哈工大课程设计—发动机热力计算

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：
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
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12~15 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12~15一级的涡扇发动机]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3～4
涡轮前温度1200~1300K
F-86F-100，米格-15，
米格-19
40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5～6
涡轮前温度1400~1500K
F-4，F-104，米格-21，
米格-23，幻影-F1
60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7～8
涡轮前温度1600~1700K
F-15，F-16，F-18，
米格-29，苏-27，狂
风幻影-2000
70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9～10
涡轮前温度1850~2000K
F-22，JSF，EF2000，
I.42，S-37/54
21世纪初
可见，航空推进技术正呈现加速发展的态势，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，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-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-100 F101-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/(N·h)（加力）
0.55kg/(N·h)（不加力）
不明推重比7.50 7.69 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 2.5CL π= 则压气机增压比26.5
10.62.5
C CH CL πππ=
== 预设部件效率或损失系数 进气道总压恢复系数98.0max =i σ 风扇绝热效率918.0=CL η
高压压气机效率928.0=CH η 燃烧效率99.0=b η
燃烧室总压恢复系数98.0=b σ 高压涡轮效率94.0=TH η 低压涡轮效率96.0=TL η 混合室总压恢复系数98.0=m σ 加力燃烧室效率98.0=ab σ
加力燃烧室总压恢复系数(加力)97.01=ab σ
加力燃烧室总压恢复系数(不加力)99.02=ab σ 尾喷管总压恢复系数99.0=c σ 高压轴机械效率99.0=mH η 低压轴机械效率99.0=mL η 功率提取轴机械效率99.0=mp η 空气定熵指4.1=k
空气定压比热容()K kg kJ c p ⋅=/005.1 燃气定熵指数3.1=g k
燃气定压比热容()K kg kJ c pg ⋅=/244.1 气体常数()K kg kJ R ⋅=/287.0 燃油低热值kg kJ H f /42900= 冷却高压涡轮空气量系数15%δ= 飞机引气系数%0.1=β 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 0288.15 6.5216.65T H K =-=
静压 5.2553
550 1.01331100.226171044.308H P Pa ⎛
⎫=-⨯=⨯ ⎪
⎝⎭
声速 0295.0423/a m s === 气流速度 000a =295 1.6=472.0677m /s c a M =⨯⨯
总压 1+22 3.555k 1
0001 1.41(1a )=0.22617( 1.6)10=0.9613010a 22
k
t k P p M P ---=+⨯⨯⨯⨯ 总温 (1+M 216.65(1+ 1.6327.5748K 22t000k 1 1.41=a )=)=22
T T --⨯⨯
2.进气道出口总温和总压
由于 0 1.6Ma =
总压恢复系数 M -1)-1)1.35 1.35i 0=0.97[10.075(a ]=0.97[10.075(1.6]0.9431σ--⨯= 总压 552i t0=0.94310.961310=0.9066310t P P Pa σ=⨯⨯⨯ 总温 20327.5748t t T T K == 3.风扇出口参数
风扇出口总压 55222=2.50.9066310=2.266610t CL t P P Pa π=⨯⨯⨯ 风扇总温 10.285722
21 2.51
(1)327.5748(1)434.36250.918
k k CL
t t CL T T K π
η---=+=⨯+=
风扇消耗的功 222() 1.005(434.3625327.5748)107.3216/CL p t t L c T T kJ kg =-=⨯-= 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 55322 2.26661010.624.02610t t CH p p Pa π==⨯⨯=⨯
总温 10.285732217.641
(1)434.3625(1)885.15840.928
k k CH
t t CH T T K π
η---=+=⨯+=
压气机消耗的功 322() 1.005(885.1584434.3625)453.0499/CH p t t L c T T kJ kg =-=⨯-= 5.燃烧室出口参数
油气比 43
4
1.2441644.15 1.005885.1584
0.02860.9842900 1.2441644.15
pg t p t b f pg t c T c T f H c T η-⨯-⨯=
=
=-⨯-⨯
总压 55430.9924.0261023.54510t b t P P Pa σ==⨯⨯=⨯ 总温 41644.15t T K = 6.涡轮出口参数
34
4.54(1)(1)/(1)(1)(10.010.15)(10.0248) 1.0050.1588
5.1584/(1.2441644.15)
0.9164
(10.010.15)(10.0286)0.15
p t pg t t m t a f c T c T T T f βδδτβδδ--++==
--++--++⨯⨯⨯=
=--++
445441644.150.91641506.723.54510t a t m t a t T T K p P Pa τ==⨯===⨯
高压涡轮出口总温，由高压转子的功率平衡计算：
(
)()3224.544()111p t t t t a mH pg t a c T T T T f c T βδδη-=---++⎡⎤⎣⎦ []
1.005(885.1584434.3625)10.7592(10.010.15)(10.0286)0.150.98 1.2441506.7-=-=--++⨯⨯⨯ 4.545440.75921506.71143.9t t t a t a
T T T k T ==⨯= 高压涡轮膨胀比： []1 4.3334 4.54.541(1)/1(10.7592)/0.94 3.6048g
g k k t a t TH TH t t a p T p T πη---⎡⎤==--=--=⎢⎥⎣⎦
5544523.54510 6.5315103.6048
t a
t TH p p Pa π⨯===⨯ 7.低压涡轮参数计算
低压涡轮出口总温与进口总温之比
[]
[]()()222054545()/(1)1(1)(1)1.005(434.3625327.5748) 3.0/0.99(1 2.01)10.76750.99 1.2441143.910.010.1510.02860.1p t t T mp t t mL pg t c T T c B T T c T f ηηβδδ⎡⎤-++⎣
⎦=---++-++=-=⨯⨯--++⎡⎤⎣⎦
低压涡轮出口总温： 55440.76751143.9877.9578t t t c t c T T T K T =
=⨯= 低压涡轮膨胀比：
[]1 4.33354511/1(10.7675)/0.96 3.3261g g k k t TL TL t T T πη---⎡⎤⎛⎫=--=--=⎢⎥ ⎪⎝⎭⎣⎦
低压涡轮出口总压：
55545/ 6.531510/3.3261 1.963810t t TL p p Pa π==⨯=⨯
8.混合室出口参数
混合室的涵道比为
55 2.01 1.9822(1)(1)0.849 1.02860.15
II m W B B W f βδδ====--++⨯+ 6p c 为混合气流的定压比热容，可用质量平均值计算：
6 1.244 1.9822 1.005 1.0851/()11 1.9822
pg m p
p m c B c c kJ kg K B ++⨯===⋅++、 2256561/()11.2441 1.9822 1.005434.3625/(1.244877.9578)0.68901.08511 1.9822
pg m p pg t t t p m
c B c T c T T T c B +=++⨯⨯⨯==+ 66550.6890877.9578604.8848t t t t T T T K T =
=⨯= 混合室出口气流总压：
6522
55611.9638 1.98220.98 2.26660.98
10 2.0922101 1.9822t m m
t m II t m m
t p p p B p p B p Pa σσ=+⋅⋅=++⨯⨯=⨯=⨯+ 9.加力燃烧室参数计算
加力燃烧室出口总温
71721844.15604.8848t t T K T K ==（不加力）
加力)( 加力时的加力油气比ab f 为
776677
1(1)()110.010.15 1.2441844.15 1.085604.8848(10.0286)()0.04151 2.010.010.9842900 1.2441844.15p t p t ab ab f p t c T c T f f B H c T βδβη---=++----⨯-⨯=+⨯
=+-⨯-⨯ 加力总油气比
01(1)(1)(10.010.15)0.0286(1 2.010.01)0.04150.049411 2.01
ab f B f f B βδβ--++---++-⨯===++
不加力总油气比
02(1)(10.010.15)0.02860.008011 2.01
f f B βδ----===++ 加力燃烧室出口气流总压
75
557155720.97 1.963810 2.0294100.99 1.963810 2.071310t ab t t t p p p Pa p Pa
σ==⨯⨯=⨯=⨯⨯=⨯（不加力）（加力）
10.尾喷管出口参数
尾喷管出口总压：
97t c t p p σ=
559155920.99 2.029410 2.0091100.99 2.071310 2.050610t t p Pa
p Pa
=⨯⨯=⨯=⨯⨯=⨯
尾喷管出口总温： 917192721844.15604.8848t t t t T T K
T T K ====（不加力）加力)
( 尾喷管出口马赫数：
9Ma =
9192 2.09032.1027Ma Ma ====（不加力）加力)( 尾喷管出口界面温度：
219991
(1)2g t k T T Ma --=+
21912192 1.311844.15(1 2.0903)111421.31604.8848(1 2.1027)363.68412T K T k ---=⨯+
⨯=-=⨯+⨯=（不加力）加力)( 尾喷管出口声速：
9a =
9192644.7024/368.362/a m s
a m s ====（不加力）加力)
( 排气速度:
999c a Ma = 9192644.7024 2.09031347.6/368.302 2.1027774.5622/c m s
c m s
=⨯==⨯=
11.发动机单位性能参数013600/ab sab sfc f F =
090(1)1s F f C C B β
=+--+
0.15(10.0494)1347.6472937.6098/()1 2.010.15(10.008)774.5622472306.1009/()1 2.01sab s F N kg s F N kg s =+-
⨯-=⋅+=+-⨯-=⋅+（不加力）加力)( 0102360036000.04940.1896/()937.6098360036000.0080.0938/()306.1009ab sab s f sfc kg N h F 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0.1896/()kg N h ⋅，不加力耗油率为0.0938/()kg 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.
附录计算程序
%已知参数
PAIc=26.5
PAIcl=1:0.01:26.5
PAIch=PAIc./PAIcl
H=11
Ma0=1.6
B=2.01
Tt4=1644.15
Tt71=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*H
p0=1.0133*(1-H/44.308)^5.2553*10^5 a0=(k*R*T0)^0.5
c0=a0*Ma0
pt0=p0*(1+0.2*Ma0^2)^3.5
Tt0=T0*(1+0.2*Ma0^2)
%进气道出口总温和总压
Xi=Ximax*(1-0.075*(Ma0-1)^1.35)
pt2=pt0*Xi
Tt2=Tt0
%风扇出口参数
pt22=pt2.*PAIcl
Tt22=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.*PAIch
Tt3=Tt22.*(1+(PAIch.^(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*Tt4))./((1-beit-Z).*(1+f)+Z)
Tt4a=Tt4.*tm
pt4a=pt4
t4a=1-Lch./(((1-beit-Z).*(1+f)+Z).*Ymh.*cpg.*Tt4a)
Tt45=Tt4a.*t4a
PAIth=(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-beit-Z).*(1+f)+Z).*Yml.*cpg.*Tt45)
Tt5=Tt45.*t45
PAItl=(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.*t5
pt6=Xm*(pt5+Bm.*0.98.*pt22)./(1+Bm)
%加力燃烧室参数计算
Tt72=Tt6
fab=(1+f.*(1-beit-Z)./(1+B-beit)).*(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.*Xab1
pt72=pt6.*Xab2
%尾喷管出口参数
pt91=pt71.*Xc
pt92=pt72.*Xc
Tt91=Tt71
Tt92=Tt72
p9=p0
Ma91=((2/(kg-1)).*((pt91./p0).^((kg-1)/kg)-1)).^0.5 Ma92=((2/(kg-1)).*((pt92./p0).^((kg-1)/kg)-1)).^0.5 T91=Tt91.*(1+((kg-1)/2).*Ma91.^2).^(-1)
T92=Tt92.*(1+((kg-1)/2).*Ma92.^2).^(-1)
a91=(kg.*R.*T91).^0.5
a92=(kg.*R.*T92).^0.5
c91=a91.*Ma91
c92=a92.*Ma92
%发动机单位性能参数
Fsab=(1+f01-beit/(1+B)).*c91-c0
Fs=(1+f02-beit/(1+B)).*c92-c0
sfcab=3600.*f01./Fsab
sfc=3600.*f02./Fs
plot(PAIcl,sfcab)
hold on
plot(PAIcl,sfc)。