Москва-2013 г

ТЕОРИЯ АВИАЦИОННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

(Учебное пособие по курсовой работе)

ВВЕДЕНИЕ

В настоящее время основные параметры и эксплуатационные характеристики авиационных ГТД определяются, в основном, путем их расчета по характеристикам основных элементов силовой установки с учетом принятой программы регулирования и эксплуатационных ограничений. В данном пособии изложена методика определения параметров, основных размеров элементов проточной части и эксплуатационных характеристик двухконтурных авиационных двигателейсо смешением (ТРДДсм) и без смешения потоков (ТРДД), а также вертолетных ГТД (ТВаД).

Схемы двухконтурныхдвигателей с указанием принятых обозначений различных сечений их проточной части приведены на рис.1 (ТРДД без смешения потоков) и на рис.2 (ТРДДсм со смешением потоков).

Рис.1. ТРДД без смешения потоков

Рис.2. ТРДД со смешением потоков

Расчет параметров и характеристик двигателя производится на ЭВМ в диалоговом режиме. Небольшая часть расчетов проводится вручную и их результаты запрашиваются ЭВМ у студента(для контроля). При этом расчет ведется при следующих условиях и допущениях.

1. Все рассматриваемые режимы работы двигателя - установившиеся, а параметры потока в каждом сечении проточной части - осредненные.

2. Расчетным режимом работы двигателя является максимальный режим в расчетных условиях полета.

3. Показатели адиабаты и значения газовой постоянной для воздуха и продуктов сгорания не зависят от условий полета и режима работы двигателя. В программе заложены следующие их значения, которые следует принимать и при ручном расчете.

- для воздухаk = 1,4;R = 287,05 Дж/(кг∙К);

- для турбин высокого давленияk_г.в = 1,3;R_г.в = 287,6 Дж/(кг·К);

- для турбины низкого давления, сопла внутреннего контура или сопла ТРДД с камерой смешенияk_г.н=1,33;R_г.н = 287,4 Дж/(кг·К);

4. Весь охлаждающий турбину воздух отбирается за компрессором высокого давления и возвращается в проточную часть за турбиной высокого давления. При этом снижение температуры газов за турбиной, вызванное подмешиванием охлаждающего воздуха, не учитывается.

5. В ТРДДсм за турбиной происходит полное смешение потоков еще до входа в сопло. Расчет параметров потока на выходе из камеры смешения ведется по приближенной методике, изложенной в учебнике [1]. При этом, поскольку потери на смешение обычно невелики, принимается, что σ_см = 1.

6. Перепад в сопле (в соплах) двигателя на всех рассматриваемых режимах близок к критическому или превышает его, так что значениеq(λ) в минимальном сечении сопла практически не отличается от единицы (и принимается равным ей); расширение газа (воздуха) в соплах - полное.

7. Характеристика входного устройства дается в виде типовой зависимости (рис.3).

Рис. 3. Зависимость коэффициента потерь полного давления во входном устройстве отМн

8. В двигателе применены только осевые компрессоры, причем характеристики каскадов компрессора рассчитываются по методике, изложенной в работе [2].

9. Турбина высокого давления считается работающей на всех рассматриваемых режимах с неизменными значениямиπ*_т,η*_ти параметра расхода . Турбина низкого давления в двигателях без смешения потоков работает (с учетом допущения 6) так же, а для турбины низкого давления в двигателях с камерой смешения используется её типовая характеристика.

10. Для основной камеры сгорания принимается, что значения η_гиσ_ксостаются неизменными на всех режимах её работы.

В заключении к данному руководству приводятся рекомендуемое содержание выводов, которыми должна заканчиваться работа, а также перечень вопросов для подготовки к её защите.

Допущения, принятые при расчете вертолетных ГТД, приведены в третьей части пособия.

Основные обозначения и сокращения

Сокращения и нижние индексы:

ВХ - входное устройство (воздухозаборник);

КВД - компрессор высокого давления;

КНД - компрессор низкого давления (вентилятор);

КС - камера сгорания;

ТВД - турбина высокого давления;

ТНД - турбина низкого давления;

С - сопло;

ГГ - газогенератор;

ТКМ - турбокомпрессорный модуль;

Другие индексы:

к - компрессор;

м - механический;

пр - приведенный;

т - турбина, топливо;

г - горение, камера сгорания, газ;

Σ - суммарный, относящийся ко всему рабочему процессу;

р - расчетный режим;

* - (верхний индекс) - параметры (в параметрах) заторможенного потока.

Обозначения

с - скорость (абсолютная) воздуха или газа (продуктов сгорания), м/с;

с_п - условная теплоемкость процесса подвода теплоты при горении керосина в воздухе, кДж/(кг·К);

с_р = 1004,7 Дж/(кг·К) - теплоемкость воздуха (при р = const);

с_рг.в =1246,3 Дж/(кг·К) - теплоемкость газа в ТВД;

с_рг.н = 1158,3 Дж/(кг·К) - теплоемкость газа в ТНД и в сопле;

с_уд - удельный расход топлива, кг/(Н·ч);

D - диаметр, м;

- относительный диаметр втулки лопаточного венца;

- отношение наибольшей и наименьшей температур в адиабатном процессе повышения (понижения) давления;

- расход воздуха через компрессор внутреннего контура ТРДД, кг/с;

- расход воздуха через наружный контур ТРДД, кг/с;

- часовой расход топлива в камере сгорания, кг/ч;

- отношение расхода газа через ТВД к ;

-отношение расхода газа через ТНД к ;

g_T = G_T/G_вI - относительный расход топлива в камере сгорания;

g_охл = G_охл / - относительный расход воздуха, отбираемого из-за КВД на охлаждение турбины;

g_отб = G_отб/ - относительный расход воздуха, отбираемого из-за КВД на самолетные нужды;

Н - высота полета, м или км;

Н_u - теплотворная способность топлива, кДж/кг;

h - высота лопатки в данном сечении компрессора (турбины);

k - показатель адиабаты;

М_н - число Маха полета самолета;

m–степеньдвухконтурности;

р - давление, Па;

р* - давление заторможенного потока, Па;

Р - сила тяги, Н;

R -газовая постоянная, Дж/(кг·К);

Т* - температура заторможенного потока, К;

u - окружная скорость лопаток (физическая), м/с;

Δ* - степень подогрева рабочего тела в газогенераторе или турбокомпрессорном модуле;

η* - коэффициент полезного действия (КПД) компрессора (турбины);

η_Г - коэффициент выделения тепла (полноты сгорания);

η_м - механический КПД;

η_II -КПД наружного (второго) контура, равный отношению

приращения кинетической энергии единицы массы воздуха в нём к работе, переданной в него через вентилятор;

λ = с / а_кр - приведенная скорость;

μ - средний коэффициент нагрузки ступеней компрессора (турбины);

π - степень повышения или понижения давления в элементе двигателя или его модуле;

σ - коэффициент восстановления (сохранения) полного давления;

τ* - степень повышения температуры воздуха в компрессоре,газогенераторе или ТКМ;

φ_c - коэффициент скорости сопла (сопел) двигателя;

Индексы характерных сечений газовоздушного тракта:

н - невозмущенный набегающий (в относительном движении) поток;

в - вход в компрессор низкого давления (вентилятор);

ввд - вход в компрессор высокого давления;

к - выход из компрессора высокого давления;

г - выход из камеры сгорания;

т вд - выход из турбины высокого давления;

т - выход из турбины;

с_I - срез сопла внутреннего (первого) контура;

с_II - срез сопла наружного (второго) контура;

I - вход в камеру смешения из внутреннего контура;

II - вход в камеру смешения из наружного контура;

см - выход из камеры смешения;

с - срез сопла ТРДДсм.

Выбор исходных данных

Исходными для проведения термодинамического расчета ТРДДсм или ТРДД (намаксимальном режиме) и определения размеров его основных элементов являются следующие данные, указанные в бланке - задании на курсовую работу.

1. Тип двигателя (ТРДД или ТРДДсм).

2. Высота Н и число М полета самолетаМ_н на расчетном для двигате­ля режиме.

3. Тяга двигателя на этом режиме, т.е. тяга на максимальном режиме. (Вместо тяги может быть задан расход воздуха на макси­мальном режиме).

Температура газа перед турбинойТ^*_г, степень двухконтурностиmи суммарная степень повышения давления в компрессоре π^*_кΣ=π^*_кндπ^*_квд.

4. Тип входного устройства (лемнискатный вход или дозвуковой воздухозаборник).

Для проведения расчета студент должен выбрать следующие величины:

1. Коэффициент восстановления полного давления в основной камере сгоранияσ_кс = р^*_г / р^*_к, который находится в пределах 0,94 … 0,96.

2. Коэффициент сохранения полного давления в канале наружного контура. В двигателях с камерой смешения он может иметь значения

σ_II = 0, 96 … 0,98. В двигателях с большой степенью двухконтурности и коротким кана­лом наружного контура σ_II = 0,99 … 0,995.

3. Коэффициент полноты сгорания (выделения тепла) в ка­мере сгорания. Обычно η_г = 0,98 … 0,99.

4. КПД каскадов компрессора, т. е. компрессора низкого давления (вентилятора) η^*_кнд, компрессора высокого давления η^*_квд. КПД трансзвуковых КНД в двигателях с малой и средней степенью двухконтурности на расчет­ном режиме обычно лежит в пределах 0,83 … 0,86, а каскада высокого давления - в пределах 0,86 … 0,88. В одноступенчатых вентилято­рах η^*_кндможет также достигать значения 0,86 … 0,88.

5. КПД каскадов турбины, т. е. турбины высокого давления η^*_твд, и турбины низкого давления η^*_тнд. Обычно η^*_твд = 0,88 … 0,9, а η^*_тнд = 0,89 … 0,92.

6. Механический КПД, равный отношению мощности, потребляемой компрессором, к мощности, вырабатываемой сидящей с ним на одном валу турбиной. В расчетах он принимается одинаковым для всех каскадов турбины. Обычно равен η_м = 0,99 … 0,995.

7. Коэффициент скорости реактивного сопла φ_с = 0,985 … 0,995.

8. Относительный расход воздуха на охлаждение турбины G_охл = G_охл/G_ВI. Обычноg_охл = 0,03 … 0,06.

9. Относительный расход воздуха, отбираемого на нужды самолета

G_отб = G_отб/G_ВI. Его величина по статистическим данным обычно равна

0,03 … 0,05.

10. Приведенная скорость (число λ) на входе в камеру смешения в потоке, выходящем из внутреннего кон­тура. Обычно в ТРДДсм зна­чение λ_I на расчетном режиме лежит в пределах 0,5 … 0,7.

11. ТеплотворнаяспособностьН_U топлива. Для авиационных керосинов можно принять Н_U =43000 кДж/кг.

12. Коэффициент сохранения полного давления во входном устройстве σ_вх определяется по рис. 3 на расчетном для двигате­ля режиме.

Дата добавления: 2014-12-27