Предисловие

Дисциплина «Теория авиационных двигателей» является базовой для изучения ряда дисциплин по профилю подготовки авиационного специалиста по технической эксплуатации авиационных двигателей. Для закрепления знаний по основным вопросам данной дисциплины при ее изучении предусматривается решение большого числа задач по расчету и анализу процессов, протекающих в двигателе в целом и в его элементах, условий их совместной работы, характеристик и т.д. Это способствует не только успешному усвоению данной дисциплины, но и приобретению практических навыков, необходимых инженеру-эксплуатационнику при анализе технического состояния авиационных силовых установок и особых случаев в полете.

Настоящий сборник содержит задачи по всем основным разделам дисциплины «Теория авиационных двигателей». Задачи снабжены достаточно подробными решениями, что позволяет пользоваться задачником при самостоятельном изучении данной дисциплины.

Все численные данные, используемые в задачах, не относятся к каким-либо конкретным образцам авиационной техники, а подобраны составителями сборника в соответствии с их типовыми значениями.

Единицы физических величин, используемые при формулировке задач и их решении, соответствуют действующему ГОСТ 8.41781.

В приложении помещены таблица стандартной атмосферы (ГОСТ 4401–81) и таблицы основных газодинамических функций.

Автор-составитель сборника – Котовский В.Н.

Схемы основных типов авиационных гтд

Сечения воздушно-газового тракта авиационных ГТД различных типов и условные обозначения этих сечений указаны на принципиальных схемах.

Рис. 0.1. Схемы основных типов авиационных ГТД прямой реакции:

а) одновальный ТРД; б) двухвальный ТРД; в) двухвальный ТРДД со

смешением потоков; г) двухвальный ТРДД с раздельными контурами

Рис. 0.2. Схемы основных типов авиационных ГТД непрямой реакции:

а) одновальный ТВД; б) ТВД со свободной турбиной;

в) ТВаД с одновальным газогенератором

ЗАДАЧИ

1. Основные уравнения движения газа в двигателях и их элементах

1.1. Расход газа через сопло двигателя равен 100 кг/с. Определить площадь критического сечения сопла, если полная температура и полное давление газа перед соплом равны, соответственно, =1000 К и = 0,3 МПа, перепад давления в сопле сверхкритический, а коэффициент восстановления полного давления в докритической части сопла равен _кр = 0,99. Принять k_г = 1,25 и R = 288,5 Дж/(кгК).

1.2. Определить расход воздуха через компрессор в усло­виях полета у земли (H = 0) со скоростью V = 1400 км/ч, если _вх =  = 0,95, скорость воздуха на входе в компрессор = 200 м/с, а площадь поперечного сечения проточной части перед компрессором 0,7 м².

1.3. Определить температуру (статическую) воздуха на входе в ГТД на старте при скорости потока на входе в компрессор = 195 м/с, если температура наружного воздуха t_H = 0C.

1.4. Определить температуру заторможенного потока воздуха на входе в ГТД в условиях полета на высоте Н = 11000 м со скоростью, соответствующей М_Н = 0,85.

1.5. Определить давление заторможенного потока воздуха перед двигателем в условиях, указанных в предыдущей задаче, если значение _вх = при М_Н = 0,85 равно 0,975.

1.4. Определить работу и мощность, потребную для вращения осевого компрессора, если при расходе воздуха G_в = 100 кг/с подогрев воздуха в компрессоре равен Т = 400 К, а поток теплоты через стенки компрессора в окружающую среду имеет мощность 85 кВт.

1.5. Определить температуру заторможенного потока воздуха на выходе из компрессора ТРД в условиях полета на высоте Н = 12000 м со скоростью V = 1800 км/ч, если работа компрессора L_к = 270 кДж/кг.

1.6. Используя понятие условной теплоемкости процесса подвода теплоты в камере сгорания, определить количество теплоты, подводимой с топливом (керосином) в камеру сгорания ТРД в полете на высоте Н = 11000 м с М_Н = 2,1, если работа, затрачиваемая на вращение компрессора, равна 340 кДж/кг, а температура газа перед турбиной равна 1600 К.