
- •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
1.4 Используемые единицы
Данные в Таблице 1.1 величины приведены в единицах СИ. Это обычное явление, но поскольку производство часто находится на территории Соединенных Штатов (которые не спешат видеть преимущества единиц СИ), полезно помнить единицы перевода:
1 фунт массы |
= |
0.4536 кг (1000 кг = 1 тонн) |
1 фунт силы |
= |
4.448 Н (Ньютон) |
1 фут |
= |
0.3048 м |
1 навигационная миля |
= |
1.829 км |
1 узел |
= |
1 нм / час = 0.508 м / сек |
Навигационная миля - это расстояние дуги по поверхности земли, соответствующее 1 минуте широты (между Северным и Южным полюсами), при рассмотрении поверхности земли как сферы, это эквивалентно 1 минуте долготы (восточной или западной) по экватору (длина окружности земли по экватору, вычисляется как 360 ∙ 60 навигационных миль)
Данные в Таблице 1.1 также отражают скорость крейсерского полёта и число Маха, которое определяется как отношение скорости полёта к скорости звука, соответствующей данным условиям. Везде, где возможно, используем аэродинамические показатели и характеристики дальнемагистрального самолёта. Безразмерное число Маха - одно из наиболее важных при определении назначения самолёта. Скорость звука определяется как:
Где T - атмосферная температура, соответствующая данным условиям (то есть статическая температура), k - отношение теплоемкостей CP / CV для воздуха принято 1.40 и R - газовая постоянная 0.287 кДж/кг ∙ К . Так как CP =( k ∙ R ) / ( k – 1 ) отсюда следует, что CP = 1.005 кДж / кг ∙ K. Эти величины параметров атмосферы будут использоваться для характеристики газа в двигателе (Темы 1-10). Они недостаточно точны для использования в реальном проекте, особенно для характеристики элементов камеры сгорания (таких как подача воздуха и повышение температуры). Но это упрощение удовлетворяет первой части курса и облегчает дальнейший расчёт в следующих частях.
Упражнение 1.1
Самое короткое расстояние между двумя точками на поверхности земли – расстояние по дуге, которое, для совершенной сферы будет равно радиусу земли Re умноженному на угол A, находящийся между векторами от центра земли к точкам на поверхности.
Выразите позиции точек 1 и 2 на поверхности земли в Декартовых координатах векторов из центра земли, используя θ1 и φ1, для обозначения широты и долготы соответственно для точки 1 и аналогично θ2 и φ2 для точки 2. Используйте формулу:
.
Найдите самое короткое расстояние в навигационных милях между Лондоном (широта 51.5 ° с.ш., долгота 0) и Сиднеем в Австралии (широта 33.9 ° ю.ш., долгота 151.3 ° в.д.). Решите задачу для заданных пунктов.
(Ответ: 9168)
1.5 Стандартная атмосфера
Атмосфера, в которой летают самолеты, зависит от высоты: давление, температура и плотность понижаются с увеличением высоты. Температурный коэффициент на высоте зависит, прежде всего, от поглощения солнечной радиации каплями воды и последующего его отражения обратно в космос. На высоте сезонные изменения, изменения с местоположением и временем суток менее заметны, чем на поверхности земли, поэтому считается нормальным использование стандартной атмосферы при рассмотрении летательного аппарата и работы двигателя. Температура, плотность и давление согласно Международной Стандартной Атмосфере (МСА), показаны на рисунке 1.1. Стандартные атмосферные условия над уровнем моря: TS/ = 288.15 К, PS/ = 101.3 кПа, ρS/ = 1.225 кг/м3
Стандартная температура атмосферы принята так, что уменьшается линейно с изменением высоты по 6.5 К на каждые 1000 м высоты ниже тропопаузы (которая в стандартной атмосфере принята за высоту 11 000 м. ( 36 089 футов), но остаётся постоянной выше этой высоты и составляет 216.65 K. Как было отмечено ранее, единицы СИ не являются общепринятыми в авиации, и управление воздушным движением самолёта определяется коридорами на различных высотах, назначенных в футах. Крейсерский полёт часто происходит на высоте в 31 000 футов, коридоры отделены расстоянием в 2 000 футов. Хотя этот курс основан на единицах СИ, высоты для гражданских самолётов будут даваться в футах. Приведённая ниже Таблица 1.3 может быть полезна при переводе величин:
Таблица 1.3 Обозначения соответствий Международной Стандартной Атмосфере*
Высота |
Температура (К): |
Давление (105 Па): |
Плотность (кг / м3): |
|
(футы): |
(км): |
|||
0 |
0 |
288.15 |
1.013 |
1.225 |
31 000 |
9.45 |
226.73 |
0.287 |
0.442 |
33 000 |
10.05 |
222.82 |
0.260 |
0.336 |
35 000 |
10.67 |
218.80 |
0.238 |
0.380 |
37 000 |
11.28 |
216.65 |
0.214 |
0.344 |
39 000 |
11.88 |
216.65 |
0.197 |
0.316 |
41 000 |
12.50 |
216.65 |
0.179 |
0.287 |
51 000 |
15.54 |
216.65 |
0.110 |
0.179 |
* Также известна как стандартная атмосфера ИКАО – Международной организации гражданской авиации.
Рис 1.1 Международная Стандартная Атмосфера
Давление изменяется интенсивнее, чем температура и эти расхождения достигают максимального значения вблизи поверхности земли. Такое явление можно наблюдать, например, в аэропортах Северной Америки, где температура зимой достигает -40ºC, а летом доходит +40ºC (в течение одного года). Отклонения от стандартных условий часто вызваны высотой расположения аэропорта относительно уровня моря. Аэропорт города Иоганнесбурга, например, находится на высоте 5 557 футов выше уровня моря, и температура для этой высоты должна бы составить около -4.0ºC, на самом деле в жаркий день, когда температура воздуха будет равна +35ºC, в аэропорту Иоганнесбурга она составит +31ºC.
Упражнение 1.2
Выразите максимальный взлетный вес для ДМС в фунтах (единицах, используемых во многих авиакомпаниях мира), сделайте приблизительную оценку времени полета для дальности 8000 нм, если бы весь крейсерский полет совершался на начальных значениях высоты и числа Маха
(Ответ: дальность = 14632 км; высота = 9448 м.; mвзл=141060фунтов; время полета≈ 15.8 часа)
Упражнение 1.3*
Найти скорость крейсерского полета в м/с и км/час, соответствующие заданному крейсерскому числу Маха полета в начальной и конечной высоте крейсерского полета, если высота в конце полета 41000, (Ра=17.9кПа, Та=216.7К).
Примечание: Управление воздушным движением обычно назначает самолетам дискретные высоты с шагом 2000-футов: 31000, 35000 и 39000 движущимся с Востока на Запад, и 33000, 37000 и 41000- движущимся с Запада на Восток.
(Ответ: Начальная скорость на 31000 футов, 256.5 м/с, 923 км/час;
на 41000 футов, скорость 250.8 м/с, 903 км/час.)
Упражнение 1.4
Изменение величины давления с высотой h из-за гидростатических эффектов обычно выражают через зависимость:
.
а) Для атмосферы с идеальными статическими параметрами, величина температуры понижается с увеличением высоты по постоянному закону так, что:
,
где k – константа, с размерностью (K / м).
Покажите, что давление P на высоте H может быть написано как:
,
где PS/ и TS/ - статическое давление и температура на высоте уровня моря, принимающие значения 101.3 кПа и 288.15 K, соответственно.
Для международной Стандартной Атмосферы величина изменения температуре с высотой составляет 6.5 К на 1 000 м. до достижения высоты в 11 000 м, соответствующей тропопаузе. Покажите, что, при g = 9.81 м / c2 и R = 287 Дж / кг · К, давление на высоте H, в метрах принимают:
,
до высоты тропопаузы, выше которой, величина давления определяется по формуле:
,
где PT – величина давления, соответствующая тропопаузе.
б) Так как величины давления и плотности взаимосвязаны, докажите, что для давления, соответствующего высоте H, при изоэнтропическом изменении (то есть обратимом и адиабатном состояниях) P / ρ k = Const, примет вид:
.