能源學(xué)院發(fā)動機熱力計算課程設(shè)計報告最終版

1、Harbin Institute of Technology課程設(shè)計說明書（論文）課程名稱： 飛行器動力裝置 設(shè)計題目： 發(fā)動機氣動熱力計算 院 系： 能源學(xué)院 班 級： 1202201 設(shè) 計 者： 學(xué) 號： 指導(dǎo)教師： 宋彥萍 設(shè)計時間： 2015.12.28 - 2016.1.15 哈爾濱工業(yè)大學(xué)哈爾濱工業(yè)大學(xué)課程設(shè)計任務(wù)書 姓 名 院 （系）：能源科學(xué)與工程學(xué)院 專 業(yè)：飛行器動力工程 班 號：1202201 任務(wù)起至日期： 2015 年 12 月 28 日 至 2016 年 1 月 15 日 課程設(shè)計題目： 發(fā)動機氣動熱力計算 已知技術(shù)參數(shù)和設(shè)計要求： 技術(shù)要求：飛行高度11km；飛

2、行馬赫數(shù)1.6；總增壓比8.8；渦輪進口溫度1343K；其他參數(shù)請參考有關(guān)文獻選定。(WP13)設(shè)計要求：耗油率£2.29kg/(daN×h) 工作量： 1、完成發(fā)動機某狀態(tài)點的氣動熱力計算； 2、編制氣動計算程序； 3、撰寫課程設(shè)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(guān)資料確定部件參數(shù)； 2、2016.01.04 2016.01.08 編程進行發(fā)動機熱力計算，選取最合理的發(fā)動機工作過程參數(shù)； 3、2016.01.11 2016.01.15 撰寫課程設(shè)計報告。 同組設(shè)計者及分工： 無 指導(dǎo)教師簽字_ 年 月 日 系

3、主任意見： 同意 系主任簽字_ 年 月 日*注：此任務(wù)書由課程設(shè)計指導(dǎo)教師填寫。哈爾濱工業(yè)大學(xué)課程設(shè)計說明書（論文）一、課程設(shè)計的目的和意義二戰(zhàn)中，由于戰(zhàn)爭的需要，飛機的性能得到了迅猛的發(fā)展，飛行速度達到700800公里每小時，高度達到了10000米以上，但人們突然發(fā)現(xiàn)，螺旋槳飛機似乎達到了極限，盡管工程師們將發(fā)動機的功率越提越高，從1000千瓦，到2000千瓦甚至3000千瓦，但飛機的速度仍沒有明顯的提高，發(fā)動機明顯感到“有勁使不上”。因此要想進一步提高飛行性能，必須采用全新的推進模式，噴氣發(fā)動機應(yīng)運而生。渦輪噴氣發(fā)動機是一種渦輪發(fā)動機，特點是完全依賴燃氣流產(chǎn)生推力。渦噴發(fā)動機分為離心式與軸

4、流式兩種，離心式由英國人弗蘭克·惠特爾爵士于1930年取得發(fā)明專利，但是直到1941年裝有這種發(fā)動機的飛機才第一次上天，沒有參加第二次世界大戰(zhàn)，軸流式誕生在德國，并且作為第一種實用的噴氣式戰(zhàn)斗機Me-262的動力于1944夏投入戰(zhàn)場。與離心式渦噴發(fā)動機相比，軸流式具有橫截面小，壓縮比高的優(yōu)點，當(dāng)今的渦噴發(fā)動機均為軸流式。軍用渦噴發(fā)動機噴氣速度高，低速耗油相對較高，推力完全來自于燃燒室噴出的高溫燃氣，噴氣速度高，高空高速性能好，適合長時間高速飛行。盡管現(xiàn)階段渦噴發(fā)動機逐漸被渦扇發(fā)動機所取代，但是按照飛機發(fā)動機的發(fā)展歷程，渦噴發(fā)動機確實在那階段發(fā)揮了極其優(yōu)越的性能并符合了不可代替的性能要

5、求3。本次課程設(shè)計了解軍用渦噴發(fā)動機設(shè)計的基本步驟，熟悉設(shè)計過程，加深前期知識的融會貫通，實現(xiàn)對軍用渦噴發(fā)動機熱力計算以及設(shè)計全過程的掌握。二、課程設(shè)計中選用發(fā)動機的背景介紹渦噴13發(fā)動機的研制工作從1978年開始全面展開，1980年，首批3臺發(fā)動機開始進行調(diào)試試車，到1984年先后完成了可靠性試車、高空臺模擬試車、露天臺性能試車及長期試車考核，測試結(jié)果表明各方面性能均達到了設(shè)計要求，1985年開始裝機試飛，滿足了殲-8飛機的研制進度。渦噴13AII型發(fā)動機采用高溫渦輪，提高渦輪前溫度，從而增加了推力，保證了飛機的飛行性能。80年代末，隨著殲-8飛機的定型生產(chǎn)，經(jīng)過改進的渦噴13A發(fā)動機也開始

6、了研制，改進的主要方向放到提高性能及可靠性上，并采取了多項措施，如為減輕發(fā)動機的重量，將2到7級壓氣機的鋼機匣改為鑄鈦機匣，使發(fā)動機的重量減輕了12.9千克；將級渦輪葉片改為空心氣冷葉片，對燃燒室和加力燃燒室也作了改進。改進后發(fā)動機的前渦輪溫度提高了50度，發(fā)動機的加力推力提高到了 64.7 千牛。多項試驗表明，渦噴13A發(fā)動機的匹配性好，工作穩(wěn)定，可靠性有了明顯的改善。1991年，渦噴13A開始進入批量生產(chǎn)，成為量產(chǎn)殲-8的改型機殲-8B的標(biāo)配動力。取得已有成績的基礎(chǔ)上，貴州黎陽發(fā)動機公司（原貴州航空發(fā)動機廠）在“小步快跑、量力而行”原則指導(dǎo)下，又開始對渦噴13發(fā)動機在結(jié)構(gòu)和性能上進行發(fā)展和

7、完善。 1993年，作為殲-7E飛機的配套動力開始投入批量生產(chǎn)。為滿足殲-7C型飛機的改型需要，在F型的基礎(chǔ)上又研制出了渦噴13F型發(fā)動機，重新設(shè)計了第一級壓氣機，并在壓氣機的機匣上采用了附面層控制技術(shù)，進一步優(yōu)化了沙丘駐渦火焰穩(wěn)定器， 1994年設(shè)計定型。 1993 年，殲-8飛機的最新改型殲-8M飛機開始研制，其特點是突出中低空機動性能及載彈量，因此需要加大飛機的動力。1993年3月，在渦噴13A的基礎(chǔ)上，新型渦噴13B發(fā)動機的研制工作開始。該發(fā)動機的各方面性能都是渦噴13系列中性能最好的，主要是在壓氣機、機匣、渦輪葉片及加力燃燒室上作了重大的改進，發(fā)動機的加力推力提高到了68.6千牛，耗

8、油率則下降了2.5%，達到了當(dāng)初的設(shè)計目標(biāo)。殲-8II飛機上裝備了2臺渦噴13AII發(fā)動機，雖然比渦噴7在各方面有了較大的提高，但是其固有的性能缺陷使殲-8II的飛行性能不能得到完全發(fā)揮，未來將更有可能被更為先進的“昆侖”發(fā)動機所取代1。渦噴13是在渦噴7發(fā)動機的基礎(chǔ)上研制性能上（特別是穩(wěn)定性、可靠性）進一步提高的發(fā)動機，是一種新穎的改進型發(fā)動機，與渦噴7相比，渦噴13發(fā)動機在性能上有了很大的提高。它是由8級軸流式壓氣機、環(huán)管燃燒室、雙級渦輪、加力燃燒室等組成，它采用了氣冷式I級帶冠葉片、壓氣級增設(shè)了防喘振裝置，大大提高了發(fā)動機的動力和可靠性。該機第一次翻修技術(shù)壽命為300小時。結(jié)構(gòu)上主要是對

9、壓氣機進行了大幅度改進，發(fā)動機的喘振裕度明顯提高，低壓轉(zhuǎn)子加了軸間軸承，振動小，壓氣機轉(zhuǎn)子盤和葉片大量使用了鈦合金，既減輕了重量又提高了葉片的工作強度。此外，還增加了較為先進的發(fā)動機控制裝置，提高了發(fā)動機的控制性能，發(fā)動機的推力也提高到了43.1千牛，加力推力則達到了64.7千牛，分別比渦噴7提高了50%和15%。后經(jīng)過改進的渦噴13AII發(fā)動機作為殲-8的動力裝置。渦噴13系列發(fā)動機的研制使我國結(jié)束了不能研制生產(chǎn)高性能渦噴發(fā)動機的歷史，雖然其性能及技術(shù)還不是特別先進，但卻是我國從仿制改型向自行設(shè)計制造的重要轉(zhuǎn)變2。圖1給出了WP13渦噴發(fā)動機的結(jié)構(gòu)件圖。圖1 WP13雙轉(zhuǎn)子加力式渦輪噴氣發(fā)動

10、機結(jié)構(gòu) 三、熱力計算步驟和結(jié)果熱力計算中采用如圖1所示的發(fā)動機基準截面符號。3.1 已知參數(shù)假設(shè)設(shè)計點飛行條件為 相應(yīng)的標(biāo)準大氣壓條件為 選取的發(fā)動機工作過程參數(shù)為 預(yù)計的部件效率或損失系數(shù)為 進氣道總壓恢復(fù)系數(shù)： 高壓低壓壓氣機效率： 燃燒效率： 燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)： 高壓渦輪效率： 加力燃燒室效率： 加力燃燒室總壓恢復(fù)系數(shù)： 高壓軸機械效率： 低壓軸機械效率： 功率提取機械效率： 空氣定熵指數(shù)： 空氣定壓比熱容： 燃氣定熵指數(shù)： 燃氣定熵指數(shù)： 氣體常數(shù)： 燃油低熱值：自高壓壓氣機后提取的空氣量系數(shù)為 冷卻高壓渦輪： 冷卻低壓渦輪：用于飛機的引氣系數(shù)：3.2 計算步驟1、0-0截面的溫度和

11、壓力已知H=11km， 聲速 ： 0-0截面氣流速度：總壓 ： 總溫 ： 2、進氣道出口總溫和總壓總壓： 總溫： 3、壓氣機出口參數(shù)壓氣機分為低壓3級，高壓5級，進行分配，低壓壓氣機 總壓 ： 總溫 ： 高壓壓氣機 總壓 ： 總溫 ： 4、燃燒室出口參數(shù)燃燒室出口溫度為 ：油氣比：總壓：5、渦輪出口參數(shù) 渦輪只有兩級，將膨脹比進行分配：高壓渦輪總壓： 高壓渦輪總溫：低壓渦輪總壓： 低壓渦輪總溫： 6、加力燃燒室參數(shù)總溫： 加力油氣比：加力總油氣比：不加力總油氣比：總壓： 7、尾噴管出口參數(shù)總壓：總溫： 馬赫數(shù)：靜溫： 出口聲速： 排氣速度： 8、發(fā)動機單位性能參數(shù)加力時單位推力：不加力單位推力

12、：加力耗油率： 不加力耗油率：四、熱力計算結(jié)論經(jīng)過詳細計算，加力耗油率為0.192208 kg/（N·h），小于設(shè)計要求加力耗油率0.229kg/（N·h），滿足設(shè)計要求，有望實現(xiàn)較優(yōu)性能。參考文獻1 張皖南. 渦噴13發(fā)動機：殲7飛機的動力裝置J. 國際航空, 1989(1):37-39.2 馬立明, 張紹基. 某渦噴發(fā)動機加力數(shù)控系統(tǒng)的仿真和試車驗證（WP13數(shù)控加力系統(tǒng)的仿真和試車驗證）C/ 中國航空學(xué)會第三屆動力年會. 1993.3 百度百科詞條. 渦輪噴氣發(fā)動機.附錄 計算程序Ma0=1.6;H=11;T0=216.7;P0=22700;PIcl=2.26;PIc

13、h=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*Ma02)(K/(K-1);Tt0=T0*

14、(1+(K-1)*0.5*Ma02);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;Pit=（1-Cp*Tt2*(Pic(K-1)/K)-1)）/(Cpg*Tt4*(1- XTL- XTH)*(1+f)*YTc*YTt*YTm)(Kg-1)/Kg);P

15、ith= Pitl=Pit0.5;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)(