课程设计—发动机热力计算概要.doc

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1、Harbin Institute of Technology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11km；飞行马赫数1.6；涵道比2.01；总增压比26.5；涡轮进口温度1644.15K；其他参数请参考有

2、关文献选定。(F101-GE-102) 设计要求： 加力耗油率0.1924kg/(Nh)，不加力耗油率0.0968kg/(Nh) 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： 无 指导教师签字_ 年 月 日 系主任意见： 同意 系主任签字_ 年

3、 月 日*注：此任务书由课程设计指导教师填写。一、课程设计的目的和意义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

4、可维修性、强生存力、低全寿命期费用而研制的。典型第四代军用发动机有F119、F120、EJ200、F135、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。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-1

5、940年代末第二代加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，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16001700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070年代初第四代高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3推重比910涡轮前温度18502000KF-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

6、的态势，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；拦截困难

7、，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。二、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-1B三视图罗克韦

8、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-GE-102型是F101-GE-

9、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。热空气防冰。风扇：2级轴流式。实心钛合金工作叶片

10、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DA718。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

11、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-汉尼兹公司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

12、体式滑油和液压油箱。 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（海平面，静态）13600kg（加力）7710kg（中间）13950kg（加力）7710kg（中间）起飞耗油率2.2kg/(Nh)（加力）0.55kg/(Nh)（不加力）不明推重比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1371最大直径1397mm长度（含进气锥）4600mm质量1814kg三、热力计

13、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。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11km；飞行马赫数1.6；涵道比2.01；总增压比26.5；涡轮进口温度1644.15K取风扇增压比则压气机增压比 预设部件效率或损失系数 进气道总压恢复系数 风扇绝热效率高压压气机效率燃烧效率燃烧室总压恢复系数高压涡轮效率低压涡轮效率混合室总压恢复系数加力燃烧室效率加力燃烧室总压恢复系数(加力)加力燃烧室总压恢复系数(不加力)尾喷管总压恢复系数高压轴机械效率低压轴机械效率功率提取轴机械效率空气定熵指空气定压比热容燃气定熵指数燃气定压比热容气体常数燃油低热值

14、冷却高压涡轮空气量系数飞机引气系数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 静压 声速 气流速度 总压 总温 2.进气道出口总温和总压由于 总压恢复系数 总压 总温 3.风扇出口参数风扇出口总压 风扇总温 风扇消耗的功 4.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 总温 压气机消耗的功 5.燃烧室出口参数油气比 总压 总温 6.涡轮出口参数 高压涡轮出口总温，由高压转子的功率平衡计算： 高压涡轮膨胀比： 7.低压涡轮参数计算低压涡轮出口总温

15、与进口总温之比 低压涡轮出口总温： 低压涡轮膨胀比： 低压涡轮出口总压： 8.混合室出口参数 混合室的涵道比为 为混合气流的定压比热容，可用质量平均值计算： 、 混合室出口气流总压： 9.加力燃烧室参数计算加力燃烧室出口总温 加力时的加力油气比为加力总油气比不加力总油气比加力燃烧室出口气流总压 10.尾喷管出口参数尾喷管出口总压：尾喷管出口总温：尾喷管出口马赫数：尾喷管出口界面温度：尾喷管出口声速：排气速度:11.发动机单位性能参数 四、热力计算结论经过详细计算，加力耗油率为，不加力耗油率为达到了要求。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

16、(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.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=1644.15Tt71=Tt4+200%预设部件效率或损失系数%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

17、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=1.013

18、3*(1-H/44.308)5.2553*105a0=(k*R*T0)0.5c0=a0*Ma0pt0=p0*(1+0.2*Ma02)3.5Tt0=T0*(1+0.2*Ma02)%进气道出口总温和总压Xi=Ximax*(1-0.075*(Ma0-1)1.35)pt2=pt0*XiTt2=Tt0%风扇出口参数pt22=pt2.*PAIclTt22=Tt2.*(1+(PAIcl.(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.(0.4/k)-1)./Ych)Lch=cp.*(Tt3-T

19、t22)%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*Tt4)./(1-beit-Z).*(1+f)+Z)Tt4a=Tt4.*tmpt4a=pt4t4a=1-Lch./(1-beit-Z).*(1+f)+Z).*Ymh.*cpg.*Tt4a)Tt45=Tt4a.*t4aPAIth=(1-(1-t4a)./Yth).(-(kg/(kg-1)pt45=pt4a./PAIth%低压涡轮参数计算t45=1-(Lcl+3.0/Ymp).*(1+B)./(1

20、-beit-Z).*(1+f)+Z).*Yml.*cpg.*Tt45)Tt5=Tt45.*t45PAItl=(1-(1-t45)./Ytl).(-(kg/(kg-1)pt5=pt45./PAItl%混合室出口参数Bm=B./(1-beit-Z).*(1+f)+Z)cp6=(cpg+Bm.*cp)./(1+Bm)t5=(cpg./cp6).*(1+Bm.*cp.*Tt22./(cpg.*Tt5)./(1+Bm)Tt6=Tt5.*t5pt6=Xm*(pt5+Bm.*0.98.*pt22)./(1+Bm)%加力燃烧室参数计算Tt72=Tt6fab=(1+f.*(1-beit-Z)./(1+B-bei

21、t).*(cpg*Tt71-cp6.*Tt6)./(Yab*Hf-cpg*Tt71)f01=(1-beit-Z).*f+(1+B-beit).*fab)./(1+B)f02=(1-beit-Z).*f)./(1+B)pt71=pt6.*Xab1pt72=pt6.*Xab2%尾喷管出口参数pt91=pt71.*Xcpt92=pt72.*XcTt91=Tt71Tt92=Tt72p9=p0Ma91=(2/(kg-1).*(pt91./p0).(kg-1)/kg)-1).0.5Ma92=(2/(kg-1).*(pt92./p0).(kg-1)/kg)-1).0.5T91=Tt91.*(1+(kg-1)/2).*Ma91.2).(-1)T92=Tt92.*(1+(kg-1)/2).*Ma92.2).(-1)a91=(kg.*R.*T91).0.5a92=(kg.*R.*T92).0.5c91=a91.*Ma91c92=a92.*Ma92%发动机单位性能参数Fsab=(1+f01-beit/(1+B).*c91-c0Fs=(1+f02-beit/(1+B).*c92-c0sfcab=3600.*f01./Fsabsfc=3600.*f02./Fsplot(PAIcl,sfcab)hold onplot(PAIcl,sfc)