3. Энергетический расчет трдф
3.1. Допущения методики
Энергетический расчёт двигателя является первым этапом проектирования двигателя. Он является базой для газодинамического расчёта, при котором определяются геометрические характеристики проточной части двигателя.
При энергетическом расчёте определяются термодинамические параметры рабочего тела на входе и выходе из основных элементов двигателя, т.е. давление и температура воздуха (газа): входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины, форсажной камеры, выходного устройства, а также удельная тяга двигателя, удельный расход топлива и расход воздуха через двигатель.
При разработке методики принят ряд допущений, позволяющий существенно упростить методику расчета. Допущения эти следующие:
1. Значения опытных коэффициентов: и др., а также физических констант: , которые характеризуют свойства воздуха и газа, на всех режимах работы двигателя принимаются неизменными и, следовательно, такими же , как и на расчетном режиме.
2. Компрессор низкого давления имеет одинаковую степень повышения в обоих контурах.
3. Потери во входном устройстве определяются по приближенной аналитической зависимости.
4. Процесс смешения потоков в смесительном устройстве не рассчитывается. Температура газов после смешения определяется по приближенной формуле.
5. Коэффициенты полезного действия компрессоров низкого и высокого давления принимаются равными.
6. Оптимальная степень повышения давления в компрессоре низкого давления соответствует равенству давлений заторможенного потока в контурах перед смесителем.
7. Работа турбины высокого давления принимается равной работе компрессора высокого давления . Такое же допущение принято и для каскада низкого давления: . Это соотношение отражает то обстоятельство, что расход воздуха через компрессор низкого давления в (m+1) раз больше, чем расход газа через турбину низкого давления.
2. Исходные данные
G = 140000 кг
vп = 750 км/ч
М = 0
Н = 0
R = 100000 Н
π = 13
ТГ* = 1420 К
3. Расчет
3.1. Для расчетной высоты полета Н находятся параметры атмосферного воздуха:
— давление рН= 101320 Па
— температура ТН= 288 К
— скорость звука а= 340 м/с
3.2. По числу М определяется скорость полета самолета
3.3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя:
— температура
— давление
34. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор
3.5. При дозвуковой скорости полета коэффициент восстановления давления во входном устройстве ϬВД составляет 0,97-0,98
3.6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор
3.7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве
3.8 Адиабатическая LК.АД и действительная LК работы сжатия воздуха в первом контуре
3.9 Параметры воздуха за компрессором
3.10 Параметры газа на выходе из камеры сгорания
3.11 Относительный расход топлива в камере сгорания
3.12 Определение давления газа за турбиной
где:
3.13 Степень понижения давления в трубе
3.14. Работа турбины
3.15 Температура газа за турбиной
3.16 Давление за компрессором низкого давления
3.17 Степень повышения давления в компрессоре низкого давления
3.18 Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления
3.19 Действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления
3.20 Температура за компрессором низкого давления
3.21 Степень повышения давления в компрессоре высокого давления
3.22 Действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления
3.23 Температура газа за турбиной высокого давления (LТВ=LКВ)
3.24 Адиабатическая работа расширения в турбине высокого давления
3.25 Степень понижения давления в турбине высокого давления и давление за турбиной высокого давления
3.26 Температура газо- воздушной смеси за смесителем
3.27 Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом)
3.28 Адиабатическая скорость истечения газа из сопла равна критической:
3.29 Действительная скорость истечения газа
3.30 Параметры газа на срезе сопла
3.31 Удельная тяга
3.32 Секундный расход воздуха, необходимый для создания заданной силы тяги
3.33 Расход воздуха через внутренний контур
3.34 Расход воздуха через наружный контур
3.35 Часовой расход топлива
3.36 Удельный расход топлива
|
Н |
М |
πКΣ* |
ТГ* |
P |
m |
v |
ТН* |
РН* |
|
км |
– |
– |
К |
кН |
– |
м/с |
К |
|
|
0 |
0 |
13 |
1420 |
100 |
3,3 |
750 |
288 |
1,0132 |
|
σВ |
pВ* |
πВ* |
lК.ад |
lК |
рк* |
ТК* |
рГ* |
gm |
|
– |
Па |
– |
Дж/кг |
Дж/кг |
Па |
К |
Па |
– |
|
0,97 |
|
0,97 |
|
|
|
|
|
0,023 |
|
рТ* |
πТ* |
lТ |
ТТ* |
рКН* |
πКН* |
lКН.ад |
lКН |
ТКН* |
|
Па |
– |
Дж/кг |
К |
Па |
– |
Дж/кг |
Дж/кг |
К |
|
173099 |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
πКВ* |
lКВ |
lквад |
ТТВ* |
lТВ.ад |
πТВ* |
рТВ* |
ТСМ* |
wС.ад |
|
– |
Дж/кг |
Дж/кг |
К |
Дж/кг |
– |
Па |
К |
м/с |
|
|
|
267478 |
1145 |
|
|
|
484 |
|
|
wC |
pC |
ТС |
Rуд |
GвΣ |
GвI |
GвII |
Gm |
Cуд |
|
м/с |
Па |
К |
м/с |
кг/с |
кг/с |
кг/с |
кг/ч |
кг/(Н∙ч) |
|
|
|
|
|
|
|
|
|
|
,761