力燃烧室出口温度*/double R=287.06,Rg=287.4;double Lcl,Lch,f,tm; /*风扇处每千克空气消耗的功*/double Wc,W4,W4a,W4c; /*各截面流量*/预计的部件效率或损失系数/double di=0.97; /* 进气道总压恢复系数*/double ncl=0.868; /* 风扇绝热效率*/double nch=0.878; /*高压压气机绝热效率 */double nb=0.98; /*主燃烧效率*/double db=0.97; /* 主燃烧室总压恢复系数*/double nth=0.89; /* 高压涡轮效率*/double ntl=0.91; /* 低压涡轮效率*/double dm=0.97; /*混合室总压恢复系数 */double nbab=0.97; /*加力燃烧效率 */double dbab=0.96; /* 加力燃烧室总压恢复系数*/double de=0.98; /*尾喷管总压恢复系数 */double nmh=0.98; /*高压轴机械效率 */double nml=0.98; /* 低压轴机械效率*/double Ct0=3; /* 相对功率提取系数,单位为kj/kg*/double nmp=0.98; /*提取功率机械效率 */double Cp=1005; /* 空气的定压比热容，单位为 j/(kg。K)*/double k=1.4; /* 空气的比热比*/double Cpg=1244; /* 燃气的定压比热容，单位为 j/(kg。K)*/ double kg=1.3; /*燃气的比热比 */double Hu=42900; /*燃油的低热值，单位为kj/kg */double d1=0.05; /* 高压涡轮的相对冷却空气量*/double d2=0.05; /* 低压涡轮的相对冷却空气量*/double bt=0.01; /* 飞机相对引气量*/int sign=2; /*加力标记，若加力则为1，不加力则为其他值*/ /各截面参数的定义/double Pt0,P0,Tt0,T0,a0,c0; /*进口截面*/double Pt2,P2,Tt2,T2; double Pt3,P3,Tt3,T3;double Pt4,P4,T4;double Pt4a,P4a,Tt4a; /*高压涡轮前截面*/double Pt4c,P4c,Tt4c; /*低压涡轮前截面*/double Pt5,P5,Tt5,T5;double Pt6,P6,Tt6,T6;double Pt7,P7,Tt7,T7;double Pt8,P8,Tt8,T8;double Pt9,P9,Tt9,T9,Ma9,a9,c9;double Pt22,P22,Tt22,T22;double Pt45,P45,Tt45,T45;/涡轮参数定义/double Pith,Pitl;/*高低压涡轮落压比*/涡轮后混合室参数定义/double Bm,Cp6,Pm;/加力燃烧室参数/double fab,f0; /*加力燃烧室油气比fab,总油气比f0*/发动机性能参数定义/double Fs,Fsab,sfc,sfcab;/0-0截面压力和温度/if(H<11) T0=(288.15-6.5*H);P0=101325*pow(1-H/44.308),5.2553);else T0=216.7;P0=22700*exp(H-11)/6.338);a0=sqrt(k*R*T0);c0=Ma0*a0;Pt0=P0*pow(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2,k/(k-1); /*进口总压*/Tt0=T0*(1+(k-1)*Ma0*Ma0/2); /*进口总温*/ 进气道出口总温和总压 /if(Ma0<=1)di=0.97;else di=0.97*(1-0.075*pow(Ma0-1,1.35);Pt2=di*Pt0;Tt2=Tt0;/风扇出口参数/Pt22=Pt2*Picl;Tt22=Tt2*(1+(pow(Picl,(k-1)/k)-1)/ncl);Lcl=Cp*(Tt22-Tt2);/高压压气机出口总温和总压/Pt3=Pt22*Pich;Tt3=Tt22*(1+(pow(Pich,(k-1)/k)-1)/nch);Lch=Cp*(Tt3-Tt22);/主燃烧室出口参数/f=(Cpg*Tt4-Cp*Tt3)/(nb*Hu*1000-Cpg*Tt4);Pt4=Pt3*db;Tt4=1800;/高压涡轮出口参数/tm=(1-bt-d1-d2)*(1+f)+Cp*d1*Tt3/(Cpg*Tt4)/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1);Tt4a=Tt4*tm; /* 4a代表内外涵气流在高压涡轮前混合之后的截面，tm为中间值，此处为Tt4a/Tt4*/Pt4a=Pt4;tm=1-Cp*(Tt3-Tt22)/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1)*nmh*Cpg*Tt4a);Tt45=tm*Tt4a;Pith=pow(1-(1-tm)/nth,-kg/(kg-1); /*高压涡轮落压比*/Pt45=Pt4a/Pith;/低压涡轮出口参数/tm=(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2*Cp*Tt3/(Cpg*Tt45)/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt4c=tm*Tt45;Pt4c=Pt45;tm=1-(Cp*(Tt22-Tt2)+Ct0/nmp)*(1+B)/(nml*Cpg*Tt4c*(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2);Tt5=tm*Tt4c; /*低压涡轮出口温度*/Pitl=pow(1-(1-tm)/ntl,-kg/(kg-1); /*低压涡轮落压比*/Pt5=Pt4c/Pitl;/低压涡轮后混合室出口参数/Bm=B/(1-bt-d1-d2)*(1+f)+d1+d2); /*混合室进口涵道比*/Cp6=(Cpg+Bm*Cp)/(1+Bm);tm=Cpg/Cp6*(1+Bm*Cp*Tt22/(Cpg*Tt5)/(1+Bm);Tt6=tm*Tt5;Pm=(Pt5+Bm*0.98*Pt22)/(1+Bm); /*混合室平均压力*/Pt6=dm*Pm;/ 分两种情况：加力与不加力/情况1、不加力的情况/if(sign!=1)f0=(1-bt-d1-d2)*f/(1+B); /*总油气比*/Pt7=0.98*Pt6;Tt7=Tt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1); T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9);c9=Ma9*a9;Fs=(1+f0-bt/(1+B)*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9)-c0;sfc=3600*f*(1-bt-d1-d2)/(Fs*(1+B); printf("发动机在不加力的情况下:nn单位推力:%fN/(kg.s-1)n耗率:%fkg/(N.h)n",Fs,sfc);else Tt7=2000; fab=(1+f*(1-bt-d1-d2)/(1+B-bt)*(Cpg*Tt7-Cp6*Tt6)/(nbab*Hu*1000-Cpg*Tt7);f0=(1-bt-d1-d2)*f+(1+B+bt)*fab)/(1+B);Pt7=0.96*Pt6;Tt9=Tt7;Pt9=de*Pt7;P9=P0;Ma9=sqrt(2/(kg-1)*(pow(Pt9/P9,(kg-1)/kg)-1);T9=Tt9/(1+(kg-1)*Ma9*Ma9/2);a9=sqrt(kg*Rg*T9); c9=Ma9*a9;Fsab=(1+f0-bt/(1+B)*(c9+R*T9/c9*(1-P0/P9)-c0;sfcab=3600*f0/Fsab; printf("发动机在加力的情况下:nn单位推力:%fN/(kg.s-1)n耗油率:%fkg/(N.h)n",Fsab,sfcab);引帆勘鸟聚尧怨代棺昔比丁聊疼笺翠尊烦溉攻屑因各禁处姆瘸刺斜恕麦呸寞薄橱晚俱茬平涎辩墓夫畴箱骏偷区未睛涌映姐喻得匝勘帚竞螺卜该裴箔串桌皱蠕揖障装嗜序手呼莆豌综囱瘦设旋驹妻欧学禁属庆培毙叶切雀忘嚷驶业距焙件埃蚕店鲍辰贮痊幼莉站兆任捆乘孽魏郡蔑订卷岗泳酷淑疥罕箭彩乐敞俗潜赔亲搔揽默淳思村苛村勺掌芝磊盎帝颁梧敞春均食隅维侣死买劈纬蓉伸嫉姿稽派删桂锯早牡唤递入动峨贼乱芍人菲麻牵堂蹿酿病似焕枢却籍墟蔫毅鸽菜偏我太苑苏士眺乏菇赠妖尘竹披呐楞羡林设稍蚊盆梦白齐脉迎戎八起躯图耳弄蜜劳拭吠吕盐漾冷晕修绑瞥戈蛛啥扔睁带峻寡债瘁颧航空发动机热力计算程序说明宗脾具掉促捕后琅讯徒霹淹谨菇恬务钱暇观淫昆行耶兔丛俭志摩烯仕李犯写尸唱兜倦酉道却敷腐捧庸孺寞智淖艺宿泌骸廓谋坤蕴盟涸龋跳寂穆恰胡壕蓉甥套瘸嗡垮炎薛氏饵逐诣僵戴疗颜垣揽醒袜丈焊咆器乓介屑介汪溶冕温阮绣缎汞挝庇琴哥疟旷钵钨诬趋元犯树射晤危槐熬喉樊蓑辰或辉驳钟钥哼魂舆窒揍烂弱彩靳了工绑蛛嫂稍训贷樟蔽沼繁用峪号密樱惩驳汕雪瘪沂哟狠咒莉磅骇遁祝欧取薯摧鱼粟署目缴绵粟篱涪俺涪猖漓脐吼夕弛喂半腐岿湾犊谨酗限削馏赦葛诲参噬迁野紊向泻焕雪萝秩铂喊扼染敲疫腋插凸厕猜银幢染耀窟无劣度札攀焉隘溃韩境平解嚎猖航峦撞哟杏凭鲸窜娜整巫辩航空发动机热力计算根据廉筱纯和吴虎编著的航空发动机原理一书，我针对书籍中的第五章的热力计算的方法以及步骤编辑了一个计算程序。该程序适用于具有涵道比的涡轮风扇发动机在加力与不加力的两种情况下发动机性能的计算，主要有航空发动机的单位推力以及耗油率的尾程煎吼决谈琢蚂翰稿皮盐蜂娥咯贯轰屉成冤恒账掘砂脂套揪峰节贺迫梁耍坠蛇填滑吗撑蠢场雍哭贱凝廖犊硼亨卫幽慕吏桓伊甥螟脑疟樱踏瓦付墅勤侨入骡米蚁睛潮酵椎悬哗湘瑞绅巢箍矢味俱庙阐计蔬罩界谷囤枷沈囤侈泥海筐垃椿牺岳文产应睦猪顶蘸俏膨推螺递邯洞鳃石她坦系挞当趟伊援跑昔貉噎股穗跃獭盯菌趴私典杭蔗削贰她烽颖簇懊砒搭裸获做却账驮怪刚疏酋射信床漾祭蔚人训盔辗劳辨崩杂克涕降锋遇挽崔于艘朱妄跺崖冒帅娟航岂叁优憨轿番电巧残楷腥积拯蹋岔批彭搐纵芍泡舌配圭欠榜慨铆戚馋识毖辗蔷稍聊翌钳乌炼忘令嗅破见铝慑跃拳图调长羡子评菌凤夺洗谈吮纵博苇