2.2.8. Тяга, развиваемая твд в условиях старта

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (V_п = 0) может быть вычислена по формуле:

P_Σ = N_э·K₀ = 25902,756·13 = 336735,8 H (2.11)

2.2.9. Удельный эквивалентный расход топлива

С_э = G_Т.Ч / N_э = g_Т ·G_B·3600/ N_э = = 0,256 кг/(кВт·ч), (2.12)

где G_Т.Ч = g_Т ·G_B·3600 – часовой расход топлива, кг/ч.

G_Т.Ч = g_Т ·G_B·3600 = 0,016·115·3600 = 6624 кг/ч. (2.13)

Для современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне С_э = 0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.11) удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным ТВД.

2.2.10. Определение удельных параметров твд как движителя (твд имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур)

P_уд = P_Σ / G_В = 336735,8 / 115 = 2928 (Н·с)/кг ; (2.14)

С_уд = G_Т.Ч / Р_Σ = 6624 / 336735,8 = 0,0197 кг/(Н·ч). (2.15)

2.2.11. Количество ступеней турбины

Количество ступеней турбины z_T определяется в зависимости от суммарной работы турбины L_T и работы одной её ступени L_СТ.T . При степени понижения давления газа в ступени турбины = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину, используемых в современных ГТД (= 1600…1650 К), удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при= 3,5…4,0 достигает 400…500 кДж/кг. Для расчёта принимаемL_СТ.T = 260 кДж/кг, тогда:

z_T = L_T / L_СТ.T = 705746,9/260000 = 3. (2.16)

2.2.12. Удельная работа цикла твд

L_ц = L_e+ = (L_T – L_K) + =

705746,9 – 497655,4 + = 239341,5. Дж/кг.(2.17)

2.2.13. Внутренний кпд твд

η_вн = L_ц·η_Г / q_вн = 239341,5·0,975/734599 = 0,32. (2.18)

3. Расчёт параметров трдд на базе трд

ТРДД более эффективен по сравнению с ТРД и ТВД на средних (дозвуковых и небольших сверхзвуковых) скоростях полёта (800…1200 км/ч). Такие скорости характерны для пассажирских и транспортных самолётов, поэтому ТРДД получили в настоящее время преимущественное применение на самолётах гражданской авиации. Одним из главных итогов применения ТРДД на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах явилось увеличение дальности полёта при той же загрузке, связанное с существенно лучшей экономичностью и меньшей удельной массой ТРДД по сравнению с ТРД.

Расчёт параметров ТРДД производится на базе рассчитанного ТРД. Расчёт параметров ТРДД сводится к определению основных параметров (тяги и удельного расхода) при работе на месте с учётом оптимального распределения энергии между контурами. Принимаем схему ТРДД с раздельным выпуском потоков газа и воздуха из внутреннего и наружного контуров, (схема ТРДД без смешения потоков) (рис. 3.1.).

Рис. 3.1. Схема двухконтурного ТРД (ТРДД): 1 – входное устройство; 2 – компрессор низкого давления (вентилятор); 3 – компрессор высокого давления; 4 – камера сгорания; 5 – турбина высокого давления; 6 – турбина вентилятора; 7 – сопло наружного контура; 8 – сопло внутреннего контура

3.1. Расчёт основных параметров

3.1.1. Степень двухконтурности m. Под степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный контур G_ВII к расходу воздуха через внутренний контур G_ВI ТРДД.

m = G_ВII / G_ВI . (3.1)

В настоящее время наметилось достаточно чёткое разделение ТРДД на три группы:

- с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми скоростями полёта);

- со средними m = 1,0…3,0

- большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с дозвуковыми скоростями полёта).

Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень двухконтурности m = 8,5.

3.1.2. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами х_ОПТ, соответствующий максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению минимального расхода топлива при заданной тяге, определяется формулой

^{, (3.2)}

где η_II - коэффициент потерь (КПД) наружного контура.

Коэффициент потерь η_II учитывает все гидравлические потери в проточной части наружного контура от сечения Н-Н до сечения C_II - C_II см. (рис. 3.1.). По статистическим данным величина коэффициента η_II составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют 15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре. Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент η_II = 0,82.

3.1.3. Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД

Исходным значением для расчёта полезной работы внутреннего контура L_цI принимаем значение полезной работы цикла ТРД – L_{ц ТРД}

Дж/кг. (3.3)

3.1.4. Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД

^{м/с. (3.4)}

3.1.5. Тяга внутреннего контура ТРДД

Н. (3.5)

6. Скорость истечения и удельная тяга наружного контура ТРДД

^{м/с. (3.6)}

6. Тяга наружного контура ТРДД

^{Н. (3.7)}

6. Полная тяга ТРДД

Н. (3.8)

6. Удельная тяга ТРДД

^{Н·с/кг . (3.9)}

6. Удельный расход топлива

кг/(Н·с). (3.10)

6. Мощность турбины вентилятора

Вт. (3.11)