16.5 Размер двигателя для максимального режима
В Теме 15 были определены некоторые величины проектных точек, соответствующих числам Маха полёта М = 0.9, 1.5 и 2.0 для высоты тропопаузы. После выбора степеней повышения давления (полной и для вентилятора), описанного в разделах 16.3 и 16.4, и принятия стандарта технологии, изложенного в разделе 16.1, можно считать, что операционный цикл двигателя (включая величины удельной тяги и удельного расхода топлива) полностью определён. Он составлен и принят для двигателя, производящего максимальную тягу при полёте без использования форсажной камеры для максимального «сухого» режима. Теперь можно определить массовый поток воздуха (и топлива) и размеры двигателя в проектной точке.
Как было указано во введении к этой теме, все эти три проектные точки - для разных «бумажных» двигателей, и не соответствуют эксплуатационным режимам, которые один и тот же двигатель принял бы при иных условиях полёта (это будет рассматриваться в Теме 17). Для рассмотренных проектных точек, принятые параметры были установлены независимо, однако время один и тот же двигатель используется при различных скоростях полёта, поэтому степени повышения давления у него на разных режимах взаимозависимы.
Упражнение 16.3
Три проекта были представлены в разделе 16.4. Примите стандарт технологии, внесенный в список в разделе 16.1 с температурой входа турбины ВД Т04 = 1850 K (температура в статоре ТВД, т.е. в сопловом аппарате, после выхода и смешения с охлаждающим воздухом). Следующие 12 % сжатого воздуха будут добавлены вниз по потоку. Для каждого из трех случаев проекта:
a) Найти массовый расход топлива на единицу массы воздуха, входящего во внутренний контур, принимая НИЗШУЮ ТЕПЛОТВОРНУЮ СПОСОБНОСТЬ равной 43 МДж/кг. Примите k= 1.30, cpe = 1244 Дж/кг*К для продуктов сгорания.
( Ответ:
=
0.0314, 0.0299, 0.0300)
б) Используя условие баланса энергии, найдите температуру на выходе из турбины ВД, когда для каждой единицы массы сжатого в компрессоре воздуха, из лопастей соплового аппарата турбины вытекает поток газа в количестве - (0.88+ ). Используя эффективность, данную на технологическом уровне ηp = 0.875, найдите давление на выходе из турбины ВД.
(Ответ: Т045 = 1544.4, 1553.7, 1617.0 К; P045/P04 = 0.409, 0.421, 0.513)
в) Охлаждающий ротор ТВД воздух смешивается при постоянном давлении между ротором ТВД и СА ТНД. Если ротор ВД охлаждался воздухом в количестве 8 % сжатого общего количества, и его температура равна таковой за компрессором, найдите температуру входа в турбину НД Т045'.
( Ответ: Т045' = 1467.0, 1482.6, 1540.2 K)
г) Степень понижения давления
в турбине НД может быть найдена из
величины P045/P04, найденной в 16.3б и указанную
степень повышения давления в вентиляторе,
Р023/Р02. Найдите температуру Т05 после
ТНД. Охлаждающий воздух турбины НД
смешан с потоком после турбины (то есть
после найденной T05), найдите температуру
смеси
.
(Ответ: Т05 = 1200.1, 1275.5, 1381.9 К; = 1177.4, 1252.1,1354.2 K)
д) Используйте работу турбины НД чтобы найти степень двухконтурности, соответствующую работе вентилятора.
( Ответ: bpr = 0.997, 0.361, 0.114)
е) Массовый расход за турбиной НД - (1 + ) и степень двухконтурности равна bpr. Найдите среднюю удельную теплоемкость cpm для потока, и отсюда среднюю величину k. Используйте cpm, чтобы найти температуру на входе в реактивное сопло.
(Ответ: cpm = 1126, 1182, 1222 Дж/кгК; k = 1.342, 1.320, 1.308, T06 = 844.1, 1086.2, 1289.3 K)
ж) С использованием результатов упражнения 15.3, 16.1 и 16.3, определите отношение давлений через реактивное сопло Р08/Ра
(Ответ: 7.61,14.24, 21.71)
з) Найти реактивную скорость, приняв расширение в реактивном сопле изоэнтропическим. Найдите удельную тягу (основанную на тяге нетто и включая массовую норму потока топлива) и удельное топливное потребление.
(Ответ: Vj = 876, 1104, 1273 м/с; удельная тяга = 624.5, 686.5, 717.0 м/с; удельный расход топлива = 0.888, 1.127, 1.325 кг/ч/кг).
Упражнение 16.4
a) Из упражнения 16.3, которое дает удельную тягу при максимальном режиме без дожигания, определите массовый расход воздуха, необходимый через каждый двигатель, чтобы создать тягу для устойчивого горизонтального полета (ускорение в 1g) в тропопаузе для числа Маха 0.9, 1.5 и 2.0. (Необходимые тяги даны в упражнении 14.4 .)
(Ответ:
=
12.8, 37.9, 61.9 кг/с)
б) На входе в каждый двигатель поток
осевой, и число Маха - 0.7. (Это эквивалентно
высказыванию, что компрессор НД будет
при той же самой безразмерной точке при
каждом числе Маха полета.) безразмерный
массовый поток
,
используйте данные для k
и числа Маха в разделе 6.2, чтобы найти
площадь канала для каждого числа Маха
полета в части (a). Далее, предполагая,
что диаметр втулки вентилятора составляет
0.4 наружного диаметра вентилятора,
оцените диаметр входа.
(Ответ: диаметр входа вентилятора D = 0.47, 0.58, 0.55 м)
Упражнение 16.5
Повторить вычисления упражнения 16.4 для придания самолету перегрузки 3g при повороте в тропопаузе для чисел Маха 0.9 и 1.5.
(Ответ: = 57.3, 57.3 кг/с; диаметр входа вентилятора = 0.985, 0.71 м)
Упражнение 16.6*
a) если двигатель разработан для взлета в стандартных условиях на уровне моря
(Ta=288.15 K, Рa = 101.3 кПа) при известном уровне технологии, найдите удельную тягу и удельный расход топлива на максимальном режиме М. Примите степень повышения давления вентилятора и полную степень повышения давления 4.5 и 30 соответственно.
( Ответ: 865 м/с, 0.805 кг/ч/кг)
б) Тяговооруженность на уровне моря для нового истребителя выбрана на уровне 0.66 в режиме М. Масса самолета 18 тонн и число двигателей 2 дается в разделе 13.4. Найдите массовый расход требуемого воздуха и диаметр входа двигателя на том же самом основании как в 16.4 и 16.5.
(Ответ: 67.4 кг/с, 0.681 м)