1、Harbin I nstituteof Techndogy課程設計說明書（論文）課程名稱：設計題目：發動機氣動熱力計算院系：能源學院班級：設計者：學號：指導教師：設計時間：哈爾濱工業大學哈爾濱工業大學課程設計任務書姓 名：院(系)：能源科學與工程學院專 業：飛行器動力工程班 號：任務起至日期：2015年12月28日 至 2016年1月15日課程設計題目：發動機氣動熱力計算已知技術參數和設計要求：技術要求：飛行高度一11km;飛行馬赫數一1.6;涵道比一2.01 ;總增壓比一26.5;渦輪進口溫度1644.15K；其他參數請參考有關文獻選定。(F101-GE-102)設計要求：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、完成發動機某狀態點的氣動熱力計算;2、編制氣動計算程序；3、撰寫課程設計報告。工作計劃安排：1、2015.12.28 2015.01.01掌握熱力計算步驟，查找相關資料確定部件參數；2、 2016.01.04 2016.01.08編程進行發動機熱力計算，選取最合理的發動機工作過程 參數；3、2016.01.11 2016.01.15撰寫課程設計報告。同組設計者及分工:指導教師簽字年月日系主任意見：同意系主任簽字年月日*注：此任務書由課程設計指導教師填寫。一、課程設計的目的和意義航空發動機技術已經成為衡量國家科技工

3、業水平和綜合國力的重要標志，是各大國 大力發展、高度壟斷、嚴密封鎖的關鍵技術之一。當今世界各強國為了滿足不斷提高的 戰術指標，傾注了大量的人力、物力和財力，執行了一系列旨在提高航空發動機性能的 基礎研究計劃。第三代軍用航空發動機，是目前世界發達國家現役主力戰斗機所裝備的發動機，如： F100、F110、F104、RB199、M53、RD-33、AL-31F 等。第四代軍用航空發動機，是為滿足先進戰斗機的超聲速巡航能力、良好隱身能力、 高亞聲速和超聲速機動能力、敏捷性、遠航程和短距起落能力、高可靠性、易可維修性、 強生存力、低全壽命期費用而研制的。典型第四代軍用發動機有F119、F120、EJ2

4、00F135、F136、AL-41F 等。第五代軍用航空發動機是目前正在研制的推重比1215的小涵道比加力渦扇發動機。根據IHPTET計劃、VAATE計劃等的研究情況，預計將在 2020年研制出可實現推重比1215 一級的渦扇發動機1。根據第三、第四和第五代軍用航空發動機的技術特征，軍用航空發動機總體性能發 展趨勢見表1。表1軍用航空發動機總體性能發展趨勢 2序號發動機主要特點典型飛機裝備時間第一代渦輪噴氣發動機，如 J57J,BK-1推重比34渦輪前溫度 12001300KF-86F-100，米格-15, 米格-1940年代末第二代加力渦輪噴氣和渦輪風扇發動機，如J79，TF30，M53-P

5、2，P29-300推重比56渦輪前溫度 14001500KF-4, F-104，米格-21, 米格-23,幻影-F160年代中第三代加力渦輪風扇發動機，如F100, F110, F404， RB199，M88-2推重比78渦輪前溫度 16001700K推重比910渦輪前溫度18502000KF-15 , F-16 , F-18 , 米格-29，蘇-27 ,狂 風幻影-200070年代初第四代咼推重比渦輪風扇發動機，如 F119，EJ200，M88-3F-22, JSF, EF2000,I.42, S-37/5421世紀初可見，航空推進技術正呈現加速發展的態勢，未來軍用航空發動機的設計研制周期

6、將明顯縮短，成本將大幅降低，而技術性能將顯著提高。未來軍用發動機的發展主要有兩個趨勢：一種是自適應變循環發動機。未來發動機要具有基本的兩個工作點：高速大推力狀 態和低油耗的經濟工作狀態。變循環發動機則采用渦輪風扇體制，將氣流分在三個涵道, 但這三個涵道可以變換大小口徑，通過組合搭配成就最佳的工作模式。而所謂自適應發 動機技術，是由于傳感器技術和全權限數字電子控制技術的成熟，使工作點的控制更連 續，容易實現對飛行階段全過程的適應性控制與調節。另一種是高超聲速飛行器動力。高超聲速飛行器具有極重要的戰略地位：它響應快 速，被攻擊目標來不及反應，戰略目標無法轉移；攔截困難，高超音速的突防能力優于 現有

7、任何一種隱身技術，且與戰略導彈相比，機動靈活，無固定彈道；高超聲速將超越 空間限制，不需依賴于海外基地，具備“發現即摧毀”的能力。如何降低發射成本和選 擇合適的動力裝置是高超聲速飛行器的主要問題。本次課程設計主要是掌握航空雙轉子渦輪風扇發動機熱力計算的過程和方法，通過 各參數選擇調試及發動機結構安排，加深對發動機氣動性能和熱力性能的理解，使我們 能更好的從事這方面工作。、課程設計中選用發動機的背景介紹2.1設計背景本次設計的F101-GE-102型發動機是美國通用公司研究生產的軍用渦扇發動機，裝 備美軍第三代B-1B戰略轟炸機，圖1是其外觀三視圖。圖1 B-1B三視圖羅克韋爾B-1 “槍騎兵”

8、（英語：Rockwell B-1 Lancer,或音譯為“蘭斯”）轟炸機， 是美國空軍在冷戰末期開始使用的超音速可變后掠翼重型長程戰略轟炸機，美國通用電 氣公司為其研制的中等涵道比加力渦扇發動機就是F101-GE-100。在70年代末，美國空軍曾試驗過B-1A原型機，B-1A的主要作戰方式為超音速高空突防，但由于美空軍戰略 的改變和高空突防方式不足以應付強大的蘇聯防空火力網，因此A型很快下馬。1981年，美國里根政府決定重新生產 100架B-1B戰略轟炸機。于是，1982年美國 空軍讓通用電氣公司研制 F101的改型機，用于性能和結構完整性試驗。 F101-GE-102型 是F101-GE-1

9、00型的改進品，與-100型基本相同，但耐久性有進一步提高，并根據 B-1B的作戰任務作了一些小的修改如圖2, B-1B安裝4臺帶加力的F101-GE-102渦扇發動機，安裝在B-1B翼根下方的 雙聯發動機短艙中。由于取消了 B-1A的2馬赫的速度要求，所以B-1B改用固定進氣道， 雙聯發動機短艙斜切進氣口背靠背面向兩側，進氣口內有一組擋板來折射雷達波，防止 直接照射發動機風扇葉片。圖2 B-1B發動機起飛工作狀態2.2 F101-GE-100型的結構和系統（近似 F101-GE-102型）進氣口：環形。20個進口導流葉片，前緣固定，起支板作用，后緣可調。熱空氣防 冰。風扇：2級軸流式。實心鈦

10、合金工作葉片帶冠，水平對開鈦合金蜂窩結構機匣。壓比2.0,轉速 7710r/min。壓氣機：9級軸流式。零級和前5級靜子葉片可調。前3級轉子葉片為鈦合金，后6 級為A286鋼。轉子為慣性焊接盤鼓式，前 3級盤為鈦合金，后6級為DA718鋼。轉子 和靜子葉片均可單獨更換。水平對開機匣，前段為鈦合金，后段為 IN718。壓比12.5。燃燒室：短環形。火焰筒由Hastelloy X合金經機加工制成。燃油經20個雙錐噴嘴和 小渦流杯在高能氣流剪切作用下霧化，實現無煙燃燒。高壓渦輪：單級軸流式。高負荷氣冷葉片，用沖擊和氣膜冷卻。轉子葉片材料為 DSR80H，盤為DA718。機匣內襯扇形段，通冷卻空氣進行

11、主動間隙控制。轉子和靜子葉 片可單獨更換。低壓渦輪：2級軸流式。葉尖帶冠，非冷卻。轉子葉片均可單獨更換，導向葉片分段 更換。盤材料為 DA718。加力燃燒室：混合流型。盤旋式混合器使內、外涵氣流有效混合并燃燒。筒體材料為 IN625。尾噴管：收擴式。由鉸接的魚鱗板組成主、副噴管，由作動筒、移動杯、凸輪和連桿組成液壓機械式作動機構。控制系統：機械液壓式。帶電子式調整器，可以對風扇轉速、渦輪轉子葉片溫度和 尾噴管面積進行控制。此外，還有中央綜合測試系統，不斷監控發動機性能。燃油系統：維克斯公司的主燃油泵和噴管液壓泵。森德斯特蘭德公司的燃油增壓泵。 派克孜尼茲公司的燃油活門組件和燃油噴嘴。伍德沃德公

12、司的燃油控制器和傳感器?；拖到y：整體式滑油和液壓油箱3。圖3 F101-GE-102型渦扇發動機2.3技術參數本次設計的主要參數采用F101-GE-102型的實際參數，具體數據見表 2表2 F101-GE-100及102的主要參數F101-GE-100F101-GE-102最大起飛推力13600kg （加力）13950kg （加力）（海平面，靜態）7710kg （中間）7710kg （中間）起飛耗油率2.2kg/（N h）（加力）不明0.55kg/（N h）（不加力）推重比7.507.69空氣流量159kg/s涵道比2.01總增壓比26.5渦輪進口溫度1371 C最大直徑1397mm長度（含

13、進氣錐）4600mm質量1814kg三、熱力計算步驟和結果熱力計算中采用如圖4所示的發動機基準截面符號01222567圖4 F101-GE-102型渦扇發動機基準截面符號3.1已知參數飛行高度一11km;飛行馬赫數一1.6;涵道比一2.01 ;總增壓比一26.5;渦輪進口溫度一1644.15K取風扇增壓比二cl =2.5則壓氣機增壓比二ch =二6 5 -10.6 心cl25預設部件效率或損失系數進氣道總壓恢復系數max=0.98風扇絕熱效率CL =0.918高壓壓氣機效率ch二0.928燃燒效率b二0.99燃燒室總壓恢復系數-0.98高壓渦輪效率th =0.94低壓渦輪效率億=0.96混合室

14、總壓恢復系數二m =0.98加力燃燒室效率J ".98加力燃燒室總壓恢復系數（加力p-ab0.97加力燃燒室總壓恢復系數(不加力)2= 0.99尾噴管總壓恢復系數；壯=0.99高壓軸機械效率mH =0.99低壓軸機械效率ml_二0.99功率提取軸機械效率叩二0.99空氣定熵指k =1.4空氣定壓比熱容Cp =1.005kJ/ kg K燃氣定熵指數kg =1.3燃氣定壓比熱容cpg =1.244kJ/kg K氣體常數 R =0.287kJ/ kg K燃油低熱值Hf -42900kJ/kg冷卻高壓渦輪空氣量系數=15%飛機引氣系數1 =1.0%3.2計算步驟設計點熱力計算從0截面逐個部件

15、依次進行，直至 9截面，然后計算總性能。主要 步驟和計算公式如下：1.0-0截面的溫度和壓力由于H=11km靜溫 To =288.15-6.5H =216.65K( H 屮2553靜壓 F0 =1.0133 1100.22617 105Pa1 44.308 丿聲速 a0 = :;kRTT = ：1.4 287 216.7 = 295.0423m/s氣流速度 C。=a0 Ma0=295 1.6=472.0677m/skk 12 14 123555總壓 Ro =Po(1Ma0 )2=0.22617 (1+ '1.6 ) . 10 =0.96130 10 Fa2 2k 11 4 1總溫 Tt

16、0 =T0(1 + 2JMa02)=216.65 (1+1 1.62)=327.5748K2 22進氣道出口總溫和總壓由于 Ma° =1.6總壓恢復系數 G=O.971-O.O75(Ma0-1)1.35=O.971 -0.075 (1.&1)1.35 = 0.9431 總壓 P2=0.9431 0.9613 105=0.90663 105Pa總溫 Tt2 =Tt0 =327.5748K3.風扇出口參數風扇出口總壓R22 = clR2=2.5 0.90663 105 =2.2666 105Pa風扇總溫Tt2kd毗-12.50.285712 二 Tt2(1CL)= 327.574

17、8 (1) = 434.3625Kcl0.918風扇消耗的功Lcl =Cp(T；22-下2)=1.005 (434.3625-327.5748) = 107.3216kJ/kg4.高壓壓氣機出口總溫和總壓認為其進口總壓等于風扇的出口總壓，所以：總壓 口3 二 Pt22二CH =2.2666 105 10.6 = 24.026 105Pak-1總溫 Tt3 =T:22(1壓氣機消耗的功二CT -17.640.2857 -14) = 434.3625 (1) =885.1584KCH0.928Lch =Cp(T；3-兀2)=1.005 (885.1584-434.3625) = 453.0499k

18、J/kg 5.燃燒室出口參數壬丑二 1.244 1644-1.005 885.158 0.0286bHf -CpgTu0.98 42900-1.244 1644.15cc總壓 R4 = ；bR3 =0.99 24.026 10 -23.545 10 Pa總溫 Tt4 =1644.15K6.渦輪出口參數T 七鞭 _(1一®(1 + f)+Cp6Tt3/CpgTt4m _(1- )(1 f)_ (1-0.01 -0.15)(1+0.0248)+1.005匯 0.15漢885.1584/(1.244漢1644.15)09164-(10.010.15)(1 + 0.0286) + 0.15-

19、 .Tt4a 珂=1644.15 0.9164 = 1506.7Kpt4a = R4 =23.545 105Pa高壓渦輪出口總溫，由高壓轉子的功率平衡計算: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高壓渦輪膨脹比:二 THPt4aPt 4.5二 1一（1kgkj上)/hth9 = 1-(1-0.7592)/0

20、.94廣333 =3.6048Tt4apt45 -It4a二 TH23.545 1053.6048= 6.5315 105Pa7.低壓渦輪參數計算低壓渦輪出口總溫與進口總溫之比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低壓渦輪出口總溫:Tt5 =T4c =0.7675X1143.9 =877.9578 KTt4c低壓渦輪膨脹比：兀TL

21、kg'.4.333-1-(1 -0.7675)/0.96 1-3.3261低壓渦輪出口總壓:Pt5 二 口45/二TL =6.5315 105/3.3261 =1.9638 105Pa8.混合室出口參數混合室的涵道比為BmW5II _BW5( 1)(1f)2. 0 1 ,0. 8 491. 0 28 6'98 220. 1 5Cp6為混合氣流的定壓比熱容，可用質量平均值計算:Cp6Cpg BmC1.2441.98221_11. 982 2=1.0(?855k JT6cpg 1BmCpT2 2/ (CpgTtTt5Cp61Bm1.244 1+1.9821.00 434.3625/

22、(1.244% 877.9578) ( 68901.08511 1.9822_ .丁6 =咗卩5 =0.6890 877.9578 =604.8848 KT5混合室出口氣流總壓：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.加力燃燒室參數計算加力燃燒室出口總溫Tt71 =1844.15K(加力)T72 = 604.8848K (不加力)加力時的加力油氣比fab為1 )(Cp7Tt _ Cp6Tt6)1 B)(旳fl二(1 0.0286 一0.01

23、-0.15".244 1844.15.085 604.8848)= 0.04151+2.01-0.010.98父42900-1.244工1844.15加力總油氣比(1 、)f (1 B-皿1+B(1 -0.01 -0.15)0.0286(1 2.01 -0.01) 0.04151 + 2.010.0494不加力總油氣比(1H=(1 - 0.01 - °.15)0.0286= Omao1 B1 2.01加力燃燒室出口氣流總壓Pt7 二 ' ab pt5571 =0.97 1.9638 105 =2.0294 105 Pa (加力)pt72 =0.99 1.9638 1

24、05 =2.0713 105 Pa (不加力)10.尾噴管出口參數尾噴管出口總壓:pt9i =0.99 2.0294 10 = 2.0091 105Pa pt92 =0.99 2.0713 10 = 2.0506 105Pa 尾噴管出口總溫：Tt91 =Tt71 = 1844.15K（加力）Tt92 Tt72 = 604.8848K （不加力）尾噴管出口馬赫數: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）尾噴管出口界面溫度:T9 =Tt9（1 kz1M3 92）J2131T91

25、=1844.15 （12.09032）=1114K（加力）T92 =604.8848 （1 13 1 2.10272）'= 363.6841k（不加力） 2尾噴管出口聲速：ag = kg RT9a91 »；1.3 287 1114 =644.7024m/s（加力）a92i 1.3 287 363.684 = 368.362m/s（不加力）排氣速度：c9 =a9Ma9c91 =644.7024 2.0903 = 1347.6m/sc92 =368.302 2.1027 = 774.5622m/s11.發動機單位性能參數sfcab二3600。/ FsabFs=(1 + 0 丄-)

26、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、熱力計算結論經過詳細計算，加力耗油率為0.1896kg/(N h)，不加力耗油率為0.0938kg/(N，h)達到了要求。參考文

27、獻1 劉勤，周人治，王占學軍用航空發動機特征分析J.燃氣渦輪試驗與研究，2014,27(2): 59-62.2 陳懋章.航空發動機技術的發展J.科學中國人,2015,10:12-15.3 林左鳴.世界航空發動機手冊.2012,12:409-412.附錄計算程序%已知參數PAIc=26.5PAIcl=1:0.01:26.5PAIch=PAIc./PAIclH=11Ma0=1.6B=2.01Tt4=1644.15Tt7仁 Tt4+200%預設部件效率或損失系數%進氣道總壓恢復系數Ximax=0.98%風扇絕熱效率Ycl=0.918%高壓壓氣機效率Ych=0.928%燃燒效率Yb=0.99%燃燒室總

28、壓恢復系數Xb=0.98%高壓渦輪效率Yth=0.94%低壓渦輪效率Ytl=0.96%混合室總壓恢復系數Xm=0.98%加力燃燒室效率Yab=0.98%加力燃燒室總壓恢復系數（加力）Xab1=0.97%加力燃燒室總壓恢復系數（不加力）Xab2=0.99%尾噴管總壓恢復系數Xc=0.99%高壓軸機械效率Ymh=0.99%低壓軸機械效率Yml=0.99%功率提取軸機械效率Ymp=0.99%空氣定熵指數k=1.4%空氣定壓比熱容cp=1.005%燃氣定熵指數kg=1.3%燃氣定壓比熱容cpg=1.244%氣體常數R=287%燃油低熱值Hf=42900%冷卻高壓渦輪空氣量系數Z=0.15%飛機引氣系數

29、beit=0.01%0-0截面的溫度和壓力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)%進氣道出口總溫和總壓Xi=Ximax*(1-0.075*(Ma0-1)A1.35) pt2=pt0*XiTt2=Tt0%風扇出口參數pt22=pt2.*PAIclTt22=Tt2.*(1+(PAIcl.A(0.4/k)-1)./Ycl)Lcl=cp.*(Tt22-Tt2)%高壓壓氣機出口總溫和總壓pt3=pt22.*PAIchTt3=Tt22.*(1+(PAIch.A(0.4/k)-1)./Ych)Lch=cp.*(Tt3-Tt22)%燃燒室出口參數f=(cpg*Tt4-cp.*Tt3)./(Yb*Hf-cpg*Tt4)pt4=pt3.*Xb%高壓渦輪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).*Ymh.*cpg.