Энергетический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя Введение

Данная работа посвящена определению основных параметров двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) на расчетном режиме. При разработке методики принят ряд допущений, позволивший существенно упростить методику расчета. Допущения эти следующие:

1. Значения опытных коэффициентов: и др., а также физических констант: , которые характеризуют свойства воздуха и газа, на всех режимах работы двигателя принимаются неизменными и, следовательно, такими же, как и на расчетном режиме.

2. Компрессор низкого давления имеет одинаковую степень повышения давления в обоих контурах.

3. Потери во входном устройстве определяются по приближенной аналитической зависимости.

4. Процесс смещения потоков в смесительном устройстве не рассчитывается. Температура газов после смещения определяется по приближенной формуле.

5. Коэффициенты полезного действия компрессоров низкого и высокого давления принимаются равными.

6. Оптимальная степень повышения давления в компрессоре низкого давления соответствует равенству давлений заторможенного потока в контурах перед смесителем.

7. Работа турбины высокого давления принимается равной работе компрессора высокого давления . Такое же допущение принято и для каскада низкого давления: . Это соотношение отражает то обстоятельство, что расход воздуха через компрессор низкого давления в (m+1) раз больше, чем расход газа через турбину низкого давления.

Методика определения параметров трдд на расчетном режиме

При проектировании двигателя набор основных его параметров, определение геометрических размеров и площадей проходных сечений проточной части производится для режима, который называется расчетным режимом. Расчетный режим выбирается в соответствии с назначением самолета. Параметры, характеризующие расчетный режим работы двигателя, являются исходными данными для выполнения курсового проекта и приводятся в бланке задания.

Исходными данными на проект являются

1) Тип самолёта: пассажирский

2) Взлётная масса самолёта: G_c=90 т

3) Максимальная полётная скорость V_п=950 км/ч

4) Тип двигателя: ТРДД ПС-90А

5) Расчетная высота =0 и число =0 полета самолета

6) Тяга двигателя: R= 120 кН

7) Степень повышения давления воздуха в компрессоре

8) Температура газа перед турбиной T_г=1450 К

9) Степень двухконтурности m=4,4

Необходимые исходные данные для энергетического расчёта двигателя

1) Расчетная высота =0 и число =0 полета самолета

2) Степень повышения давления воздуха в компрессоре

3) ) Температура газа перед турбиной T_г=1450 К

4) Тяга двигателя: R= 120 кН

е) Степень двухконтурности m=4,4

Определение параметров трдд

1. Для расчетной высоты полета =0 из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =101320 Па, температура = 288 К и скорость звука =340 м/с.

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=288(1+ *0²)=288 К

давление

=101320 =101,32 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=288 К

5. При дозвуковой скорости полета коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет 0,97-0,98.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=101320*0,98=98.28 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

=

8. Адиабатическая и действительная работа сжатия воздуха в первом контуре

9. Параметры воздуха за компрессором

кПа

=288+

10. Параметры газа на выходе из камеры сгорания

=0,95*1965,6=1867,32 кПа

_Тг - задана в исходных данных.

11. Относительный расход топлива в камере сгорания

=

12. Определение параметров газа за турбиной и производится по формулам, полученным на основе решения уравнения баланса мощности

.

Где: - мощность турбины высокого и низкого давления;

- мощность компрессора высокого давления и компрессора низкого давления, затрачиваемая на сжатие воздуха, поступающего в первый контур;

- мощность компрессора низкого давления, затрачиваемая только на сжатие воздуха, поступающего во второй контур.

Величины , и могут быть представлены в виде:

, , ,

где: - расход воздуха через первый контур;

- расход воздуха через второй контур;

- работа турбины высокого и низкого давления;

- работа компрессора ;

- работа компрессора низкого давления.

Использую степень двухконтурности , уравнение может быть представлено в виде

.

Используя известные выражения

,

и введя обозначения:

,

соотношение можно привести к виду, позволяющему непосредственно определить давление газа за турбиной

=

где: =

13. Степень понижения давления в турбине

=

14. Работа турбины

=708,61

15. Температура газа за турбиной

=

16. Давление за компрессором низкого давления

=

17. Степень повышения давления в компрессоре низкого давления

= 1

18. Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления

= 1,004*288*( )=62,47

19. Действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления

=

20. Температура за компрессором низкого давления

= 288+ К

21. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

=

22. Действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления

= =404,71

23. Из условия равенства работ компрессора и турбины

определяется температура газа за турбиной высокого давления

=1450-

24. Адиабатическая работа расширения в турбине высокого давления

= =444,74

25. Из выражения

определяется степень понижения давления в турбине высокого давления

= 3.58

и давление за турбиной высокого давления

= = 521,598 кПа

26. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

=

27. Давление на выходе из турбины (перед соплом)

=191*0,98=187,18 кПа

28. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла равна критической

= м/с

29. Действительная скорость истечения газа

=375,7 м/с

30. Так как сопло в рассматриваемом двигателе сужающееся и скорость истечения равна критической, термодинамические параметры газа на сопла определяется по формулам:

давление = =101,15 кПа

температура =447- 382 К

31. Удельная тяга

32. Секундный расход воздуха, необходимый для создания заданной силы тяги

33. Расход воздуха через внутренний контур

=

34. Расход воздуха через наружный контур

=

35. Часовой расход топлива

=

36. Удельный расход топлива

=

Параметры свойств рабочего тела и значения опытных коэффициентов, принятые постоянными: