4.2 Выбор роторной части гтд и основных параметров рабочего процесса

Выбираем двухвальную схему с подпорными ступенями. У такой конструкции масса меньше по сравнению с трехвальной схемой. Подпорные ступени применяют для улучшения работы КВД, т.к. мал напор, создаваемый корневой частью лопаток вентилятора.

Рис. 4.1

Термодинамический расчет производится в стандартных условиях приН=0; М_п=0;p_н=p_н^* =p_вх^*=1,013 10⁵ Па; Т_н=Т_н^*=288К; на взлетном режиме.

В соответствии с расчетами и выбранными прототипами двигателей определены исходные данные для расчета двигателя:

Табл.4.1

Двигатель	Тг*
ПС-90А	1640	1,7	1,37	35,5	15,8

m=6,0;

P=10493,1 даН;

G_в0=344,04 кг/с;

Т_г^*=1640 К;

G_{уд кр}= 0,33 кг/да Н;

В соответствии с рекомендациями [2] принимаем значения:

-КПД вентилятора

-КПД компрессора

- КПД подпорных ступеней

- КПД каскадов турбины

-механические КПД

-коэффициент полноты сгорания в основной камере

- коэффициент восстановления полного давления

в основной камере

в канале между вентилятором и ПС

в канале между ПС и КВД

в затурбинном тракте внутреннего контура

в тракте наружного контура

-коэффициенты скорости в реактивном сопле

-относительный расход охлаждающего воздуха отбираемого за компрессором

- относительный расход воздуха, отбираемого для самолетных нужд

- относительного расхода воздуха на утечки в масляную и разгрузочные полости

-коэффициент охлаждения наружного контура

-теплотворная способность керосина Hu=43000 кДЖ.кг;

-количество воздуха необходимого для полного сгорания 1 кг керосина L₀=14.7 кг воздуха/кг керосина.

3.3. Термодинамический расчет

1.

2.

3.

4.

5.

6.

7.

8.

9.

10.

11.

12.

13.

14.

15.

16.

17.

18.

19.

20.

21.

22.

23.

24.

25.

25.

27.

28.

29.

30. кг/с;

31.

32.

33.

34. (k=1,33)

35. (k=1,33)

36.

37.

38.Охлаждаем только ТВД.

39.

40.(k=1,33)

41.(k=1,33)

42.

43.

44.

=0,995;=0,985

45.

46.

47.=

48.

k=1,4=1,25

49. Задаем0,8749;0,6806

50.

51.. 0,75;0,9265.

52.

53.Па

54.294,86+50 = 344,86

55.

56.

57.0,87<1; .

58.. 0,6472; 0,9735.

59..

60..

61.

62.Н

63.

64.

65.

66.

Выполнили проектный термодинамический расчет, получили расчетную потребную тягу и определили удельные параметры двигателя: P_уд , С_уд, расход воздуха через двигатель, давлениеP_i^*и температуру Т_i^*рабочего тела в характерных сечениях. Результаты расчета являются исходными данными для проектирования всех узлов двигателя.

Правильность расчета проверим на ЭВМ в программе DVIG4.09. Результаты расчета находятся в Приложении.

4.4 Сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива, удельной массы)

спроектированного двигателя и прототипа на взлетном режиме Н=0, М=0, САУ

	ТРДД m=6	Д-30КУ-154	ПС-90А
Pуд, Н	287,9	245	384
Суд	0,0331	0,498 кг/кгс час	0,038
	0,0168	0,018	0,0187
m	6	2,42	4,36
Тг	1640	1336	1640

По сравнению с двигателем-прототипом Д-30КУ-154 у нашего двигателя больше P_уд=287,9 Н, меньше С_уд=0,0331 кг/(Н*ч) и меньше=0,0168.

При сравнении по этим показателям делаем вывод, что наш двигатель является более экономичным.

Одним из параметров, характеризующим уровень эффективности двигателя, является температура газа перед турбиной , которая имеет тенденцию повышаться. Но ее увеличение ограничивается технологическими возможностями.

Предположительно, в будущем для пассажирских перевозок будут применяться двигатели ТРДД с большой степенью двухконтурности. Различные источники [5]также подтверждают эту тенденцию. Но диаметральные размеры также увеличиваются.