Методичка к курсовой работе по МЖГ

Критерии результативности курсовой работы

Уровень полноты и качества ответов студента при защите курсовой работы определяется комиссией, принимающей защиту работы с использованием следующей системы оценок: «отлично», «хорошо», «удовлетворительно» и «неудовлетворительно».

Основной целью проведения защиты результатов выполнения курсовой работы является обеспечение всесторонней проверки знаний, умений и навыков студентов, полученных на лекционных, практических и лабораторных занятиях, а также компетенций, приобретённых при выполнении курсовой работы.

Оценка «отлично» выставляется студенту за курсовую работу, выполненную в полном объёме, без ошибок, усвоившему основные термины, определения и базовые формулы, продемонстрировавшему способность к их использованию при выполнении курсовой работы и понимание физических процессов, протекающих по тракту авиационного двигателя.

Оценка «хорошо» выставляется студенту за курсовую работу, выполненную в полном объёме, содержащую незначительные ошибки при вычислениях и оформлении, при этом на защите курсовой работы студент сумел объяснить основополагающие физические процессы, протекающие в проточной части двигателя и расчётные формулы, правильно реагирует на допущенные им ошибки и понимает как их исправить.

Оценка «удовлетворительно» выставляется студенту за курсовую работу, содержащую многочисленные ошибки, если на защите студент правильно реагирует на найденные в его работе ошибки, понимает как их исправить, а также если при выполнении курсовой работы студент работал нерегулярно.

Оценка «неудовлетворительно» выставляется студенту за курсовую работу, выполненную с грубыми принципиальными ошибками, если при защите студент не может пояснить ход выполнения работы, не понимает как применять расчётные зависимости и не показывает навыки владения теоретическим материалом, используемым при выполнении курсовой работы.

9

1. Цель и задача курсовой работы

Целью выполнения курсовой работы является формирование у студента опыта комплексного решения гидрогазодинамических задач, возникающих при первичном расчёте проточного тракта авиационного ГТД.

Задачей курсовой работы является формирование у студента навыков практического применения основных уравнений гидрогазодинамики и вытекающих из них формул и соотношений.

2. Основные теоретические положения

Авиационный двигатель представляет собой сложную техническую систему, в которой осуществляется преобразование химической энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи. В настоящее время наибольшее распространение в авиации получили газотурбинные двигатели (ГТД), состоящие из входного устройства (воздухохаборника), компрессора, камеры сгорания, турбины и выходного устройства – реактивного сопла.

ГТД, рассчитываемый в курсовой работе – турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой со смешением потоков (ТРДДФсм). Схема ТРДДФсм приведена на рис. 1. ТРДДФсм состоит из следующих узлов: входного устройства, в котором осуществляется преобразование кинетической энергии набегающего воздушного потока в потенциальную энергию рабочего тела, компрессоров низкого и высокого давления, в которых осуществляется подвод механической энергии и преобразование её в потенциальную энергию рабочего тела, камеры сгорания, в которой химическая энергия топлива преобразуется в тепловую энергию, подводимую к потоку рабочего тела, турбин высокого и низкого давления, в которых происходит преобразование потенциальной энергии сжатого и подогретого воздуха в механическую работу на валу, идущую на привод компрессора, форсажной камеры сгорания, в которой происходит увеличение тепловой энергии рабочего тела за счёт сжигания дополнительной порции топлива, реактивного сопла, в котором потенциальная и тепловая энергия рабочего тела преобразуется в кинетическую энергию вытекающей из сопла струи. Часть рабочего тела за компрессором низкого давления поступает в

10

наружный контур и перед форсажной камерой смешивается в смесителе с потоком внутреннего контура, который прошёл через компрессор высокого давления, камеру сгорания и обе турбины.

Рис. 1. Схема ТРДДФсм

Форсажная камера (ФК) используется для кратковременного увеличения тяги двигателя. Возможность установки ФК появляется из-за того, что в камере сгорания при сжигании топлива не полностью используется кислород воздуха, поступившего в неё, а в двухконтурных двигателях в наружном контуре находится воздух с неиспользованным кислородом. Весь кислород воздуха внутреннего контура нельзя использовать в основной камере сгорания, так как жаропрочность материала лопаток турбины по максимальной температуре газа ограничена. После форсажной камеры нет вращающихся элементов, что позволяет увеличивать в форсажной камере тепловую энергию рабочего тела путём сжигания дополнительного количества топлива.

Рабочее тело входит в двигатель через воздухозаборник, последовательно проходит через все узлы двигателя и выходит через реактивное сопло. Тягу двигателя (при допущении отсутствия внешнего сопротивления) можно представить как разницу полных импульсов на выходе из двигателя и входе в двигатель, рассчитанных через избыточное давление (её часто называют внутренней тягой)

(1)

где Iвх и mWН рН иFвх , Н – полный импульс на входе в двигатель, рассчитанный через избыточное давление; Iвых и mWа ра иFа , Н – полный импульс на выходе из двигателя (на выходе из реактивного сопла), рассчитанный через избыточное давление (без учёта дополнительного топлива, подведённого к рабочему телу в камере сгорания и форсажной камере); m, кг/с – расход рабочего тела через

11

двигатель; WН , м/с – скорость потока на входе в воздухозаборник (скорость полёта); рН и рН рН 0, Па – избыточное статическое давление на входе в двигатель; Fвх , м2 – площадь потока воздуха, входящего в двигатель; Wа , м/с – скорость рабочего тела в выходном сечении реактивного сопла; ра и ра рН , Па – избыточное давление в выходном сечении реактивного сопла; Fа ,м2 – площадь выходного сечения реактивного сопла.

Тяга двигателя, непосредственно используемая для движения летательного аппарата, называется эффективной тягой. Для определения эффективной тяги двигателя необходимо от внутренней тяги отнять силу внешнего сопротивления, возникающую при взаимодействии потока наружного воздуха с мотогондолой и наружной поверхностью двигателя. Расчёт внешнего сопротивления выполняется при проектировании летательного аппарата [8] и в курсовой работе не рассматривается.

При полёте летательного аппарата на определённой высоте со сверхзвуковой скоростью воздух сжимается в сверхзвуковом воздухозаборнике (ВЗ). Увеличение скорости полёта приводит к повышению роли входного устройства в общем процессе сжатия воздуха в двигателе. При торможении набегающего на двигатель сверхзвукового потока воздуха, которое осуществляется в скачках уплотнения, часть его энергии теряется безвозвратно [3, 4]. Степень совершенства системы скачков определяется коэффициентом полного давления воздухозаборника

где рН* , Па – полное давление набегающего потока воздуха; рВЗ* , Па – полное давление потока на выходе из ВЗ.

Входные устройства различаются принципом организации процесса торможения сверхзвукового потока. В зависимости от того, в какой зоне относительно входной плоскости обечайки осуществляется процесс торможения на расчётном режиме, различают входные устройства внешнего, внутреннего и смешанного сжатия (рис. 2) [8].

Торможение набегающего потока в сверхзвуковых воздухозаборниках осуществляется в специально организованной системе скачков уплотнения. С этой целью используются

12

профилированные поверхности (поверхности торможения), при обтекании которых образуется несколько последовательно расположенных косых скачков уплотнения, заканчивающихся обычно замыкающим прямым скачком.

Рис. 2. Схемы воздухозаборников:

а) внешнего сжатия; б) внутреннего сжатия; в) смешанного сжатия

Входные устройства по форме поверхности торможения подразделяются на плоские и пространственные (обычно осесимметричные). У ВЗ первого типа поверхности торможения образуют ступенчатый клин (рис. 3 а). В поперечном сечении плоские ВЗ имеют форму прямоугольника. В осесимметричных входных устройствах поверхность торможения выполняется в виде ступенчатого конуса (рис. 3 б).

Плоские входные устройства конструктивно проще регулировать, чем осесимметричные, и в этом их основное преимущество.

Рис. 3. Схемы входных устройств:

а) плоского; б) осесимметричного

13

В настоящее время наибольшее применение в авиации нашли многоскачковые сверхзвуковые ВЗ с внешним сжатием. Выбор числа скачков производится из условия получения высоких значений коэффициента входного устройства в сочетании с минимальным внешним сопротивлением.

При относительно небольших сверхзвуковых скоростях полёта (М < 1,3...1,4) высокое значение коэффициента (не ниже 0,94...0,96) достигается в ВЗ с прямым скачком уплотнения. С ростом числа М полёта торможение потока в одном прямом скачке приводит к значительному снижению . В таком случае целесообразно организовать систему из n скачков, в которой поток сначала тормозится до низкой сверхзвуковой скорости в одном или нескольких косых скачках, а переход к дозвуковой скорости

поверхности торможения. При заданном числе М полёта и заданном числе скачков уплотнения эти углы могут быть подобраны таким образом, чтобы коэффициент с.ск. достигал наибольшего возможного значения. Системы скачков, удовлетворяющие этому условию, получили название оптимальных.

На рис. 4 приведена схема косого скачка уплотнения, который образуется при обтекании клина с углом кл сверхзвуковым потоком, где – угол между вектором скорости набегающего потока и фронтом скачка, – угол между вектором скорости за скачком и фронтом скачка, – угол отклонения (поворота) потока в скачке.

Из теории косых скачков уплотнения известно, что тангенциальная составляющая вектора скорости при пересечении фронта скачка не изменяется. Это приводит к тому, что соотношения для расчёта параметров за косым скачком уплотнения по форме

14

остаются те же, что для прямого скачка, но полные скорости заменяются на их нормальные составляющие.

Рис. 4. Схема косого скачка уплотнения

Основные соотношения для расчёта косых скачков уплотнения запишутся в виде

Зависимость (10) носит экстремальный характер. Из неё следует, что угол косого скачка max , соответствующий предельному углу отклонения потока пред за фронтом косого скачка, определяется выражением

15

Исследования различных систем скачков показали, что максимальный коэффициент полного давления в системе скачков получается в том случае, когда косые скачки имеют одинаковую интенсивность

Из условия (15) с учётом (6) и (5) следует, что при одинаковой интенсивности косых скачков нормальные составляющие скорости перед и за скачками уплотнения должны быть одинаковыми, т.е.

При наличии плоского воздухозаборника за прямым скачком уплотнения обычно располагается переходной канал, в котором течение перестраивается в осесиметричное с кольцевым проходным сечением на выходе из воздухозаборника. Потерями в переходном канале в курсовой работе пренебрегаем.

16

После воздухозаборника дозвуковой поток тормозится в диффузоре (Д). При торможении в диффузоре часть механической энергии потока затрачивается на преодоление сил трения. Потери в диффузоре оцениваются коэффициентом полного давления

где рД* , Па – полное давление в выходном сечении диффузора.

За диффузором воздух попадает в компрессор низкого давления (КНД), а затем воздух внутреннего контура проходит через

компрессор высокого давления (КВД). В КНД и КВД повышается полное давление воздуха. Компрессор характеризуется степенью повышения полного давления рК* / рД* и коэффициентом полезного действия (в курсовой работе принят равным единице). Принимая, что изменение полного давления происходит по адиабатическому закону, имеем

k

где рК* , Па – полное давление за компрессором; ТД* ТН* , К – полная температура воздуха на выходе из диффузора, равная полной температуре набегающего потока (так как ни в воздухозаборнике, ни в диффузоре не совершается внешняя работа и не происходит теплообмена с окружающей средой); ТК* , К – полная температура

ср

потока на выходе из компрессора; k сv – показатель адиабаты; ср и

сv , Дж/кг К – теплоёмкости, соответственно, при постоянном давлении и объёме.

Долю воздуха, отбираемого в наружный контур после КНД можно охарактеризовать долей отбора

где mнар , кг/с – расход воздуха отбираемого в наружный контур; m , кг/с – расход воздуха поступающего в двигатель.

В камере сгорания (КС) к воздуху внутреннего контура двигателя подводится тепловая (химическая) энергия от сжигания

17

топлива. Потери полного давления при подводе теплоты оцениваются коэффициентом полного давления камеры сгорания

где рКС* , Па – полное давление за камерой сгорания.

Степень совершенства камеры сгорания также определяется коэффициентом полноты сгорания топлива. В курсовой работе коэффициент полноты сгорания принимается равным единице.

Проходя турбину высокого давления (ТВД), а затем турбину низкого давления (ТНД), рабочее тело внутреннего контура совершает работу, у него понижаются полная температура и полное давление. По адиабатическому закону, с учётом принятого равным единице коэффициента полезного действия турбины,

где рТ* , Па и ТТ* , К – полные давление и температура за турбиной.

За турбинами в двухконтурных двигателях находится смеситель, в котором потоку рабочего тела внутреннего и наружного контуров смешиваются. В предположении отсутствия в кольцевом смесителе с постоянной площадью поперечного сечения гидравлических потерь, суммарный полный импульс потоков внутреннего и наружного контуров на входе в смеситель равен полному импульсу потока за смесителем

В ФК к рабочему телу подводится тепловая энергия за счёт сжигания дополнительной порции топлива. Показатели совершенства ФК аналогичны соответствующим показателям КС.

Принимая, что для ФК цилиндрической формы гидравлические потери учитываются только на участке камеры сгорания до миделевого сечения, то есть до зоны сжигания форсажного топлива, гидравлический коэффициент полного давления для ФК запишется в виде

сгорания; рСМ* , Па – полное давление в выходном сечении смесителя.

18