- •Курсовой проект по предмету
- •На тему: «Термодинамический расчет авиационного гтд»
- •Содержание
- •Основные условные обозначения
- •Основные сечения потока
- •Сокращения
- •Используемые индексы
- •Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчёту авиационного гтд на заданном режиме работы
- •1. Расчёт 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. Расчёт 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. Расчёт параметров трдд на базе трд
- •3.1. Расчёт основных параметров
- •4. Сравнение трд, твд и трдд
- •Литература
1.1. Входное устройство
Входным устройством авиационного ГТД называют часть двигателя воздушного судна (летательного аппарата), состоящую из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. Входное устройство современного ГТД является одним из его функциональных модулей.
Для воздушных судов гражданской авиации с числом Маха крейсерского полёта Мкр = 0,8…0,9 применяются дозвуковые входные устройства, которые отличаются простотой конструкции и возможностью регулирования их параметров.
Входное устройство предназначено для забора воздуха из окружающей атмосферы, предварительного его сжатия за счёт использования кинетической энергии набегающего потока и подвода воздуха к компрессору с заданной скоростью и с минимальными гидравлическими потерями (рис. 1.2.).
Геометрия входного устройства ГТД определяется на расчётном режиме работы двигателя, соответствующего полёту воздушного судна на эшелоне (высота Нкр и скорость Vкр). Все остальные режимы работы входного устройства, в том числе и при старте воздушного судна (Н = 0, Vп = 0), при наборе высоты, снижении и заходе на посадку - нерасчётные.
Плавные очертания внутренней и наружной поверхностей обечайки входного устройства необходимы для предотвращения срыва воздушного потока (как правило, потребный угол наклона внешней поверхности обечайки к направлению набегающего потока составляет приблизительно 4…5°) и создания равномерного поля скоростей и давлений во входном отверстии воздухозаборника (сечение Вх-Вх). Радиус окружности, описывающей обечайку в её передней части, приближенно находится по формуле
r = (0,04…0,05)·. (1.1)
Размеры отверстия выбираются таким образом, чтобы скорость потока в нём на расчётном режиме составляла 50…70 % от скорости полёта воздушного судна. Это требование обеспечивает большую часть (75…80 %) увеличения давления перед воздухозаборником и позволяет таким образом снизить общие потери. Форма внутреннего канала воздухозаборника выбирается так, чтобы в нём происходило дальнейшее торможение потока (примерно до начала обтекателя). Канал имеет вид диффузора, эквивалентный угол раскрытия которого составляет 2·α = 6…10° во избежание отрыва потока от внутренней поверхности обечайки воздухозаборника.
Диаметр канала входного устройства воздухозаборника в сечении В-В DВ равен диаметру компрессора DК DВ = DК = 0,97 м (см. формулу 1.12).
Диаметр канала входного устройства в сечении Вх-Вх DВх на расчётном режиме полёта определяется по формуле:
, (1.2)
где – относительный диаметр воздухозаборника приМкр = 0,80…0,85, .
Выбираем Мкр = 0,8, ,и из формулы (1.2) получаем
м.
Длина входного устройства определяется по известному диаметру:
, (1.3)
где DВ – диаметр входного устройства (компрессора).
м. (1.4)
Рис. 1.2. Схема входного устройства