
- •Конспект лекций Jet Propulsion.
- •Содержание
- •Об изучении дисциплины.
- •Тема 1 Дальнемагистральный самолёт, основные данные и облик
- •1.0 Введение
- •1.1 Коммерческий облик (основные данные)
- •1.2 Дальнемагистральный самолет
- •1.3 Двигатель для дальнемагистрального самолёта
- •1.4 Используемые единицы
- •1.5 Стандартная атмосфера
- •1.6 Проблемы окружающей среды
- •Тема 2 Аэродинамика самолета
- •2.0 Введение
- •2.1 Параметры крыла
- •2.2 Подъемная сила, лобовое сопротивление, расход топлива и дальность полета
- •2.3 Уравнение дальности Брегэ
- •2.4 Выбор тяги двигателя
- •2.5 Масса двигателя и расход топлива
- •Тема 3 Создание тяги в реактивном двигателе
- •3.0 Введение
- •3.1 Изменение импульса
- •3.2 Тяговая эффективность
- •3.3 Полная эффективность
- •Тема 4 Цикл газовой турбины.
- •4.0 Введение
- •4.1 Принцип работы газовой турбины
- •4.2 Изоэнтропическая эффективность процессов и работа цикла
- •4.3 Гтд, Тепловая эффективность цикла
- •4.4 Свойства газа (рабочего тела)
- •4.5 Газовая турбина и реактивный двигатель
- •5.0 Введение
- •5.1 Турбореактивный и двухконтурный
- •5.2 Двигатели большой степени двухконтурности
- •5.4 (C). Двигатель General Electric «ge90», (диаметр вентилятора на входе 3.12м).
- •5.3 Температура на входе в турбину
- •Тема 6 Элементы механики течения сжимаемого газа
- •6.0 Введение
- •6.1 Несжимаемый и сжимаемый поток(течение)
- •6.2 Статическое и заторможенное состояния
- •6.3 Запертое сопло
- •6.4 Приведенный массовый поток
- •7.1 Определения и условные обозначения
- •7.2 Определение реактивной скорости и степени повышения давления в вентиляторе
- •7.3 Удельный расход топлива с учетом установки двигателя на самолет
- •Р исунок 7.4
- •7.4 Соотношение реактивных скоростей в контурах
- •8.0 Введение
- •8.1 Параметры и характеристики двигателя
- •8.2 Безразмерные переменные двигателя
- •8.3 Безразмерное представление тяги
- •8.4 Практические параметры для вычислений
- •9.0 Введение
- •9.1. Уравнение работы Эйлера
- •9.2 Коэффициент расхода и коэффициент работы
- •9.3 Осевая турбина
- •9.4 Осевой центральный компрессор
- •9.1(2) Лопатки осевых компрессоров и турбин
- •9.2(2) Осевая турбина
- •9.3(2) Осевой центральный компрессор
- •Тема 10 Камера сгорания
- •10.1 Выделение химической энергии
- •10.2 Относительный расход топлива и температура перед турбиной
- •10.3 Скорость горения и стабилизация пламени
- •10.4 Ограничения подачи топлива и эффективность горения
- •10.5 Охлаждение стенок кольцевых камер сгорания
- •10.6 Эмиссия: возникновение, управление и контроль
- •11.0 Введение
- •11.1 Свойства газов в газовой турбине
- •11.2 Реактивное сопло
- •11.3 Вентилятор
- •11.4 Центральный компрессор ( компрессор вд)
- •11.4.1 Определение эффективности, изоэнтропическая и политропическая эффективность
- •11.4.2 Нерасчетные режимы многоступенчатых компрессоров
- •11.5 Характеристики турбин
- •12.0 Введение
- •12.1 Допущения и упрощения
- •12.2 Одновальный турбореактивный двигатель
- •12.2.1 Отношение давлений в турбине. Баланс мощностей турбины и компрессора
- •12.2.2 Согласование работы турбины и реактивного сопла
- •12.2.3 Рабочая линия компрессора
- •12.3 Двухвальный турбореактивный двигатель
- •12.4 Двухвальный турбовентиляторный двигатель большой степени двухконтурности.
- •12.5 Трехвальный турбовентиляторный двигатель большой степени двухконтурности.
- •13.0 Введение
- •13.1 Типы боевых самолетов
- •13.2 Требования к боевому самолету
- •13.3 Параметры изучаемого проекта
- •14.0 Введение
- •14.1 Подъем и ускорение
- •14.2 Лобовое сопротивление и подъемная сила
- •14.3 Энергетическая и специфическая избыточная мощность
- •14.4 Эксплуатация на пониженных режимах
- •14.5 Управляемый вектор тяги
- •15.0 Введение
- •15.1 Удельная тяга
- •15.2 Особенности двигателей с высокой удельной тягой
- •15.2.1 Смешение потоков газогенератора и внешнего контура
- •15.2.2 Компрессор нд или вентилятор
- •15.2.3 Основной компрессор
- •15.2.4 Камера сгорания
- •15.2.5 Турбина
- •15.2.6 Форсажная камера
- •15.2.7 Реактивное сопло
- •15.2.8 Сверхзвуковое входное устройство
- •15.3 Термодинамический цикл двигателей боевых самолетов
- •15.4 Некоторые ограничения для двигателей боевых самолетов
- •15.5 Режимы работы двигателя
- •16.0 Введение
- •16.1 Стандарт технологии
- •16.2 Полный расчет двигателя
- •16.3 Выбор полной степени повышения давления
- •16.4 Выбор степени повышения давления вентилятора
- •16.5 Размер двигателя для максимального режима
- •16.6 Эффект дожигания (использования форсажа)
- •16.7 Эффект изменений в принятых параметрах
- •17.0 Введение
- •17.1 Значение нерасчетных режимов
- •17.2 Альтернативные проекты
- •17.3 Модель двухконтурного двухвального двигателя
- •17.3.1 Запертые турбины
- •17.3.2 Баланс мощности вала нд
- •17.3.3 Расход воздуха
- •17.3.4 Метод решения
- •17.4 Влияние изменения температуры перед турбиной
- •17.5 Размерный анализ и расчет характеристик
- •17.6 Проекты 1 и 2 двигателя на максимальном и боевом режимах
- •17.7 Работа двигателя при пониженной тяге
- •18.0 Введение
- •18.1 Компрессоры
- •18.2 Турбины
- •19.0 Введение
- •19.1 Смешение потоков в двигателе высокой степени двухконтурности
- •19.2 Эффекты изменения параметров на стадии проектирования
- •19.3. Эффекты изменения параметров выполненного двигателя
- •19.4 Высокоскоростной гражданский транспорт
- •19.5 Проект самолета большой дальности
Тема 4 Цикл газовой турбины.
4.0 Введение
Газовая турбина имеет много применений, но наиболее широко используется как реактивный двигатель. В последние несколько лет, как появились идеи использования природного газа в качестве генератора электричества, газовые турбины стали также важными составляющими энергетики. Многие газовые турбины, используемые на судах и наземных стационарных установках, получены из двигателей самолёта; другие газовые турбины, предназначенные для земли или морского использования, основаны на технологии, полученной для авиационных двигателей.
Достоинство газовой турбины как двигателя самолёта состоит в большой выходной мощности относительно веса и размеров двигателя - это явилось главной целью в разработке газовой турбины.
В этой теме рассмотрены циклы простых газовых турбин и определён метод расчёта мощности и эффективности. Изложение материала упрощено, в качестве рабочего тела используется идеальный газ, хотя в некоторых примерах для более эффективной оценки и более реалистичных предположений будет использоваться газовая смесь. Такая замена принята повсюду, где это позволяет техническая термодинамика, хотя здесь не будут изложены её первый и второй законы. Однако, в приложении к этой теме даётся краткий раздел, чтобы напомнить тем, чьи знание технической термодинамики ослабли и просветить тех, у кого в силу тех или иных обстоятельств не было возможности изучить термодинамику.
4.1 Принцип работы газовой турбины
Основные части газовой турбины схематично показаны на рисунке 4.1. Воздух сжимается в компрессоре, а в камере сгорания топливо сжигается в сжатом воздухе. Горячий газ высокого давления из камеры сгорания входит в турбину. Чаще всего турбина имеет несколько ступеней, одна или более вращают компрессор, остальные воспроизводят полезную нагрузку. Турбина может находиться на одном валу с компрессором и передавать на нее нагрузку, или же находиться на отдельном валу со своей нагрузкой. Под термином нагрузка понимается электрический генератор переменного тока, винт судна или вентилятор на входе в реактивный двигатель с большой степенью двухконтурности.
Рисунок 4.1. Разновидности газовых турбин
В центральной части газовой
турбины находятся: компрессор, камера
сгорания и турбина, ведущая компрессор,
вместе часто называемые
газогенератором, причём
этот генератор может быть размещён в
различных частях, и иметь разнообразное
применение. На рисунке 4.1, мощность
турбины
используется, чтобы частично снабжать
полезную мощность
и мощность компрессора
,
в эквивалентном соотношении
.
В этой теме не будет рассмотрено создание
от газогенератора, но стоит отметить
специальный случай, когда вся мощность
двигателя используется для ускорения
основного потока и привода реактивного
самолёта. Ранее это был основной тип
двигателей, но позже его популярность
уменьшилась, хотя его всё еще используют
на сверхзвуковых скоростях. СПС Concord,
например, летает только на турбореактивных
двигателях. Реактивные самолёты могут
также летать на дозвуковых скоростях,
когда экономия топлива не столь значима,
а вес и окупаемость имеют важное значение,
например ракеты или беспилотные мишени.
На рисунке 4.2. ЭФФЕКТИВНОСТЬ компрессора
и турбины приняты равными 0.9.
Рисунок 4.2. Графики зависимостей температуры от энтропии и объёма от давления, для циклов газовых турбины. Отношение давлений 40, T02 = 288 K, T04 = 1 700 K, ηC = ηT = 0.90; s = 0 для P = Pa и T = 288 K
Первый закон термодинамики
может применяться к установившемуся
процессу работы двигателя, когда воздух
входит в двигатель с температурой
T2
и выходит из него с температурой Т5.
(Может показаться странным, что за
начальные условия принято состояние
2, но это принято в соответствии с
рекомендуемыми нормами эксплуатации
двигателей самолёта.) Если эффект
сжигания представлен эквивалентной
передачей газа
,
то первый закон термодинамики приобретает
вид:
|
(4.1) |
где Δh характеризует разность энтальпии потока воздуха на входе и выходе в заторможенном состоянии. Массовым расходом топлива в этом уравнении пренебрегают. Если выхлопной газ может быть смоделирован как совершенный газ, с теми же самыми свойствами как воздух, то уравнение 4.1 примет вид:
Процесс горения представлен как эквивалент теплопередачи:
что, в свою очередь, может быть записано через уравнение с использованием низшей теплотворной способности топлива:
|
(4.2) |
Для керосина, или других видов подобных ему топлив, используемых в двигателях летательных аппаратов, низшая теплотворная способность LCV = 43 МДж/кг. Эта величина настолько больше удельной теплоёмкости воздуха (значение которой равняется CP = 1.005 кДж / кг ∙ K) что маленькая струйка топлива достаточна, чтобы существенно повысить температуру для намного большей массы воздуха.
Главные процессы газовой турбины, в которой сжигается топливо, могут быть представлены эквивалентной газовой турбиной с замкнутым циклом, процессы которого легче изобразить графически. На рисунке 4.2 показана зависимость температуры от энтропии (в координатах T - s) и объёма от давления (в координатах P - V) для газовой турбины замкнутого цикла. На входе в компрессор задаются параметры температуры T2 и внешнего давления Pa. Верхнее давление P3 = P4, т.е. при передаче теплоты происходит повышение температуры, происходит процесс, эквивалентный горению; для простоты принимается, что в камере сгорания давление не падает. Повышенная температура снижается в турбине, и когда давление в газовой турбине открытого цикла достигает величины атмосферного давления, компрессор начинает втягивать новый воздух с тем же самым давлением, но с окружающей температурой. После сгорания газ с температурой Т4 входит в турбину. Работа, затраченная на единицу нагретой массы воздуха, показана на рисунке 4.2 в координатах T – s. (Хотя фактически, график отражает работу, разделённую на удельную теплоемкость, W / CР = разности температур).
На рисунке 4.2 свойства рабочего тела будут приниматься как для чистого воздуха, со свойствами идеального газа: CP = 1.005 кДж / кг ∙ К, k = 1.40, R = 0.287 кДж / кг ∙ К. Это достаточно подходящее приближение, которое может быть уточнено (более подробно рассматривается в разделе 4.4, и позже в Теме 11), которое для существующей цепочки рассуждений наиболее приемлемо и удобно.