Осень 16 курс 4 ОрТОР / ТАДКУП / ТАД

2.2. Расчёт основных параметров

Рис. 2.1. Схема ТВД: 1 – воздушный винт; 2 – входное устройство; 3 – редуктор; 4 – осевой компрессор; 5 – камера сгорания; 6 – газовая турбина; 7 – выходное устройство

2.2.1. Работа расширения газа в турбине

Работа расширения газа в турбине определяется из условия полного расширения газа в турбине:

где πТ = р*Г / рТ = 2146833,57/101325 = 21,2 – действительная степень понижения давления газа в турбине;

рТ = (1,0…1,05)·рН = 101325 Па – статическое давление в потоке газа за турбиной;

ηТ – мощностной КПД турбины ТВД. На расчётном режиме рекомендуется принимать ηТ = 0,8…0,83. При этом чем больше эквивалентная мощность, тем больше КПД. В формуле (2.1) выбрано значение ηТ = 0,82.

41

2.2.2. Работа, передаваемая на вращение воздушного винта

где ηред – КПД редуктора. Рекомендуется принимать ηред = 0,97…0,99, причём, чем больше мощность двигателя, тем больше ηред . В расчёте (2.2) выбрано значение ηред = 0,99.

2.2.3. Мощность, передаваемая на вращение воздушного винта

2.2.4. Тяга, создаваемая воздушным винтом

зависимости от нагрузки винта, характеризуемой отношением мощности винта

высоконагруженных (ТВВД) – 9…10 Н/кВт. Для выполняемого расчёта выбираем К0 = 14 Н/кВт,

2.2.5. Реактивная тяга, развиваемая ТВД при Vп = 0 (на стенде, на старте)

оптимального распределения работы цикла между тягой винта и реакцией струи:

работа, передаваемая на винт. В целях приближения распределения энергии между винтом и реакцией струи к оптимальному в полёте для ТВД с современными параметрами целесообразно на земле (Н = 0, Vп = 0) передавать на винт 85…90 % работы цикла, и, следовательно 10…15 % оставить на приращение кинетической энергии струи. Этому распределению соответствует

сС = 200…350 м/с.

2.2.6. Полная тяга ТВД

Полная тяга ТВД РΣ складывается из тяги, создаваемой винтом Рв и реактивной тяги Рр – тяги, создаваемой за счёт реакции газовой струи, истекающей из сопла двигателя:

43

2.2.7. Эквивалентная мощность

Под эквивалентной мощностью Nэ понимают условную мощность, необходимую для вращения такого воздушного винта, который развивал бы тягу, равную суммарной тяге двигателя РΣ .

2.2.8. Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (Vп = 0) может

Для современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне Сэ = 0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.12) удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным ТВД.

44

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

Количество ступеней турбины zT определяется в зависимости от суммарной работы турбины LT и работы одной её ступени LСТ.T . При степени понижения давления газа в ступени турбины СТ = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину, используемых в современных ГТД (ТГ* = 1600…1650 К),

удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при СТ = 3,5…4,0 достигает 400…500 кДж/кг.

Для расчёта принимаем LСТ.T = 250 кДж/кг, тогда:

2.2.12. Удельная работа цикла ТВД

3.Расчет 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.).

давления; 4 – камера сгорания; 5 – турбина высокого давления; 6 – турбина вентилятора; 7 – сопло наружного контура; 8 – сопло внутреннего контура

46

3.1.Расчёт основных параметров

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

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 = 5,5.

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

где ηII - коэффициент потерь (КПД) наружного контура.

Коэффициент потерь ηII учитывает все гидравлические потери в проточной части наружного контура от сечения Н-Н до сечения CII - CII см. (рис. 3.1.).

47

По статистическим данным величина коэффициента ηII 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 ηII = 0,83.

3.1.3. Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД Исходным значением для расчёта полезной работы внутреннего контура

LцI принимаем значение полезной работы цикла ТРД – Lц ТРД

3.1.4. Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД

ЛИТЕРАТУРА

1.Шулекин В.Т., Тихонов Н.Д.. Методические указания по газодинамическому расчёту турбореактивных и турбовальных двигателей ВС ГА по дисциплине «Термодинамика, теплопередача и теория АД».– М.: МГТУ ГА, 1998. – 64 с.

2.Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 2000. – 287 с.

3.Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. – М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 1990. – 703 с.

4.Шулекин В.Т. Основы теории и конструирования авиационных двигателей: Конспект лекций. – М.: МГТУ ГА, 1994. – 140 с.

5.Казанджан П.К., Тихонов Н.Д. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных машин. – М.: Машиностроение, 1995. – 317 с.

6.Авиационные газотурбинные двигатели. Термины и определения. ГОСТ 23851-79. – М.: Издательство стандартов, 1978.

7.Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин. ГОСТ 23199-

78.– М.: Издательство стандартов, 1979.

8. В.В. Кулагин. Теория газотурбинных двигателей: Учебник. Кн. 1/ Анализ рабочего процесса, выбор параметров и проектирование проточной части. – 264 с. Кн. 2 / Совместная работа узлов, характеристики и газодинамическаядоводка выполненного ГТД.– М.: Изд-во МАИ,1994.– 304 с.

9.Государственная Система обеспечения единства измерений. Единицы величин. Межгосударственный стандарт ГОСТ 8.417-2002. – Минск.: Межгосударственный совет по стандартизации, метрологии и сертификации, 2002. – 28 с.

10.Шашкин В.В., Нечаев В.М. Авиационные газотурбинные двигатели. Часть III. Теория рабочего процесса: Учебное пособие/ – Л.: ОЛАГА, 1972. – 139 с.

11.Кулагин В.В. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. 2-е изд. Кн. 1. Основы теории ГТД рабочий процесс и термогазодинамический анализ. Кн. 2. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики.- М.: Машиностроение, 2003. – 616 с.

50