哈工大课程设计—发动机热力计算
热力学热功和热效率计算
热力学热功和热效率计算热力学是研究能量转化和能量传递的学科，其中热功和热效率是两个重要的概念。
本文将介绍热功和热效率的概念及其计算方法。
一、热功热功是指由热能转化为其他形式能量的过程中所做的功。
我们知道，能量的守恒原理表明，能量不会凭空消失或产生，只会在不同形式之间进行转换。
热功就是能量从热能向其他形式能量的转化过程中所做的功。
热功的计算公式为：热功 = 热效率 ×输入热量其中，热效率指的是能量转换的效率，在某个过程中能量转化为其他形式能量的实际转换比例。
二、热效率热效率是能量转化的一个重要指标，它反映了能量转化的有效程度。
热效率的计算公式为：热效率 = 输出功 / 输入热量在实际应用中，我们常常将热效率表示为百分数的形式，例如，热效率为25%，表示有输入热量的25%被转化为输出功。
三、热功和热效率的实际应用热功和热效率的概念广泛应用于各个领域的能量转化过程中，比如汽车引擎的燃烧过程、电力站的发电过程等。
这些过程中，能量的输入形式是热能，其中一部分被转化为机械能或电能，另一部分则以废热的形式散失。
以汽车引擎为例，我们可以通过测量输入热量和输出功来计算热效率。
首先，通过测量燃料的热值和燃料的消耗量来得到输入热量，然后测量车辆行驶的距离和所需的功率，再利用相关的公式计算输出功。
最后，将输出功除以输入热量，即可得到热效率。
热力学的研究不仅为工程和科学领域提供了理论基础，也对能源的高效利用提供了指导。
通过计算热功和热效率，我们可以评估能量转化过程的合理性和效率，从而提出相应的改进措施。
综上所述，热功和热效率是研究热力学的重要概念，它们在能量转化和能量利用中起着重要的作用。
通过准确计算热功和热效率，我们能够评估能量转化过程的有效性，并为提高能源利用效率提供理论依据。
因此，对于热力学的研究和应用具有重要意义。
通过以上的介绍，我们对热功和热效率的概念及其计算方法有了更深入的了解。
热力学的研究将为我们能源的合理利用和环境保护提供重要的支持，帮助我们建设绿色、可持续发展的社会。
热力发电厂课程设计计算书
热力发电厂课程设计****:****:**班级:12-1600MW 凝汽式机组原则性热力系统热经济性计算计算数据选择为A3，B2，C11.整理原始数据的计算点汽水焓值已知高压缸汽轮机高压缸进汽节流损失：δp 1=4%，中低压连通管压损δp 3=2%,则 ）（MPa 232.232.24)04.01('p 0=⨯-=; p ’4=(1-0.02)x0.9405=0.92169;由主蒸汽参数：p 0=24.2MPa ，t 0=566℃，可得h0=3367.6kJ/kg;由再热蒸汽参数：热段： p rh =3.602MPa ，t rh =556℃， 冷段：p 'rh =4.002MPa ，t 'rh =301.9℃，可知h rh =3577.6kJ/kg ，h'rh =2966.9kJ/kg ，q rh =610.7kJ/kg 。
1.2编制汽轮机组各计算点的汽水参数（如表4所示）1.1绘制汽轮机的汽态线，如图2所示。
1.假设给水泵加压过程为等熵过程；2.给水泵入口处水的温度和密度与除氧器的出口水的温度和密度相等；3.给水泵入口压力为除氧器出口压力与高度差产生的静压之和。
2.全厂物质平衡计算已知全厂汽水损失：D l=0.015D b（锅炉蒸发量），锅炉为直流锅炉，无汽包排污。
则计算结果如下表：（表5）3.计算汽轮机各级回热抽汽量假设加热器的效率η=1 （1）高压加热器组的计算由H1，H2，H3的热平衡求α1，α2，α3063788.0)3.11068.3051()10791.1203(111fw 1=--⨯==ητααq 09067.06.9044.2967)6.9043.1106(063788.0/1)1.8791079(1h h-212fw 221=--⨯--⨯=-=q dw dw ）（αηταα154458.009067.0063788.0212=+=+=αααs045924.02.7825.3375)2.7826.904(154458.0/1)1.7411.879(h h -332s23fw 3=--⨯--=-=q ddw w ）（αηταα200382.0154458.0045924.02s 33=+=+=αααs（2）除氧器H4的计算进除氧器的份额为α4’；176404.0587.43187.6)587.4782.2(200382.0/1)587.4741.3(h h -453s34fw 4=--⨯--=-=q w w d）（’αηταα 进小汽机的份额为αt根据水泵的能量平衡计算小汽机的用汽份额αt1.31)(4t =-pu mx t h h ηηα即056938.09.099.0)8.25716.3187(1.31=⨯⨯-=t α0.1011140.0569380.044173t 44=+=+=ααα’ 根据除氧器的物质平衡，求αc4αc4+α’4+αs3=αfw 则αc4=1-α’4-αs3=0.755442表6 小汽机参数表（3）低压加热器H5，H6，H7的计算048127.01)3.4508.2972()7.4264.587(755442.0554c 5=⨯--⨯==ητααq 024228.04.3692.2731)4.3693.450(048127.0/1)8.3457.426(755442.0h h -66556c46=--⨯--⨯=-=q dd w w ）（αηταα072355.0024228.0048127.0656s =+=+=ααα035755.01.2438.2651)1.2434.369(072355.0/1)7.2198.345(755442.0h h -776s67c47=--⨯--⨯=-=q ddw w ）（αηταα108110.0035755.0072355.07s6s7=+=+=ααα（4）低压加热器H8与轴封加热器SG 的计算为了便于计算将H8与SG 作为一个整体考虑，用图所示的热平衡范围来列出物质平衡的热平衡式。
第二章内燃机工作过程热力计算
取进气加热温度升高为20℃
1、进气过程（r-a)计算
（3）充气效率 为内燃机每循环实际吸入气缸的新鲜充量与以进 气管内状态充满气缸工作容积的理论充量之比。
v
1
pa Ta
Ts ps
1
1
本题充气效率：
v
16.7 16.7 1
0.9 327
288 1
1 1 0.04
0.81
第二章 内燃机实际工作过程热计算
四、性能参数计算
单位气缸容积一个循环所做的指示功。
pi
Wi Vh
在计算指示功时，进排气过程的换气功不算在内，后者是考虑机械损失中
Wi Wcz Wzb Wac
Wcz pz (Vz Vc ) pcVc ( 1)
Vh Vc ( 1)
Wzb
1
n2 1
pzVz
pbVb
n2 1
pcVc
1
四、性能参数计算
（3）指示比油耗
bi
3.6 106
Hui
本例：
3.6 106
bi 44100 0.446 =183 g/kw h
（4）有效热效率和比油耗
e im
3.6 106
be Hue
本例： 本例：
e 0.446 0.8 0.357
be
3.6 106 44100 0.357
229g
(1)最高燃烧温度Tz
燃烧方程式： Z Hu Uz Uc Wcz
第二节 内燃机实际工作过程热计算 3.燃烧过程（C-Z)计算
(1)最高燃烧温度Tz
Z Hu Uz Uc Wcz
第二节 内燃机实际工作过程热计算
第二节 内燃机实际工作过程热计算
3.燃烧过程（C-Z)计算
发动机气动热计算
根据推进剂中含有元素的情况， ① 根据推进剂中含有元素的情况，确定燃烧产物中含有组分的种类 单位换算（将压强的单位换算为物理大气压 物理大气压） ② 单位换算（将压强的单位换算为物理大气压） 根据燃烧产物中含有组分的情况， ③ 根据燃烧产物中含有组分的情况，确定建立化学平衡方程的化学反 应过程 建立在给定温度和压强条件下计算平衡组分的控制方程组（包括M ④ 建立在给定温度和压强条件下计算平衡组分的控制方程组（包括 个质量守恒方程， 个化学平衡方程和一 个质量守恒方程，N-M个化学平衡方程和一个补充方程） 个化学平衡方程和 个补充方程） 求解控制方程组（逐步近似法） ⑤ 求解控制方程组（逐步近似法） 平衡常数法最大缺点：求解方程数不能多，人工工作量大，不利于编程实现。 平衡常数法最大缺点：求解方程数不能多，人工工作量大，不利于编程实现。 而这正是最小吉布斯自由能法的长处。最小吉布斯自由能法应用最普遍。 而这正是最小吉布斯自由能法的长处。最小吉布斯自由能法应用最普遍。
G Φ= R0T
• 求解时利用拉格朗日乘数法将条件极值转换成无条件极值问题，得到 求解时利用拉格朗日乘数法将条件极值转换成无条件极值问题， 新的目标函数
F = Φ + ∑ λ k ( N k − ∑ Aki ni )
k =1 i =1
M
N
• 求解时所用的极值条件是
∂F = 0, j = 1,2,...N ∂n j
（4） ）
−Y j + ln n j + ln p − ln ng − ∑ λk Akj = 0
k =1
M
） j = L + 1, L + 2,L, N （5）
N k − ∑ Aki ni = 0
i =1
哈工大（函授）热能与动力专业（热动）毕业论文
摘要大容量锅炉变工况运行研究是一个重要的课题，热力计算是变工况研究的基础。
对于大容量锅炉机组，若采用我国以前的传统计算方法，会出现计算数据和实际运行数据有较大误差的情况。
本文以辐射换热理论为基础，建立了新的大容量锅炉传热模型，并采用了新的热力计算标准对本课题选取的机组进行计算，新的分区段传热模型，将燃烧区域按实际运行时燃烧器的投运方式细分，并将冷灰斗划分为一个独立区城，计算出燃烧器区城的温度分布和沿炉高度方向上的温度分布。
辐射式过热器和屏式过热器的计算新方法更符合实际运行规律。
新传热模型的建立为大容量锅炉变工况运行提供了理论依据。
关键词：锅炉；变工况运行；传热模型AbstractV ariant operation research of the high-capacity boiler is an important subject, and the heat calculation is the foundation of variant wok condition research. If we use old calculation ways to analyze the high-capacity boiler, there will be remarkable inaccuracy between calculation results and real operational data. This paper based the radiant theory establishes a new model of the high-capacity boiler heat transfer . And the new criterion of heat calculation is used to the selected unit. The new fragment model subdivides the combustor zone across the operation and takes the furnace hopper as a independent region.So the temperature along the furnace are obtained. Radiant and platen super heater’s new method are more agree with the practice law. The paper is based on boiler knowledge and heat transfer theory and depends on practical operation data. The analysis on calculation results can provide reference for operation of the high-capacity boiler.Key words boiler variant operation heat transfer model目录摘要 (I)Abstract (II)第1章绪论 (1)1.1 课题背景 (1)1.2 目的和意义 (2)1.3 国内外研究现状 (2)1.3.1 国内研究现状 (2)1.3.2 国外研究现状 (2)1.4 工作内容及安排 (3)第2章锅炉运行特性分析 (4)2.1 煤的特性及其对锅炉工作的影响 (4)2.1.1 煤质对设备的影响 (4)2.1.2 煤质对锅炉燃烧的影响 (5)2.2 燃烧特性分析 (6)2.2.1 煤粉气流稳定着火的影晌因素 (6)2.2.2 燃烧完全影响因素的分析 (6)2.2.3 优化锅炉燃烧，提高运行经济性 (7)2.3 汽温特性分析 (8)2.3.1 过热器和再热器的汽温特性 (8)2.3.2 蒸汽温度调节方法 (9)2.4 本章小结 (10)第3章大容量锅炉传热模型的改进 (11)3.1 现有模型的特点 (11)3.1.1 前苏联锅炉机组热力计算标准的主要特点 (11)3.1.2 误差原因分析 (11)3.2 传热模型的改进 (12)3.2.1 杜－卜炉内换热计算方法（新方法） (12)3.2.2 炉内换热计算标准 (12)3.2.3 屏式过热器传热计算新方法 (13)3.2.4 大屏过热器传热计算新方法 (15)3.3 分区段模型计算 (17)3.3.1 分区段计算的目的 (17)3.3.2 米多尔分区段模型 (17)3.3.3 新分区段模型的建立 (17)3.3.4 燃烧器区域温度的计算 (19)3.5 本章小结 (20)第4章炉膛传热计算 (21)4.1 炉膛传热原理 (21)4.1.1 炉膛传热过程 (21)4.1.2 火焰辐射 (21)4.1.3 炉膛辐射传热公式 (22)4.2 炉膛受热面的辐射特性 (23)4.2.1 角系数 (23)4.2.2 热有效系数 (23)4.2.3 污染系数 (24)4.3 本章小结 (24)第5章 B&WB300MW锅炉热力特性分析 (26)5.1 分区段模型分析应用 (26)5.1.1 计算结果 (26)5.1.2 计算结果分析 (27)5.2 排烟温度及排烟热损失 (28)5.3 炉膛出口烟温特性 (28)5.3.1 概述 (28)5.3.2 影响炉膛出口烟温的因素 (29)5.4 本章小结 (29)致谢 (31)参考文献 (32)第1章绪论1.1 课题背景随着国民经济在国家宏观调控下持续快速发展，我国的电力工业发展迅猛，截至2004 年五月底，全国发电装机容量已经达到四亿零六十万千瓦。
哈工大供热工程热水网路的水力计算及水压图PPT课件
水网路的水力计算。
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15
解：1.计算流量
1GJ/h=1000/3.6KW
用户E GE=0.86×3.518×1000/3.6=14t/h; 用户F GF=0.86×2.513×1000/3.6=10t/h; 用户D GD=0.86×5.025×1000/3.6=20t/h; 各管段流量：GCD=20t/h；GBC=30t/h；
时可避免查表修正的麻烦
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9
9-2 热水网路水力计算方法和例题
一、水力计算条件
平面布置图（含管道附件） 用户热负荷 热媒设计温度
二、水力计算方法
当量长度法
P R L R L d R ( L L d ) R L Z h
其中R查附表9-1，Ld查附表9-2
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10
三、计算步骤
供热工程 第九章
热水网路的水力计算及水压图
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1
概述
1．热水网路水力计算 (1)主要任务： 按已知的热媒流量G和压力损失?P，确定管道的直径d； 按热媒流量G和管道直径d，计算管道的压力损失?P ； 按已知管道直径d和允许压力损失?P ，计算或校核管道
中的流量G。 (2)意义： 根据热水网路水力计算成果，确定网路各管段的管径、确
式中G-管内流量 kg/h,对于室外热网，流量较大，一般
以t/h表示，则上式可以改写为：
R6.25102 G2 d5
（9-1 ） 式中流量G单位为t/h。
Pa/m
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5
由于室外热网流态一般处于阻力平方区，其摩擦系数可
以表示为 =0.11（K/ d）0.25,绝对粗糙度K=0.5mm
最新发动机热力学计算资料
热力学计算1.1热力学计算已知条件如下：压缩比ε=9.5，缸数i=4,在转速为n=5500转每分钟时额定功率Ne=50KW 。
汽油成分gc=0.85,gh=0.15,Mt=114低热值Hu=44100kJ/kg 。
大气状态：P 0=1atm=1.033Kgf/cm 2,T 0=288K ；曲柄半径与连杆长度比：R/L=0.31。
(一)、原始参数的选择1、过量空气空气系数a=0.92、进气系统阻力的流量系数7.0=ϕi3、示功图丰满系数96.0=ϕ(二)、排气过程：1、排气终了压力P rP r =1.0+0.30Nn n （Kgf/cm 2）=1.2（Kgf/cm 2） 其中 N n =1.5n (1-1) 2、排气终了温c 度T rT r =850+350Nn n （K ）=850+350=1200（K ） (1-2) （三）进气过程：1、4.2=e h N V f ⇒ 2.13100055004.2=⨯=h V f （cm 2/L ） (1-3) 2、进气压力5.322262*********⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎣⎡⎪⎭⎫ ⎝⎛--⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⨯-=εδεϕf V n P P h a =0.930（Kgf/cm 2）(1-4) 3、△T=△T N （110-0.0125n ）/(110-0.0125n e ),取△T N =17o C则△T=17o C4、残余废气系数2.1930.05.92.1120017288-⨯⨯+=-⨯∆+=r a r r r P P P T T T εγ=0.040 (1-5)5、进气温度 a T =0T +∆T=16+17=33C 0=306 K (1-6)6、充气系数c=-⨯⎪⎭⎫ ⎝⎛⨯-⨯⨯+=-⨯⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛-⨯⨯∆+=15.95.993.05.92.11033.193.01728828811000εεεηa r a v P P P P T T T 0.82 (1-7)(四)、压缩过程1、平均多变压缩指数 nn n N 03.038.11-==1.335 (1-8) 2、压缩终点压力335.15.9930.01⨯==n a c P P ε=18.78（Kgf/cm 2） (1-9)3、压缩终点温度 335.015.93061⨯==-n a c T T ε=651K (1-10)（五）、燃烧过程1、⎪⎭⎫ ⎝⎛+=⎪⎭⎫ ⎝⎛-+=415.01285.021.013241221.010O H C g g g L =0.516（Kmol/Kg 燃料）(1-11) 2、1141516.09.0101+⨯=+=T M aL M =0.474（Kmol/Kg 燃料） (1-12) 3、516.09.079.0415.01285.079.041202⨯⨯++=++=aL g g M H C =0.512（Kmol/Kg ）(2-13)4、474.0512.0120==M M μ=1.08 (1-14) 5、04.0104.008.110++=++=γγμμ=1.118 (1-15) 6、化学损失()()9.0158000158000-⨯=-⨯=∆a H μ=5800 KJ/Kg 燃料 (1-16) 7、()()K Kmol KJ T C C ./291.211868.465110415.0815.41868.410415.0815.433/=⨯⨯⨯+=⨯⨯+=--ν (2-17)8、Z T C 4//1093.2776.20-⨯+=ν (1-18)9、由()()/1//1νμμνγεμC M H H T C z Z ++∆-= (1-19) 联立求解8、9式得：K T Z 2867=10、压力升高比λ，6512867118.1⨯==C Z T T μλ=4.924 (1-20) 11、最高燃烧压力78.18924.4⨯==C Z P P λ=92.47（Kgf/cm 2） (1-21)（六）、膨胀过程：1、平均多变指数n 2nn n N 03.02.12+==1.245 (2-22) 2、膨胀终点温度1245.115.928672--==n Zb T T ε=1648K (1-23) 3、膨胀终点压力245.15.947.922==n Z b P P ε=5.60（Kgf/cm 2） (1-24)（七）、性能指标1、平均指示压力/i P 和i P⎥⎦⎤⎢⎣⎡⎪⎭⎫ ⎝⎛---⎪⎭⎫ ⎝⎛---=--1112/1211111111n n C i n n P P εελε=16.001（Kgf/cm 2） (1-25) /i i i P P ϕ==11.20（Kgf/cm 2） (1-26)2、机械损失压力P m3、机械效率im m P P -=1η根据内燃机原理给定的现代四冲程汽油机的机械效率数值范围为0.7~0.85，在此选定为m η=0.814、指示热效率=∙∙=∙∙=82.020.11033.128844100474.0314.8314.8001νμηηi i P P T H M 0.340 (1-27) 5、指示燃油消耗率340.044100106.3106.366∙⨯=∙⨯=i i H g ημ10.240=（g/KW.h ） (1-28) 6、有效热效率340.081.0⨯==i m e ηηη=0.275 (2-29)7、平均有效压力81.020.11⨯==m i e P P η=9.07（Kgf/cm 2） (1-30)8、有效燃油消耗率275.044100106.3106.366∙⨯=∙⨯=e e H g ημ=296.85（g/KW.h ） (1-31)9、单缸排量4550007.955900900⨯⨯⨯==ni P N V e e h =0.248（L ） (1-32)S D V h 42π=，S 为活塞的行程，取1.1=D S则根据以上三式，得D=66mm ，S=72.6≈73mm.。
热机的公式
热机的公式
热机的公式是描述热机工作原理的数学表达式。
热机是一种将热能转化为机械能的装置，常见的例子包括蒸汽机、内燃机等。
热机的运行依赖于热量的流动和温度的差异，其中熵是热机的关键概念。
热机的公式可以用来计算热机的效率。
热机的效率定义为输出功率与输入热量之比，用数学表达式表示为η=W/Qh，其中W为输出功率，Qh为输入热量。
热机的效率决定了热能转化的效率，也是评价热机性能的重要指标。
热机的公式还可以用来计算热机的工作循环。
热机的工作循环是指热机在一个完整的工作周期内所经历的状态变化。
常见的热机工作循环包括卡诺循环、斯特林循环等。
通过热机的工作循环可以了解热机在不同状态下的性能表现，优化热机的工作效率。
除了热机的公式，热力学定律也是研究热机的重要基础。
热力学第一定律是能量守恒定律，它表明能量在系统中的转化是不灭的。
热力学第二定律是熵增定律，它表明系统的熵总是趋向于增加。
热力学第二定律对热机的效率限制提供了理论依据，指导热机的设计和优化。
热机的公式和热力学定律为研究热机的性能和工作原理提供了重要工具。
通过对热机的公式和定律的研究，可以优化热机的设计，提高热能转化的效率。
同时，热机的公式和定律也为热力学的发展提
供了理论基础，推动了热力学的应用和发展。
热机的公式是描述热机工作原理的数学表达式，可以用来计算热机的效率和工作循环。
热机的公式和热力学定律是研究热机的重要工具，为热机的优化和热力学的发展提供了理论基础。
研究热机的公式和定律，可以深入了解热机的性能和工作原理，促进热机技术的进步和应用。
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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1200~1300KF-86F-100，米格-15，米格-1940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1400~1500KF-4，F-104，米格-21，米格-23，幻影-F160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1600~1700KF-15，F-16，F-18，米格-29，苏-27，狂风幻影-200070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1850~2000KF-22，JSF，EF2000，I.42，S-37/5421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26.510.62.5C 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 5.2553550 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 10001 1.41(1a )=0.22617( 1.6)10=0.9613010a 22kt k P p M P ---=+⨯⨯⨯⨯ 总温 (1+M 216.65(1+ 1.6327.5748K 22t000k 1 1.41=a )=)=22T 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 10.28572221 2.51(1)327.5748(1)434.36250.918k k CLt t CL T T K πη---=+=⨯+=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)885.15840.928k k CHt t CH T T K πη---=+=⨯+=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 4341.2441644.15 1.005885.15840.02860.9842900 1.2441644.15pg 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344.54(1)(1)/(1)(1)(10.010.15)(10.0248) 1.0050.15885.1584/(1.2441644.15)0.9164(10.010.15)(10.0286)0.15p 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 aT T T k T ==⨯= 高压涡轮膨胀比： []1 4.3334 4.54.541(1)/1(10.7592)/0.94 3.6048gg k k t a t TH TH t t a p T p T πη---⎡⎤==--=--=⎢⎥⎣⎦5544523.54510 6.5315103.6048t at 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 1.02860.15II 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 1.9822pg m pp m c B c c kJ kg K B ++⨯===⋅++、 2256561/()11.2441 1.9822 1.005434.3625/(1.244877.9578)0.68901.08511 1.9822pg m p pg t t t p mc 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：652255611.9638 1.98220.98 2.26660.9810 2.0922101 1.9822t m mt m II t m mt 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7766771(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 2.01ab f B f f B βδβ--++---++-⨯===++不加力总油气比02(1)(10.010.15)0.02860.008011 2.01f f B βδ----===++ 加力燃烧室出口气流总压75557155720.97 1.963810 2.0294100.99 1.963810 2.071310t ab t t t p p p Pa p Paσ==⨯⨯=⨯=⨯⨯=⨯（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 Pap Pa=⨯⨯=⨯=⨯⨯=⨯尾喷管出口总温： 917192721844.15604.8848t t t t T T KT 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 sa 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 sc 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。