ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕНЕРНАЯ АКАДЕМИЯ

Имени профессора н.Е. Жуковского кафедра теории авиационных двигателей (№ 17)

(полное наименование кафедры)

УТВЕРЖДАЮ

Начальник кафедры № 17

полковник И. Лещенко

« » 2008 г.

_____Д.т.н. профессор Федоров Р.М.____________

^{(ученая степень, ученое и воинское звание, фамилия и инициалы автора)}

дисциплина:

ТЕория авиационных двигателей (ПИ-4)

(полное наименование дисциплины)

СПЕЦИАЛЬНОСТЬ Эксплуатация самолетов, вертолетов и авиационных двигателей.

Кафедральный текст лекции

РАЗДЕЛ 2. Рабочий процесс и эксплуатационные и характеристики авиационных ГТД

Тема № 13. термодинамический анализ рабочего процесса

ГТД ПРЯМОЙ РЕАКЦИИ

^{(номер и полное наименование темы)}

Лекция № 26._ТЕМА №13. термодинамический анализ рабочего процесса ГТД ПРЯМОЙ РЕАКЦИИ (ПРОДОЛЖЕНИЕ)

^{(номер и наименование темы лекции)}

Обсуждено на заседании ПМК

«____»_______________2008 г.

протокол № ___

г. Москва

УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:

1. Рассмотреть энергетический баланс ГТД различных типов.

2. Рассмотреть вопрос об оптимальном распределении работы цикла внутреннего контура между контурами ТРДД без смешения потоков.

3. Рассмотреть вопрос об оптимальном значении степени повышения давления в вентиляторе ТРДД со смешением потоков.

Время: 2 часа

ПЛАН ЛЕКЦИИ:

	Вводная часть	3 мин
1.	Энергетический баланс ГТД	20 мин
2.	Оптимальное распределение работы цикла между контурами ТРДД	40 мин
3.	Оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе ТРДД со смешением потоков	25 мин
	Заключительная часть	3 мин

УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:

Наглядные пособия:

а) – плакаты со схемами различных ГТД прямой реакции;

б) – плакат по рис. 13.19 из учебника.

Литература:

1. Нечаев Ю.Н., Федоров Р.М., Котовский В.Н., Полев А.С. Теория авиационных двигателей, часть 2. ВВИА, 2007, стр. 28-36.

1. Энергетический баланс гтд (прямой реакции)

Энергетический баланс ТРД изображен на рис. 26.1, который наглядно демонстрирует все стадии процесса преобразования химической энергии, вносимой в двигатель с топливом, в работу силы тяги по перемещению летательного аппарата, т. е. в тяговую работу.

]

Рис. 26.1

Здесь Q₀ , Дж/кгколичество теплоты, которое было бы подведено к рабочему телу при полном сгорании топлива. В реальном процессе горения топлива в камере сгорания двигателя выделяется теплотаQ, которая меньшеQ₀из-за неполного сгорания топлива. Связанные с этим потери равны

Q₀ –Q= (1 – η_г) Q₀.

Затем подведенная к рабочему телу теплота Q частично преобразуется в работу цикла в количестве

,

а остальная часть этой теплоты в количестве i_сi_Нв соответствии со вторым законом термодинамики отдается в «теплоприемник» (идет на нагрев атмосферы).

Но, как было показано выше, не вся работа цикла ТРД, а только часть её, преобразуется в тяговую работу. Другая часть теряется в виде кинетической энергии реактивной струи газа (с_с–V)²/2, выброшенной в сторону, противоположную направлению полета. Если бы не было этой струи (и связанных с ней потерь), то не было бы и реактивной тяги. Реактивную струю (создающую реактивную тягу) иногда называют «движителем» в силовой установке с реактивным двигателем.

Аналогично можно составить и схему энергетического баланса ТРДД.

Для ТРДД (без.смешения потоков) она будет отличаться только тем, что к потерям по второму закону термодинамики добавятся гидравлические потери в наружном конуре (о которых мы уже говорили) , а потери с выходной скоростью должны рассматриваться отдельно для каждого из контуров, так как скорости истечения газа из них в общем случае различны.

А для ТРДДсм картина будет такая же, как и на рис. 26.2, но только для такого типа двигателя, строго говоря, невозможно выделить в чистом виде цикл тепловой машины, и поэтому вместо надо рассматривать непосредственно величину, в которую после протекания ряда процессов, преобразуется частично теплотаQ(а остальная её часть, как и в одноконтурном ТРД, равна, т.е. идет на нагревание атмосферы.