Добавил:

Upload Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.

Вуз:

Московский технологический институт "ВТУ"

Предмет:

[НЕСОРТИРОВАННОЕ]

Файл:

записка.docx

Скачиваний:

Добавлен:

24.09.2019

Размер:

6 Мб

Скачать

☆

<<< < Предыдущая 1 2 3 45 / 65 6 > Следующая >>>

Расчет скоростной характеристики

Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=0,25

1. Для расчетной высоты полета =0 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =101320 Па, температура = 288 К и скорость звука =340 м/с, М=0,4

2.По числу =0,4 определяется скорость полета самолета

м/с

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=288(1+ *0,25²)=292 К

давление

=101320 =105,8 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=292 К

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

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=105,8*0,97= 102,6 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=102,6*1,968=201,99 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=201,99*16,08=3248,3 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=1,968*16,08=31,64

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,15527

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*3248,3=3085,88 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =156,5 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =450 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=156,5*0,98=151,8 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =82,04 кПа

26. Температура на срезе сопла

=450- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-85+ =184,95 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=0,5

Расчет скоростной характеристики производится при постоянном значении высоты полета для разных значений скорости полета, определяемых рядом значений числа .

Расчет ведется в следующей последовательности:

2.По числу =0,4 определяется скорость полета самолета

м/с

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=288(1+ *0,5²)=302 К

давление

=101320 =120,19 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=302 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=120,19*0,97=116,58 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=116,58*1,92=224,4 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=224,4*15,21=3414,14 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=1,92*15,21=29,285

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,19325

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*3414,14=3243,44 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =164,5 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =459,25 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=164,5*0,98=159,58 кПа

25. Давление на срезе сопла

=159,58 =86,23 кПа

26. Температура на срезе сопла

=459,25- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-170+ =159,068 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=0,75

Расчет ведется в следующей последовательности:

1. Для расчетной высоты полета =0 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =101320 Па, температура = 288 К и скорость звука =340 м/с, М=0,7

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=288(1+ *0,75²)=320 К

давление

=101320 =147,15 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=320 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=147,15*0,97= 142,73 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=142,73*1,86109=265,63 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=265,63*13,94=3703,08 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=1,86109*13,94=25,94

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,25863

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*3703,08=3517,92 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =178,44 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =474 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=178,44*0,98=173,1 кПа

25. Давление на срезе сопла

=173,1 =93,53 кПа

26. Температура на срезе сопла

=474- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-255+ =101,56 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=1,0

Расчет ведется в следующей последовательности:

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

2.По числу =0,75 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=288(1+ *1²)=346 К

давление

=101320 =191,8 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=346 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=191,8*0,97= 186 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=186*1,785=332,08 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=332,08*12,45=4134,78 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=1,785*12,45=22,23

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,35479

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*4134,78=3928,04 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =199,24 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =494 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=199,24*0,98=193,26 кПа

25. Давление на срезе сопла

=193,26 =104,43 кПа

26. Температура на срезе сопла

=494- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-340+ =53,37 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет скоростной характеристики при Н=0 и М=1,25

Расчет ведется в следующей последовательности:

1. Для расчетной высоты полета =0 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =101320 Па, температура = 288 К и скорость звука =340 м/с, М=1,25

2.По числу =0,75 определяется скорость полета самолета