
- •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
7.4 Соотношение реактивных скоростей в контурах
В упражнениях 7.1 и 7.2, также как и на рисунках 7.3 и 7.4, принималось, что скорость потока внешнего контура равна скорости потока реактивного сопла газогенератора. На рисунке 7.5 показаны числовые результаты для того же самого газогенератора, который рассматривался в упражнении 7.1 и на рисунках 7.3 и 7.4. Самый низкий удельный расход топлива и самая высокая тяга нетто получаются при условии, что Vjb / Vjc ≈ 0.78. От ранее полученного оптимума с более простым предположением о коэффициенте Vjb / Vjc = 1.00, отличие на величину менее 1%. При более серьёзном подходе к проектированию, несомненно, учитывается неравенство реактивных скоростей, но для простоты и с целью получения навыков нашим условиям чаще удовлетворяет более простое и удобное предположение.
Хотя различия в тяге и расходе топлива довольно малы, таблица 7.1 отражает характеристики потоков внешнего и основного контуров. В таблице приведены значения для постоянной степени двухконтурности, равной 6 при тех же самых условиях на входе в турбину НД, что использовались в упражнениях 7.1 и 7.2.
Условия для построения таблицы 7.1, отражающей характеристики потоков внешнего и основного контуров, взяты из рисунка 7.3.
Таблица 7.1 Сравнение с неравными и равными реактивными скоростями.
Потоки: |
Vjb = 0.78 ∙ Vjc: |
Vjb = Vjc: |
|
Поток от газогенератора: |
Vjc: |
498 (м / сек) |
403 (м / сек) |
P05: |
62.2 (кПа) |
48.3 (кПа) |
|
T05: |
622 (К) |
585 (К) |
|
T045 – T05: |
324 (К) |
361 (К) |
|
Площадь сопла: |
0.72 (м2) |
0.92 (м2) |
|
Поток второго контура: |
Vjb: |
388 (м / сек) |
403 (м / сек) |
P013 / P02: |
1.70 |
1.81 |
|
T013: |
306.5 (К) |
312.9 (К) |
|
Площадь сопла: |
2.42 (м2) |
2.31 (м2) |
Рисунок 7.5. Изменение удельного расход топлива и тяги в зависимости от скорости реактивного потока внешнего и основного контуров.
Резюме темы 7
При проектировании двигателя с большой степенью двухконтурности должны быть выбраны решения относительно разделения мощности между потоками внешнего и основного (т.е. проходящего через газогенератор) контуров. Выгоднее было бы принять равные скорости для каждого из контуров, ведь ошибка, связанная с этим допущением, вызывает погрешность для тяги нетто или удельного расхода топлива, не превышающую величины одного процента.
При повышении степени двухконтурности повышается показатель продвигающей эффективности и понижается удельный расход топлива. Уменьшение влияние степени двухконтурности при её повышении, связано с лобовым сопротивлением мотогондолы, снижающей выгоды, предсказанные для «голого» двигателя. Кроме того, из-за увеличения веса двигателя в связи с ростом степени двухконтурности, оптимальная степень двухконтурности для производства прибыли будет более низкой, чем вычисленная для минимального удельного расхода топлива.
Уменьшение шума стало важным и одним из главных в оценке эффективности двигателя для большого самолёта. Уровень шума понижается, при уменьшении реактивной скорости и скорости вращения вентилятора; однако это приводит к тому, что у летательного аппарата сокращается дальность полёта и количество топлива на борту.
Общепринято использование степени двухконтурности, как характеристики двигателя. Размеры газогенератора и вентилятора характеризуются массовыми потоками, проходящими через них. Поскольку технология не стоит на месте и продвигается, отношение давлений и температура на входе в турбину для новых двигателей увеличились, и в результате газогенератор производит большее количество мощности для той же самой массы потока, проходящей через него. Это означает, что если поддерживать степень двухконтурности постоянной, то реактивная скорость потока внешнего контура повысится, а при поддержании постоянной реактивной скорости увеличится степень двухконтурности.
Лучшей характеристикой двигателя (для его продвигающей эффективности и уровня издаваемого шума) является удельная тяга. В качестве таковой выступает тяга нетто на единицу массы потока, проходящего через двигатель, которая равна разности между средней реактивной скоростью и скоростью совершаемого полёта. В общепринятых единицах измерения СИ удельная тяга выражается в м / сек.
Двигатель теперь может быть охарактеризован величинами его размера, степени повышения давления, степени двухконтурности и удельной тяги.
Тема 8 |
Расчет параметров и размерный анализ |