5.9.3. Расчет второй ступени по среднему диаметру

Исходные данные для расчета: работа ступени = 161 500 Дж/кг, час-

юта вращения ротора n=7960 об/мин, параметры потока перед ступенью

р*' =5,8*10⁵ Па, Т₀*' = 1121 К, p^’₀=5,4 * 10⁵Па, Т₀’=1099 K, ₂=0,55), форма и размеры проточной части.

В предварительном расчете принято: число Маха на выходе из ступени: M₀=0.52 ( =0,55) и угол потока по абсолютной скорости ₂ = 85°.

1. Температура торможения на выходе из ступени

2. Окружная скорость

3.скорость газа на выходе из ступени:

Абсолютная скорость

осевая составляющая абсолютной скорости

окружная -составляющая абсолютной скорости

окружная -составляющая относительной скорости

относительная скорость

4. Окружная составляющая относительной скорости на входе в рк

где

5. Площадь проточной части на входе в ступень

6. Угол потока -на входе в рк по абсолютной -скорости определяется, как и в расчете первой ступени, по двум формулам:

Результаты решения первого уравнения приведены в табл. 5.3, а второго _— з табл. 5.4. Графическое решение уравнений (рис. 5.1Э. б) дает = 33°05', = 0,848.

7. Абсолютная скорость газа на входе в РК

ее осевая составляющая

8. Относительная скорость газа на входе в РК

9. Параметры газа на выходе из СА: статическое давление

статическая температура

10. Углы потока по относительной скорости:

на входе в РК

на выходе из РК

11. Степень конфузорности течения

По сумме углов = 113°39' и величине k по рис. 5.16 определяем = =0,982.

12. Адиабатная работа расширения газа в РК

13. Параметры газа на выходе из ступени: статическое давление

Статическая температура

Температура торможения

Полное торможения

14.Адиабатная работа расширения газа в ступени:

По заторможенным параметрам

По статическим параметрам

14. Степень реактивности на среднем диаметре

14. Коэффициент полезного действия ступени

14. Адиабатная работа расширения газа в турбине

14. Коэффициент полезного действия турбины

Глава 6 выходные устройства

6.1. Назначение и параметры выходных устройств

Выходное устройство ТРД можно видеть на рис. 5. Основным элементом его является сопло 6, в котором происходит превраще­ние потенциальной энергии газа в кинетическую энергию направ­ленного движения. Сопло связано с турбиной выходным каналом 5, где поток благодаря конусному обтекателю перестраивается с кольцевого на цилиндрический.

В ряде случаев из-за особенностей компоновки двигателя на самолете перед соплом устанавливается удлинительная труба (на рис. 5 не показана. Не показаны также устройства для реверса и девиации тяги, являющиеся элементами выходных устройств).

Кроме задачи эффективного преобразования потенциальной энергии газа в кинетическую энергию струи выходные устройства должны обеспечить необходимый закон регулирования двигателя, возможное снижение шума реактивной струи, отклонение вектора тяги в заданном направлении (реверс). Выходное устройство сов­ременного двигателя представляет сложную систему, от работы которой зависят летно-технические характеристики самолета.

Параметром, характеризующим работу выходного устройства, является располагаемая степень понижения давления газа в сопле

определяемая, как отношение полного давления газа р_т* перед соплом к статическому давлению р_н в окружающей атмосфере.

Величина зависит от числа М полета и от режима работы двигателя, т. е. от величин, определяющих суммарную степень по­вышения давления в двигателе. Примерная зависимость от М для ТРД при *=10 ... 15 и Т_г* = 1400 ... 1500 К приведена на рис. 6.1.

Величина определяет тип применяемого на двигателе сопла. На дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростях полета величина незначиельно превышает ( для , что позволяет применять простые и легкие суживающие сопла. Когда же значительно больше (на сверхзвуковых скоростях полета), применение таких сопел приводит к большим потерям тяги и вынуждает применять сверхзвуковые сопла