Машиностроение \ Теория авиационных двигателей

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

Страницы работы

50 страниц (Word-файл)
Скачать файл

Фрагмент текста работы

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 РН = 101320 Па; температура воздуха на высоте  Н = 0 км ТН = 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
  1. По числу М определяем скорость полёта самолёта.

v = M∙a = 0∙340 = 0 м/с.

  1. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя.

Температура:

;

Давление:

;

  1. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор:

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

;

  1. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве:

  1. Адиабатическая работа сжатия воздуха в первом контуре:

;

Действительная работа сжатия воздуха в первом контуре:

;

  1. Параметры воздуха за компрессором:

  1. Параметры газа на выходе из камеры сгорания:

;

  1. Относительный расход топлива в камере сгорания:

  1. Давление газа за турбиной:

  1. Степень понижения давления в турбине:

  1. Работа турбины:

  1. Температура газа за турбиной:

  1. Давление за компрессором низкого давления:

  1. Степень повышения давления в компрессоре низкого давления:

  1. Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления:

  1. Действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления:

  1. Температура за компрессором низкого давления:

  1. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления:

  1. Действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления:

;

  1. Температура газа за турбиной высокого давления:

  1. Адиабатическая  работа расширения в турбине высокого давления:

;

  1. Степень понижения давления в турбине высокого давления:

 

  1. Давление за турбиной высокого давления:

  1. 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:

wc = wc.ад∙φс = 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

Похожие материалы

Информация о работе

ВУЗ:
Российский государственный технологический университет имени К. Э. Циолковского («МАТИ» — РГТУ)
Предмет:
Теория авиационных двигателей
Тип:
Курсовые работы
Категория:
Машиностроение (Технические предметы)
Размер файла:
658 Kb
Скачали:
0
Скачать файл