当前位置:首页>> >>


基于GasTurb涡喷发动机性能计算.rar

收藏

资源目录
    文档预览:
    编号:20181030002727711    类型:共享资源    大小:6.79MB    格式:RAR    上传时间:2018-10-30
    尺寸:148x200像素    分辨率:72dpi   颜色:RGB    工具:   
    45
    金币
    关 键 词:
    基于 GasTurb 喷发 动机 性能 计算
    资源描述:
    本科毕业设计(论文) 基于 GasTurb 涡喷 发动机 性能计算 学生姓名: 张逸凡 专 业: 飞行器动力工程 学 号: 140741143 指导教师: 张银波 所属学院: 航空工程学院 二 〇一 八 年 五 月 中国民航大学 本科毕业设计(论文) 基于 GasTurb 涡喷 发动机 性能计算 Performance Calculation of Turbojet Engine Based on Gasturb 学生姓名 : 张逸凡 专 业 : 飞行器动力工程 学 号 : 140741143 指导教师 :张银波 学 院 :航空工程学院 2018 年 5 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 航空器的 数值仿真技术已在发动机 为代表的航空器 的研究设计领域 广泛应用,给发动机的研究制造 带来很大的便利。 涡轮喷气 发动机是当前 最重要的 航空发动机主体之一 ,对其进行性能计算是一项 非常必要 的任务, 通过 利用发动机数值仿真软件 模拟发动机的状态从而 得到分析数据。 GasTurb 是一款 功能全面 的发动机性能分析软件,可以用于 计算涡喷 发动机 设计点和非设计点参数性能 。 通过深入学习 GasTurb 软件,利用软件的参数功能计算了 设计点 各站位气流参数以及性能指标, 绘制出热力循环多变过程的 P-V 图和 T-S 图像; 用非设计点功能 绘制单轴涡喷 发动机压气机与涡轮的共同工作线;结合发动机原理 相关知识 和软件参数 输出 功能分析压气机以及涡轮共同工作线,找出影响 压气机 共同工作线位置的因素;利用非设计点参数功能绘制 单轴涡喷 转速、高度和速度三大特性图, 分析变化规律, 得到 涡喷 发动机的 相关 性能特征;然后分析循环参数的变化对发动机性能的影响, 主要针对压气机增压比和涡轮前燃气总温进行分析 。 这些研究结论能够不仅有助于技术人员研究设计 涡喷 发动机,也为维修人员在发动机实际 运转和试车 时的状态监控和 故障诊断 提供参考。 关键词 : 数值仿真;涡喷发动机; GasTurb Abstract Aircraft numerical simulation technology has been widely used in the field of research and design of the aircrafts including engines, which brings huge convenience to the development of the engine. Turbojet engine is one of the most important main part of current civil aviation aircrafts. It is a necessary job to do the performance calculation for them by engine numerical simulation software, simulating the status of the engine to obtain the data. GasTurb is a functional engine performance analysis software, which can be used for the analysis of turbojet engine Design and Off-Design performance parameters. With in-depth study on GasTurb, flow parameters of each station and performance indicators can be calculated by software parameters function, the P-V,T-S diagrams from the polytropic process in the circulation can also be drew.and the high-bypass turbojet engine compressor and turbine working line can be obtained by off-design function; combined with relative engine principles and software parameters output function, the compressor co-operating line and turbine co-operating line can be analyzed, and factors that affect compressor working line of position can be identified; for drawing the speed, altitude and velocity characteristic diagrams of the turbojet, analyzing the relationship and performance characteristics of a turbojet engine, the off-design parameters analysis module of the software can be used; then, the effect of circulation parameters on the overall performance can be analyzed, mainly for the compressor pressure ratio and burner exit temperature. The conclusion of the research can not only help technical personnel to study and design turbojet engine, also can provide reference for maintenance personnel in the actual operation and test of the engine condition monitoring and fault diagnosis. Key Words: Numerical Simulation; Turbojet Engine; GasTurbI 目 录 第 1 章 绪论 ............................................................................................................................... 1 1.1 论文研究背景 ............................................................................................................ 1 1.2 国内外研究现状 ....................................................................................................... 1 1.3 论文研究内容 ............................................................................................................ 2 第 2 章 单轴涡喷发动机共同工作及特性图 .................................................................... 4 2.1 设计点的循环 ............................................................................................................ 4 2.1.1 设计点的输入 ............................................................................................... 4 2.1.2 热力循环 T-S 图 ........................................................................................... 6 2.1.3 热力循环 P-V 图 ........................................................................................... 9 2.2 共同工作线 .............................................................................................................. 10 2.2.1 压气机共同工作线 .................................................................................... 10 2.2.2 涡轮共同工 作线 ......................................................................................... 15 2.3 影响共同工作线位置的因素 ............................................................................... 16 2.3.1 喷管处 于亚临界时马赫数的影响 ......................................................... 16 2.3.2 喷管面积 ...................................................................................................... 17 2.3.3 压气机设计增压比 .................................................................................... 18 2.4 发动机的特性 .......................................................................................................... 19 2.4.1 发动机的转速特性 ........................................................................................ 20 2.4.2 发动机高度特性 ......................................................................................... 23 2.4.3 发动机的速度特 性 .................................................................................... 24 第 3 章 循环参数对发动机的影响 .................................................................................... 27 第 4 章 结论与展望 ................................................................................................................ 31 4.1 结论 ............................................................................................................................ 31 4.2 展望 ............................................................................................................................ 31 参考文献 ...................................................................................................................................... 33 致 谢 ........................................................................................................................................... 34 附录:外文翻译资料 ................................................................................................................ 35 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 燃气轮机是一个资金、技术、人才密集的领域,是研发周期和生命周期都很长的战略产业。很久以来,世界发达国家一直都把燃气轮机项目作为一种战略性产业,投入巨资去研发燃气轮机的新技术、新产品,改善并提高燃气轮机的性能,一定程度上不断地促进燃气轮机产业的发展。西方发达国家为保持它们燃气轮机技术上的优势,保证在市场竞争中始终处于领先 地位 ,都制定了燃气轮机的 相关 发展计划,如美国的ATS 计划 (先进透平系统计划 )、欧共体的 EC-ATS 计划、日本的 ―新日光 ‖计划等。 实施了 这些计划,极大推动了燃气轮机先进技术的 钻研 和应用,为新型燃气轮机的研 发储备了 一定的 技术,对其保持 处于 世界领先的地位和优势起到了决定性作用。 在设计新型发动机时,需要选择多组工作过程中的参数,对设计点和非设计点的性能进行计算,并在很多约束限制条件下进行反复迭代和优化,进而得到一组最优参数,使之既能符合当前部件设计技术的水平,又能满足飞行性能要求。最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状况很重要。 为了提高航空发动机系统在优化设计和数值模拟方面的能力,许多国家都在加强计算机数值模拟和仿真技术方向上的的发展。美国实施了 ―推进系统数值仿真 ‖( NPSS)计划,通过高度可靠的多学科(包括气动、结构、强度、控制等)综合计算机仿真,达到 一定高度的系统分析能力,在降低成本的同时提高了发动机的质量 1.2 国内外研究现状 半个多世纪以来,随着航空涡轮发动机技术不断地进步,航空发动机的性能和水平已经获得了很大提高,世界在役的大部分军用发动机的推重比已从 2 提高到 8~ 9,不加力燃油消耗率也从 1~ 1.2kg/(daN·h)下降到 0.6~ 0.7 kg/(daN·h),在研的 军用发动机推重比可以达到 79,并很快将投入使用;航空涡轮发动机在性能提高的同时,耐久性和可靠性也会有大幅的改善,军用发动机的热端零件寿命大约 2000h,而民用的发动机能达到 20000~ 30000h。 国内 自己的航空发动机工业创建于抗美援朝时期,从无到有 , 由弱变强, 过程非常艰辛, 经历了 ―维修仿制、改进改型、自主研制 ‖三个发展阶段。 第一个阶段 是从 1950 年到 1965 年。在苏联经济、技术援助,以及 国内全面建设航空工业战略的内外因双重作用下, 国内 航空发动机工业 由此 成功起步。从 一开始的 维护维修到按图生产,再到 进一步的仿制改进,先后制造了涡喷 5、涡喷 6,并进行了涡喷 7 和 涡喷 8 的研制生产。 第二个阶段 是从 1966 年到 1990 年。随着中苏关系的破裂, 国内 的航空工业 开始 在艰难中独立发展。 国内 首型自主研制的歼八飞机 ,其配套的涡喷 7 甲发动机 是 在中 国民航大学本科毕业设计论文 2 涡喷 7 的基础上开始研制,并成为走完从设计、试制、零部件加工及整机地面调试、高空模拟实验到试飞定型全研制周期的首型发动机;在 它的 基础上改进研制了涡喷13 发动机, 这款发动机 全面提高了可靠性和耐久性; 并 引进许可生产了罗罗 ( Rolls Royce) 公司的 ―斯贝 ‖MK202 型加力涡扇发动机 , 并仿制 成 为涡扇 9 发动机,掌握了大量国内 曾经 没有接触过的先进工艺和技术。 第三个阶段 是从 1990 年往后。以新一代核心机预研计划为代表 ,中国航空发动机构建核心机型谱体系的整体发展思路 在 逐渐形成,中国航空发动机科研体系 开始 逐渐步入成熟。 2002 年和 2005 年, 国内 自行设计研制的涡喷 14 发动机 第三代大推力涡扇 10 发动机 以及涡喷 14 发动机 分别定型, 此举 标志着 国内 已 具备了航空发动机的自主研制能力。 为了取得 21 世纪在军事和商业竞争上的优势,国外一些航空发动机技术较为先进的国家开始加紧实施先进的 航空涡轮发动机技术的发展计划,比如美国的综合高性能涡轮发动机技术( IHPTET)计划,以英国为主体的西欧先进核心军用机( ACME)/先进军用发动机技术( AMET)计划,目标旨在验证推重比达到 20、燃油消耗率下降 30%~ 40%,以及成本降低 35%~ 60%的燃气涡轮发动机技术。 美国在 IHPTET 计划之后,着手实施 IHPTET 的后续计划,为经济可承受、多用途的先进涡轮发动机计划( VAATE),使之到 2017 年使用军用涡喷和涡扇发动 机技术的能力与成本比为F119 的 10 倍左右。同时,美国和欧洲大部分国家开始进行改善民用航空涡轮发动机性能的发展计划,比如美国航空局( NASA)从 1999 年开始实施的非常高效的发动机技术计划( UEET)极大提高了涡轮发动机的效率和性能,使燃油消耗率下降了 8%~15%。除此之外还有美法联合实施的 TECH56 计划,以及欧洲的环保型航空发动机技术计划( EEFAE),非常之高效,都以改善民用发动机的环境和性能为重要目标。这些计划所应用的相关技术都将为提高航空涡轮发动机的性能水平提供技术支持,打下坚实的基础。当然,涡轮 发动机材料技术和部件技术也非常关键,使如今高效涡轮发动机推进取得成功进展的关键因素 [1]。 1.3 论文研究内容 本文主要 参考进来燃气涡轮发动机的研究背景, 运用 最新版 GasTurb13 软件 , 一款能够针对特定类型发动机进行性能分析,并对发动机试车结果进行分析,诊断故障的软件, 对单轴涡喷发动机进行性能计算与分析 ,具体内容如下: ( 1)绪论部分主要介绍了目前燃气涡轮发动机的研究背景,以及国内外发动机的研究现状,尤其是涡轮喷气发动机,并提出运用 GasTurb 软件对单轴涡喷发动机进行性能分析与计算。 ( 2)第二章是论文的主要部分,介绍了软件的基本用法,并对设计点和非设计点进行性能计算与分析。第一部分,运用设计点的参数,进行 热力循环,画出实际循中 国民航大学本科毕业设计论文 3 环 多变过程 中的 P-V 图与 T-S 图像,并分析各个过程; 第二部分,进行非设计点的性能分析,并控制变化规律,画出压气机与涡轮的共同工作线;第三部分,分析单轴涡喷发动机的转速、高度、马赫数三大特性,并调节变化规律画出相应特性图。 ( 3)第三章主要运用 ―Parametric‖功能,在完成设计点性能分析后,选择单个或多个参数,绘制其对发动机机性能参数的影响曲线。并分析影响结果。 ( 4)第四章对全文进行总结,并进行对未来的展望。中国民航大学本科毕业设计论文 4 第 2 章 单轴涡喷发动机共同工作及特性图 2.1 设计点的 循环 2.1.1 设计点的输入 GasTurb 模拟了用于产生推进力和发电的最重要的燃气涡轮模型。几乎所有的燃气涡轮性能模拟的问题都可以由它解决 。 软件提供了多种喷气式发动机模型,如图所示,选择涡轮喷气式发动机模型进行简单的性能分析。 图 2-1 软件首页 如 图 2-1 所示, 首先在 ―Jet Engines‖中选择 ―Turbojet‖涡喷模型,并点击左边的 ―Performance‖进行性能分析 。接着选择软件 给出的数据文 件夹 ―DemoData‖中的 ―Demo_jet.CYJ‖文件,软件自行输入数据,如 图 2-2 所示: 图 2-2 参数显示界面
    展开阅读全文
    1
      金牌文库所有资源均是用户自行上传分享,仅供网友学习交流,未经上传用户书面授权,请勿作他用。
    0条评论

    还可以输入200字符

    暂无评论,赶快抢占沙发吧。

    关于本文
    本文标题:基于GasTurb涡喷发动机性能计算.rar
    链接地址:http://www.gold-doc.com/p-255090.html
    关于我们 - 网站声明 - 网站地图 - 资源地图 - 友情链接 - 网站客服客服 - 联系我们
    [email protected] 2014-2018 金牌文库网站版权所有
    经营许可证编号:浙ICP备15046084号-3
    收起
    展开