- •Курсовой проект по предмету
- •Основные сечения потока
- •Сокращения
- •Используемые индексы
- •Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчету авиационного гтд на заданном режиме работы
- •1.Расчет турбореактивного двигателя
- •1.1. Входное устройство
- •1.2. Осевой компрессор
- •Сечение в–в
- •Сечение к–к
- •1.3. Камера сгорания
- •Сечение г–г
- •1.4. Турбина
- •Сечение г–г
- •Сечение т–т
- •1.5. Выходное устройство
- •Сечение с–с
- •Основные параметры двигателя
- •2.Расчет параметров твд на базе трд
- •2.1. Схема и исходные данные твд
- •2.2. Расчёт основных параметров
- •2.2.1. Работа расширения газа в турбине
- •2.2.8. Тяга, развиваемая твд в условиях старта
- •2.2.9. Удельный эквивалентный расход топлива
- •2.2.10. Определение удельных параметров твд как движителя (твд имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур)
- •2.2.11. Количество ступеней турбины
- •2.2.12. Удельная работа цикла твд
- •2.2.13. Внутренний кпд твд
- •3.Расчет параметров трдд на базе трд
- •3.1. Расчёт основных параметров
- •4.Сравнение трд, твд и трдд
- •Литература
Сечение т–т
Полное давление газа
Па. (1.53)
Полная температура газа определяется из уравнения сохранения энергии применительно к турбине
К. (1.54)
Статическая температура газа
К. (1.55)
Осевая составляющая скорости газа сТ на выходе из турбины обычно лежит в пределах 200…350 м/с и более. Выбираем сТ = 350 м/с, тогда
К.
Статическое давление газа
Па. (1.56)
Плотность газа
кг/м3. (1.57)
Площадь проходного сечения
м2. (1.58)
Длина рабочих лопаток турбины h
Исходя из принятого закона профилирования проточной части турбины , имеем
м. (1.59)
Наружный и внутренний диаметры турбины
м; (1.60)
м. (1.61)
Выбираем количество ступеней турбины
Расчёты и практика конструирования показывают, что для одновальных ГТД прямой реакции обычно требуется иметь двух- или трехступенчатую турбину.
Поскольку расчётное значение степени повышения давления воздуха в компрессоре составляет 23, выбираем трёхступенчатую турбину (z = 3).
Длина турбины определяется по формуле lT = 2,6 ·bср·z, где bср – хорда лопатки на среднем радиусе; z – количество ступеней турбины.
Выбираем bср = 0,5 ·hср , тогда среднюю высоту решетки газовой турбины hср можно определить по формуле hср= (hГ + hТ)/2 = (0,03425 + 0,0865)/2 = = 0,06 м.
Хорда лопатки на среднем радиусе bср = 0,5 ·0,06 = 0,03 м.
Длина турбины lT = 2,6 ·0,03 ·3 = 0,234 м.
1.5. Выходное устройство
Выходное устройство, являясь функциональным модулем силовой установки (выходным модулем), включает ряд элементов. В зависимости от назначения силовой установки ими могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий патрубок, реверсивное устройство, устройство для отклонения или поворота вектора тяги, шумоглушения, снижения инфракрасного излучения и др.
Основным элементом большинства выходных устройств является реактивное сопло, в котором происходит ускорение потока газа с целью создания реактивной (дополнительной) тяги.
Для расчёта выходного устройства проектируемого двигателя принимаем суживающееся (дозвуковое) реактивное сопло.
Выходное устройство предназначено для преобразования оставшейся тепловой энергии газа в кинетическую энергию его направленного движения и отвода продуктов сгорания в окружающую среду (рис. 1.8.).
Расчёт выходного устройства сводится к определению:
параметров газа на выходе из сопла;
скорости течения газа из сопла сс;
геометрических размеров – диаметра и длины выпускной трубы – DТ, lВ , а также диаметра и длины сопла – DС, lС .
Сечение Т′–Т′
Площадь проходного сечения
м2. (1.62)
Диаметр проходного сечения
м. (1.63)
Располагаемая степень понижения давления газа
. (1.64)
Рис. 1.8. Схема выходного устройства
Так как располагаемая степень понижения давления газа πСР = 3,8 больше критической степени понижения давления πКР = 1,85 , то для суживающегося реактивного сопла действительная степень понижения давления в данном случае равна πС = πКР = 1,85. Таким образом, дозвуковое сопло работает в режиме недорасширения, а на выходе из сопла устанавливается критическое (звуковое) течение газа, т.е. скорость потока газа в выходном сечении сопла равна местной скорости звука, соответствующей статической температуре газа в этом сечении.