2. Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме в сау
2.1 Выбор схемы 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 с большой степенью двухконтурности.
Термодинамический расчет производится в стандартных условиях при Н=0;M=0;
на
взлетном режиме. В соответствии с
расчетами определены исходные данные
для расчета двигателя: m=6,0;
P=7024,4даH
Так
как полученный в результате предварительных
расчетов расход воздуха обеспечивает
большую тягу, то уточняем расход воздуха
через двигатель
В соответствии с рекомендациями [2] принимаем значения:
-КПД
вентилятора
-КПД
компрессора ВД
-КПД
подпорных ступеней
-КПД
каскадов турбины
-механические
КПД роторов
-коэффициент
полноты сгорания в основной камере
-коэффициент восстановления полного давления
в
основной камере
в
канале между вентилятором и ПС
в
канале между вентилятором ПС и КВД
в
тракте наружного контура
-коэффициенты
скорости в реактивном сопле
-относительный расход охлаждающего воздуха за компрессором
на
охлаждение турбины высокого давления
-относительный
расход охлаждающего воздуха, отбираемого
для само- летных нужд
-относительный
расход охлаждающего воздуха на утечки
в масляную и разгрузочные полости
-радиальная
неравномерность параметров воздуха за
вентилятором
-теплотворная способность керосина Hu=43000 кДЖ/кг;
2.2 Термогазодинамический расчет
2.3.1 Вентилятор
Наружный контур:
Внутренний контур:
2.3.2 Подпорные ступени
2.3.3 Компрессор высокого давления
2.3.4 Основная камера сгорания
Где
Hu
=43000 кДж/кг; L=14,7
кг воздуха/кг керосина;
Согласно рекомендациям /2/ назначаем:
для
для
2.3.5 Турбина высокого давления
=1,25
Турбина низкого давления
2.3.7. Камера смешения
2.3.8 Выходное устройство
Вывод:
провели термогазодинамический расчет
двигателя на взлетном режиме в стандартных
атмосферных условиях (М=0,Н=0). Получили
расчетную потребную тягу и определили
удельные параметры двигателя:
давления
и
температуры
рабочего тела в характерных сечениях.
2.3 Результаты термогазодинамического расчета в среде GasTurb 9
Station W T P WRstd FN = 67,51
amb 288,15 101,325 TSFC = 9,9109
2 205,000 288,15 101,325 205,000 WF Burner= 0,66905
13 175,714 333,07 162,120 s NOx = 1,4008
21 29,286 360,51 210,108 15,797 BPR = 6,0000
25 29,286 360,51 208,006 15,957 Core Eff = 0,4974
3 29,286 854,53 3561,071 1,435 Prop Eff = 0,0000
31 27,968 854,53 3561,071
4 28,637 1640,00 3418,628 2,025 P3/P2 = 35,145
41 29,223 1625,54 3418,628 2,057 P16/P6 = 0,66980 <- !
43 29,223 1208,13 791,092 A63 = 0,09885
44 29,808 1201,67 791,092 A163 = 0,76017
45 29,808 1201,67 783,181 7,875 A64 = 0,85903
49 29,808 918,15 232,361 XM63 = 0,91982
5 29,808 918,15 232,361 23,203 XM163 = 0,43374
6 29,955 917,86 232,361 XM64 = 0,50000
16 175,714 333,07 155,635 P63/P6 = 1,00000
64 205,669 424,60 163,932 P163/P16 = 1,00000
8 205,669 424,60 163,932 154,313 A8 = 0,65203
P2/P1 = 1,0000 P6/P5 = 1,0000 CD8 = 1,0000 Ang8 = 0,00
Efficiencies: isentr polytr RNI P/P P8/Pamb = 1,61788
Outer LPC 0,9200 0,9251 1,000 1,600 P16/P13 = 0,96000
Inner LPC 0,9200 0,9277 1,000 2,074 W_NGV/W25= 0,02000
HP Compressor 0,8600 0,9017 1,406 17,120 WHcl/W25 = 0,02000
Burner 0,9900 0,960 Loading %= 100,00
HP Turbine 0,9000 0,8833 1,884 4,321 WLcl/W25 = 0,00000
LP Turbine 0,9300 0,9196 0,710 3,371 WBLD/W21 = 0,00000
Mixer 0,9800 WBLD/W25 = 0,00000
HP Spool mech 1,0000 Nominal Spd 0 PWX = 0,0
LP Spool mech 1,0000 Nominal Spd 0 ZWBld = 0,00000
Fuel FHV humidity war2
Generic 43,124 0,0 0,0000
Рис 2.4 Схема ТРДД
Вывод: рассчитанная потребная тяга оказалась близкой к тяге, определенной средой GasTurb 9.
Рассчитанное
также близко к определенному средой
GasTurb9.
2.4 Сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива, удельной массы) спроектированного двигателя и прототипов на взлетном режиме Н=0,М=0, САУ.
|
ТРДД (m=6) |
PW-4000 |
ПС-90А |
|
343 |
331,1 |
334 |
|
0,033 |
0,0351 |
0,037 |
|
0,017 |
0,0166 |
0,018 |
m |
6 |
4,89 |
4,5 |
|
1640 |
1626 |
1640 |
|
35,5 |
29,5 |
35,5 |
По
сравнению с двигателем ПС-90А у нашего
двигателя больше
,
меньше
и
.
При сравнении по
этим показателям делаем вывод, что наш
двигатель при меньшей массе дает большую
тягу при меньшем расходе топлива.
По
сравнению с PW-4000
проектный двигатель имеет более высокую
,что
обусловливает лучшую удельную работу
цикла и более высокий эффективный КПД.
Т.к.
проектного
двигателя больше
двигателя PW-4000,то
и выше его полезная работа и КПД.
Спроектированный ГТД имеет меньший
удельный расход топлива, что в свою
очередь является важнейшим экономическим
показателем ГТД и показывает его
совершенство. Также спроектированный
двигатель имеет большую удельную тягу,
чем двигатель PW-4000,
стоящий на Boeing-767.
Список литературы
Выбор силовой установки самолета: Учебн. пособие Арьков Ю.Г.; Уфимск. авиац. ин-т. Уфа 1992-100 с.
Ахмедзянов А.М и др. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТД : Учебное пособие. –Уфа: УАИ, 1990-340 с.