哈工大课程设计—发动机热力计算

1、Harbin I nstituteof Techndogy课程设计说明书（论文）课程名称：设计题目：发动机气动热力计算院系：能源学院班级：设计者：学号：指导教师：设计时间：哈尔滨工业大学哈尔滨工业大学课程设计任务书姓 名：院(系)：能源科学与工程学院专 业：飞行器动力工程班 号：任务起至日期：2015年12月28日 至 2016年1月15日课程设计题目：发动机气动热力计算已知技术参数和设计要求：技术要求：飞行高度一11km;飞行马赫数一1.6;涵道比一2.01 ;总增压比一26.5;涡轮进口温度1644.15K；其他参数请参考有关文献选定。(F101-GE-102)设计要求：加力耗油率v 0.

2、1924kg/(N h),不加力耗油率v 0.0968kg/(N h)工作量：1、完成发动机某状态点的气动热力计算;2、编制气动计算程序；3、撰写课程设计报告。工作计划安排：1、2015.12.28 2015.01.01掌握热力计算步骤，查找相关资料确定部件参数；2、 2016.01.04 2016.01.08编程进行发动机热力计算，选取最合理的发动机工作过程 参数；3、2016.01.11 2016.01.15撰写课程设计报告。同组设计者及分工:指导教师签字年月日系主任意见：同意系主任签字年月日*注：此任务书由课程设计指导教师填写。哈尔滨工业大学课程设计说明书（论文）一、课程设计的目的和意义

3、航空发动机技术已经成为衡量国家科技工业水平和综合国力的重要标志，是各大国 大力发展、高度垄断、严密封锁的关键技术之一。当今世界各强国为了满足不断提高的 战术指标，倾注了大量的人力、物力和财力，执行了一系列旨在提高航空发动机性能的 基础研究计划。第三代军用航空发动机，是目前世界发达国家现役主力战斗机所装备的发动机，如： F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F 等。第四代军用航空发动机，是为满足先进战斗机的超声速巡航能力、良好隐身能力、 高亚声速和超声速机动能力、敏捷性、远航程和短距起落能力、高可靠性、易可维修性、 强生存力、低全寿命期费用而研制的。典型第四代军

4、用发动机有F119、F120、EJ200F135、F136、AL-41F 等。第五代军用航空发动机是目前正在研制的推重比1215的小涵道比加力涡扇发动机。根据IHPTET计划、VAATE计划等的研究情况，预计将在 2020年研制出可实现推重比1215 一级的涡扇发动机1。根据第三、第四和第五代军用航空发动机的技术特征，军用航空发动机总体性能发 展趋势见表1。表1军用航空发动机总体性能发展趋势 2序号发动机主要特点典型飞机装备时间第一代涡轮喷气发动机，如 J57J,BK-1推重比34涡轮前温度 12001300KF-86F-100，米格-15, 米格-1940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发

5、动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300推重比56涡轮前温度 14001500KF-4, F-104，米格-21, 米格-23,幻影-F160年代中第三代加力涡轮风扇发动机，如F100, F110, F404， RB199，M88-2推重比78涡轮前温度 16001700K推重比910涡轮前温度18502000KF-15 , F-16 , F-18 , 米格-29，苏-27 ,狂 风幻影-200070年代初第四代咼推重比涡轮风扇发动机，如 F119，EJ200，M88-3F-22, JSF, EF2000,I.42, S-37/5421世纪初可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势

6、，未来军用航空发动机的设计研制周期 将明显缩短，成本将大幅降低，而技术性能将显著提高。未来军用发动机的发展主要有两个趋势：一种是自适应变循环发动机。未来发动机要具有基本的两个工作点：高速大推力状 态和低油耗的经济工作状态。变循环发动机则采用涡轮风扇体制，将气流分在三个涵道, 但这三个涵道可以变换大小口径，通过组合搭配成就最佳的工作模式。而所谓自适应发 动机技术，是由于传感器技术和全权限数字电子控制技术的成熟，使工作点的控制更连 续，容易实现对飞行阶段全过程的适应性控制与调节。另一种是高超声速飞行器动力。高超声速飞行器具有极重要的战略地位：它响应快 速，被攻击目标来不及反应，战略目标无法转移；拦

7、截困难，高超音速的突防能力优于 现有任何一种隐身技术，且与战略导弹相比，机动灵活，无固定弹道；高超声速将超越 空间限制，不需依赖于海外基地，具备“发现即摧毁”的能力。如何降低发射成本和选 择合适的动力装置是高超声速飞行器的主要问题。本次课程设计主要是掌握航空双转子涡轮风扇发动机热力计算的过程和方法，通过 各参数选择调试及发动机结构安排，加深对发动机气动性能和热力性能的理解，使我们 能更好的从事这方面工作。、课程设计中选用发动机的背景介绍2.1设计背景本次设计的F101-GE-102型发动机是美国通用公司研究生产的军用涡扇发动机，装 备美军第三代B-1B战略轰炸机，图1是其外观三视图。图1 B-

8、1B三视图罗克韦尔B-1 “枪骑兵”（英语：Rockwell B-1 Lancer,或音译为“兰斯”）轰炸机， 是美国空军在冷战末期开始使用的超音速可变后掠翼重型长程战略轰炸机，美国通用电 气公司为其研制的中等涵道比加力涡扇发动机就是F101-GE-100。在70年代末，美国空军曾试验过B-1A原型机，B-1A的主要作战方式为超音速高空突防，但由于美空军战略 的改变和高空突防方式不足以应付强大的苏联防空火力网，因此A型很快下马。1981年，美国里根政府决定重新生产 100架B-1B战略轰炸机。于是，1982年美国 空军让通用电气公司研制 F101的改型机，用于性能和结构完整性试验。 F101-

9、GE-102型 是F101-GE-100型的改进品，与-100型基本相同，但耐久性有进一步提高，并根据 B-1B的作战任务作了一些小的修改如图2, B-1B安装4台带加力的F101-GE-102涡扇发动机，安装在B-1B翼根下方的 双联发动机短舱中。由于取消了 B-1A的2马赫的速度要求，所以B-1B改用固定进气道， 双联发动机短舱斜切进气口背靠背面向两侧，进气口内有一组挡板来折射雷达波，防止 直接照射发动机风扇叶片。图2 B-1B发动机起飞工作状态2.2 F101-GE-100型的结构和系统（近似 F101-GE-102型）进气口：环形。20个进口导流叶片，前缘固定，起支板作用，后缘可调。热

10、空气防 冰。风扇：2级轴流式。实心钛合金工作叶片带冠，水平对开钛合金蜂窝结构机匣。压比2.0,转速 7710r/min。压气机：9级轴流式。零级和前5级静子叶片可调。前3级转子叶片为钛合金，后6 级为A286钢。转子为惯性焊接盘鼓式，前 3级盘为钛合金，后6级为DA718钢。转子 和静子叶片均可单独更换。水平对开机匣，前段为钛合金，后段为 IN718。压比12.5。燃烧室：短环形。火焰筒由Hastelloy X合金经机加工制成。燃油经20个双锥喷嘴和 小涡流杯在高能气流剪切作用下雾化，实现无烟燃烧。高压涡轮：单级轴流式。高负荷气冷叶片，用冲击和气膜冷却。转子叶片材料为 DSR80H，盘为DA7

11、18。机匣内衬扇形段，通冷却空气进行主动间隙控制。转子和静子叶 片可单独更换。低压涡轮：2级轴流式。叶尖带冠，非冷却。转子叶片均可单独更换，导向叶片分段 更换。盘材料为 DA718。加力燃烧室：混合流型。盘旋式混合器使内、外涵气流有效混合并燃烧。筒体材料为 IN625。尾喷管：收扩式。由铰接的鱼鳞板组成主、副喷管，由作动筒、移动杯、凸轮和连杆组成液压机械式作动机构。控制系统：机械液压式。带电子式调整器，可以对风扇转速、涡轮转子叶片温度和 尾喷管面积进行控制。此外，还有中央综合测试系统，不断监控发动机性能。燃油系统：维克斯公司的主燃油泵和喷管液压泵。森德斯特兰德公司的燃油增压泵。 派克孜尼兹公司

12、的燃油活门组件和燃油喷嘴。伍德沃德公司的燃油控制器和传感器。滑油系统：整体式滑油和液压油箱3。图3 F101-GE-102型涡扇发动机2.3技术参数本次设计的主要参数采用F101-GE-102型的实际参数，具体数据见表 2表2 F101-GE-100及102的主要参数F101-GE-100F101-GE-102最大起飞推力13600kg （加力）13950kg （加力）（海平面，静态）7710kg （中间）7710kg （中间）起飞耗油率2.2kg/（N h）（加力）不明0.55kg/（N h）（不加力）推重比7.507.69空气流量159kg/s涵道比2.01总增压比26.5涡轮进口温度13

13、71 C最大直径1397mm长度（含进气锥）4600mm质量1814kg三、热力计算步骤和结果热力计算中采用如图4所示的发动机基准截面符号01222567图4 F101-GE-102型涡扇发动机基准截面符号3.1已知参数飞行高度一11km;飞行马赫数一1.6;涵道比一2.01 ;总增压比一26.5;涡轮进口温度一1644.15K取风扇增压比二cl =2.5则压气机增压比二ch =二6 5 -10.6 心cl25预设部件效率或损失系数进气道总压恢复系数max=0.98风扇绝热效率CL =0.918高压压气机效率ch二0.928燃烧效率b二0.99燃烧室总压恢复系数-0.98高压涡轮效率th =0

14、.94低压涡轮效率亿=0.96混合室总压恢复系数二m =0.98加力燃烧室效率J ".98加力燃烧室总压恢复系数（加力p-ab0.97哈尔滨工业大学课程设计说明书（论文）加力燃烧室总压恢复系数(不加力)2= 0.99尾喷管总压恢复系数；壮=0.99高压轴机械效率mH =0.99低压轴机械效率ml_二0.99功率提取轴机械效率叩二0.99空气定熵指k =1.4空气定压比热容Cp =1.005kJ/ kg K燃气定熵指数kg =1.3燃气定压比热容cpg =1.244kJ/kg K气体常数 R =0.287kJ/ kg K燃油低热值Hf -42900kJ/kg冷却高压涡轮空气量系数=15

15、%飞机引气系数1 =1.0%3.2计算步骤设计点热力计算从0截面逐个部件依次进行，直至 9截面，然后计算总性能。主要 步骤和计算公式如下：1.0-0截面的温度和压力由于H=11km静温 To =288.15-6.5H =216.65K( H 屮2553静压 F0 =1.0133 1100.22617 105Pa1 44.308 丿声速 a0 = :;kRTT = ：1.4 287 216.7 = 295.0423m/s气流速度 C。=a0 Ma0=295 1.6=472.0677m/skk 12 14 123555总压 Ro =Po(1Ma0 )2=0.22617 (1+ '1.6 )

16、 . 10 =0.96130 10 Fa2 2k 11 4 1总温 Tt0 =T0(1 + 2JMa02)=216.65 (1+1 1.62)=327.5748K2 22进气道出口总温和总压由于 Ma° =1.6总压恢复系数 G=O.971-O.O75(Ma0-1)1.35=O.971 -0.075 (1.&1)1.35 = 0.9431 总压 P2=0.9431 0.9613 105=0.90663 105Pa总温 Tt2 =Tt0 =327.5748K3.风扇出口参数风扇出口总压R22 = clR2=2.5 0.90663 105 =2.2666 105Pa风扇总温Tt2

17、kd毗-12.50.285712 二 Tt2(1CL)= 327.5748 (1) = 434.3625Kcl0.918风扇消耗的功Lcl =Cp(T；22-下2)=1.005 (434.3625-327.5748) = 107.3216kJ/kg4.高压压气机出口总温和总压认为其进口总压等于风扇的出口总压，所以：总压 口3 二 Pt22二CH =2.2666 105 10.6 = 24.026 105Pak-1总温 Tt3 =T:22(1压气机消耗的功二CT -17.640.2857 -14) = 434.3625 (1) =885.1584KCH0.928Lch =Cp(T；3-兀2)=1

18、.005 (885.1584-434.3625) = 453.0499kJ/kg 5.燃烧室出口参数壬丑二 1.244 1644-1.005 885.158 0.0286bHf -CpgTu0.98 42900-1.244 1644.15cc总压 R4 = ；bR3 =0.99 24.026 10 -23.545 10 Pa总温 Tt4 =1644.15K6.涡轮出口参数T 七鞭 _(1一®(1 + f)+Cp6Tt3/CpgTt4m _(1- )(1 f)_ (1-0.01 -0.15)(1+0.0248)+1.005汇 0.15汉885.1584/(1.244汉1644.15)0

19、9164-(10.010.15)(1 + 0.0286) + 0.15- .Tt4a 珂=1644.15 0.9164 = 1506.7Kpt4a = R4 =23.545 105Pa高压涡轮出口总温，由高压转子的功率平衡计算:Tt4.5Tt4aCp(Tt3 - 匚?)|j 仁-f 亠 J " mHCpgTt4a0.75921.005(885.1584- 434.3625)1(1-0.01 -0.15)(1 0.0286) 0.151 0.98 1.244 1506.7Tt45 =皿丁48 =0.7592 1506.7 =1143.9kTt4a高压涡轮膨胀比:二 THPt4aPt 4

20、.5二 1一（1kgkj上)/hth9 = 1-(1-0.7592)/0.94广333 =3.6048Tt4apt45 -It4a二 TH23.545 1053.6048= 6.5315 105Pa7.低压涡轮参数计算低压涡轮出口总温与进口总温之比Tt45Cp(Tt22 -T2) +GtO /mp 1(1+ B) mLCpgTt45 (1- ' )(1 f) 、11.005(434.3625-327.5748) 3.0/0.991(1 2.01)0.99 1.244 1143.9加-0.01-0.15 1 0.02860.1二 0.7675低压涡轮出口总温:Tt5 =T4c =0.76

21、75X1143.9 =877.9578 KTt4c低压涡轮膨胀比：兀TLkg'.4.333-1-(1 -0.7675)/0.96 1-3.3261低压涡轮出口总压:Pt5 二 口45/二TL =6.5315 105/3.3261 =1.9638 105Pa8.混合室出口参数混合室的涵道比为BmW5II _BW5( 1)(1f)2. 0 1 ,0. 8 491. 0 28 6'98 220. 1 5Cp6为混合气流的定压比热容，可用质量平均值计算:Cp6Cpg BmC1.2441.98221_11. 982 2=1.0(?855k JT6cpg 1BmCpT2 2/ (CpgTt

22、Tt5Cp61Bm1.244 1+1.9821.00 434.3625/(1.244% 877.9578) ( 68901.08511 1.9822_ .丁6 =咗卩5 =0.6890 877.9578 =604.8848 KT5混合室出口气流总压：Pt6 = m pmpm_ 口 5Bm Ji Pt 2 21 + Bmpt6= 0.981.9638 1.9822 0.98 2.26661 1.98225510 = 2.0922 10 Pa9.加力燃烧室参数计算加力燃烧室出口总温Tt71 =1844.15K(加力)T72 = 604.8848K (不加力)加力时的加力油气比fab为1 )(Cp7

23、Tt _ Cp6Tt6)1 B)(旳fl二(1 0.0286 一0.01-0.15".244 1844.15.085 604.8848)= 0.04151+2.01-0.010.98父42900-1.244工1844.15加力总油气比(1 、)f (1 B-皿1+B(1 -0.01 -0.15)0.0286(1 2.01 -0.01) 0.04151 + 2.010.0494不加力总油气比(1H=(1 - 0.01 - °.15)0.0286= Omao1 B1 2.01加力燃烧室出口气流总压Pt7 二 ' ab pt5571 =0.97 1.9638 105 =2

24、.0294 105 Pa (加力)pt72 =0.99 1.9638 105 =2.0713 105 Pa (不加力)10.尾喷管出口参数尾喷管出口总压:pt9i =0.99 2.0294 10 = 2.0091 105Pa pt92 =0.99 2.0713 10 = 2.0506 105Pa 尾喷管出口总温：Tt91 =Tt71 = 1844.15K（加力）Tt92 Tt72 = 604.8848K （不加力）尾喷管出口马赫数:2 （ 2.0091）0.23081.1（ 0.22617）-1 =2.0903（加力）-1 =2.1027（不加力）22.0506-1.1（ 0.22617）尾喷

25、管出口界面温度:T9 =Tt9（1 kz1M3 92）J2131T91 =1844.15 （12.09032）=1114K（加力）T92 =604.8848 （1 13 1 2.10272）'= 363.6841k（不加力） 2尾喷管出口声速：ag = kg RT9a91 »；1.3 287 1114 =644.7024m/s（加力）a92i 1.3 287 363.684 = 368.362m/s（不加力）排气速度：c9 =a9Ma9c91 =644.7024 2.0903 = 1347.6m/sc92 =368.302 2.1027 = 774.5622m/s哈尔滨工业大

26、学课程设计说明书(论文)11.发动机单位性能参数sfcab二3600。/ FsabFs=(1 + 0 丄-)G -C01+BFsab =(1 0.0494乞)1347.6 -4721+2.010 15)774.5622 -472 1 2.01Fs 二(10.008=937.6098 N /(kg s)(加力)-306.1009 N / (kg s)(不加力)3600 f01 sfQbFFsabr3600 f02sfc =Fs3600 °.0494 21896kg/(N h)937.60983600 0.008 = 0.093&g/ h)306.1009四、热力计算结论经过详细

27、计算，加力耗油率为0.1896kg/(N h)，不加力耗油率为0.0938kg/(N，h)达到了要求。参考文献1 刘勤，周人治，王占学军用航空发动机特征分析J.燃气涡轮试验与研究，2014,27(2): 59-62.2 陈懋章.航空发动机技术的发展J.科学中国人,2015,10:12-15.3 林左鸣.世界航空发动机手册.2012,12:409-412.哈尔滨工业大学课程设计说明书（论文）附录计算程序%已知参数PAIc=26.5PAIcl=1:0.01:26.5PAIch=PAIc./PAIclH=11Ma0=1.6B=2.01Tt4=1644.15Tt7仁 Tt4+200%预设部件效率或损失

28、系数%进气道总压恢复系数Ximax=0.98%风扇绝热效率Ycl=0.918%高压压气机效率Ych=0.928%燃烧效率Yb=0.99%燃烧室总压恢复系数Xb=0.98%高压涡轮效率Yth=0.94%低压涡轮效率Ytl=0.96%混合室总压恢复系数Xm=0.98%加力燃烧室效率Yab=0.98%加力燃烧室总压恢复系数（加力）Xab1=0.97%加力燃烧室总压恢复系数（不加力）Xab2=0.99%尾喷管总压恢复系数Xc=0.99%高压轴机械效率Ymh=0.99%低压轴机械效率Yml=0.99%功率提取轴机械效率Ymp=0.99%空气定熵指数k=1.4%空气定压比热容cp=1.005%燃气定熵指数

29、kg=1.3%燃气定压比热容cpg=1.244%气体常数R=287%燃油低热值Hf=42900%冷却高压涡轮空气量系数Z=0.15%飞机引气系数beit=0.01%0-0截面的温度和压力T0=288.15-6.5*Hp0=1.0133*(1-H/44.308)A5.2553*10A5 a0=(k*R*T0)A0.5c0=a0*Ma0pt0=p0*(1+0.2*Ma0A2)A3.5Tt0=T0*(1+0.2*Ma0A2)%进气道出口总温和总压Xi=Ximax*(1-0.075*(Ma0-1)A1.35) pt2=pt0*XiTt2=Tt0%风扇出口参数pt22=pt2.*PAIclTt22=Tt

30、2.*(1+(PAIcl.A(0.4/k)-1)./Ycl)Lcl=cp.*(Tt22-Tt2)%高压压气机出口总温和总压pt3=pt22.*PAIchTt3=Tt22.*(1+(PAIch.A(0.4/k)-1)./Ych)Lch=cp.*(Tt3-Tt22)%燃烧室出口参数f=(cpg*Tt4-cp.*Tt3)./(Yb*Hf-cpg*Tt4)pt4=pt3.*Xb%高压涡轮tm=(1-beit-Z)*(1+f)+cp.*Z.*Tt3./(cpg*T t4) )./(1-beit-Z).*(1+f)+Z)Tt4a=Tt4.*tmpt4a=pt4t4a=1-Lch./(1-beit-Z).*(1+f)+Z).*Ym