能源学院发动机热力计算课程设计报告最终版

H a r b i n I n s t i t u t e o f T e c h n o l o g y
课程设计说明书（论文）
课程名称：飞行器动力装置
设计题目：发动机气动热力计算
院系：能源学院
班级：1202201
设计者：
学号：
指导教师：宋彦萍
设计时间：2015.12.28 - 2016.1.15
哈尔滨工业大学
哈尔滨工业大学课程设计任务书
一、课程设计的目的和意义
二战中，由于战争的需要，飞机的性能得到了迅猛的发展，飞行速度达到700－800公里每小时，高度达到了10000米以上，但人们突然发现，螺旋桨飞机似乎达到了极限，尽管工程师们将发动机的功率越提越高，从1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飞机的速度仍没有明显的提高，发动机明显感到“有劲使不上”。

因此要想进一步提高飞行性能，必须采用全新的推进模式，喷气发动机应运而生。

涡轮喷气发动机是一种涡轮发动机，特点是完全依赖燃气流产生推力。

涡喷发动机分为离心式与轴流式两种，离心式由英国人弗兰克·惠特尔爵士于1930年取得发明专利，但是直到1941年装有这种发动机的飞机才第一次上天，没有参加第二次世界大战，轴流式诞生在德国，并且作为第一种实用的喷气式战斗机Me-262的动力于1944夏投入战场。

与离心式涡喷发动机相比，轴流式具有横截面小，压缩比高的优点，当今的涡喷发动机均为轴流式。

军用涡喷发动机喷气速度高，低速耗油相对较高，推力完全来自于燃烧室喷出的高温燃气，喷气速度高，高空高速性能好，适合长时间高速飞行。

尽管现阶段涡喷发动机逐渐被涡扇发动机所取代，但是按照飞机发动机的发展历程，涡喷发动机确实在那阶段发挥了极其优越的性能并符合了不可代替的性能要求[3]。

本次课程设计了解军用涡喷发动机设计的基本步骤，熟悉设计过程，加深前期知识的融会贯通，实现对军用涡喷发动机热力计算以及设计全过程的掌握。

二、课程设计中选用发动机的背景介绍
涡喷13发动机的研制工作从1978年开始全面展开，1980年，首批3台发动机开始进行调试试车，到1984年先后完成了可靠性试车、高空台模拟试车、露天台性能试车及长期试车考核，测试结果表明各方面性能均达到了设计要求，1985年开始装机试飞，满足了歼-8Ⅱ飞机的研制进度。

涡喷13AII型发动机采用高温涡轮，提高涡轮前温度，从而增加了推力，保证了飞机的飞行性能。

80年代末，随着歼-8Ⅱ飞机的定型生产，经过改进的涡喷13A发动机也开始了研制，改进的主要方向放到提高性能及可靠性上，并采取了多项措施，如为减轻发动机的重量，将2到7级压气机的钢机匣改为铸钛机匣，使发动机的重量减轻了12.9千克；将Ⅰ级涡轮叶片改为空心气冷叶片，对燃烧室和加力燃烧室也作了改进。

改进后发动机的前涡轮温度提高了50度，发动机的加力推力提高到了64.7 千牛。

多项试验表明，涡喷13A发动机的匹配性好，工作稳定，可靠性有了明显的改善。

1991年，涡喷13A开始进入批量生产，成为量产歼-8Ⅱ的改型机歼-8B的标配动力。

取得已有成绩的基础上，贵州黎阳发动机公司（原贵州航空发动机厂）在“小步快跑、量力而行”原则指导下，又开始对涡喷13发动机在结构和性能上进行发展和完善。

1993年，作为歼-7E飞机的配套动力开始投入批量生产。

为满足歼-7C型飞机的改型需要，在F型的基础上又研制出了涡喷13FⅠ型发动机，重新设计了第一级压气机，并在压气机
的机匣上采用了附面层控制技术，进一步优化了沙丘驻涡火焰稳定器，1994年设计定型。

1993 年，歼-8Ⅱ飞机的最新改型歼-8ⅡM飞机开始研制，其特点是突出中低空机动性能及载弹量，因此需要加大飞机的动力。

1993年3月，在涡喷13AⅡ的基础上，新型涡喷13B发动机的研制工作开始。

该发动机的各方面性能都是涡喷13系列中性能最好的，主要是在压气机、机匣、涡轮叶片及加力燃烧室上作了重大的改进，发动机的加力推力提高到了68.6千牛，耗油率则下降了2.5%，达到了当初的设计目标。

歼-8II飞机上装备了2台涡喷13AII发动机，虽然比涡喷7在各方面有了较大的提高，但是其固有的性能缺陷使歼-8II的飞行性能不能得到完全发挥，未来将更有可能被更为先进的“昆仑”发动机所取代[1]。

涡喷13是在涡喷7发动机的基础上研制性能上（特别是稳定性、可靠性）进一步提高的发动机，是一种新颖的改进型发动机，与涡喷7相比，涡喷13发动机在性能上有了很大的提高。

它是由8级轴流式压气机、环管燃烧室、双级涡轮、加力燃烧室等组成，它采用了气冷式I级带冠叶片、压气级增设了防喘振装置，大大提高了发动机的动力和可靠性。

该机第一次翻修技术寿命为300小时。

结构上主要是对压气机进行了大幅度改进，发动机的喘振裕度明显提高，低压转子加了轴间轴承，振动小，压气机转子盘和叶片大量使用了钛合金，既减轻了重量又提高了叶片的工作强度。

此外，还增加了较为先进的发动机控制装置，提高了发动机的控制性能，发动机的推力也提高到了43.1千牛，加力推力则达到了64.7千牛，分别比涡喷7提高了50%和15%。

后经过改进的涡喷13AII发动机作为歼-8Ⅱ的动力装置。

涡喷13系列发动机的研制使我国结束了不能研制生产高性能涡喷发动机的历史，虽然其性能及技术还不是特别先进，但却是我国从仿制改型向自行设计制造的重要转变[2]。

图1给出了WP13涡喷发动机的结构件图。

图1 WP13双转子加力式涡轮喷气发动机结构
三、热力计算步骤和结果
热力计算中采用如图1所示的发动机基准截面符号。

3.1 已知参数
假设设计点飞行条件为
0 1.6Ma =飞行马赫数：
=11km H 飞行高度：
相应的标准大气压条件为
0=216.7K T 温度： 50=0.22710a P ⨯压力：p
选取的发动机工作过程参数为
=8.8C π总的压气机增压比： t4=1243K 燃烧室出口总温：T
t6=1443K 加力燃烧室出口总温：T 预计的部件效率或损失系数为
进气道总压恢复系数：max =0.97i σ 高压低压压气机效率：=0.87cL cH ηη= 燃烧效率：0.98b η=
燃烧室总压恢复系数：m =0.97σ 高压涡轮效率：=0.9TL TH ηη= 加力燃烧室效率：=0.97ab η
加力燃烧室总压恢复系数：=0.96ab η 高压轴机械效率：=0.98mH η 低压轴机械效率：=0.98mL η 功率提取机械效率：=0.98mP η 空气定熵指数： 1.4k =
空气定压比热容： 1.005/p C kJ kg K =⋅ 燃气定熵指数： 1.3pg k =
燃气定熵指数： 1.244/pg C kJ kg K =⋅
气体常数：0.287/R kJ kg K =⋅ 燃油低热值：42900/f H kJ kg =
自高压压气机后提取的空气量系数为
冷却高压涡轮：15%δ= 冷却低压涡轮：25%δ=
用于飞机的引气系数：1%β= 3.2 计算步骤
1、0-0截面的温度和压力
已知H=11km ，0=288.15-6.5H=288.15-6.511=216.7K T ⨯
5.2553
550p =1.013310=0.964810a P ⨯⨯（1-H/44.308）
声速 ： 0295/a m s === 0-0截面气流速度：000a =295 1.6=472m /s C a M =⨯⨯
总压 ： 22 3.555k 1
0001 1.41(1a )=0.227 1.610=0.964810a 22
k
t k P P M P ---=+⨯⨯（1+） 总温 ： 22t000k 1 1.41=a ==22
T T --（1+
M ）216.7（1+ 1.6）327.57K 2、进气道出口总温和总压
1.35
i 0=0.97[10.075a ]=0.9335σ-（M -1）
总压： 552i t0=0.93350.964810=0.910t P P Pa σ=⨯⨯⨯
总温： 20327.57t t T T K == 3、压气机出口参数
压气机分为低压3级，高压5级，=8.8c π进行分配，=2.26=3.89cL cH ππ，
低压压气机 总压 ： 55
352=2.260.910=2.03410t cL t P P Pa π=⨯⨯⨯
总温 ： 1
352cL [1]427.4913k k
t t cL T T K πη-=+=（-1）/
高压压气机 总压 ： 55
335
=3.89 2.03410=7.9122610t cH t P P Pa π=⨯⨯⨯ 总温 ： 1
335cH
[1]660.5k k
t t cL T T K πη-=+=（-1）/
4、燃烧室出口参数
燃烧室出口温度为 ：t41243T K = 油气比：43
4
1.2441243 1.005660.5
0.02180.9842900 1.2441243
pg t p t b f pg t c T c T f H c T η-⨯-⨯=
=
=-⨯-⨯
总压：55
430.977.91226107.674910t b t P P Pa σ==⨯⨯=⨯
5、涡轮出口参数
1
2
4.33341211
1.005327.6510.86
[1]=[1] 3.6753
(1)(1) 1.2441243(10.050.05)(10.022)0.870.90.98
k k
p t c T pg t c T m c T c T f ππδδηηη---⨯=-
-=--+⨯--+⨯⨯ 涡轮只有两级，将膨胀比进行分配： 1.917TH TL ππ==
高压涡轮总压： 55
454/7.674910/1.917 4.003610t t TH P P Pa π==⨯=⨯
高压涡轮总温：4541
1.31
1.3
1
1=12430.91087.0051.917
t t TH kg kg
TH
T T K ηπ--==[1-(1-
)][1-(1-)]
低压涡轮总压： 55
545/ 4.003610/1.917 2.088510t t TL P P Pa π==⨯=⨯
低压涡轮总温： 5451
1.31
1.3
1
1=1087.0050.9950.5871.917
t t TL kg kg
TL
T T K ηπ--==[1-(1-)][1-(1-)]
6、加力燃烧室参数
总温：
661443950.587t t T K T K ==（加力）
（不加力）
加力油气比：6655
66
1.2441443 1.005950.587
0.020870.9842900 1.2441443
p t p t ab ab f p t c T c T f H c T η-⨯-⨯==
=-⨯-⨯
加力总油气比：
012(1)(1)(10.010.050.05)0.0218(10.01)0.020870.04006
ab f f f βδδβ=---+-=---+-=
不加力总油气比：012(1)(10.010.050.05)0.02180.0194f f βδδ=---=---=
总压： 556555
60.96 2.088510 2.00496100.98 2.088510 2.0467310t ab t t p p Pa p Pa σ==⨯⨯=⨯=⨯⨯=⨯（加力）
（不加力） 7、尾喷管出口参数
总压：
55765
5
70.98 2.0049610 1.96486100.98 2.0467310 2.005810t c t t p p Pa p Pa σ==⨯⨯=⨯=⨯⨯=⨯（加力）（不加力）
总温：
76761443950.587t t t t T T K T T K ====（加力）
（不加力）
马赫数
：
77 2.07462.08722Ma Ma =
=
==（加力）
（不加力）
静温：
212176771
0.3
(1)1443(1 2.0746)876.887/2
2
=574.903K g t k T T Ma m s
T ---=+
=⨯+
⨯=（加力）（不加力）
出口声速：
77571.985/=463.137m/s a m s a ===（加力）（不加力）
排气速度：
7777571.985 2.07461186.64/966.669c a Ma m s c ==⨯==（加力）（不加力）
8、发动机单位性能参数
加力时单位推力：
070(1)(10.040060.01)1186.64472750.310/()sab F f C C N kg s β=+--=+--=⋅ 不加力单位推力：
070(1)(10.01940.01)966.669472503.7557/()s F f C C N kg s β=+--=+--=⋅ 加力耗油率： 0360036000.04006
0.192208/()750.310ab s f sfc kg N h F ⨯=
==⋅ 不加力耗油率：0360036000.0194
0.1012/()503.7557
s f sfc kg N h F ⨯=
==⋅ 四、热力计算结论
经过详细计算，加力耗油率为0.192208 kg/（N ·h ），小于设计要求加力耗油率0.229kg/（N ·h ），满足设计要求，有望实现较优性能。

参考文献
[1] 张皖南. 涡喷13发动机：歼7飞机的动力装置[J]. 国际航空, 1989(1):37-39. [2] 马立明, 张绍基. 某涡喷发动机加力数控系统的仿真和试车验证（WP13数控加力系
统的仿真和试车验证）[C]// 中国航空学会第三届动力年会. 1993. [3] 百度百科词条. 涡轮喷气发动机.
附录计算程序
Ma0=1.6;
H=11;
T0=216.7;
P0=22700;
PIcl=2.26;
PIch=3.89;
PIc=8.8;
Tt4=1243;
Tt6=1443;
XTimax=0.97;
YTcl=0.87;
YTch=0.87;
YTb=0.98;
XTb=0.97;
YTth=0.9;
YTtl=0.9;
YTab=0.97;
XTab=0.96;
XTc=0.98;
YTmh=0.98;
YTml=0.98;
YTmp=0.98;
K=1.4;
Cp=1.005;
Kg=1.3;
Cpg=1.244;
R=287;
Hf=42900;
XTH=0.05;
XTL=0.05;
BT=0.01;
a0=sqrt(K*R*T0);
c0=a0*Ma0;
Pt0=P0*(1+(K-1)*0.5*Ma0^2)^(K/(K-1)); Tt0=T0*(1+(K-1)*0.5*Ma0^2);
XTi=0.97*(1-0.075*(Ma0-1)^1.35);
Pt2=XTi*Pt0;
Tt2=Tt0;
Pt35=Pt2*PIcl;
Tt35=Tt2*(1+(PIcl^((K-1)/K)-1)/YTcl); Pt3=Pt35*PIch;
Tt3=Tt35*(1+(PIcl^((K-1)/K)-1)/YTch); f=(Cpg*Tt4-Cp*Tt3)/(YTb*Hf-Cpg*Tt4); Pt4=Pt3*XTb;
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Pit=（1-Cp*Tt2*(Pic^((K-1)/K)-1)）/(Cpg*Tt4*(1- XTL- XTH)*(1+f)*YTc*YTt*YTm))^((Kg-1)/Kg);
Pith= Pitl=Pit^0.5;
Pt45=Pt4/Pith;
Tt45=Tt4(1-(1-1/(Pith^((Kg-1)/Kg)YTth;
Pt5=Pt45/Pitl;
Tt5=Tt45(1-(1-1/(Pitl^((Kg-1)/Kg)YTtl;
fab= (Cp6*Tt6-Cp5*Tt5)/(YTab*Hf-Cp6*Tt6);
f0=(1-BT-XT1-XT2)*f+(1-BT)*fab;
f00=(1-BT-XT1-XT2)*f;
XTab=0.96;
XTab1=0.98;
Pt6=Pt6*XTab;
Pt60=Pt6*XTab1;
Pt7=XTc*Pt6;
Pt70=XTc*Pt60;
Tt7=Tt6;
Tt70=Tt5;
Ma7=sqrt(2/(Kg-1)*((Pt7/P9)^((Kg-1)/Kg)-1));
Ma70=sqrt(2/(Kg-1)*((Pt70/P9)^((Kg-1)/Kg)-1));
T7=Tt7/(1+(Kg-1)*Ma7^2);
T70=Tt70/(1+(Kg-1)*Ma70^2);
a7=sqrt(K7*R*T7);
a70=sqrt(K7*R*T70);
C7=a9*Ma9;
C70=a90*Ma90;
Fs=(1+f0-BT)*C7-C0;
Fs0=(1+f00-BT)*C70-C0;
sfcab=3600*f0/Fs;
sfc=3600*f00/Fs0;。