Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Основные условные обозначения

Vп - скорость полёта, м/с

Н - высота полёта, м (км)

М - число Маха (отношение скорости потока к скорости звука)

а - скорость звука, м/с

с - скорость потока, м/с

p - давление газа, Па (кПа)

? - удельный объём, м3/кг

? - плотность, кг/м3

t - температура по шкале Цельсия, °С

Т - абсолютная температура, К

P - тяга двигателя, Н (кН)

Pуд - удельная тяга двигателя, Н·с/кг

Суд - удельный расход топлива, кг/(Н·ч)

Сэ - удельный эквивалентный расход топлива ТВД, кг/(кВт·ч)

- степень повышения полного давления воздуха в компрессоре

- степень понижения полного давления газа в турбине

- располагаемая степень понижения давления газа в канале сопла

L - удельная работа, Дж/кг

q - удельный подвод (отвод) тепла, Дж/кг

i - удельная энтальпия, Дж/кг

? - коэффициент полезного действия

?г - коэффициент полноты сгорания топлива

N - мощность, Вт (кВт)

Nэ - эквивалентная мощность ТВД, Вт (кВт)

G - секундный массовый расход, кг/с

gТ - относительный расход топлива

?к.с - коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

Lо - количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива

R - газовая постоянная, Дж/(кг·К)

k, kг - показатель адиабаты для воздуха, газа

Срв, Срг - средняя удельная теплоёмкость для воздуха, газа, Дж/(кг·К)

Сп - средняя условная удельная теплоёмкость рабочего тела

в камере сгорания, Дж/(кг·К)

?* - коэффициент восстановления полного давления

Нu - низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг)

mг - численный коэффициент в уравнении расхода, (кг·К/Дж)0,5:

mв = 0,0405 (кг·К/Дж)0,5 (для воздуха); mг = 0,0396 (кг·К/Дж)0,5 (для газа)

?с - коэффициент скорости реактивного сопла

.

m - степень двухконтурности

q(?) - газодинамическая функция плотности тока газа

где - коэффициент скорости

x - коэффициент, характеризующий распределение энергии между контурами

F - площадь проходного сечения, м2

D, d - диаметр тела вращения, м

h - длина лопаток, м

l - осевые размеры элементов двигателя, м

z - количество ступеней

r - радиус, м

b - хорда, м

Основные сечения потока

Н-Н - невозмущённый поток перед двигателем

Вх-Вх - вход во входное устройство

В-В - вход в компрессор

К-К - выход из компрессора

Г-Г - вход в турбину

Т-Т - выход из турбины

С-С - выход из реактивного сопла

I-I - выход из внутреннего контура ТРДД

II -II - выход из наружного контура ТРДД

Сокращения

ГТД - газотурбинный двигатель

ТРД - турбореактивный двигатель

ТРДД - турбореактивный двухконтурный двигатель

ТВД - турбовинтовой двигатель

ТВаД - турбовальный двигатель

ТВВД - турбовинтовентиляторный двигатель

КПД - коэффициент полезного действия

СМС - средне магистральный самолёт

ДМС - дальне магистральный самолёт

Используемые индексы

* - параметры заторможенного потока

О - параметры при работе на стенде (Vп = 0)

Н - параметры невозмущённого потока

Вх - параметры на входе во входное устройство

В - параметры на входе в компрессор

К - параметры на выходе из компрессора

Г - параметры на входе в турбину

Т - параметры на выходе из турбины

С - параметры на выходе из реактивного сопла

I - параметры на выходе из внутреннего контура ТРДД

II - параметры на выходе из наружного контура ТРДД

агр - агрегаты

в - винт, вентилятор

вн - внутренний

ген - генератор

д - диффузор

е - эффективный

ж - жаровая труба

кр - крейсерский, критический

к.с - камера сгорания

опт - оптимальный

отб - отбор

охл - охлаждение

п - полётной, полный

р - реактивный

ред - редуктор

с - сопло, секундный

ср - средний, размер на среднем радиусе

ст - ступень

ст. т - ступень турбины

т - топливо, турбина

т.в - турбина вентилятора

тр - трение

тяг - тяговый

m - механический

t - термический

уд - удельный

ц - цикл

ч - часовой

э - эквивалентный

? - суммарный

ВВЕДЕНИЕ

Выполнение курсового проекта является завершающим этапом изучения дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей» и подготовки студентов к изучению дисциплин «Конструкция и прочность авиадвигателей» и «Конструкция и техническое обслуживание авиационных двигателей».

Выполнение курсового проекта позволит студентам понять методологию и основы проектирования современных авиационных двигателей. Современное состояние и тенденции развития авиационного двигателестроения предъявляют повышенные требования к знаниям и навыкам инженеров, эксплуатирующим авиационную технику.

Исходными данными для термодинамического расчёта газотурбинного двигателя являются:

- степень повышения давления воздуха в компрессоре ;

- температура газа перед турбиной ;

- расход воздуха через двигатель ;

- степень двухконтурности m (для двухконтурных ТРД).

Для выполнения курсового проекта исходные данные формируются в соответствии с указаниями, приведенными в Приложении П.3. Особенностью исходных данных является задание двигателя - прототипа. Знание схемы прототипа, его основных технических характеристик и результатов эксплуатации на воздушных судах гражданской авиации позволяет выполнить сравнение проектируемого двигателя с конкретным образцом авиационной техники.

Задачей термодинамического расчёта двигателя является определение основных параметров потока (температуры, давления, скорости) в контрольных сечениях проточной части (газовоздушного тракта). На базе результатов этого расчёта находятся:

- тяга Р (или эквивалентная мощность Nэ - для ТВД и ТВаД);

- удельная тяга Руд (или удельная мощность Nуд - для ТВД и ТВаД);

- удельный расход топлива Суд (или Сэ).

Зная расход воздуха GВ, можно провести термодинамический расчёт отдельных элементов двигателя и определить все геометрические размеры, необходимые для построения схемы проточной части.

Для выполнения термодинамического расчёта ГТД нужно иметь достоверные данные о коэффициентах потерь во всех элементах двигателя, об отборе воздуха на охлаждение турбин и функционирование системы активного регулирования зазоров между её роторами и статорами, а также на нужды воздушного судна, об отборе механической энергии, необходимой для привода вспомогательных агрегатов (топливных и масляных насосов, гидронасосов, электрогенераторов и других устройств), обеспечивающих нормальное функционирование ГТД и воздушного судна. Значения этих коэффициентов и соответствующих параметров, обычно определяемых путем обработки статистической информации, оказывает существенное влияние на итоговые удельные параметры ГТД. Поэтому выбор коэффициентов потерь и параметров отбора должен быть сделан достаточно обоснованно. Критерием правильности их выбора, в частности, может быть сопоставление удельных параметров спроектированного двигателя и двигателя - прототипа. В ходе рабочего процесса, происходящего в двигателе, физические константы рабочего тела (газовая постоянная R, теплоёмкость при постоянном давлении Ср, показатель адиабаты k) меняются по его газовоздушному тракту. Степень этого изменения зависит от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной . В расчётах обычно принимают значение теплоёмкости Ср (или показателя адиабаты k) равным некоторому среднему значению, не зависящему от температуры и давления. Это, естественно, снижает точность расчёта, но для инженерной практики вполне приемлемо.

ОБЩИЕ МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

Основными целями выполнения курсового проекта являются:

- закрепление и расширение знаний студентов, полученных при изучении дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей»;

- проверка способности студентов применять полученные знания в инженерной деятельности;

- ознакомление студентов с методами поиска оптимальных вариантов при решении технических задач;

- обучение использованию знаний и умений, полученных при изучении смежных дисциплин, в процессе выполнения курсового проекта;

- привитие навыков использования вычислительной техники при решении конкретных технических задач;

- освоение навыков работы с научно-технической литературой и методов поиска информации;

- освоение и закрепление навыков самостоятельной творческой работы.

Задание на выполнение курсового проекта выдается индивидуально каждому студенту преподавателем, ведущим дисциплину, и включает в себя:

1. Задание на термодинамический расчёт ГТД на заданном режиме;

2. Построение в масштабе профиля проточной части двигателя;

3. Построение действительного цикла спроектированного двигателя;

4. Расчёт параметров ТВД на базе ТРД;

5. Расчёт параметров ТРДД на базе ТРД;

6. Сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД.

Курсовой проект выполняется студентами самостоятельно по мере прохождения соответствующих тем на плановых аудиторных лекционных и практических занятий при непосредственном руководстве со стороны ведущего данный предмет преподавателя.

Выполненный курсовой проект оформляется в виде расчётно-пояснительной записки с приложенными к ней чертежами, схемами и другими результатами работы, выполненными в соответствии с выданным заданием.

Объём расчётно-пояснительной записки должен составить не менее 35…40 листов формата А4 (210?297 мм). Записка может быть выполнена как в рукописном виде, так и на компьютере. Компьютерный вариант более предпочтителен и позволяет автору претендовать на более высокую оценку.

Все листы расчётно-пояснительной записки должны быть пронумерованы. Номера следует располагать сверху справа листа. Первым листом является титульный, он не нумеруется, но учитывается в нумерации. На втором листе следует поместить содержание, затем - задание на курсовой проект.

На последней странице записки указывается литература, использованная при выполнении курсового проекта.

Графическая часть курсового проекта (построение профиля проточной части двигателя и действительного цикла спроектированного двигателя) выполняется на листе бумаги формата А4 с соблюдением масштабов.

Выполненный курсовой проект в срок, установленный учебным планом сдаётся преподавателю, который проверяет качество проекта и его соответствие заданию.

Приём защиты курсового проекта производится преподавателем вне расписания учебных занятий. В процессе защиты преподавателем оцениваются:

- степень усвоения основного теоретического материала, связанного с выполнением задания;

- умение объяснить проведенные расчёты, обоснования принятых проектных решений;

- самостоятельность выполнения курсового проекта и понимание принципов оптимизации параметров рабочего процесса;

- умение пользоваться учебной и справочной литературой;

- качество оформления курсового проекта.

Положительная оценка за курс «Теория авиационных двигателей» выставляется только при условии успешной защиты курсового проекта (не ниже, чем на оценку «удовлетворительно»). Студентам, получившим неудовлетворительную оценку на защите курсового проекта, устанавливается новый срок для подготовки и назначается повторная защита.

Небрежно оформленный курсовой проект, с диаграммами и схемами, выполненными “от руки”, не рассматриваются и возвращаются на доработку.

ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЁТ АВИАЦИОННОГО ГТД НА ЗАДАННОМ РЕЖИМЕ РАБОТЫ

Задание.

Расчёт производится по исходным данным по мере изучения основных элементов двигателя и сводится к следующему:

– определение параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя;

– расчёт площадей и диаметров проходных сечений, длины лопаток компрессора, турбины, осевых размеров элементов двигателя;

– построение в масштабе (на миллиметровке) профиля проточной части и действительного цикла спроектированного двигателя;

– определение основных параметров спроектированного двигателя: тяги, удельной тяги, удельного расхода топлива, внутреннего КПД;

– расчёт параметров ТВД, ТРДД на базе ТРД;

– сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД;

– проверка правильности расчёта и анализ результатов;

– защита курсового проекта.

Раздел I

1. РАСЧЁТ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Турбореактивным двигателем (ТРД) или двигателем прямой реакции называется авиационный газотурбинный двигатель, в котором преобладающая часть энергии сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, истекающую из реактивного сопла (выходного устройства) двигателя (рис. 1.1.).

Рис. 1.1 Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - газовая турбина; 5 - выходное устройство

Исходные данные для расчёта берутся из таблицы вариантов задания, приведённой в Приложении П.3. Исходные данные для шифра ЗФ (ТОР-9111208) студента Макеева:

- степень повышения давления воздуха в компрессоре = 20;

- температура газа перед турбиной = 1360К;

- расход воздуха через двигатель GВ = 105 кг/с;

- прототип - авиационный газотурбинный двигатель РД-3М-500.

Турбореактивный двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ми ступенчатым осевым компрессором ( = 20), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и трехступенчатой газовой турбиной ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (tн = + 15°С, рн = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м2) на уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (Vп = 0) взлётную тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор GB = 105 кг/с и удельном расходе топлива Суд = 0,112 кг/(Н·ч). Двигатель имел массу 3 100 кг, максимальный диаметр 1,4 м и длину 5,38 м; был установлен в 1957 году на первый в СССР реактивный пассажирский самолет Ту-104 (взлётная масса 78 т; масса пустого самолета 44,2 т; масса коммерческой нагрузки 8 т.; количество пассажиров 100 чел.; дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке 2 100 км; крейсерская скорость 800 км/ч; высота крейсерского полета 10 км; запас топлива на борту 20 т.). Силовая установка самолёта Ту-104 состояла из двух ТРД РД-3М-500.

Расчёт двигателя производится при стандартных атмосферных условиях в условиях старта воздушного судна (Н = 0, Vп = 0). Режим работы двигателя - взлётный. Порядок расчёта ТРД следующий:

По заданной высоте полета Н = 0 в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81, Приложение П.1) находятся параметры воздуха на входе в двигатель:

- давление воздуха рн = 101 325 Н/м2;

- плотность воздуха ?н = 1,225 кг/м3;

- температура воздуха Тн = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Тн = 288,15 К).

Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД согласно изложенному в настоящем «Учебном пособии» алгоритму.

1.1 Входное устройство

Входным устройством авиационного ГТД называют часть двигателя воздушного судна (летательного аппарата), состоящую из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. Входное устройство современного ГТД является одним из его функциональных модулей.

Для воздушных судов гражданской авиации с числом Маха крейсерского полёта Мкр = 0,8…0,9 применяются дозвуковые входные устройства, которые отличаются простотой конструкции и возможностью регулирования их параметров.

Входное устройство предназначено для забора воздуха из окружающей атмосферы, предварительного его сжатия за счёт использования кинетической энергии набегающего потока и подвода воздуха к компрессору с заданной скоростью и с минимальными гидравлическими потерями (рис. 1.2.).

Геометрия входного устройства ГТД определяется на расчётном режиме работы двигателя, соответствующего полёту воздушного судна на эшелоне (высота Нкр и скорость Vкр). Все остальные режимы работы входного устройства, в том числе и при старте воздушного судна (Н = 0, Vп = 0), при наборе высоты, снижении и заходе на посадку - нерасчётные.

Плавные очертания внутренней и наружной поверхностей обечайки входного устройства необходимы для предотвращения срыва воздушного потока (как правило, потребный угол наклона внешней поверхности обечайки к направлению набегающего потока составляет приблизительно 4…5°) и создания равномерного поля скоростей и давлений во входном отверстии воздухозаборника (сечение Вх-Вх). Радиус окружности, описывающей обечайку в её передней части, приближенно находится по формуле

r = (0,04…0,05)· (1.1)

Размеры отверстия выбираются таким образом, чтобы скорость потока в нём на расчётном режиме составляла 50…70 % скорости полёта воздушного судна. Это требование обеспечивает большую часть (75…80 %) увеличения давления перед воздухозаборником и позволяет таким образом снизить общие потери. Форма внутреннего канала воздухозаборника выбирается так, чтобы в нём происходило дальнейшее торможение потока (примерно до начала обтекателя). Канал имеет вид диффузора, эквивалентный угол раскрытия которого составляет 2·? = 6…10° во избежание отрыва потока от внутренней поверхности обечайки воздухозаборника.

Диаметр канала входного устройства воздухозаборника в сечении В-В DВ равен диаметру компрессора DК (DВ = DК = 0,95 м - см. формулу (1.12)).

Диаметр канала входного устройства в сечении Вх-Вх DВх на расчётном режиме полёта определяется по формуле:

(1.2)

где - относительный диаметр воздухозаборника при Мкр = 0,80…0,85, .

Выбираем Мкр = 0,8, , и из формулы (1.2) получаем

м.

Длина входного устройства определяется по известному диаметру:

, (1.3)

где DВ - диаметр входного устройства (компрессора).

 м. (1.4)

Рис. 1.2 Схема входного устройства

1.2 Осевой компрессор

Компрессор - это лопаточная машина, предназначенная для сжатия воздуха за счёт внешней механической работы, подводимой от газовой турбины и последующей подачи сжатого воздуха в камеру сгорания (рис. 1.3.). Для рассматриваемого двигателя выбираем многоступенчатый осевой компрессор.

Расчёт компрессора сводится к определению:

– параметров воздуха на входе в компрессор -

– параметров воздуха на выходе из компрессора -

– длины лопаток первой и последней ступеней, длины компрессора;

– количества ступеней (z) компрессора;

– работы компрессора и мощности, потребляемой компрессором.



Рис. 1.3 Схема осевого компрессора

Сечение В-В

1. Полная температура воздуха:

(1.5)

где МН = 0, так как Vп = 0.

В результате К.

2. Полное давление воздуха:

(1.6)

где ?Вх = - коэффициент восстановления (сохранения) полного давления воздуха. Для дозвуковых входных устройств ?Вх = 0,96…0,98. Чем больше ?Вх, тем выше эффективность работы входного устройства (больше тяга двигателя и меньше удельный расход топлива). В среднем увеличение ?Вх на 1 % вызывает повышение тяги на 1 % и снижение удельного расхода топлива на 0,5 %.

Выбираем коэффициент восстановления полного давления воздуха во входном устройстве , тогда Па.

Рис. 1.4. Зависимость коэффициента восстановления полного давления во входном устройстве ТРД от числа МН полёта: ?Вх0 = 0,98 при МН = 0, при МН > 1 (до МН = 3) расчёт по формуле:

?Вх = ?Вх0 - 0,02241?(МН - 1)2 - 0,14561?(МН - 1)3 + 0,086282?(МН - 1)4 - 0,14561?(МН - 1)5

3. Статическая температура воздуха

. (1.7)

При применении дозвуковых ступеней в осевом компрессоре обычно осевая составляющая скорости на входе в компрессор сВ принимается равной 170…195 м/с.

Выбираем осевую составляющую скорости потока воздуха в сечении В-В м/с, тогда Дж/(кг·К)

К.

4. Статическое давление воздуха pВ

Па (1.8)

5. Плотность воздуха

кг/м3. (1.9)

6. Площадь проходного сечения

м2. (1.10)

7. Наружный диаметр компрессора DB определяется с использованием формулы:

(1.11)

Для первых ступеней многоступенчатых компрессоров относительный диаметр втулки компрессора принимается равным 0,3…0,6.

Выбираем относительный диаметр втулки компрессора , тогда

м. (1.12)

8. Диаметр втулки компрессора

м. (1.13)

9. Длина лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора

м. (1.14)

Сечение К-К

1. Определение удельной работы компрессора

(1.15)

Для осевых компрессоров со степенью повышения давления воздуха = 20…30 КПД составляет = 0,8…0,86.

Выбираем КПД компрессора по заторможенным параметрам , тогда удельная работа компрессора равна

Дж/кг. (1.16)

2. Полное давление воздуха

Па. (1.17)

3. Полная температура воздуха

 К.(1.18)

4. Статическая температура воздуха

К. (1.19)

На выходе из последних ступеней компрессора величина осевой скорости сК не должна превышать 120…150 м/с.

Выбираем скорость воздуха за компрессором м/с, тогда статическая температура воздуха равна

К. (1.20)

5. Статическое давление воздуха

Па. (1.21)

6. Плотность воздуха

кг/м3. (1.22)

7. Площадь проходного сечения

м2. (1.23)

8. Наружный диаметр компрессора. Принимаем закон профилирования проточной части компрессора DК = const, т.е. DВ = DК = 0,95 м.

9. Внутренний диаметр компрессора

м. (1.24)

10. Длина лопаток на выходе из компрессора

= 0,029 м = 29 мм. (1.25)

11. Определяем количество ступеней (z) компрессора. Обычно повышение давления в одной ступени осевого компрессора изменяется в пределах = 1,3…1,5.

Выбираем степень повышения давления воздуха в ступени и прологарифмировав формулу () z получим:

(1.26)

12. Определяем длину компрессора по формуле lK = 2,4·bСР·z, где bСР - средняя хорда профиля лопатки, z - количество ступеней компрессора.

Выбираем , тогда среднюю высоту компрессорной решетки hСР можно определить по формуле:

= 0,128 м; (1.27)

м;

м. (1.28)

13. Определение мощности, потребляемой компрессором

Вт. (1.29)

1.3 Камера сгорания

Камеры сгорания (рис. 1.5.) предназначены для подвода тепловой энергии к рабочему телу в двигателе за счёт преобразования химической энергии топлива в тепловую. От совершенства и устойчивой работы камер сгорания в значительной степени зависит эксплуатационная надёжность и экономичность работы двигателя.

Расчёт камеры сгорания сводится к определению:

– параметров газа на выходе из камеры сгорания -

– длины камеры сгорания LК.С ;

– относительного расхода топлива - GT /GB;

– коэффициента избытка воздуха на выходе из камеры сгорания ?к.

компрессор турбина воздушный винт



Рис. 1.5 Схема камеры сгорания

Сечение Г-Г

1. Полное давление газов на входе в турбину рассчитывается по заданной температуре и в зависимости от типа камеры сгорания, в соответствии с которыми оценивается возможная величина коэффициента восстановления полного давления ?к.с = 0,92…0,97. При этом, чем выше , тем меньшее значение ?к.с рекомендуется принимать. Ориентируясь на камеру сгорания двигателя РД-3М-500, принимаем ?к.с = 0,93.

Па (1.30)

2. Полная температура газов

Задаётся в исходных данных: К.

3. Статическая температура газов

(1.31)

На выходе из камеры сгорания осевая скорость газов должна быть в пределах сГ = 160…220 м/с.

Выбираем сГ = 180 м/с. Принимая значения коэффициента адиабаты и газовой постоянной равными kГ = 1,33 и RГ = 288 Дж/(кг·К) вычислим удельную теплоёмкость газов СРГ

Дж/(кг·К) (1.32)

Подставляя принятые и вычисленные значения сГ и СРГ по формуле 1.31 определим значение статической температуры ТГ

К.

4. Статическое давление газов

(1.33)

Па.

5. Плотность газа

кг/м3. (1.34)

6. Диаметр камеры сгорания.

Наружный диаметр камеры сгорания DК.Сн на входе (сечение К-К) равен диаметру компрессора DК, на выходе - (сечение Г-Г) - диаметру турбины. м.

Внутренний диаметр камеры сгорания DК.Свн определяется из соотношения

где принимает значения 0,5…0,7. Выбираем = 0,6 , тогда DК.Свн = = 0,6·0,95 = 0,475 м.

7. Длина камеры сгорания

Длина камеры сгорания LК.С определяется суммой длины диффузора камеры сгорания lД (lД = 100…150 мм) и длины жаровой трубы lЖ (lЖ = 400…600 мм). Выбираем lД = 150 мм, lЖ = 600 мм, тогда

LК.С = lД + lЖ = 150 +600 = 750 мм = 0,75 м.

Для обеспечения высокой полноты сгорания и достаточно равномерного поля температур на выходе из камеры сгорания отношение длины жаровой трубы lЖ к её поперечному размеру DЖ должно составлять не менее 3…4 . Однако, это отрицательно сказывается на габаритах и массе двигателя, кроме этого, в выхлопной струе появляется повышенное количество сажи, приводящее возрастанию дымности двигателя. В современных ГТД добиваются уменьшения относительной длины жаровой трубы до значений 2,0…2,5. При этом практически отсутствует дым в выхлопных газах, но несколько сужается диапазон устойчивой работы камер сгорания по составу смеси.

Принимаем компромиссное решение по одновременному обеспечению устойчивой работы камеры сгорания и приемлемому уровню дымности, выбирая равное 3,0. В результате диаметр жаровой трубы равен мм.

Для современных ГТД относительная длина диффузоров камер сгорания .

Выбранные нами значения lД , lЖ и вычисленный диаметр жаровой трубы DЖ находятся в пределах, характерных для современных ГТД, так как

8. Относительный расход топлива в основной камере сгорания GT /GB определяется из уравнения баланса энергии:

(1.35)

(1.36)

где Hu - низшая (рабочая) теплотворная способность топлива (для авиационных керосинов Hu = 42900…43100 кДж/кг). Выбираем Hu = 43000 кДж/кг;

?Г - коэффициент полноты сгорания (выделения теплоты), который на расчётных режимах для основных камер сгорания принимает значения в пределах 0,970…0,995. При этом, чем выше температура (больше область горения в жаровых трубах), тем большие значения коэффициента ?Г рекомендуется принимать.

Выбираем ?Г = 0,98.

Таким образом, величина относительного расхода топлива в основной камере сгорания будет равна:

(1.37)

9. Коэффициент избытка воздуха на выходе из камеры сгорания (?к.с) находится по формуле

?к.с = 1/gТ ·Lо (1.38)

где Lо для авиационных керосинов равное 14,9 - теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания 1 кг топлива.

Значение Lо и другие показатели авиационных топлив приведены в Приложении П.1.

?к.с = 1/gТ ·Lо = 1/0,02 ·14,9 = 3,36 (1.39)

Если полученное значение ?к.с оказывается более 5…7 или менее 1…2, то рабочий процесс в камере сгорания практически неосуществим, поскольку при этом происходит «срыв» пламени из-за слишком бедной или обогащённой смеси, соответственно. Для получения положительного результата необходимо либо увеличить , либо .

1.4 Турбина

Турбина ГТД - это лопаточная машина, в которой происходит отбор энергии от сжатого и нагретого газа и преобразование её в механическую энергию вращения ротора, которая используется для привода компрессора и агрегатов (рис. 1.6).

Расчёт турбины сводится к определению:

– степени понижения давления газа ;

– параметров газа на выходе из турбины -

– геометрических размеров турбины - диаметров на входе и выходе, длины турбины, высоты лопаток на входе и выходе;

– количества ступеней (z) турбины.

Сечение Г-Г

1. Используя одно из условий совместной работы газогенератора (компрессора, камеры сгорания и турбины) в одновальном ТРД на установившихся режимах определим соотношение между расходами GВ и GГ.

Расход воздуха через компрессор GВ , равен сумме расходов воздуха через камеру сгорания GК.С, отводимого от компрессора на охлаждение Gохл и отбираемого для других целей Gотб , т.е.

GВ = GК.С + Gохл + Gотб (1.40)

Расход газа через турбину GГ равен сумме расходов воздуха на входе в камеру сгорания GК.С и секундного расхода топлива GТ , т.е.

GГ = GК.С + GТ (1.41)

Из совместного решения соотношений (1.40) и (1.41) получим

GГ = GК.С · (1 + gТ) = (GВ - Gохл - Gотб)·(1 + gТ) = GВ · (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) (1.42)

где gотб = Gотб / GВ - относительный расход воздуха, отбираемый от компрессора высокого давления на нужды воздушного судна (кондиционирование воздуха в кабине экипажа и салонах, вентиляция приборных отсеков, обогрев воздухозаборников и др.). Величина gотб в первом приближении принимается равной gотб = 0,01…0,02, а в заключительной части расчёта осуществляется проверка его принятого значения. Принимаем gотб = 0,02;

gохл - относительный расход воздуха, идущий на охлаждение турбины. Величина gохл может быть определена для принятой системы охлаждения (конвективная, конвективно-плёночная, заградительная) лишь после расчёта теплового состояния основных деталей турбины (лопаток, дисков, корпусов) и их прочностного расчёта. Можно условно принять, что до Т = 1250…1270 К турбина неохлаждаемая (первый сопловой аппарат имеет конвективную систему охлаждения, а рабочие и сопловые лопатки всех последующих ступеней выполнены без системы охлаждения), а при Т > 1270 К турбина охлаждаемая (рабочие лопатки также, как и сопловые имеют систему охлаждения). В зависимости от принятой системы охлаждения и Т по графику (рис. 1.6) оценивается величина gохл. Принимая конвективно-плёночное охлаждение для Т = 1360 К определяем gохл = 0,03.

Назовём величину (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) = GГ / GВ - относительным расходом газа, обозначим gГ и вычислим его значение

gГ = (1 - gохл - gотб) · (1 + gТ) =

= (1 - 0,05 - 0,017) · (1 + 0,02) = 0,952 (1.43)



Рис. 1.6 Зависимость относительного расхода воздуха на охлаждение турбины от температуры газа перед турбиной и типа системы охлаждения лопаток: 1 - внутренне конвективное охлаждение; 2 - комбинированное (конвективно-плёночное) охлаждение; 3 - пористое и проницаемое охлаждение (многослойные перфорированные материалы)

2. Площадь проходного сечения

м2. (1.44)

3. Наружный диаметр турбины

м (1.45)

4. Внутренний диаметр турбины

м. (1.46)

Рис. 1.7 Схема осевой турбины

5. Длина лопаток

м. (1.47)

6. Средний диаметр турбины

Расширение канала в турбине обеспечивается за счёт увеличения наружного диаметра и уменьшения внутреннего диаметра dГ , при этом DСР = const

м. (1.48)

7. Из уравнения баланса мощностей турбины и компрессора находится удельная работа расширения газа в турбине LТ .

Мощность турбины NТ равна сумме мощностей компрессора NК, вспомогательных агрегатов Nагр и трения в подшипниках Nтр, т.е.

NТ = NК + Nагр + Nтр или NТ · ?т = NК или LТ · GГ · ?т = LК · GВ ,

что в соответствии с (1.42) и (1.43) приводит к уравнению баланса работ компрессора и турбины

LК = LТ · gГ · ?т (1.49)

где ?т - коэффициент, учитывающий затраты мощности на привод вспомогательных агрегатов Nагр (топливных, масляных и гидро- насосов, электрогенераторов и других устройств) и на преодоление трения Nтр в подшипниках ротора турбокомпрессора. Рекомендуется в первом приближении принимать коэффициент ?т равным 0,99…0,995, большие значения соответствуют более мощным двигателям. Из уравнения (1.49) определим:

LТ = = 486590 Дж/кг (1.50)

8. Определяем степень понижения давления газа в турбине

(1.51)

где - адиабатный КПД турбины, оценивающий только гидравлические потери в турбине. Уровень важен для турбин ТРД и ТРДД, поскольку его величина оказывает влияние на мощность привода компрессора и вспомогательных агрегатов в этих двигателях. Для современных двигателей КПД лежит в пределах 0,90…0,92.

Выбираем = 0,92 , тогда

(1.52)

Сечение Т-Т

1. Полное давление газа

Па. (1.53)

2. Полная температура газа

Определяется из уравнения сохранения энергии применительно к турбине

К. (1.54)

3. Статическая температура газа

К. (1.55)

Осевая составляющая скорости газа сТ на выходе из турбины обычно лежит в пределах 200…350 м/с и более. Выбираем сТ = 300 м/с, тогда

К.

4. Статическое давление газа

Па. (1.56)

5. Плотность газа

кг/м3. (1.57)

6. Площадь проходного сечения

м2. (1.58)

7. Длина рабочих лопаток турбины h

Исходя из принятого закона профилирования проточной части турбины , имеем

м. (1.59)

8. Наружный и внутренний диаметры турбины

м. (1.60)

м. (1.61)

9. Выбираем количество ступеней турбины

Расчёты и практика конструирования показывают, что для одновальных ГТД прямой реакции обычно требуется иметь двух- или трехступенчатую турбину.

Поскольку расчётное значение степени повышения давления воздуха в компрессоре составляет 20, выбираем трёхступенчатую турбину (z = 3).

10. Длина турбины

Длину турбины определяем по формуле

lT = 2,6 ·bср·z

где bср - хорда лопатки на среднем радиусе; z - количество ступеней турбины.

Выбираем bср = 0,5 ·hср , тогда среднюю высоту решетки газовой турбины hср можно определить по формуле

hср= (hГ + hТ)/2 = (0,03925 + 0,083)/2 = = 0,062625 м.

Хорда лопатки на среднем радиусе bср = 0,5 ·0,061 = 0,031 м.

Длина турбины lT = 2,6 ·0,03 ·3 = 0,242 м.

1.5 Выходное устройство

Выходное устройство, являясь функциональным модулем силовой установки (выходным модулем), включает ряд элементов. В зависимости от назначения силовой установки ими могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий патрубок, реверсивное устройство, устройство для отклонения или поворота вектора тяги, шумоглушения, снижения инфракрасного излучения и др.

Основным элементом большинства выходных устройств является реактивное сопло, в котором происходит ускорение потока газа с целью создания реактивной (дополнительной) тяги.

Для расчёта выходного устройства проектируемого двигателя принимаем суживающееся (дозвуковое) реактивное сопло.

Выходное устройство предназначено для преобразования оставшейся тепловой энергии газа в кинетическую энергию его направленного движения и отвода продуктов сгорания в окружающую среду (рис. 1.8.).

Расчёт выходного устройства сводится к определению:

– параметров газа на выходе из сопла;

– скорости течения газа из сопла сс;

– геометрических размеров - диаметра и длины выпускной трубы - DТ, lВ , а также диаметра и длины сопла - DС, lС .

Сечение Т?-Т?

1. Площадь проходного сечения

5 м2. (1.62)

2. Диаметр проходного сечения

м. (1.63)

3. Располагаемая степень понижения давления газа

(1.64)



1.8 Схема выходного устройства

Так как располагаемая степень понижения давления газа ?СР = 3,49 больше критической степени понижения давления ?КР = 1,85 , то для суживающегося реактивного сопла действительная степень понижения давления в данном случае равна ?С = ?КР = 1,85. Таким образом, дозвуковое сопло работает в режиме недорасширения, а на выходе из сопла устанавливается критическое (звуковое) течение газа, т.е. скорость потока газа в выходном сечении сопла равна местной скорости звука, соответствующей статической температуре газа в этом сечении.

Сечение С-С

а) скорость истечения газа из сопла

м/с (1.65)

где ?С - коэффициент скорости (?С = СС /СС ад), учитывающий внутренние потери скорости. Рекомендуется принимать ?С = 0,97…0,985. Причём, чем больше ?СР , тем меньшие значения ?С следует принимать. В расчёте принято значение ?С = 0,97.

б) статическое давление газа

Па. (1.66)

в) статическая температура газа

К. (1.67)

г) плотность газа

кг/м3 (1.68)

д) площадь выходного сечения сопла

Рассмотрим два способа определения площади выходного сечения сопла:

В первом способе используется уравнение расхода, которое включает газодинамические функции

GГ = mГ · (1.69)

где q(?С) - газодинамическая функция относительной плотности тока газа;

? = - коэффициент скорости (приведённая скорость).

Из формулы (1.69) определим выражение для вычисления площади выходного сечения сопла, которая является критическим сечением:

м2 (1.70)

Второй способ заключается в определении значения площади выходного сечения сопла по уравнению неразрывности:

GГ = GВ·(gГ + gохл) = Fс·cс·?с (1.71)

Из уравнения (1.71) имеем

Fс = Fкр = м2. (1.72)

Результаты вычислений по формулам (1.70) и (1.72) оказались практически одинаковыми (отличаются на 2,5 %), поэтому, когда не требуется точных вычислений и для инженерной практики вполне оправданно применение простых уравнений.

е) диаметр сопла

м. (1.73)

ж) длина выпускной трубы

м. (1.74)

з) длина сопла

 м. (1.75)

и) принимаем углы конусности

(1.76)

Основные параметры двигателя.

Если на двигателе установлено суживающееся реактивное сопло, то при неполном расширении газа в нем тяга ГТД определяется по формуле Б.С. Стечкина /3/:

1. Тяга двигателя

Н (1.77)

Полученное значение тяги оказывается ниже, чем оно было бы при полном расширении газа в сопле. Величина недобора тяги невелика (0,4…0,5 %), поэтому применение суживающегося простого (нерегулируемого) сопла в проектируемом двигателе является целесообразным. Окончательный выбор сопла производится после расчета высотно-скоростных характеристик двигателя (рекомендуется в большинстве точек характеристик иметь недобор тяги не более 0,5…1,0 %).

2. Удельная тяга двигателя

Pуд Н·с/кг (1.78)

3. Удельный расход топлива

Суд кг/(Н·ч) (1.79)

4. Часовой расход топлива

GТ.Ч = Суд ·Р = 0,084 ·96 385 = 7039,12 кг/ч (1.80)

Производится уточнение отборов воздуха и механической энергии от двигателя. Расход отбираемого воздуха:

Gотб = GВ·gотб = 120·0,017 = 1,79 кг/с

Мощность, отбираемая от турбины высокого давления:

Nотб = (1 - ?m)·GВ·gг ·LТ = (1 - 0,995)·120·0,952·500256 = 243 198 Вт

Количество отбираемого воздуха в двигателе - прототипе РД-3М-500 составляет 6000 кг/ч (1,67 кг/с) на номинальном режиме его работы (который используется для набора высоты воздушного судна). Это обеспечивает пятикратный обмен воздуха в кабине экипажа и салонах, работу антиобледенительной системы крыла и воздухозаборника двигателя, а также работу других систем ВС. По графику на рис. 1.9 определяем количество пассажиров по найденному расходу отбираемого воздуха. По нормам ИКАО (Международная организация гражданской авиации) на одного пассажира необходимо иметь Gо = 36…42 кг/ч воздуха. Это соответствует при Gотб = 1,79 кг/с пассажировместимости от 170 до 230 человек, то есть воздушным судам СМС и ДМС. Таким образом коррекцию ранее принятого значения gотб можно не делать.

На двигателе РД-3М-500 установлены два генератора типа ГСР-18000М мощностью 18 кВт каждый. При КПД преобразования механической энергии в электрическую ?ген = 0,85…0,9 это соответствует отбираемой мощности Nотб = 45…55 кВт.

Рис. 1.9 Зависимость отбираемого расхода воздуха от количества пассажиров по данным статистики (заштрихованное поле): Go - расход воздуха на одного пассажира за час полёта по данным Киприанова В.Г

Сравнение значений отбираемой мощности проектируемого ГТД и РД-3М-500 показывает на необходимость изменения ранее принятого значения ?m и повторения расчёта. Следует иметь в виду, что необоснованно завышенные отборы воздуха и механической энергии приводят к излишним расходам топлива (увеличению Суд).

Если установить мощность отбираемой электрической энергии от двигателя не представляется возможным, рекомендуется приближённо принять Nотб = 50…60 кВт на каждые 100 кН тяги.

5. Внутренний (эффективный) КПД двигателя

а) располагаемая энергия топлива (количество теплоты qо, приходящееся на 1 кг воздуха, проходящего через двигатель)

qо = qвн / ?Г (1.81)

где ?Г - коэффициент полноты сгорания;

qвн - количество теплоты, сообщаемое 1 кг воздуха.

Дж/кг (1.82)

где сП - средняя условная теплоемкость процесса подвода теплоты, которая в отличие от величины срГ учитывает изменение, как массы, так и химического состава газа во время его нагрева в камере сгорания. Для авиационных керосинов теплоемкость сП в зависимости от температур и обычно определяется из экспериментальных данных (например, по графикам, смотри рис. 1.10), которые могут быть аппроксимированы следующей формулой (1.83)

кДж/(кг·К) (1.83)

qо = qвн / ?Г = 876244/0,97 = 787863 Дж/кг.



Рис. 1.10 Условная средняя теплоёмкость процесса подвода тепла в камерах сгорания ГТД

б) эффективная работа, снимаемая с вала турбины

Le = (1 - ?т)·LT = (1 - 0,995)·500 256 = 2432,95 Дж/кг (1.84)

в) работа цикла ТРД

Lц = Lе + Руд·( Руд +2·Vп)/ 2 = 2501,28 + 803,22 / 2 = 273796,4 Дж/кг (1.85)

г) внутренний (эффективный) КПД

?вн = Lц / qо = 273796,4/ 787863 = 0,35 (1.86)

У существующих ГТД в зависимости от типа двигателя и режима полета внутренний КПД ?вн может достигать значений 0,3...0,4.

Представляется целесообразным определить также термический КПД (относящийся к идеальному ГТД) как базовое значение для оценки термодинамического совершенства проектируемого двигателя как тепловой машины:

?t = 1 - 1/ = 1 - 1/220,286 = 0,575 (1.87)

Совершенство ТРД как движителя оценивается тяговым (полетным) КПД ?тяг, определяемым отношением полезной тяговой работы Lтяг = Руд · Vп к работе цикла Lц, т.е.

?тяг = Руд · Vп / Lц (1.88)

На расчетном режиме при Vп = 0 тяговый КПД ?тяг равен нулю. Поэтому его значение следует рассчитывать для наиболее часто употребляемого крейсерского режима работы двигателя. У выполненных авиационных ГТД тяговый КПД лежит в пределах 0,6…0,7.

Совершенство ТРД в целом оценивается полным КПД. Его величина находится по формуле

?П = ?вн · ?тяг (1.89)

Полный КПД используется для оценки топливной экономичности ТРД в крейсерском полете воздушного судна. Для существующих авиационных ГТД полный КПД достигает значений 0,35 и более.

Построение действительного цикла спроектированного ГТД.

Построение цикла ГТД необходимо выполнить на листе миллиметровой бумаги формата А4 в “p-?” координатах с соблюдением масштаба, используя полученные в ходе расчётов статические параметры рабочего тела.

Статические давления рабочего тела в характерных точках цикла:

pН = 101325 Па = 101,325 кПа;

pК = 1876916 Па = 187,6916 кПа;

pГ = 1753435,2Па = 175,3435 кПа;

pТ = 298061Па = 298,061 кПа;

pС = 190912,9Па = 190,912 кПа.

Значения удельных объёмов рабочего тела в характерных точках цикла:

? = 1/?;

?H = 1/1,225 = 0,82 м3/кг;

?К = 1/9,64 = 0,1 м3/кг;

?Г = 1/4,7 = 0,21 м3/кг;

?Т = 1/1,2 = 0,83 м3/кг;

?С = 1/0,894 = 1,12 м3/кг.

Раздел II

2. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ТВД НА БАЗЕ ТРД

Установленный на самолёте ГТД, турбина которого развивает большую мощность, чем требуется для вращения компрессора, и в котором избыточная мощность передается на воздушный винт, называется турбовинтовым двигателем (ТВД).

ТВД по сравнению с ТРД имеет преимущества при взлёте и полёте на малых и средних скоростях полёта (до 600…800 км/ч). Тяга у ТВД в этой области больше, а удельный расход топлива меньше. ТВД более эффективно преобразует полезную (эффективную) энергию в тяговую работу, которая в основном создаётся воздушным винтом.

Расчёт параметров ТВД производится на базе рассчитанного ТРД. Принимая полное расширение газа на турбине, необходимо определить основные параметры ТВД и сравнить эффективность ТВД и ТРД при работе на месте (Vп = 0).

2.1 Схема и исходные данные ТВД

Большинство ТВД, применяемых в настоящее время на летательных аппаратах, выполнены по одновальной схеме (рис. 2.1.). Одновальные ТВД отличаются относительной простотой конструкции и управления (регулирования).

Исходными данными являются параметры расчёта ТРД.

2.2 Расчёт основных параметров

Рис. 2.1 Схема ТВД: 1 - воздушный винт; 2 - входное устройство; 3 - редуктор; 4 - осевой компрессор; 5 - камера сгорания; 6 - газовая турбина; 7 -выходное устройство

2.2.1 Работа расширения газа в турбине

Работа расширения газа в турбине определяется из условия полного расширения газа в турбине:

Дж/к (2.1)

где ?Т = = 2010916/101325 = 19,8 - действительная степень понижения давления газа в турбине;

рТ = (1,0…1,05)·рН = 298061Па - статическое давление в потоке газа за турбиной;

?Т - мощностной КПД турбины ТВД. На расчётном режиме рекомендуется принимать ?Т = 0,8…0,83. При этом, чем больше эквивалентная мощность, тем больше КПД ?Т = 0,8…0,83. В формуле (2.1) выбрано значение ?Т = 0,83.

Работа, передаваемая на вращение воздушного винта

Lв = Lе· ?ред = (LТ - LК) · ?ред = (730518,54 - 473862,5)·0,99 =

= 207799,58 Дж/кг (2.2)

где ?ред - КПД редуктора. Рекомендуется принимать ?ред = 0,97…0,99, причём, чем больше мощность двигателя, тем больше ?ред . В расчёте (2.2) выбрано значение ?ред = 0,99.

Мощность, передаваемая на вращение воздушного винта

Nв = Lв·Gв = 207799,58·105 = 21818955,9 Вт = 21818,955 кВт.(2.3)

Тяга, создаваемая воздушным винтом

Рв = Nв· ?в / Vп (2.4)

где ?в - КПД винта;

Vп - скорость полёта самолёта.

В стендовых условиях (Vп = 0, ?в = 0) тяга Рв по формуле (2.4) не определяется. Поэтому при Vп = 0 тяга винта при известном значении мощности Nв0 определяется с помощью экспериментального коэффициента К0 = Рв0 / Nв0 . При известном Ко тяга винта определяется формулой

Рв0 = Ко· Nв0 (2.5)

где Nв0 - мощность, подводимая к валу винта на стенде.

Для современных винтов на взлётном режиме К0 = 9…17 Н/кВт, в зависимости от нагрузки винта, характеризуемой отношением мощности винта Nв к площади, ометаемой лопастями винта - Fв = ?·. С ростом скорости полёта коэффициент К0 уменьшается. При сравнительных расчётах для низконагруженных винтов ТВД обычно принимают К0 = 15 Н/кВт, а для высоконагруженных (ТВВД) - 9…10 Н/кВт. Для выполняемого расчёта выбираем К0 = 10 Н/кВт.

Рв = Рв0 = К0· Nв0 = 10·21818955,9= 218189,56Н. (2.6)

Реактивная тяга, развиваемая ТВД при Vп = 0 (на стенде, на старте)

= 105·(200 - 0) = 21000 Н. (2.7)

Скорость истечения газа из реактивного сопла ТВД сС = 200 м/с выбрана на основании анализа формулы Б.С. Стечкина /3/, выведённой для случая оптимального распределения работы цикла между тягой винта и реакцией струи:

сС опт = Vп / ?ред ·?в (2.8)

Как видно из формулы (2.8), чем больше скорость полета Vп и чем меньше КПД винта ?в и КПД редуктора ?ред (даже при постоянстве этих КПД с изменением скорости Vп), тем больше будет оптимальная скорость истечения газа из выходного сопла, и, следовательно, работа реакции струи, и меньше работа, передаваемая на винт. В целях приближения распределения энергии между винтом и реакцией струи к оптимальному в полёте для ТВД с современными параметрами целесообразно на земле (Н = 0, Vп = 0) передавать на винт 85…90 % работы цикла, и, следовательно - 10…15 % оставить на приращение кинетической энергии струи. Этому распределению соответствует сС = 200…350 м/с.

Полная тяга ТВД.

Полная тяга ТВД Р? складывается из тяги, создаваемой винтом Рв и реактивной тяги Рр - тяги, создаваемой за счёт реакции газовой струи, истекающей из сопла двигателя.

Р? = Рв + Рр = 218189,56+ 21000 = 239189,56 Н. (2.9)

Эквивалентная мощность.

Под эквивалентной мощностью Nэ понимают условную мощность, необходимую для вращения такого воздушного винта, который развивал бы тягу, равную суммарной тяге двигателя Р? .

Nэ = Nв0 + Рр / К0 = 21818955,9+ 21000/10 = 23918,956 кВт. (2.10)

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта.

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (Vп = 0) может быть вычислена по формуле:

P? = Nэ·K0 = 23918,956·10 = 239189,56 H (2.11)

Удельный эквивалентный расход топлива

Сэ = GТ.Ч / Nэ = gТ ·GB·3600/ Nэ = = 0,32 кг/(кВт·ч), (2.12)

где GТ.Ч = gТ ·GB·3600 - часовой расход топлива, кг/ч.

GТ.Ч = gТ ·GB·3600 = 0,02·105·3600 = 7560 кг/ч. (2.13)

Для современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне Сэ = 0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.11) удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным ТВД.

Определение удельных параметров ТВД как движителя (ТВД имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур).

Pуд = P? / GВ = 239189,56/ 105 = 2278 (Н·с)/кг (2.14)

Суд = GТ.Ч / Р? = 7560 / 239189,56= 0,032кг/(Н·ч) (2.15)

Количество ступеней турбины.

Количество ступеней турбины zT определяется в зависимости от суммарной работы турбины LT и работы одной её ступени LСТ.T . При степени понижения давления газа в ступени турбины = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину, используемых в современных ГТД ( = 1600…1650 К) удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при = 3,5…4,0 достигает 400…500 кДж/кг. Для расчёта принимаем LСТ.T = 240 кДж/кг, тогда

zT = LT / LСТ.T = 670815,77/240000 = 3 (2.16)

Удельная работа цикла ТВД.

Lц = Le+ = (LT - LK) + = 670815,77- 460917,2 + = 229898,57Дж/кг (2.17)

Внутренний КПД ТВД.

?вн = Lц·?Г / qвн = 229898,57·0,97/876244 = 0,29 (2.18)

Раздел III

3. РАСЧЁТ ПАРАМЕТРОВ ТРДД НА БАЗЕ ТРД

ТРДД более эффективен по сравнению с ТРД и ТВД на средних (дозвуковых и небольших сверхзвуковых) скоростях полёта (800…1200 км/ч). Такие скорости характерны для пассажирских и транспортных самолётов, поэтому ТРДД получили в настоящее время преимущественное применение на самолётах гражданской авиации. Одним из главных итогов применения ТРДД на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах явилось увеличение дальности полёта при той же загрузке, связанное с существенно лучшей экономичностью и меньшей удельной массой ТРДД по сравнению с ТРД. Расчёт параметров ТРДД производится на базе рассчитанного ТРД. Расчёт параметров ТРДД сводится к определению основных параметров (тяги и удельного расхода) при работе на месте с учётом оптимального распределения энергии между контурами. Принимаем схему ТРДД с раздельным выпуском потоков газа и воздуха из первого и второго контуров, соответственно (схема ТРДД без смешения потоков) (рис. 3.1.).

Рис. 3.1. Схема двухконтурного ТРД (ТРДД): 1 - входное устройство; 2 компрессор низкого давления (вентилятор); 3 - компрессор высокого давления; 4 - камера сгорания; 5 - турбина высокого давления; 6 - турбина вентилятора; 7 - сопло наружного контура; 8 - сопло внутреннего контура

3.1 Расчёт основных параметров

Степень двухконтурности m. Под степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный контур GВII к расходу воздуха через внутренний контур GВI ТРДД

m = GВII / GВI (3.1)

В настоящее время наметилась достаточно чёткое разделение ТРДД на три группы:

- с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми скоростями полёта);

- со средними m = 1,0…3,0 и большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с дозвуковыми скоростями полёта).

Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень двухконтурности m = 6,5. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ, который соответствует максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению минимального расхода топлива при заданной тяге. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ определяется формулой

(3.2)

где ?II - коэффициент потерь (КПД) наружного контура.

Коэффициент потерь ?II учитывает все гидравлические потери в проточной части второго контура от сечения Н-Н до сечения CII - CII (рис. 3.1.). По статистическим данным величина коэффициента ?II составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют 15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре. Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент ?II = 0,85.

Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД.

Исходным значением для расчёта полезной работы первого контура LцI принимаем значение полезной работы цикла ТРД - Lц ТРД .

Дж/кг. (3.3)

Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД