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基于GasTurb软件高涵道比发动机性能计算.rar

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    编号:20181030002725418    类型:共享资源    大小:3.99MB    格式:RAR    上传时间:2018-10-30
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    基于 GasTurb 软件 高涵道 发动机 性能 计算
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    本科毕业设计(论文)基于 GasTurb 软件高涵道比发动机性能计算学生姓名: 李亚雄 专 业: 飞行器动力工程 学 号: 120141714 指导教师: 张银波 所属学院: 航空工程学院 二〇一六年六月中国民航大学本科毕业设计(论文)基于 GasTurb 软件高涵道比发动机性能计算Performance Calculation of High-bypass Turbofan Engine Based on Gasturb学生姓名:李亚雄专 业:飞行器动力工程学 号:120141714指导教师:张银波学 院:航空工程学院2016 年 6 月创见性声明本人声明:所呈交的毕业论文是本人在指导教师的指导下进行的工作和取得的成果,论文中所引用的他人已经发表或撰写过的研究成果,均加以特别标注并在此表示致谢。与我一同工作的同志对本论文所做的任何贡献也已在论文中作了明确的说明并表示谢意。毕业论文作者签名: 签字日期: 年 月 日本科毕业设计(论文)版权使用授权书本毕业设计(论文)作者完全了解中国民航大学有关保留、使用毕业设计(论文)的规定。特授权中国民航大学可以将毕业设计(论文)的全部或部分内容编入有关数据库进行检索,并采用影印、缩印或扫描等复制手段保存、汇编以供查阅和借阅。同意学校向国家有关部门或机构送交毕业设计(论文)的复印件和磁盘。(保密的毕业论文在解密后适用本授权说明)毕业论文作者签名: 指导教师签名:签字日期: 年 月 日 签字日期: 年 月 日摘 要发动机数值仿真技术已在发动机的研究设计领域应用广泛,给发动机的研制带来很大的便利。大涵道比涡扇发动机是当前民用航空发动机的主体,对其进行性能计算是一项必不可缺的任务,需要利用发动机数值仿真软件以经济和高效的方法得到分析数据。Gasturb 是一款强大的发动机性能分析软件,可以用于分析大涵道比涡扇发动机的总体性能和循环参数设计对其的影响。通过深入学习 Gasturb 软件,利用软件的参数功能计算了各站位气流参数以及性能指标,用非设计点功能输出了大涵道比涡扇发动机压气机与涡轮的共同工作线;结合发动机原理和软件参数输出功能分析低压、高压压气机以及低压、高压涡轮共同工作线,找出影响风扇共同工作线位置的因素;利用非设计点参数功能绘制转速、高度和速度三大特性图,得到大涵道涡扇发动机的性能特征;然后分析“三高”参数对总体性能的影响;最后以遄达 1000 为分析模型,分析单个循环参数的变化对发动机性能指标的影响,并求出在燃油消耗率最低时各个循环参数的最佳值。通过与相关文献进行对比,证明研究结论的可靠性和合理性。这些研究结论能够不仅有助于技术人员研究设计涡扇发动机,也为维修人员在发动机实际运行时的状态监控和试车提供参考。关键词:数值仿真;涡扇发动机;GasturbAbstractEngine numerical simulation technology has been widely used in the field of research and design of the engine, which brings great convenience to the development of the engine. High-bypass turbofan engine is the body of current civil aviation engine. Performance calculation is an indispensable task requiring engine numerical simulation software to use economical and efficient method to analyze data. Gasturb is a powerful engine performance analysis software, which can be used for the analysis of high-bypass turbofan engine overall performance and influence of the designed loop parameters. Through in-depth study on Gasturb, flow parameters of each station and performance indicators can be calculated by software parameters function, and the high-bypass turbofan engine compressor and turbine working line can be gained by off-design function; combined with engine principles and software parameters output function, the low pressure and high pressure compressor co-operating line and low pressure and high pressure turbine co-operating line can be analyzed, and factors that affect fan working line of position can be identified; in order to draw speed, altitude and velocity characteristic diagrams and analyze the performance characteristics of a high bypass ratio turbofan engine, the off-design parameters analysis module of the software can be used; then, the effect of “three high“ parameters on the overall performance can be analyzed; finally, Trent 1000 is selected as the model of analysis, and the effect of changes in a single cycle parameters on engine performance indicators can be analyzed, and the optimal cycle parameters are calculated when the fuel consumption rate value is the lowest. By comparing with the related literature, the reliability and rationality of the research conclusions are proved.The conclusion of the study can not only help technical personnel to study and design of turbofan engine, and can also provide reference for maintenance personnel in the actual operation of the engine condition monitoring and testing.Key Words: Numerical Simulation; Turbofan Engine; GasturbI目 录第 1 章 绪论 ............................................................11.1 论文研究背景 ........................................................................................................11.2 国内外研究现状 ....................................................................................................11.3 论文研究内容 ........................................................................................................2第 2 章 双转子大涵道发动机的共同工作及特性图 ............................42.1 设计点计算程序 ....................................................................................................42.1.1 设计点参数计算 ..........................................................................................42.1.2 热力循环 T-S 图 ..........................................................................................82.1.3 热力循环 P-V 图 .......................................................................................112.2 输出共同工作线 ..................................................................................................112.2.1 非设计点参数的输入 ................................................................................122.2.2 低压压气机共同工作线 ............................................................................122.2.3 高压压气机共同工作线 ............................................................................142.2.4 可调放气活门的影响 ................................................................................162.2.5 高、低压涡轮共同工作线 ........................................................................192.3 影响风扇共同工作线位置的因素 ......................................................................212.3.1 马赫数的影响 ............................................................................................212.3.2 高压压气机设计增压比的影响 ................................................................222.3.3 设计涵道比的影响 ....................................................................................232.4 发动机特性图及分析 ..........................................................................................242.4.1 转速特性图 ................................................................................................242.4.2 高度特性图 ................................................................................................252.4.3 速度特性图 ................................................................................................26第 3 章 大涵道发动机的循环参数对总体性能的影响 .........................283.1 “三高”参数对发动机总体性能的影响 ............................................................283.1.1 总增压比和涡轮前温度的影响 ................................................................283.1.2 涵道比的影响 ............................................................................................323.2 循环参数对三转子发动机总体性能的影响及优化 ..........................................343.2.1 涵道比的影响及优化 ................................................................................343.2.2 外风扇增压比的影响及优化 ....................................................................363.2.3 涡轮前温度的影响及优化 ........................................................................363.2.4 总增压比的影响及优化 ............................................................................37第 4 章 结论与展望 .....................................................384.1 结论 ...........................................................384.2 展望 ...........................................................39参考文献 ...............................................................40致 谢 .................................................................41附录:外文翻译资料 .....................................................42II中国民航大学本科毕业设计论文1第 1 章 绪论1.1 论文研究背景自 1939 年装有燃气涡轮喷气发动机的飞机在德国首次公开试飞成功以来,航空燃气涡轮发动机有了飞速的发展,作为大飞机的心脏,以其设计难度大、花费高、风险高和研制周期长等特点,被誉为“工业皇冠上的明珠” 。目前,世界上只有美、英、法和俄国能独立研制和发展先进的航空发动机。他们不惜投入巨额人力、物力、财力研制更高性能的航空发动机。但是航空燃气涡轮发动机内部复杂的气动、热力、结构、材料和控制现象,决定了它的研究和发展长期以来是一个反复迭代过程,导致了研制过程中数据计算量的庞大和复杂,阻碍着世界航空发动机的进步。在设计新型发动机时,要选择多组工作过程参数对设计点和非设计点的性能进行计算,在各个约束限制条件下进行反复迭代和优化,得到一组最优参数,使得既能满足飞行性能要求,又符合当前部件设计技术的水平。之后再进行发动机的结构尺寸设计。因此,计算设计点和非设计点的发动机性能很重要。发动机性能计算在航空发动机研究、设计、制造、试验和使用中已成为一项必不可少的技术,可以在设计条件下测量发动机的推力、燃油消耗率、空气流量、压力、温度和各部件效率等性能参数,推断设计的发动机是否达到预定期望,确定各部件微小变化对总体性能的影响,从而起到辅助发动机的设计和降低研制成本和风险的作用。燃气涡轮发动机的性能特征可以利用试验和计算方法得到,但是试验需要复杂精确的设备、许多专业的技术人员和巨额的财力物力,所以在研制过程中不可能经常采取试验的方法。随着现代计算机的运算能力不断提高和发动机模型的不断完善,发动机数值仿真的精度也在不断提高,很大程度上弥补了试验方法的缺点,在研制发动机的过程中发挥了不可替代的作用。1.2 国内外研究现状从上世纪七十年代至今,随着计算机技术的迅猛发展,发动机性能计算技术在发动机的设计、制造、测试及使用中应用广泛。其中美国的发动机性能模拟技术的发展最为显著。1967 年,NASA 为美国空军开发了 SMOTE/SMITE 程序,用在计算涡扇发动机的稳态特性,随后又开发了 GENENG 程序提高了对发动机结构的改变程度。1975 年开发的 DYNGEN 程序增加了对发动机过渡态的性能计算。近年来,性能计算技术得到了长足的进步,出现了快速结构组合计算技术、气动与热力混合计算技术、故障分析技术等,使得航空发动机性能计算技术达到了新的高度。现在稳态性能中国民航大学本科毕业设计论文2计算正向着部件可调、多参数控制发动机性能计算等方向发展。此外作为性能计算的一个分支,有些国家已经开展对发动机诊断技术的研究,即通过性能计算来判断发动机部件的性能是否衰减,为视情维修、部件改进提供一些技术参考 [1]。目前,国外在该方面的数值仿真软件主要有,美国 NASA 的 NPSS 系统、俄罗斯中央航空发动机研究院的 CCTES、英国剑桥大学 Whittle 实验室的 Denton 和Dawes 软件、欧洲国家航天实验室 NLR 的 GSP 软件以及本文所用的德国 Gasturb 软件 [2]。在总体性能分析领域,由德国 MTU(Motoren-und Turbinen-Union Friedrichshafen GmbH,摩天宇)公司 Joachim Kurzke 博士所开发的 Gasturb 软件,以其友好的人机界面、优秀的仿真精度、完备的压气机/涡轮特性图处理等配套辅助工具,在该领域得到了广泛的应用与认可 [3]。众所周知,航空发动机中的气体流动过程十分复杂,如果单靠人工计算,为了便于研究,常常将发动机模型进行简化,使得精确度不高,但在 Gasturb 软件中,气体不是理想气体,它们是温度和气体成分的函数,大大提高了精确度 [4]。国内外几十年的实践证明,想要发展航空动力必须要依靠强大的工业制造基础和技术水平。为了保持在该领域的领先地位,美国从 20 世纪 60 年代就开始,由军方和政府陆续实施了十几个航空动力的研究计划,相比之下,我国航空动力的基础研究工作经费投入太少,以前曾研制出一个和斯贝技术水平差不多的发动机,在三次上马、四次下马、五次转移研制基地后,由于体制等众多因素,耽搁了发动机的研制进程,许多宝贵的资料也不复存在,使得航空技术人员十几年的努力功亏一篑,令人十分惋惜。这样的遭遇无疑对于发动机事业的损失是巨大的。现如今,我国在航空发动机数值仿真领域相对落后,正以 APTD(Aerospace propulsion technology validation program,航空推进技术验证计划)为契机,借鉴和研究国外多种优秀的发动机数值仿真软件的设计方法,取其精华,开发出属于自己的发动机数值仿真系统,为研制国产发动机打下坚实的基础。1.3 论文研究内容在“十一五”期间,我国通过 APTD 计划将基本形成我国自己的先进的航空发动机设计体系以及培养一批专家和技术人才,但我国航空基础薄弱,需要去借鉴学习国外的先进技术。本文采用的 Gasturb 12 是 Gasturb 软件的核心计算模块,可以在选定发动机的模型下进行详细的设计点性能分析、非设计点性能分析、初步结构方案设计和预估发动机的设计重量和外形尺寸等。通过结合 Gasturb 软件和对涡扇发动机基础原理的研究,分析大涵道发动机的性能特点。本文主要结构如下:
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