Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчёту авиационного ГТД на заданном режиме работы

Расчёт производится по исходным данным по мере изучения основных элементов двигателя и сводится к следующему:

– определение параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя;

– расчёт площадей и диаметров проходных сечений, длины лопаток компрессора, турбины, осевых размеров элементов двигателя;

– построение в масштабе (на миллиметровке) профиля проточной части и действительного цикла спроектированного двигателя;

– определение основных параметров спроектированного двигателя: тяги, удельной тяги, удельного расхода топлива, внутреннего КПД;

– расчёт параметров ТВД, ТРДД на базе ТРД;

– сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД;

– проверка правильности расчёта и анализ результатов;

– защита курсового проекта.

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

1. РАСЧЁТ ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ

Турбореактивным двигателем или двигателем прямой реакции называется авиационный газотурбинный двигатель, в котором преобладающая часть энергии сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, истекающую из реактивного сопла (выходного устройства) двигателя (рис. 1.1.).

 

 

Рис. 1.1. Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 – входное устройство;

2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное устройство

Турбореактивный двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ступенчатым осевым компрессором ( = 6,4), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и двухступенчатой газовой турбиной ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (t _н = + 15°С, р _н = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м²) на уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (V _п = 0) взлётную тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор G_B = 164 кг/с и удельном расходе топлива С _уд = 0,112 кг/(Н·ч). Двигатель имел массу 3 100 кг, максимальный диаметр 1,4 м и длину 5,38 м; был установлен в 1957 году на первый в СССР реактивный пассажирский самолет Ту-104 (взлётная масса 78 т; масса пустого самолета 44,2 т; масса коммерческой нагрузки 8 т.; количество пассажиров 100 чел.; дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке 2 100 км; крейсерская скорость 800 км/ч; высота крейсерского полета 10 км; запас топлива на борту 20 т.). Силовая установка самолёта Ту-104 состояла из двух ТРД РД-3М-500.

Расчёт двигателя производится при стандартных атмосферных условиях в условиях старта воздушного судна (Н = 0, V _п = 0). Режим работы двигателя – взлётный. Порядок расчёта ТРД следующий.

По заданной высоте полета Н = 0 в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81, Приложение П.1) находятся параметры воздуха на входе в двигатель:

- давление воздуха р _н = 101 325 Н/м²;

- плотность воздуха ρ _н = 1,225 кг/м³;

- температура воздуха Т _н = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Т _н = 286 К).

Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД.

 

Входное устройство

 

Входным устройством авиационного ГТД называют часть двигателя воздушного судна (летательного аппарата), состоящую из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. Входное устройство современного ГТД является одним из его функциональных модулей.

Для воздушных судов гражданской авиации с числом Махакрейсерского полёта М _кр = 0,8…0,9 применяются дозвуковые входные устройства, которые отличаются простотой конструкции и возможностью регулирования их параметров.

Входное устройство предназначено для забора воздуха из окружающей атмосферы, предварительного его сжатия за счёт использования кинетической энергии набегающего потока и подвода воздуха к компрессору с заданной скоростью и с минимальными гидравлическими потерями (рис. 1.2.).

Геометрия входного устройства ГТД определяется на расчётном режиме работы двигателя, соответствующего полёту воздушного судна на эшелоне (высота Н _кри скорость V _кр). Все остальные режимы работы входного устройства, в том числе и при старте воздушного судна (Н = 0, V _п= 0), при наборе высоты, снижении и заходе на посадку - нерасчётные.

Плавные очертания внутренней и наружной поверхностей обечайки входного устройства необходимы для предотвращения срыва воздушного потока (как правило, потребный угол наклона внешней поверхности обечайки к направлению набегающего потока составляет приблизительно 4…5 °) и создания равномерного поля скоростей и давлений во входном отверстии воздухозаборника (сечение Вх-Вх). Радиус окружности, описывающей обечайку в её передней части, приближенно находится по формуле

r = (0,04…0,05)· . (1.1)

Размеры отверстия выбираются таким образом, чтобы скорость потока в нём на расчётном режиме составляла 50…70 % от скорости полёта воздушного судна. Это требование обеспечивает большую часть (75…80 %) увеличения давления перед воздухозаборником и позволяет таким образом снизить общие потери. Форма внутреннего канала воздухозаборника выбирается так, чтобы в нём происходило дальнейшее торможение потока (примерно до начала обтекателя). Канал имеет вид диффузора, эквивалентный угол раскрытия которого составляет 2 ·α = 6…10° во избежание отрыва потока от внутренней поверхности обечайки воздухозаборника.

Диаметр канала входного устройства воздухозаборника в сечении В-В D_В равен диаметру компрессора D_К (D_В = D_К = 0,99 м(см. формулу 1.12).

Диаметр канала входного устройства в сечении Вх-Вх D_Вх на расчётном режиме полёта определяется по формуле:

, (1.2)

где – относительный диаметр воздухозаборника при М_кр = 0,80…0,85, .

Выбираем М_кр = 0,8, , и из формулы (1.2) получаем

м.

Длина входного устройства определяется по известному диаметру:

, (1.3)

где D_В – диаметр входного устройства (компрессора).

м. (1.4)

 

 

 

Рис. 1.2. Схема входного устройства

 

Осевой компрессор

 

Компрессор – это лопаточная машина, предназначенная для сжатия воздуха за счёт внешней механической работы, подводимой от газовой турбины, и последующей подачи сжатого воздуха в камеру сгорания (рис. 1.3.). Для рассматриваемого двигателя выбираем многоступенчатый осевой компрессор.

Расчёт компрессора сводится к определению:

– параметров воздуха на входе в компрессор –

– параметров воздуха на выходе из компрессора –

– длины лопаток первой и последней ступеней, длины компрессора;

– количества ступеней (z) компрессора;

– работы компрессора и мощности, потребляемой компрессором.

 

 

 

 

 

Рис. 1.3. Схема осевого компрессора

 

Сечение В–В

1. Полная температура воздуха:

 

, (1.5)

где М _Н= 0,так как V _п= 0.

В результате К.

2. Полное давление воздуха:

,(1.6)

где σ_Вх = – коэффициент восстановления (сохранения) полного давления воздуха. Для дозвуковых входных устройств σ_Вх = 0,96…0,98. Чем больше σ_Вх, тем выше эффективность работы входного устройства (больше тяга двигателя и меньше удельный расход топлива). В среднем увеличение σ_Вх на 1 % вызывает повышение тяги на 1 % и снижение удельного расхода топлива на 0,5 %.

Выбираем коэффициент восстановления полного давления воздуха во входном устройстве (рис. 1.4.) , тогда Па.

 

 

Рис. 1.4. Зависимость коэффициента восстановления полного давления во входном устройстве ТРД от числа М_Н полёта:

σ _Вх0 = 0,98 при М _Н= 0, при М _Н> 1 (до М _Н= 3) расчёт по формуле:

σ _Вх = σ _Вх0 – 0,02241·(М _Н – 1)² – 0,14561·(М _Н – 1)³ + 0,086282·(М _Н – 1)⁴ –

0,14561·(М _Н – 1)⁵

 

3. Статическая температура воздуха:

. (1.7)

При применении дозвуковых ступеней в осевом компрессоре обычно осевая составляющая скорости на входе в компрессор с_В принимается равной 170…195 м/с.

Выбираемосевую составляющую скорости потока воздуха в сечении В-В м/с, тогда Дж/(кг·К)

К.

4. Статическое давление воздуха p_В

 

Па. (1.8)

 

5. Плотность воздуха

 

кг/м³. (1.9)

 

6. Площадь проходного сечения

 

м². (1.10)

 

7. Наружный диаметр компрессора D_B определяется с использованием формулы:

. (1.11)

 

Для первых ступеней многоступенчатых компрессоров относительный диаметр втулки компрессора принимается равным 0,3…0,6.

Выбираем относительный диаметр втулки компрессора , тогда

м.(1.12)

 

8. Диаметр втулки компрессора

 

м.(1.13)

9. Длина лопаток рабочего колеса первой ступени компрессора

 

м.(1.14)

Сечение К–К

 

1. Определение удельной работы компрессора

 

. (1.15)

 

Для осевых компрессоров со степенью повышения давления воздуха = 20…30 КПД составляет = 0,8…0,86.

Выбираем КПД компрессора по заторможенным параметрам , тогда удельная работа компрессора равна

Дж/кг. (1.16)

2. Полное давление воздуха

 

Па.(1.17)

 

3. Полная температура воздуха

 

К.(1.18)

4. Статическая температура воздуха

 

К. (1.19)

 

На выходе из последних ступеней компрессора величина осевой скорости с_К не должна превышать 120…150 м/с.

Выбираем скорость воздуха за компрессором м/с,тогда статическая температуравоздуха равна

 

К. (1.20)

 

5. Статическое давление воздуха

 

Па. (1.21)

 

6. Плотность воздуха

 

кг/м³. (1.22)

 

7. Площадь проходного сечения

 

м². (1.23)

 

8. Наружный диаметр компрессора. Принимаем закон профилирования проточной части компрессора D _К = const, т.е. D _В = D _К = 0,99 м.

 

9. Внутренний диаметр компрессора

 

м. (1.24)

 

10. Длина лопаток на выходе из компрессора

 

= 0,032 м = 32 мм. (1.25)

 

11. Определяем количество ступеней (z) компрессора. Обычно повышение давления в одной ступени осевого компрессора изменяется в пределах = 1,3…1,5.

Выбираемстепень повышения давления воздуха в ступени и прологарифмировав формулу () ^z получим:

. (1.26)

 

12. Определяем длину компрессора по формуле l_K = 2,4 ·b_СР·z,где b_СР –средняя хорда профиля лопатки, z – количество ступеней компрессора.

Выбираем , тогда среднюю высоту компрессорной решетки h_СР можно определить по формуле:

= 0,0905 м; (1.27)

 

м;

 

м. (1.28)

13. Определяем мощность, потребляемую компрессором

 

Вт. (1.29)

 

Камера сгорания

Камеры сгорания (рис. 1.5.) предназначены для подвода тепловой энергии к рабочему телу в двигателе за счёт преобразования химической энергии топлива в тепловую. От совершенства и устойчивой работы камер сгорания в значительной степени зависит эксплуатационная надёжность и экономичность работы двигателя.

Расчёт камеры сгорания сводится к определению:

– параметров газа на выходе из камеры сгорания –

– длины камеры сгорания L_К.С ;

– относительного расхода топлива– G_T /G_B;

– коэффициента избытка воздуха на выходе из камеры сгорания α_к.с.

 

Рис. 1.5. Схема камеры сгорания

 

Сечение Г–Г

 

1. Полное давление газов на входе в турбину рассчитывается по заданной температуре и в зависимости от типа камеры сгорания, в соответствии с которыми оценивается возможная величина коэффициента восстановления полного давления σ_к.с = 0,92…0,97.При этом чем выше , тем меньшее значение σ_к.с рекомендуется принимать. Ориентируясь на камеру сгорания двигателя РД-3М-500, принимаем σ_к.с = 0,93.

Па (1.30)

2. Полная температура газов задаётся в исходных данных:

К.

3. Статическая температура газов

 

. (1.31)

На выходе из камеры сгорания осевая скорость газов должна быть в пределах с_Г = 160…220 м/с.

Выбираем с_Г = 180м/с. Принимая значения коэффициента адиабаты и газовой постоянной равными k_Г = 1,33 и R_Г = 288 Дж/(кг·К), вычислим удельную теплоёмкость газов С_РГ

Дж/(кг·К). (1.32)

Подставляя принятые и вычисленные значения с_Г и С_РГ в формулу 1.31, определим значение статической температуры Т_Г

К.

 

4. Статическое давление газов

 

;(1.33)

Па.

 

5. Плотность газа

кг/м³. (1.34)

 

6. Диаметр камеры сгорания.

Наружный диаметр камеры сгорания D_К.Сн на входе (сечение К-К) равен диаметру компрессора D_К, на выходе – (сечение Г-Г) – диаметру турбины м.

Внутренний диаметр камеры сгорания D_К.Свн определяется из соотношения , где принимает значения 0,5…0,7.Выбираем = 0,6, тогда D_К.Свн = = 0,6·0,99 = 0,59 м.

7. Длина камеры сгорания L_К.С определяется суммой длины диффузора камеры сгорания l_Д (l_Д = 100…150 мм)и длины жаровой трубы l_Ж (l_Ж = 400…600 мм). Выбираем l_Д = 150 мм, l_Ж = 550 мм, тогда

L_К.С = l_Д + l_Ж = 150 +550 = 700 мм = 0,7 м.

Для обеспечения высокой полноты сгорания и достаточно равномерного поля температур на выходе из камеры сгорания отношение длины жаровой трубы l_Ж к её поперечному размеру D_Ж должно составлять не менее 3…4 . Однако это отрицательно сказывается на габаритах и массе двигателя, кроме этого в выхлопной струе появляется повышенное количество сажи, приводящее к возрастанию дымности двигателя. В современных ГТД добиваются уменьшения относительной длины жаровой трубы до значений 2,0…2,5. При этом практически отсутствует дым в выхлопных газах, но несколько сужается диапазон устойчивой работы камер сгорания по составу смеси.

Принимаем компромиссное решение по одновременному обеспечению устойчивой работы камеры сгорания и приемлемому уровню дымности, выбирая = 3,0. В результате диаметр жаровой трубы равен мм.

Для современных ГТД относительная длина диффузоров камер сгорания .

Выбранные нами значения l_Д, l_Ж и вычисленный диаметр жаровой трубы D_Ж находятся в пределах, характерных для современных ГТД, так как .

8. Относительный расход топлива в основной камере сгорания G_T /G_B определяется из уравнения баланса энергии:

; (1.35)

 

, (1.36)

где H_u – низшая (рабочая) теплотворная способность топлива (для авиационных керосинов H_u = 42900…43100кДж/кг). Выбираем H_u = 43000 кДж/кг;

η_Г – коэффициент полноты сгорания (выделения теплоты), который на расчётных режимах для основных камер сгорания принимает значения в пределах 0,970…0,995.При этом чем выше температура (больше область горения в жаровых трубах), тем большие значения коэффициента η_Г рекомендуется принимать.

Выбираем η_Г = 0,97.

Таким образом, величина относительного расхода топлива в основной камере сгорания будет равна:

. (1.37)

9. Коэффициент избытка воздуха на выходе из камеры сгорания (α_к.с) находится по формуле

α_к.с = 1 /g_Т ·L_о,(1.38)

где L_о, для авиационных керосинов равное 14,9, – теоретически необходимое количество воздуха для полного сгорания 1кг топлива.

Значение L_о и другие показатели авиационных топлив приведены в Приложении П.1.

α_к.с = 1 /g_Т ·L_о = 1/0,02 ·14,9 = 3,35.(1.39)

Если полученное значение α_к.с оказывается более 5…7 или менее 1…2,то рабочий процесс в камере сгорания практически неосуществим, поскольку при этом происходит «срыв» пламени из-за слишком бедной или обогащённой смеси, соответственно. Для получения положительного результата необходимо либо увеличить , либо .

 

Турбина

 

Турбина ГТД – это лопаточная машина, в которой происходит отбор энергии от сжатого и нагретого газа и преобразование её в механическую энергию вращения ротора, которая используется для привода компрессора и агрегатов (рис. 1.6).

 

Расчёт турбины сводится к определению:

– степени понижения давления газа ;

– параметров газа на выходе из турбины –

– геометрических размеров турбины – диаметров на входе и выходе, длины турбины, высоты лопаток на входе и выходе;

– количества ступеней (z) турбины.

 

Рис. 1.6. Схема осевой турбины

 

Сечение Г–Г

 

1. Используя одно из условий совместной работы газогенератора (компрессора, камеры сгорания и турбины) в одновальном ТРД на установившихся режимах, определим соотношение между расходами G_В и G_Г.

Расход воздуха через компрессор G_В равен сумме расходов воздуха через камеру сгорания G_К.С, отводимого от компрессора на охлаждение G _охл и отбираемого для других целей G _отб, т.е.

G_В = G_К.С + G _охл + G _отб. (1.40)

Расход газа через турбину G_Г равен сумме расходов воздуха на входе в камеру сгорания G_К.С и секундного расхода топлива G_Т, т.е.

G_Г = G_К.С + G_Т (1.41)

Из совместного решения соотношений (1.40) и (1.41) получим

 

G_Г = G_К.С · (1 + g_Т) = (G_В – G _охл– G _отб)·(1 + g_Т) =

= G_В · (1 – g _охл – g _отб) · (1 + g_Т), (1.42)

где g _отб = G _отб / G_В – относительный расход воздуха, отбираемый от компрессора высокого давления на нужды воздушного судна (кондиционирование воздуха в кабине экипажа и салонах, вентиляция приборных отсеков, обогрев воздухозаборников и др.). Величина g _отб в первом приближении принимается равной 0,01…0,02, а в заключительной части расчёта осуществляется проверка его принятого значения. Принимаем g _отб = 0,017;

g _охл – относительный расход воздуха, идущий на охлаждение турбины. Величина g _охл может быть определена для принятой системы охлаждения (конвективная, конвективно–плёночная, заградительная) лишь после расчёта теплового состояния основных деталей турбины (лопаток, дисков, корпусов) и их прочностного расчёта. Можно условно принять, что до Т = 1250…1270 К турбина неохлаждаемая (первый сопловой аппарат имеет конвективную систему охлаждения, а рабочие и сопловые лопатки всех последующих ступеней выполнены без системы охлаждения), а при Т > 1270 К турбина охлаждаемая (рабочие лопатки также, как и сопловые, имеют систему охлаждения). В зависимости от принятой системы охлаждения и Т по графику (рис. 1.7) оценивается величина g _охл. Принимая конвективно-плёночное охлаждение для Т = 1450 К определяем g _охл = 0,05.

Назовём величину (1 – g _охл – g _отб) · (1 + g_Т) = G_Г / G_В – относительным расходом газа, обозначим g_Г и вычислим его значение:

 

g_Г = (1 – g _охл – g _отб) · (1 + g_Т) =

= (1 – 0,05 – 0,017) · (1 + 0,02) = 0,952 (1.43)

 

 

 

 

Рис. 1.7. Зависимость относительного расхода воздуха на охлаждение турбины от температуры газа перед турбиной и типа системы охлаждения лопаток: 1 – внутренне конвективное охлаждение; 2 – комбинированное (конвективно-плёночное) охлаждение; 3 – пористое и проницаемое охлаждение (многослойные перфорированные материалы)

 

2. Площадь проходного сечения

м². (1.44)

3. Наружный диаметр турбины

м (1.45)

4. Внутренний диаметр турбины

м. (1.46)

5. Длина лопаток

м. (1.47)

6. Средний диаметр турбины

Расширение канала в турбине обеспечивается за счёт увеличения наружного диаметра и уменьшения внутреннего диаметра d_Г, при этом D_СР = const

м. (1.48)

7. Из уравнения баланса мощностей турбины и компрессора находится удельная работа расширения газа в турбине L_Т.

Мощность турбины N_Т равна сумме мощностей компрессора N_К, вспомогательных агрегатов N _агр и трения в подшипниках N _тр, т.е.

 

N_Т = N_К + N _агр+ N _тр или N_Т · η_т = N_К или L_Т · G_Г · η_т = L_К · G_В,

 

что в соответствии с (1.42) и (1.43) приводит к уравнению баланса работ компрессора и турбины

L_К = L_Т · g_Г · η_т, (1.49)

где η_т – коэффициент, учитывающий затраты мощности на привод вспомогательных агрегатов N _агр (топливных, масляных и гидронасосов, электрогенераторов и других устройств) и на преодоление трения N _тр в подшипниках ротора турбокомпрессора. Рекомендуется в первом приближении принимать коэффициент η_т равным 0,99…0,995, большие значения соответствуют более мощным двигателям. Из уравнения (1.49) определим:

L_Т = = 500256 Дж/кг (1.50)

8. Определяем степень понижения давления газа в турбине

, (1.51)

где – адиабатный КПД турбины, оценивающий только гидравлические потери в турбине. Уровень важен для турбин ТРД и ТРДД, поскольку его величина оказывает влияние на мощность привода компрессора и вспомогательных агрегатов в этих двигателях. Для современных двигателей КПД лежит в пределах 0,90…0,92.

Выбираем = 0,92, тогда

. (1.52)

 

Сечение Т–Т

 

1. Полное давление газа

Па. (1.53)

2. Полная температура газа определяется из уравнения сохранения энергии применительно к турбине

К. (1.54)

3. Статическая температура газа

К. (1.55)

Осевая составляющая скорости газа с_Т на выходе из турбины обычно лежит в пределах 200…350м/с и более. Выбираем с_Т = 350м/с, тогда

К.

4. Статическое давление газа

Па. (1.56)

5. Плотность газа

кг/м³. (1.57)

6. Площадь проходного сечения

м². (1.58)

7. Длина рабочих лопаток турбины h

Исходя из принятого закона профилирования проточной части турбины , имеем

м. (1.59)

8. Наружный и внутренний диаметры турбины

м; (1.60)

м. (1.61)

9. Выбираем количество ступеней турбины

Расчёты и практика конструирования показывают, что для одновальных ГТД прямой реакции обычно требуется иметь двух- или трехступенчатую турбину.

Поскольку расчётное значение степени повышения давления воздуха в компрессоре составляет 22, выбираем трёхступенчатую турбину (z = 3).

10. Длина турбины определяется по формуле l_T = 2,6 ·b_ср·z, где b_ср – хорда лопатки на среднем радиусе; z – количество ступеней турбины.

Выбираем b_ср = 0,5 ·h_ср,тогда среднюю высоту решетки газовой турбины h_ср можно определить по формуле h_ср= (h_Г + h_Т) / 2= (0,03925 + 0,083)/2 = = 0,061 м.

Хорда лопатки на среднем радиусе b_ср = 0,5 ·0,061 = 0,03м.

Длина турбины l_T = 2,6 ·0,03 ·3 = 0,234м.

 

Выходное устройство

 

Выходное устройство, являясь функциональным модулем силовой установки (выходным модулем), включает ряд элементов. В зависимости от назначения силовой установки ими могут быть: реактивное сопло или диффузорный газоотводящий патрубок, реверсивное устройство, устройство для отклонения или поворота вектора тяги, шумоглушения, снижения инфракрасного излучения и др.

Основным элементом большинства выходных устройств является реактивное сопло, в котором происходит ускорение потока газа с целью создания реактивной (дополнительной) тяги.

Для расчёта выходного устройства проектируемого двигателя принимаем суживающееся (дозвуковое) реактивное сопло.

Выходное устройство предназначено для преобразования оставшейся тепловой энергии газа в кинетическую энергию его направленного движения и отвода продуктов сгорания в окружающую среду (рис. 1.8.).

Расчёт выходного устройства сводится к определению:

– параметров газа на выходе из сопла;

– скорости течения газа из сопла с_с;

– геометрических размеров – диаметра и длины выпускной трубы – D_Т, l_В, а также диаметра и длины сопла – D_С, l_С.

 

Сечение Т ′ –Т ′

 

1. Площадь проходного сечения

м². (1.62)

2. Диаметр проходного сечения

м. (1.63)

3. Располагаемая степень понижения давления газа

. (1.64)

 

Рис. 1.8. Схема выходного устройства

 

Так как располагаемая степень понижения давления газа π_СР = 4,11больше критической степени понижения давления π_КР = 1,85, то для суживающегося реактивного сопла действительная степень понижения давления в данном случае равна π_С = π_КР = 1,85. Таким образом, дозвуковое сопло работает в режиме недорасширения, а на выходе из сопла устанавливается критическое (звуковое) течение газа, т.е. скорость потока газа в выходном сечении сопла равна местной скорости звука, соответствующей статической температуре газа в этом сечении.

 

Сечение С–С

 

1. Скорость истечения газа из сопла

м/с, (1.65)

где φ_С – коэффициент скорости (φ_С = С_С / С_{С ад}), учитывающий внутренние потери скорости. Рекомендуется принимать φ_С = 0,97…0,985. Причём, чем больше π_СР, тем меньшие значения φ_С следует принимать. В расчёте принято значение φ_С = 0,97.

2. Статическое давление газа

Па. (1.66)

3. Статическая температура газа

К. (1.67)

4. Плотность газа

кг/м³. (1.68)

5. Площадь выходного сечения сопла

Рассмотрим два способа определения площади выходного сечения сопла.

В первом используется уравнение расхода, которое включает газодинамические функции:

G_Г = m_Г · , (1.69)

где q(λ_С) – газодинамическая функция относительной плотности тока газа;

λ = – коэффициент скорости (приведённая скорость).

Из формулы (1.69) определим выражение для вычисления площади выходного сечения сопла, которая является критическим сечением:

м². (1.70)

Второй способ заключается в определении значения площади выходного сечения сопла по уравнению неразрывности:

G_Г = G_В ·(g_Г + g _охл) = F_с · c_с · ρ_с. (1.71)

Из уравнения (1.71) имеем

F_с = F _кр = м². (1.72)

Результаты вычислений по формулам (1.70) и (1.72) оказались практически одинаковыми (отличаются на 2,5 %), поэтому, когда не требуется точных вычислений и для инженерной практики вполне оправданно применение простых уравнений.

6. Диаметр сопла

м. (1.73)

7. Длина выпускной трубы

м. (1.74)

8. Длина сопла

м. (1.75)

9. Принимаем углы конусности

(1.76)

 

⇐ Предыдущая1234567Следующая ⇒

Поделиться:

Воспользуйтесь поиском по сайту: