
- •1 Изменение импульса
- •13.2 Требования к боевому самолету
- •3.2 Тяговая эффективность
- •2.3 Уравнение дальности Брегэ
- •7.3 Удельный расход топлива с учетом установки двигателя на самолет
- •13.1 Типы боевых самолетов
- •5.3 Температура на входе в турбину
- •Билет № 5
- •15.3 Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов
- •15.4 Некоторые ограничения для двигателей боевых самолетов
- •3.3 Полная эффективность
- •11.3 Вентилятор
- •13.3 Параметры изучаемого проекта
- •14.1 Подъем и ускорение
- •15.3 Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов
- •11.4 Центральный компрессор ( компрессор вд)
- •4.3 Гтд, Тепловая эффективность цикла
- •Билет № 10
- •6.2 Статическое и заторможенное состояния
- •2. Влияние параметров цикла на его работу. (4.2)
- •4.2 Изоэнтропическая эффективность процессов и работа цикла
- •15.2.8 Сверхзвуковое входное устройство
- •2.5 Масса двигателя и расход топлива
- •Билет № 12
- •10.1 Выделение химической энергии
- •10.2 Относительный расход топлива и температура перед турбиной
- •4.1 Принцип работы газовой турбины
- •10.3 Скорость горения и стабилизация пламени
- •10.4 Ограничения подачи топлива и эффективность горения
- •4.2 Изоэнтропическая эффективность процессов и работа цикла
- •10.6 Эмиссия: возникновение, управление и контроль
- •Билет № 15
- •15.2.5 Турбина
- •1.5 Стандартная атмосфера
- •11.5 Характеристики турбин
- •5.1 Турбореактивный и двухконтурный
- •9.3 Осевая турбина
- •5.2 Двигатели большой степени двухконтурности
- •5.4 (C). Двигатель General Electric «ge90», (диаметр вентилятора на входе 3.12м).
- •11.4.1 Определение эффективности, изоэнтропическая и политропическая эффективность
- •19.3. Эффекты изменения параметров выполненного двигателя
- •Билет № 19
- •5.3 Температура на входе в турбину
- •7.1 Определения и условные обозначения
- •Билет № 20
- •15.2.3 Основной компрессор
- •7.2 Определение реактивной скорости и степени повышения давления в вентиляторе
- •16.2 Полный расчет двигателя
- •15.2.5 Турбина
- •15.1 Удельная тяга
- •15.2 Особенности двигателей с высокой удельной тягой
- •15.2.1 Смешение потоков газогенератора и внешнего контура
- •15.2.4 Камера сгорания
- •16.2 Полный расчет двигателя
- •1.6 Проблемы окружающей среды
- •12.2.1 Отношение давлений в турбине. Баланс мощностей турбины и компрессора
- •11.2 Реактивное сопло
- •17.3.2 Баланс мощности вала нд
- •15.2.3 Основной компрессор
- •15.2.6 Форсажная камера
- •4.4 Свойства газа (рабочего тела)
- •11.1 Свойства газов в газовой турбине
- •6.4 Приведенный массовый поток
- •11.4.2 Нерасчетные режимы многоступенчатых компрессоров
- •16.1 Стандарт технологии
- •9.1. Уравнение работы Эйлера
- •9.3 Осевая турбина
- •8.3 Безразмерное представление тяги
- •17.4 Влияние изменения температуры перед турбиной
- •Осевой центральный компрессор
- •8.2 Безразмерные переменные двигателя
- •9.2(2) Осевая турбина
- •8.4 Практические параметры для вычислений
- •Билет № 33
- •16.2 Полный расчет двигателя
- •15.2.4 Камера сгорания
- •1.4 Используемые единицы
- •15.2.2 Компрессор нд или вентилятор
- •9.2 Коэффициент расхода и коэффициент работы
- •15.2.7 Реактивное сопло
- •16.4 Выбор степени повышения давления вентилятора
- •15.5 Режимы работы двигателя
- •14.1 Подъем и ускорение
- •16.3 Выбор полной степени повышения давления
- •19.2 Эффекты изменения параметров на стадии проектирования
- •14.1 Подъем и ускорение
- •Билет № 41
- •16.3 Выбор полной степени повышения давления
- •19.5 Проект самолета большой дальности
14.1 Подъем и ускорение
Подъемная сила L связана с динамическим напором и коэффициентом подъёмной силы:
, |
(14.1) |
где А - площадь крыла. Для установившегося полёта величина подъёмной силы равна весу самолёта m · g, т. о. m · g / A определяет нагрузку крыла. Обратите внимание, в таблице 13.2, величина нагрузки на крыло самолёта F-16 меньше половины величины самолёта Boeing 747-400. Низкая нагрузка на крыло, как следствие больших габаритов крыльев относительно веса всего самолёта, необходима для увеличения маневренности. Хотя форма крыльев влияет на подъёмную силу, производимую при данной скорости полёта и плотности воздуха, наиболее важным параметром, определяющим максимальный взлётный вес, является площадь крыла. Площадь крыла устанавливается весом самолета и определяется нагрузкой крыла. Для самолёта (NFA), нагрузка крыла принимается равной 3 500 Н / м2.
При совершении взлёта и посадки коэффициент подъемной силы повышается за счёт использования щитков закрылок, предкрылков или эффекта выдувания, но для большой скорости полёта подобное используется редко. Верхний предел коэффициента подъёмной силы зависит от числа Маха, но для различных самолётов-истребителей эта величина находится в пределах небольшого диапазона. Для рассматриваемой нами задачи, максимальная величина коэффициента подъёмной силы будет меняться от значения 1.00 для числа Маха М = 0.7, до 0.4 для М = 1.5; для простоты и удобства расчётов, в этом интервале чисел Маха будет принята линейная зависимость.
Максимальное ускорение и величина перегрузки, которая может быть достигнута, определяется пиковой величиной коэффициента подъёмной силы. Для угловой скорости разворота, главную , определяющую роль имеют площадь крыла и динамическое давление.
Двигатель боевого самолета. Порядок вычисления параметров
камеры смешения. (16.2)
а 16.2 Полный расчет двигателя
В двухконтурном двигателе со смешением, подобном тому, что изображён на рисунке 15.1, с установленной геометрией и уровнем технологии, достаточно двух параметров, чтобы определить тип двигателя. Первый параметр - это полное отношение давлений
Р03 / Р02, а второй параметр - отношение давлений между входом в компрессор и входом в реактивное сопло, Р08 / P02. Это второе отношение давлений, пренебрегая потерями давления в каналах и при смешивании, равно степени повышения давления в компрессоре НД (или вентиляторе) Р013 / Р02. Таким образом, определение отношения давления Р03 / Р02 и Р013 / Р02, вместе с T04 / T02 , является достаточным, для определения общей работы двигателя (то есть величины его удельной тяги и удельного расхода топлива).
Для данной полной степени повышения давления Р03 / Р02 и степени повышения температуры T04 / T02 существует определенное количество мощности, необходимое для привода вентилятора. Если выбранное отношение давлений вентилятора повысить, массовая норма потока, сжатого в нём, должна быть уменьшена, другими словами, должна понизиться степень двухконтурности. Небольшое изменение степени повышения давления может вызвать большое изменение в степени двухконтурности, потому что увеличение в степени повышения давления не только увеличивает работу на единицу массы требуемой вентилятором, но также увеличивает давление за турбиной НД и поэтому уменьшает выход её мощности.
Полные вычисления
С введением упрощения по использованию полной степени повышения давления и степени повышения давления вентилятора, принятыми как исходные параметры, вычисления всего цикла двигателя стали заметно проще. Условия торможения на входе в компрессор, в сечении 2, определяются высотой полёта, числом Маха и потерями на входе (которые обычно ощущаются на сверхзвуковых скоростях полёта). Отношение давлений вентилятора устанавливает давление торможения на входе в компрессор ВД - Р023. В данном случае принимается, что вентилятор создаёт равное давление торможения и температуру торможения в каналах внешнего контура и газогенератора, то есть, Р023 = P013 и Т023 = Т013. При известной эффективности вентилятора, соответствующая температура и отношение давлений для основного потока в вентиляторе, составляют:
Подобное выражение связывает температуру торможения и давление за компрессором Т03 и Р03.
Поток топлива в основной камере сгорания, требуемый для повышения температуры на входе в турбину Т04 определяется выражением, представленным в разделе 11.6. В данном случае в сгорании участвует не весь поток воздуха, так как некоторая его часть используется, для охлаждения турбины, но всё же добавляется масса топлива; поэтому массовый поток газа, за сопловым аппаратом турбины ВД, определяется как: (с удельной теплоёмкостью Cpe). Так как температура на входе в турбину определяется для всей смеси исходя из температуры на выходе из статора турбины и воздуха охлаждения лопаток соплового аппарата, они и включены в уравнение баланса, приведённое ниже:
, |
(16.3) |
где - массовый поток воздуха на выходе из соплового аппарата турбины. Процесс горения не совсем полон к моменту времени, когда газы покидают камеру сгорания, и при более детальном рассмотрении, эффективность процесса горения уменьшила бы тепловую величину. Эффективность процесса горения, в большинстве операционных режимов, вероятно, будет более 98 %.
Мощность турбины ВД должна равняться мощности компрессора ВД с основным массовым потоком воздуха через компрессор и определяться, как:
, |
(16.4) |
откуда можно выразить величину Т045. Тогда, зная величину отношения Т045 / Т04, величину политропической эффективности турбины и k для продуктов сгорания, можно рассчитать отношение давлений турбины ВД, используя политропическое соотношение:
, |
(16.5) |
где Т045 и P045 могут быть определены, как условия на выходе из турбины ВД .
Охлаждающий воздух ротора турбины ВД (с массовой величиной потока равной разности и температурой за компрессором Т03) при смешении с постоянным давлением, даёт температуру смеси Т045’ (Обратите внимание на штрих):
. |
(16.6) |
Ниже по потоку принимаем, что смесь имеет ту же удельную теплоемкость и величину k газа, как и для сечения 45, что является приближением, достаточно удовлетворительным, так как охлаждающий воздух представляет только малую долю полного потока газа. При прохождении через турбину НД:
. |
(16.7) |
Для случая, когда в двухконтурном двигателе со смешением Р05 = P013. (Напомним, что здесь, в качестве упрощения было принято, что поток внешнего контура и основной поток за вентилятором, имеют одинаковые величины температур и давлений, то есть T013 = T023 и P013 = P023). Так как определено давление P05, тогда известно и отношение температур в турбине. Т045’, определяемая из уравнения смешения (или уравнения 16.5), используется после того, как становится известна величина температуры за турбиной ВД - Т045. Ниже по потоку турбины НД появляется ещё один процесс смешения:
. |
(16.8) |
Мощность турбины НД, пропуская массовый поток ( ), должна равняться мощности вентилятора. Вентилятор пропускает массовый поток так, что баланс мощности для вала НД принимает вид:
. |
(16.9) |
Когда отношение давлений вентилятора и полное отношение давлений представляются через параметры на входе, целесообразнее использовать уравнения 16.3 - 16.9, позволяющие выполнить прямое вычисление всех температур и давлений в двигателе. Однако, если вместо степени повышения давления вентилятора даётся степень двухконтурности, необходимо провести повторный перерасчёт, варьируя величиной степени повышения давления вентилятора.
Ниже по потоку турбины НД, когда потоки газогенератора и внешнего контура смешиваются, а форсажная камера не включена, температура однородной смеси получается из уравнения:
. |
(16.10) |
где Cpm - удельная теплоёмкость смешанного потока.
При включенной форсажной камере температура смешения без дожигателя может быть использована для составления уравнения баланса энергии, позволяющего определить расход топлива , необходимый форсажной камере, для повышения величины температуры T06, до уровня, требуемого в горле реактивного сопла, Т08 = Т0ab:
. |
(16.11) |
Процесс горения обычно не полон к тому времени, когда газы входят в реактивное сопло и при более детальном изложении, эффективность от процесса горения в форсажной камере должна быть представлена умноженной на величину LCV (то есть на низшую теплотворную способность). Величина этой эффективности составляет приблизительно 90 %.