 |
Расчёт основных параметров
|
|
|
|
3.1.1. Степень двухконтурности m. Под степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный контур GВII к расходу воздуха через внутренний контур GВI ТРДД
m = GВII / GВI. (3.1)
В настоящее время наметилось достаточно чёткое разделение ТРДД на три группы:
- с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми скоростями полёта);
- со средними m = 1,0…3,0
- большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с дозвуковыми скоростями полёта).
Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень двухконтурности m = 8,0.
3.1.2. Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами хОПТ,соответствующий максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению минимального расхода топлива при заданной тяге, определяется формулой
,(3.2)
где ηII - коэффициент потерь (КПД) наружного контура.
Коэффициент потерь ηII учитывает все гидравлические потери в проточной части наружного контура от сечения Н-Ндо сечения CII - CII см. (рис. 3.1.). По статистическим данным величина коэффициента ηII составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют 15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре. Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент ηII = 0,85.
3.1.3. Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД
|
|
|
Исходным значением для расчёта полезной работы внутреннего контура L цI принимаем значение полезной работы цикла ТРД – L ц ТРД
, Дж/кг. (3.3)
3.1.4. Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД
м/с. (3.4)
3.1.5. Тяга внутреннего контура ТРДД
Н. (3.5)
3.1.6. Скорость истечения и удельная тяга наружного контура ТРДД
м/с. (3.6)
3.1.7. Тяга наружного контура ТРДД
Н. (3.7)
3.1.8. Полная тяга ТРДД
Н. (3.8)
3.1.9. Удельная тяга ТРДД
Н·с/кг. (3.9)
3.1.10. Удельный расход топлива
кг/(Н·с). (3.10)
3.1.11. Мощность турбины вентилятора
Вт. (3.11)
4. СРАВНЕНИЕ ТРД, ТВД и ТРДД
Результаты выполненных расчётов основных параметров двигателей ТРД, ТВД и ТРДД сведём в таблицу (табл.1.).
Таблица 1
Сравнение параметров ТРД, ТВД и ТРДД
| Параметры | Тип двигателя | ||
| ТРД | ТВД | ТРДД | |
| Тяга двигателя Р,кН | |||
| Удельный расход топлива С уд ,кг/(Н·ч) | 0,085 | 0,026 | 0,027 |
| Удельная тяга Р уд ,Н·с/кг | |||
Относительная тяга 
| 3,25 | 3,2 | |
Относительный удельный расход топлива  уд
| 0,30 | 0,32 |
Сравнение ТРД, ТВД и ТРДД проведём путём анализа основных параметров, полученных в ходе расчёта. При одинаковых исходных заданных параметрах 
, 
, GВ и принятой одновальной схеме двигателя параметры ТРДД и ТВД оказываются лучше, чем параметры ТРД по тяговым характеристикам и удельному расходу топлива.
ЛИТЕРАТУРА
1. Шулекин В.Т., Тихонов Н.Д.. Методические указания по газодинамическому расчёту турбореактивных и турбовальных двигателей ВС ГА по дисциплине «Термодинамика, теплопередача и теория АД».– М.: МГТУ ГА, 1998. – 64 с.
2. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 2000. – 287 с.
3. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. – М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 1990. – 703 с.
|
|
|
4. Шулекин В.Т. Основы теории и конструирования авиационных двигателей: Конспект лекций. – М.: МГТУ ГА, 1994. – 140 с.
5. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных машин. – М.: Машиностроение, 1995. – 317 с.
6. Авиационные газотурбинные двигатели. Термины и определения. ГОСТ 23851-79. – М.: Издательство стандартов, 1978.
7. Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин. ГОСТ 23199-78. – М.: Издательство стандартов, 1979.
8. В.В. Кулагин. Теория газотурбинных двигателей: Учебник. Кн. 1/ Анализ рабочего процесса, выбор параметров и проектирование проточной части. – 264 с. Кн. 2 / Совместная работа узлов, характеристики и газодинамическая доводка выполненного ГТД. – М.: Изд-во МАИ, 1994. – 304 с.
9. Государственная Система обеспечения единства измерений. Единицы величин. Межгосударственный стандарт ГОСТ 8.417-2002. – Минск.: Межгосударственный совет по стандартизации, метрологии и сертификации, 2002. – 28 с.
10. Шашкин В.В., Нечаев В.М. Авиационные газотурбинные двигатели. Часть III. Теория рабочего процесса: Учебное пособие/ – Л.: ОЛАГА, 1972. – 139 с.
11. Кулагин В.В. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. 2-е изд. Кн. 1. Основы теории ГТД рабочий процесс и термогазодинамический анализ. Кн. 2. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики.- М.: Машиностроение, 2003. – 616 с.
Приложение П.1
Международная стандартная атмосфера (МСА) ГОСТ 4401–81 (фрагмент)
| Высота, км | Температура | Барометрическое давление p H | Плотность ρ Н, кг/м3 | Скорость звука а, м/с | ||
| T H, К | t H, °C | Па | мм. рт. ст | |||
| 0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0 4,5 5,0 5,5 6,0 6,5 7,0 7,5 8,0 8,5 9,0 9,5 10,0 10,5 11,0 11,5 12,0 12,5 13,0 14,0 15,0 16,0 18,0 20,0 | 288,15 284,900 281,651 278,402 275,154 271,906 268,659 265,413 262,166 258,921 255,676 252,431 249,187 245,943 242,700 239,457 236,215 232,974 229,733 226,492 223,252 220,013 216,774 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 216,650 | 15,0 11,750 8,501 5,252 2,004 -1,244 -4,491 -7,737 -10,984 -14,229 -17,474 -20,719 -23,963 -27,207 -30,450 -33,693 -36,935 -40,176 -43,417 -46,658 -49,898 -53,187 -56,376 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 -56,500 | 101325,0 94561,3 89876,3 84559,7 79501,4 74691,7 70121,2 65780,4 61660,4 57752,6 54048,3 50539,3 47217,6 44075,5 41105,3 38299,7 35651,6 33154,2 30800,7 28584,7 26499,9 24540,2 22699,9 20984,7 19399,4 17934,0 16579,6 14170,3 12111,8 10352,8 7565,2 5529,2 | 760,00 716,019 674,128 634,250 596,310 560,234 525,952 493,393 462,491 433,180 405,395 379,076 354,161 330,593 308,315 287,271 267,409 248,677 231,024 214,403 198,765 184,067 170,264 157,398 145,507 134,516 124,357 106,286 90,846 77,6524 56,7437 41,4781 | 1,225 1,16727 1,11166 1,05810 1,00655 0,956954 0,909254 0,863402 0,819347 0,777038 0,736429 0,697469 0,660111 0,624310 0,590018 0,557192 0,525786 0,495757 0,467063 0,439661 0,413510 0,388570 0,364801 0,337429 0,311937 0,288375 0,266595 0,227855 0,194755 0,166470 0,121647 0,088909 | 340,294 338,370 336,435 334,489 332,532 330,563 328,584 326,592 324,589 322,573 320,545 318,505 316,452 314,485 312,406 310,212 308,105 305,984 303,848 301,697 299,532 297,351 295,154 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 295,069 |
Приложение П.2
|
|
|
Основные показатели топлив для газотурбинных двигателей ГА
а) топлива Российской Федерации
| Свойства | Т–1 | ТС–1 | РТ | ТС–6 |
| Плотность, кг/м3 | Не менее | Не менее | Не менее | Не менее |
| Удельная теплота сгорания, кДж/кг | ||||
| Температура начала кипения, °C | ||||
| Температура конца кипения, °C | ||||
| Температура вспышки, °C | Не ниже | Не ниже | Не ниже | – |
| Температура начала кристаллизации, °C | –60 | –60 | –60 | –60 |
| Теоретически необходимая масса воздуха, кг/кг топл. | 14,9 | 14,9 | 14,9 | 14,9 |
б) топлива США
| Свойства | Jp–4 | Jp–5 | Jp–6 |
| Плотность, кг/м3 | 750…800 | 790…850 | 780…840 |
| Удельная теплота сгорания, кДж/кг | |||
| Температура начала кипения, °C | Не нормируется | Не нормируется | |
| Температура конца кипения, °C | Не нормируется | – | |
| Температура вспышки, °C | – | Не ниже | – |
| Температура начала кристаллизации, °C | –60 | –48 | –54 |
| Теоретически необходимая масса воздуха, кг/кг топл. | 14,94 | 14,94 | 14,94 |
Продолжение приложения П.2
в) альтернативные топлива
| Свойства | Жидкий водород | АСКТ |
| Плотность, кг/м3 | 70,8 | 585…595 |
| Удельная теплота сгорания, кДж/кг | ||
| Температура начала кипения, °C | –253 | Не ниже –10 |
| Температура конца кипения, °C | –253 | –10 |
| Температура вспышки, °C | 550…600 | 480…580 |
| Температура начала кристаллизации, °C | –262 | – |
| Теоретически необходимая масса воздуха, кг/кг топл. | 34,2 | 15,4 |
|
|
|
АСКТ – авиационное сконденсированное топливо состоит из этана С2Н6 (0…2 %), пропана С3Н8 (10…20 %), бутана С4Н10 (40…50 %), пентана С5Н12 (40…50 %) и гексана С6Н14 (10…15 %)
Приложение П.3
|
|
|
