Энергетический расчет газотурбинного двигателя. Показатель адиабаты воздуха. Тяга двигателя на расчётном режиме

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСВО ПО ОБРАЗОВАНИЮ

Государственное образовательное учреждение

Высшего профессионального образования

«МАТИ» - РОССИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Кафедра «Двигатели летательных аппаратов и теплотехника»

КУРСОВАЯ РАБОТА

По теме «Энергетический расчет газотурбинного двигателя»

Составитель:

Москва 2010

Исходные данные :

Тип двигателя	ТРДД;
Тяга двигателя на расчётном режиме	R = 130 кН;
Расчётная высота полёта	Н = 0 км;
Число Маха на расчётном режиме	М = 0;
Степень повышения давления воздуха в компрессоре на расчётном режиме	= 25,5;
Температура газа перед турбиной	= 1600 К;
Степень двухконтурности	m = 0,76.

Справочные данные:

Показатель адиабаты воздуха	кв = 1,40;
Показатель адиабаты продуктов сгорания	кг = 1,33;
Коэффициент восстановления давления во входном устройстве при М ≤ 1	σвд = 0,97;
Адиабатический КПД компрессора	= 0,84;
КПД камеры сгорания	ηг = 0,99;
Стехиометрический коэффициент	L0 = 14,8;
Коэффициент восстановления давления в камере сгорания	σкс = 0,95;
Адиабатический КПД турбины	= 0,91;
Коэффициент восстановления давления во втором контуре	σII = 0,98;
Коэффициент скорости в сопле	φс = 0,98;
Газовая постоянная воздуха	RВ = 287 Дж/кг∙К;
Газовая постоянная продуктов сгорания	RГ = 288 Дж/кг∙К;
Теплоёмкость воздуха при постоянном давлении	СРВ = 1004 Дж/кг∙К;
Теплоёмкость продуктов сгорания при постоянном давлении	СРГ = 1131 Дж/кг∙К;
Теплотворная способность топлива	Нu = 43000 кДж/кг∙К.

I. РАСЧЕТ СКОРОСТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА БЕСФОРСАЖНОМ РЕЖИМЕ.

1. Для расчётной высоты полёта Н из таблицы 1 методического указания находим параметры атмосферного воздуха: давление, температура и скорость звука. Давление воздуха на высоте  Н = 0 км Р_Н = 101320 Па; температура воздуха на высоте  Н = 0 км Т_Н = 288 К; скорость звука на высоте  Н = 0 км а = 340 м/с.

МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА.

км	Па	К	м/c	км	Па	К	м/c
0	101320	288	340	13	16570	216	295
0,5	95450	285	338	14	14160	216	295
1,0	89880	282	336	15	12110	216	295
1,5	84560	278	334	16	10350	216	295
2,0	79500	275	332	17	8846	216	295
2,5	74690	272	330	18	7562	216	295
3,0	70120	267	328	19	6465	216	295
4,0	61650	262	324	20	5527	216	295
5,0	54040	256	320	21	4725	216	295
6,0	47210	249	316	22	4040	216	295
7,0	41010	243	312	23	3455	216	295
8,0	35650	236	308	24	2954	216	295
9,0	30790	230	304	25	2526	216	295
10,0	26490	223	299	26	2162	219	297
11,0	22690	216	295	27	1854	222	299
12,0	19390	216	295	28	1594	225	301

2. По числу М определяем скорость полёта самолёта.

v = M∙a = 0∙340 = 0 м/с.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя.

Температура:

;

Давление:

;

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:

5. При дозвуковой скорости коэффициент восстановления давления во входном устройстве соответствует тому, что указан в справочных данных.
6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:

;

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:

8. Адиабатическая работа сжатия воздуха в первом контуре:

;

Действительная работа сжатия воздуха в первом контуре:

;

9. Параметры воздуха за компрессором:

10. Параметры газа на выходе из камеры сгорания:

;

11. Относительный расход топлива в камере сгорания:

12. Давление газа за турбиной:

13. Степень понижения давления в турбине:

14. Работа турбины:

15. Температура газа за турбиной:

16. Давление за компрессором низкого давления:

17. Степень повышения давления в компрессоре низкого давления:

18. Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления:

19. Действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления:

20. Температура за компрессором низкого давления:

21. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:

22. Действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления:

;

23. Температура газа за турбиной высокого давления:

24. Адиабатическая  работа расширения в турбине высокого давления:

;

25. Степень понижения давления в турбине высокого давления:

 

26. Давление за турбиной высокого давления:

27. Давление за турбиной низкого давления:

      28. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

29.Адиабатическая скорость истечения газа из сопла равна критической:

30.Действительная скорость истечения газа:

w_c = w_c.ад∙φ_с = 503,06∙0,98 = 493м/с;

31.Так как сопло в рассматриваемом двигателе сужающееся, и скорость истечения равна критической, термодинамические параметры на срезе сопла определяются по формулам.

Давление:

Температура:

32.Удельная тяга:

33.Секундный расход воздуха, необходимый для создания заданной силы тяги:

34.Расход воздуха через внутренний контур:

35.Расход воздуха через наружный контур:

36.Часовой расход топлива:

37.Удельный расход топлива:

II. РАСЧЕТ СКОРОСТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА ФОРСАЖНОМ РЕЖИМЕ.

Расчет скоростной характеристики на форсажном режиме проводится до сечения за смесителем СМ включительно в той же последовательности и по тем же формулам, что и на бесфорсажном режиме.

ПАРАМЕТРЫ СВОЙСТВ РАБОЧЕГО ТЕЛА И ЗНАЧЕНИЯ ОПЫТНЫХ КОЭФФИЦИЕНТОВ, ПРИНЯТЫХ ПОСТОЯННЫМИ:

               

            

Расчет форсажной камеры и параметров двигателя на форсажном режиме производится в следующей последовательности:

1. Относительный расход топлива в форсажной камере

.

2. Коэффициент избытка воздуха  в форсажной камере

,

3. Давление на выходе из форсажной камеры:

.

4. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла

.

5. Скорость истечения из сопла

6. Давление на срезе сопла

.

7. Температура на срезе сопла

.

8. Удельная тяга

.

9.Удельный расход топлива

.

10. Тяга двигателя

.

11. Абсолютный расход топлива

.

III.   РАСЧЕТ СКОРОСТНОЙ И ВЫСОТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ.

После определения параметров двигателя на расчётном режиме, можно приступать к расчёту высотной характеристики. При расчёте скоростной характеристики используются численные значения следующих величин, которые были определены при энергетическом расчёте:

 - адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления;

 - действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления;

- адиабатическая работа сжатия в компрессоре высокого давления;

- действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления;

 - степень понижения давления в турбине низкого давления;

 - степень понижения давления в турбине высокого давления;

- температура газа за турбиной низкого давления;

- скорость истечения газа из сопла.

Расчёт скоростной характеристики производим при постоянном значении высоты полёта Н = 10 км определяемых рядом значений числа М. Вычислим скоростную характеристику для числа Маха М = 0.

1. По таблице определяем параметры атмосферного воздуха на данной высоте