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；其他参数请参考有关文献选定。(F101-GE-102) 设计要求： 加力耗油率＜0.1924kg/(N·h)，不加力耗油率＜0.0968kg/(N·h) 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 月 日 *注：此任务书由课程设计指导教师填写。哈尔滨工业大学课程设计说明书（论文）
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
序号 第一代
发动机
涡轮喷气发动机，如J57J，BK-1
加力涡轮喷气和涡轮风扇发动机，如J79，TF30，M53-P2，P29-300
加力涡轮风扇发动机，如F100，F110，F404，RB199，M88-2
高推重比涡轮风扇发动机，如F119，EJ200，M88-3
主要特点
[2]
装备时间
典型飞机
推重比3～4 F-86F-100，米格-15，
40年代末
涡轮前温度1200~1300K 米格-19
推重比5～6 F-4，F-104，米格-21，
60年代中
涡轮前温度1400~1500K 米格-23，幻影-F1
F-15，F-16，F-18，
推重比7～8
米格-29，苏-27，狂70年代初
涡轮前温度1600~1700K
风幻影-2000
推重比9～10 F-22，JSF，EF2000，
21世纪初
涡轮前温度1850~2000K I.42，S-37/54
第二代
第三代
第四代
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。
哈尔滨工业大学课程设计说明书（论文）
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