/
Текст
%
Министерство
высшего и среднего специального образования РСФСР
А. А. БУЛАВКИН, Б. А. РОГОЖИН
4 ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
РАСЧЕТ ВСХ ТРД, ДТРД и ТВД
КАЗАНЬ 1985
УДК 629.7.036.3.01(075.8)
Булавкин А.А., Рогсжин Б.А. Выбор параметров, термогазодина-
мический расчет и раочет BOX ТРД, ДТЕД и ТЕД: Учебное пособие. -
Казань: КАИ, 1985. - 67 с.
Учебное пособие предназначено для студентов вечернего факуль-
тета, выполняющих курсовой и дипломный проекты по авиационным га-
зотурбинным двигателям, и может быть также полезно студентам дру-
гих факультетов и специальностей, выполняющим аналогичные проекты.
Предполагается, что вопросы теории двигателей изучены,напри-
мер, по учебникам 11,2,31. Поэтому эти вопросы в пособии не изла-
гаются и во всех неясных случаях следует обращаться к учебникам.
Табл. - II. Ил. - 18. Вгёллогр. - 7 назв.
Рецензенты: профессор 3.Г,Шайхутдинов;
канд.техн.наук К.В.Каховский
© Казанский ордена Трудового Красного Знамени
и ордена Дружбы народов авиационный институт
имени А.Н.Туполева, 1985.
Введение
На современных летательных аппаратах в основном используются
газотурбинные двигатели: турбореактивные (ТРД).двухконтурные тур-
бореактивные (ДТРД) и турбовинтовые (ТВЦ). Выбор типа двигателя
определяется назначением летательного аппарата и предъявляемыми
к нему тактико-техническими и технико-экономическими требованиями.
Проектирование двигателя начинается с расчета,который услов-
но можно разделить на несколько этапов.
Первый этап - выбор и обоснование основных пара-
метров - температуры газов перед турбиной Т* и степени повышения
давления в компрессоре 31 • для выбранного типа двигателя и основ-
ных его элементов. На основании статистических данных задаются
безразмерные коэффициенты, оценивающие эффективность работы эле-
ментов двигателя.
Второй этап - термогазодинамический расчет, в ре-
зультате которого определяются параметры воздуха и газа по тракту
двигателя, его удельные параметры и к.п.д., а также основные раз-
меры проточной части. Подсчитываются расход воздуха,газа,топлива,
мощность турбины и др.
- Данные этого расчета являются в дальнейшем исходными для
проведения подробных расчетов элементов двигателя: входного уст-
ройства, компрессора, камеры сгорания, турбины, выходного уст-
ройства и др.
Третий этап - расчеты высотно-скоростных характе-
ристик (ВСХ), которые позволяют оценить эффективность работы дви-
гателя в различных условиях эксплуатации.
В пособии приняты некоторые допущения. Хотя они и несколько
снижают точность расчета ВСХ (особенно на больших высотах и ско-
ростях полета), но в то же время существенно упрощают расчет и
3
его объем. При этом сохраняется характер изменения основных пока-
зателей двигателя.
Г Я а в а I. ттОРЕШИЕНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Задаются: тяга на максимальном режиме, расчетные скорость и
высота полета, назначение двигателя и, в некоторых случаях,удель-
ный расход топлива.
1,1, ftiOQD и обоснование основных лараметроа лигамм
Выбор температуры газа перед турбиной и определение расчет-
ной степени повышения давления воздуха в компрессоре одновального
и двухвального ТРД производится в зависимости от назначения и
условий работы двигателя.
Рис.I.I.Расчетная схема одновального ТРД
Температура газа перед турбиной в зависимости от назначения
двигателя выбирается в таких пределах: у неохлаждаемых турбин
Т* * (1200. ..1350Ж, у охлаждаемых Т* * (1400...Г700Ж. Для пас
оажжрских и транспортных самолетов о большим ресурсом, как прави-
ло, выбирается меньшее значение Т* , а для истребителей - боль-
шее. Подробно о выборе параметров ТРД ом. в работе[I,о.237-240].
Произвольно выбираются 4-5 значений 91* (например, 2, 4,8,
12, 16). Для каждого значения 91£ подсчитывается температура воз-
духа за компрессором
• ' т* , (i.i)
к * к Я )
где к.п.д. компрессора выбирается в пределах ц£ 0,84...0,86, а
Tj определяется в зависимости от заданных высоты и скорости по-
лета:
•чт’-лзаа»--
^•Ч* Л* сЛк • (1,2)
\ к -1 j
где V - скорость полета,м/о; - температура воздуха на задан-
ной высоте (приложение I),
Для каждого вначения Т £ определяется относительный расход
топлива в камере сгорания по номограже в зависимости от Т* и Т*
(приложение 2) или по формуле
q ж_£е1г_25*1«—.
(1.3)
Здесь коэффициент полноты сгорания можно принять i?r = 0,98,а виз-
жа* теплотворная способность топлива выбирается в пределах Н «
• (43 000...43 300) кДж/кг. Комплексы c^TJ. ,срТ* и (Т* берут-
ся ив таблиц приложения 3.
По выбранной температуре газа перед турбиной для каждого зна-
чения W*x определяется величина свободной энергии
• ’ л *
; 1РтКэт*^-<)------ J . 1 Дж/«г, (1Л)
где степень повышения давления во входном устройстве
В формуле (1.4) коэффициенты выбираются в таких пределах:
а.п.д. турбины у* « 0,90,..0,92; механический к.п.д.$м * 0,99...
Г. .0,995; коэффициент восстановления тепла а • 1,02...1,04; ко-
эффициент сохранения полного давкеяж* » входном устройстве
воГо давления, в системе, скачков <3£с определяется , по
(рис. 1.2), между каскадами компрессора выбирается б,*
« 0,98 1
, дайне турбины
пять 5 4 0,04. Если турбина охлаждается воздухом,
« I500K (? » 0,05...0,06, при 17 « I600K б » 0,(
Т J = I700K <5 == 0,12.. ,0,14. ) ; Ч
5
Рис.I.2.Зависимости коэффи-
циента сохранения полного
давления от числа М полета
для входных устройств о раз-
личным чиолом скачков
для воздуха и = 1,40; Р = 287,3 Дж/(кг-К);т = 0,0404 о.К°»8/м;
для газа:
Т* = (1000...1400)К;кг == 1,33;Р. = 287,6 ДжАкг.К); гл
« 0,0397 с*К°»5/м;
Т* = (1400...1600Ж; кг = i,30; Р_ = 288,0 ДжАкт-К); m -
- 0,0393 с«К°»5/м;
т; > 1600 К; Ир =1,25; Рг =288,6 Дж/(кг-К);т? =0,0387 о.К°»б/м.
Для каждого значенияк сь определяется удельная тяга двига-
теля
Чд- V Н‘ с/кг’
где к.п.д. реактивного сопла выбирается в пределах рс 0,93
...0,95, и удельный расход топлива
Э&ОО-П
г кг/(Н.ч).
"мл
р
* УД
по я*
УД~"
Результаты расчетов ЦБ
ятся зависимости и Су.
R<jd»
М_с
кг
иСш сводятся в табл.1,1,отро-
(рио.1.3).
ЦазаЗ,
кг
Ич
Рио. 1.3.Зависимости Руд, и С уд
по gtfc для определениярасчетной
степени повышения давления р
По графику в зависимости от назначения двигателя или ваданно-
го значения Сул находится Исходное.для терыогазодинамического рас-
чета 2t*K<p . !
1*2» Термогазодинамический расчет ДИГатадя
Бкодаьэ устройство» По таблице стандартной атмосферы (ом. при-
ложение I) в зависимости от высоты иолета находятсяРн иТн . Опре-
деляются параметры воздуха на входе в компрессор:
температура Т*»Т М* К;
в hi 2 n /
давление р* =Р 6+|/_ У37 б * 51 Па.
<3*с берется из графика, приведенного на рис.1.2, в зависимости
отМп и типа входного устройства.
Осевая скорость на входе в компрессор выбирается для осевых
компрессоров = 180. ..200 м/с. Определяется приведенная скорость
& РЙП
По таблице 1ЩФ (приложение 4) находятся значения Ц (3^).$ (ав)
и(аь), по которым подсчитываются:
температура Тв=Ч (ЛТ* К;
давление Па;
плотностькг/м3.
Компрессор. Определяется работа сжатия компрессора
ч- ’ л/кг
и параметры воздуха на выходе из компрессора:
/ К-1 \
Т*-Т* 1 к : Пп
. ’к“ Л ’ Рк=РЛ.р Па.
Скорость воздуха за компреосором^выбирается в пределахск=
> 100...160 м/с. Определяется приведенная скорость:
Но таблице 1ДФ находятся значения gr (ак ); <Х ( ан) и по ним опре-
деляются:
давлениерк = а(Лк)р* Па;
температура TKectUQ Т* К;
плотность воздухар=-~- кг/м3.
Камера сгорания. Температура газа на выходе из камеры сго-
рания Т* выбрана. По номограмме (приложение 2) жди до форму-
ле (1.3) определяются относительный расход топлива Ц,т. Коэффици-
ент избытка воздуха
Определяется скорость на выходе из камеры сгорания в преде-
лах Сг « 180...200 м/с. Подсчитывается приведенная.скорость
л_ =
По таблице Ш находятся значения Я (3tT ) и ч ( з»г ), опре-
деляется:
давление » ®*tp* Haj рг=чКЛтУр£ Па;
температуре Тт»«С(аг)Т* К;
плотность р = кг/м .
Турбина. Определяются параметры газа на выходе же турбины:
давление
* -4
р 1
Па;
температура
Расчет турбины при двухкаскадной схеме компрессора имеет ие-
которые особенности.
Рис.1.4„Расчетная схема двухвального ТРД
При двухкаокадной схеме компрессора (рис.1.4), выбирается ко-
эффициент z распределения адиабатной работы между каскадами:
8
1
=0,4... 0,5.
1-К.йД
Тогда адиабатная работа каскада компрессора низкого давления
Ч.Н.аяд = аЧ.АД
ГЦе Ц.Ш=1-к!?КДк/КГ-
Степень повышения давления в каскаде компрессора низкого дав-
ления
в каскаде высокого давления
« V . /
I к-в-а-Ч.н.а /
Работа сжатия воздуха в каскаде низкого давления
И"'
L = -А- РТ* (л* А г~ О J-— to/кг,
К.Н.Й K-i в к.н.Э
'Дер:.и.3 = 2^Ю,02...0,05). /
'емпература воздуха за компрессором низкого давления
(к-1 \
at* * । \
1. J wa ~ 1 1 j,
г>* Д'
1 /к.н.в /
5 z \
Работа турбины низкого давлений
Ц.н.9 =(Н£р(М') to/Kr’
Работа сжатия воздуха в каскаде высокого давления
^к.в.в=т£^Ч ^\.н.0 ^к.ь.а — дж/кг>
\ ¥к.ь.э
гдер*ъ.ажР*к*(0«0'-..0,02). \
Температура воздуха за компрессором высокого давления
К-1
|+ ^к.в.а к -1
. V:.B.a
к.
/ 7* =Т*
/ к.в.а к-н.а
Работа турбины высокого давления
£ж/кг‘
*"' Па.
температура Т* = Т* ка
Па.
Параметры газа за турбиной высокого давления:
зратура Т* = Т*------------------К;
_____Г> п
кг-1 ГЧМ
,ние F&= Р? I* - -------—-
\ Р Т* п*
\ кг—| г г
Параметры газа за турбиной низкого давления:
—----------- К;
Г Г> п
Иг-1 ,
давление р;=р;>в.э И----------------------
Y кг- 4 ^г"^т.ь.з?т.н.а
Выбирается скорость газа за турбиной в пределах С," 300...
...450 м/о. Определяется приведенная скорость
Л.
с
У2$п^:
По таблице 1ДФ находятся значения (Лт) иХ(Лт ), опре-
деляются:
давление рт= ЭНа.рр* Па;
температура Тт ='гСлт>Т* К;
плотность р_я кг/м3.
О т VrTr
Реактивное сопдо. Ес ли рн /р* к
то уста-
навливается суживающее оопло, при этом давление газа на ореэе ре-
активного сопла рс = рн Па. При рн/р*б£ЬП( <£>крдля уменьшения по-
терь в тяге устанавливается сопло Лаваля. В этом случае давление
на срезе сопла рс=ри. Скорость газа на срезе реактивного сопла
Сс= й^Т " ] “Z0-
Приведенная скорость газа на срезе сопла
ас=.
По таблице ЦЦФ по Лс находится значение Ч. ( Лс) и подсчитывается
температура
тс = Шс) т;
10
1 плотность rasa
Р- ’rZ"3-
Веди и на двигателе устанавливается суживаю-
щее сопло, то параметры rasa на срезе его найдутся по формулам:
давление
Рс.к р=3^Лс.кр^Р-г ®эых Па,
где Фэдх1* 0,92...0,96 - коэффициент сохранения полного давления
в выходном устройстве;
температуре Тс.„р«Шсж,,)Т^ К;
плотность Р, кс= кг/м3;
° ₽ Рг-Ухр
скорость cc.w=y2j^VrT’pt м/с.
L?, Уздадми Дитчам
Удельная тяга:
- при полном расширении газа в реактивной сопле
^>аа.=^+Цт^с’с “ V Н.о/кг;
- при неполном расширении /
Wft']
Удельный расход топлива
кг/(Н-ч).
Полученный удельный расход топлива должен соответствовать с точно-
стью исходному или заданному значению при выборе а£р . Если
р— кг/о.
ма
с«л*^-«-г • то Расчет следует повторить, предварительно изменив
коэффициенты или скорости в расчетных сериях.
Расход воздуха через двигатель
Расход газа через турбину и сопло Gy «=(4+0.)&ь кг/о.
(++Q )c2-V2
Эффективный к.п.д. двигателя р =—х?,- с------- •
2Hu£}T
Полетный к.п.д. р_ =—~-----»
<-n 1-+.Э-
Общий К.П.Д. ровре2п. П
Мощность турбины N =------------
(H4T)f.U-S)5
сечениях двигателя
Площадь на входе в компреосор (сечение В-В);
— м2. • .
Y
Здесь mB= 0,0404 с-К°’°/м. Наружный диаметр сечения на входе в
компрессор
D = л / — м.
вн PIG-C&)
О,35...0,60 - втулочное отношение. Внутренний
= Т)_и м . Средний диаметр
1 d-п В* ч
т> - (НОвт)Ркн u
Db.tp- 2 “• Бъ 2 '
Площадь на выходе из компрессора (сечение И-И)Г = п 7 м .
" " " "р
Втулочное отношение на последней ступени компрессора d_ “ •
_______
_ / 7г ’
= const на всех ступенях dK=y<-^^— . При ПН<ШН"СОП&1
1 . При DKC0=const
“й>
^к.ВН
3 - зФк ср-
БТ Р + xD2
ги к.ер I
Средний диаметр выходного сечения компрессора при Г>и,нс^в.ц
нЗвт у)
U
„ -г Оавн
Здесь d,_ = т5---
ВТ ив.н
диаметр сечения
в.вн
При DK.H
на всех ступенях du =
И
®к.ср= “2
при DK вн = вц ^к.ер = "2
Площадь входного сечения турбины (сечениеГ-Г ) Fr
Средний диаметр сечения на входе в турбину
Пгср=И,05...<,20)Т>к.ср м.
к.и м>
'к.ън M1
Tf
°г— „2
?ГСг ’
12
Длина лопатки соплового аппарата первой ступени турбины
Наружный диаметр входного сечения турбины Т)г = TLh_ м,вну-
треннийТ)гвн=1)г>ср-Нгм. Q
Плошада выходного сечения турбины (сечение J -Т)Г_ = —^-ir.
\ "у. - ~й£т
Втулочное отношение на последней ступени турбины-'
^BT=lA“_[Jr2 при ’П-Г.н= ’
jf *» JLL'^-'Ц
pi ^Т.ер~Ут ‘ тч — ТЗ
f О1"" ГТЛЛВ* ПРИ LrcP" °тср ’
Длина лопатки.последней ступени турбины
^Т = g ^Т.Н*1 ПрИ ^Т.Н~^Г.Н ’
м при РТ1Срв1ЭГСр."
Внутренний диаметр выходного сечения турбины Г>тън= T\.H - 2 hTM.
Площадь реактивного оопла (оечение С - С)
Ге-Л-
Ге с ие.кр
Диаметр выходного сечения суживающегося и сверхзвукового со-
пел при полном расширении газа
р e4/^M.
Диаметр критического сечения сопла
D = л/ЗЕс-ир/
ис.кр у я “•
Термогазодинамический расчет ТРД на этом заканчивается.
Глава 2. ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Задаются тяга на максимальном режиме, расчетные скорость и вы
сота полета, назначение двигателей и,в некоторых случаях, удельный
расход топлива.
2.1, Выбег и обоонояяэде осиомвд WWWTW гвдгнтевд
Выбор температуры rasa перед турбиной, определение расчет-
ных степени двухконтурнооти и степени повышения давления воздуха
в компрессоре двухвального ДТРД с раздельными соплами и одним соп-
лом производится в зависимости от назначение I условий работы
двигателя.
На рис.2.1 приведена расчетная схема двухвальжого ДТРД без
подпорных ступеней компрессора высокого давления.
Рис. 2.1. ^счетная схема двухвального ДТРД о раздельной
соплами без подпорных ступеней компрессора
Температура газа перед турбиной выбирается в тихих пределах:
у неохлаждаемых турбин Т* = (1200. ..1350Ж, у охлаждаемых - Т* =
= (1400...1700)К. Подробно о выборе параметров ДТРД - в работе
[I, с.387].
Произвольно выбираются 5-6 значений 91* (например, 8, 12,16,
20, 24, 30) и одно значение к.п.д. компрессора в пределах 7* 4,84...
...0,86. По формулам (1.2) и (1.5) в зависимости от веданных высо-
ты и скорости находятся температура воздуха на- входе в компрессор
Тд и степень повышения давления воздуха вс входном устройстве^.
Далее для каждого значения й* по формуле (I.I) определяется
температура воздуха за компрессором Т* и по формуле (1.3) или по
номограмме приложения 2 - относительный расход топлива в камере
сгорания.
По выбранной температуре газа перед турбиной также для каждо-
го значения Я* по формуле (1.4) определяется величина свободной
энергии. В разд.1.1 были даны рекомендации по выбору беераэмерных
коэффициентов двигателя, которые вошли в формулу (1.4).
Выбираются 2-3 значения степени двухконтурнооти m . При вы-
боре гп нужно руководствоваться тем, что повышение ее на дозвуко-
вых скоростях полета ведет к снижению удельного расхода топлива и
увеличению диаметральных габаритов двигателя.
Расчет удельной тяги и удельного расхода топлива для различ-
ных сочетаний Т* , Я* и гп ведется при оптимальном значении ко-
эффициента распределения свободной энергии между контурами на за-
данном режиме полета о общим ооплом
и о раздельными соплами
1+mVtt/2LCBp*Bi2*pte
п ------------------------ . (г. г)
Здесь безразмерные коэффициенты выбираются в таких предо-,
лах: к.п.д. сопла первого и второго контуров рс< = 0,94 ... 0,95;
рсе = 0,92...0,94; к.п.д. турбины вентилятора 2^= 0,90...0,92;
к.п.д. вентилятора р*в = 0,85...0,87; коэффициент восстановления
тепла на турбине вентилятора Л' = 1,02...1,04.
Удельная тяга двигателя, отнесенная к общему расходу воздуха:
о раздельными соплами
о общим соплом
Удельная тяга, отнесенная к расходу воздуха через внутрен-
ний контур тЛн. с/кг.
Удельный расход топлива
ЗЬООл
СУД=О-----17ГГ->кг/(н,,)-
^иа.0Ьи»^+гп ’
Результаты расчетов сводятся в табл.2.1, затем строятся гра-
фические зависимости PWO15UI> и =J(X* ,m=cons!t„T*=con&t).
Примерный вид этих зависимостей показан на рис.2.2.
15
"Ж''
T а б * и ц а 2.1
т;, к
8 12 16 20 24
LtB, Дж/кг
Гн, к
Чт
п гл, =
гп2=
т5а
• Ь к УД-ОБЩ , Н-с/кг т<=
1712,0
Суд, кг/(Н.ч) т<=
ГП2е
Ftac. 2.2. Зависимости Pu*. овщ и Со.
пс для определения расчет-
ной степени повышения давления
^И.р
По графику в зависимости ст назначения двигателя или от за-
данного удельного расхода топлива выбираются исходные 31 ^>р и m ,
по которым производится термогазсцинамический расчет двигателя.
2.2, Термогазодинамический расчет двухвального ДТРД
с раздельными контурами
Первый контур
Входное устройство. По таблице стандартней атмосферы в зави-
симости от высоты полета находятся рн и Тн . Определяются пара-
метры воздуха на входе в вентилятор:
температура т* =ТИ (1+0,2К;
давлениер’*=рн^+^1 М;^ 5^5$ па;
скорость св = 150...200 м/с выбирается, приведенная скорость
По таблице ГИФ находятся^ (Лв), а. (а^) и и опре-
деляются:
температура ТБ = Т.(ЛБ1Т* К;
давление рБ = х(лБ')р* Па;
плотность кг/м3.
« В Р “в
Компрессор. Определяется работа сжатия компрессора и парамет-
ры воздуха на выходе из компрессора.
Работа сжатия воздуха в компрессоре
to/кг;
температура
т;=л
давление р* = р^зи* Па.
Скорость ск = 100...160 м/с выбирается, приведенная скорость
-7.
V2i^
По таблице 1Щ.Ф определяются^ Л и подсчитываются:
температура Тк= Т* К;
давление рк=.-ДЛ^р* Па;
ph i *
плотностью., = "Г- кг/м-.
a 1 |В11 ** **
5ИБЛИО <
1 КАЗАНСКОГО
Камера сгорания. Температура rasa на выходе 18 камере сгора-
ния Т* выбрана. По нсмограмле (приложение 2)или по формуле(Г.З)
определяется относительный расход топлива С|,т , а коэффициент из-
бытка воздуха
Турбина. Параметры газа на входе в турбину р* а (3*с р*к
Т* выбрана.
Выбирается скорость газа на выходе из камеры а пределах Сг
= 180...200 м/с, приведенная скорость
Лг=
По таблице 1ДФ определяются значения Т(ЛГ) .Я(ЛГ) и подсчи-
тываются:
температура Тг = т.(Лг')Т’ К;
давление рг='Эг(.Яг)р£ Па;
плотность Рг = —кг/м3.
Рр Тг
Ниже приводятся расчетные формулы для определения температур
и давлений газа за турбинами каскадов низкого и высокого давлений
без подпорных ступеней и с подпорными ступенями ксмпреооора для
сечений Т - Т и Т „ - Т_ ,.
В. 8 КЗ
Определим параметры для компрессора высокого давления без
подпорных ступеней (см.рис.2.1).
Работа турбины вентилятора кть= ъ Дж/кг
Работа сжатия вентилятора
r LT.B(UaT)U-6)
Г ------ Дж/кг.
m
Степень повышения давления воздуха в вентиляторе
I Л_Л?Т*
\ к-1 ®
Температура воздуха за вентилятором
к-
Т* =Т£ 1+
Здесь можно принять^ e V к + (0»02...0,03).
18
(•?tr
Tf
Работа турбины низкого давления при однокаскадном компрес-
С0Рв . Ud+m)
L_u а =--------— Дж/кг.
Степень повышения давления воздуха в компрессоре высокого давле-
ния
a* - —— •
лк.жа“ gt*e
Температура воздуха за компрессором высокого давления
Здесь можно принятьр*ва=£* + 0,02...0,03.
Работа сжатия воздуха в компрессоре высокого давления
1 к пт* —- Дж/кг.
Ч.в.а - к-1 к 1 нг^кка 1 ’ ft ь а
Работа турбины компрессора высокого давления при сднокаскаднсм
компрессоре
Дж/ет*
Рассмотрим особенности расчета компрессора высокого давления
с подпорными ступенями.
Рис.2.3.Расчетная схема двухвальнсго ДТРД
с подпорными ступенями компрессора
На рис.2.3 приведена схема двухконтурногс ТРД с подпорными
ступенями компрессора высокого давления. Наличие подпорных ступе-
19
• i t.Mw w
ней позволяет изменять в значительных пределах соотношение степе-
ней повышения давления в контурах и создавать двигатели о различ-
ными , ^2 и m •
Степень повышения давления в компрессоре низкого давления
находится по уравнению
^К.М.а.ЯД . - л .л
где?=---------, э выбирается в пределах 0,25...0,40.
'~к.яд
Степень повышения давления в компрессоре высокого давления
Работа сжатия воздуха в компрессоре низкого давления
to/ra-.
'6К.Н.0
Здесь 1?и.н.а определяется по уравнению
r;.H.a=^+to,O2...o,O5Y
Температура воздуха за компрессором низкого давления
т* -у и гчнД-2-] к.
ки.а 's п п»
\ 'ск.н.а /
Работа турбины'низкого давления3^
-с '~к.н.а~*'гпК2.
Работа сжатия воздуха компрессора высокого давления
4..3=Kh»f:u3t»:S-’^.
Здесь 21.ьа находится по уравнению
Температура воздуха за компрессором высокого давления:
V, \
Здесь и ниже "штрих" приписывается параметром ДТРИ, у ко-
торого компрессор высокого давления с подпорными ступенями.
20
•W*
'ijSf*.,- *
•и. -
чЧ!»«ЭД»й>Я,г
к.ьэ ки-а
И&гЛ к.
< 5Us I
Эта температура может незначительно отличаться от Т* • Совпадение
Т*м с Т* можно достичь изменением р* н g и .
Работа турбины высокого давления
Г/ -______________Укд.3___ Дж/кг•
т.в.0 (<+£р(1-6)
Параметры газа за турбиной высокого давления:
температура
t
v • т*г — т* ^"тв.а
н Л ’ ‘-Г.В.Э-
-Tt—
К;
давление
JSe.
П* =rj* fl—.^ь-Э______________
ГТ.В.Э Рг|1
у кт_Акг’г¥т».3<:п»
(здесь к.п.д. турбины выбирается: >?*.в.э = 0.89...0,90)
Па;
^r-1 Па.
-------------
У Кр-1 г Рт.В-0 Pm
Параметры газа за турбиной низкого давления:
температура
Т* =Т*
‘т 'т.ка
^т н-О „. т»'=-р
к к ’ 1 т 'т.в.а
нг п п
К_-4 г¥м
----К;
И- _
к—
давление
I»,
t.h.iS
№
Выбираем Л.т в пределах Лт = 0,6...0,65. По таблице на-
хсдим%(хт) ,91(ЛГ^ и подсчитываем:
скорость С = л
Г*' м/с;
температуру Тт=сс(лт)Т* к ; T^eXlA^T*’
24
Реактивное оопло I-го контура. Расчет параметров на срезе ре-
активных сопел производится в предположении полного расширения га-
за в первом контуре и воздуха - во втором.
По а(Лс1)=рн/р* находятся в таблице 1ДФ значения Лс4 ,‘Х(лср,
по которым рассчитываются на срезе реактивного сопла:
скоростьес = дс, |/2м/с!
температура ТС1 =<Х1ЛС ) Т* К;
давление ре)=фн Па;
плотность р ==J“-- кг/м3.
« u Ч-' ’с.4
Второй контур
Находим параметры воздуха за вентилятором. Выше были опреде-
лены Т‘й , ы’,г , а скорость в этом сечении скг =(160...200)м/с -
выбирается.
Приведенная скорость
___________________________£кг_____
кг 1/оА_ рт*"'
|Нч+1 h 'к2
По таблице ГД> находятся л (Л ма) , и определяются:
температура Тиа =rt(Aha>T*2 К;
давление р*г=а*яр*в Па ; рк2=-Х(лка)р;г Па;
плотность р = - кт/м3.
Реактивное сопло 2-го контура. Находитсяр*г =p*2S*0H . Коэф-
фициент сохранения давления в канале второго контура выбирается в
пределах ^*ам = 0,92...0,96.
Далее по Л(лС2)=рн /р’2 определяются по таблице 1ДФ значения
ЛС2 , Т(Л(.а) , по которым рассчитываются:
скорость Ccs = ЛС2 ртк2 м/с;
температура Тса = Т (Л сг) Т*а
давление рса =рн Па;
плотность = кг/мЗ.
РТГ,
К;
«*-
d 213, Qcmqmm» адкадателм дмгатедя
Общая удельная тяга
Ц».оьшГ гп+1^+Чт^|“^^+ nvU Н.о/кг.
Удельная тяга по первому контуру »^ад.1 = ^>4A.06uJnx+ •
Расход воздуха через двигатель &КМш=гГ---кг/о.
кНЛ.0БЩ
Расход воздуха через первый контур б^в-д ^в.оыи кг/°-
Расход воздуха через второй контур GB2= &В0Вш, и’/°’
Удельный расход топлива Сцп= j^2Q.-r_ кг/(Н-ч).
№ (гп+ПРуд.оац
Расход газа Gr=GB1H+(^T) кг/с.
Мощность турбины каскада высокого давления
Мощность турбины каскада низкого давления
Ne--^ «* ••Ne'.^^Si •
Эффективный к.п.д. двигателя
(1+йт)С® +гпс? ~(m.+ OV2
Г) — • ’ *»л>
2HuqT—— •
Полетный к.п.д. р = 2 И*Чт)£^/У+гпСс.а/У-1т+й ,
Общий к.п.д. р0«рерп.
?.4, Ццр-цадд и диащетадьаде размены в характерных
сечениях двигателя
Площадь на входе в вентилятор Гп=-тЛт^- и2.
ьрв ПР--------’
Диаметры оечения на входе в вентилятор Г>_ „=1/ . м,
ьн yaG-ajT)
где d =D_K/DB = 0,35...0,6; DBB=DBHdBT м. _
Ы В-В »«Н ’ ’ В.В S-W ВТ <4.(4
Средний диаметр оечения на входе в компрессорDficp=—75-^^,,*.
23
Н “•
Длина лопатки первой отупей
h
Я
- 5^. Внутренний контур
' ’ Площадь сечения на входе во внутренний контур
Г - &21_ м2.
ка< Сиарка
Диаметры сечения
®К2Н
где
, -и а м;Б =5®Н112«»!!1 м.
'и2вн1 Ч2м(ивтА" ’ uK2cpi 2
Высота лопатки компрессора на входе во внутренний контур
, Дат "’Астон
Ч—ё— “•
Расчеты по определению площадей, диаметральных размеров вну-
треннего контура в оеченияхИ-И ,Г-Г ,7-1 проводятся ана-
логично приведенным в расчетах ТРД (разд.1.3).
Площадь и диаметр реактивного сопла
Наружный контур
Площадь сечения на выходе из компрессора наружного контура
Г __2*2 м2
«2-Ска-(Эм М ’
Внутренний диаметр канала выбираетсяРигВч.
Наружный диаметр канала Вк2 н=|/•* А^гвн м.
Высота канала hBH = Ахгвн м>
вм g
Площадь и диаметр реактивного сопла
р ^ва
eS=Cca-ffc2
м2: м.
24
< 3-5, Расчет ДТРД С общим реактивным сопдом
На рио.2.4 приведена схема ДТРД с общим реактивным соплом.
Определяются параметры газа и воздуха на входе в камеру сме-
шения и смеси - на выходе из нее. Принимаются параметры газа в се-
чении 1 - 1 : р* = р» ;Т*=Т* ; воздуха в сечении 2-2: р^б^р^,’Pg
Т» •1 g
Температура смеси в конце камеры смешения определяется по
формуле [ 21
у * _ Л ~>'ГП^'?^Рв/СРг ,
СМ" 1+тсРВ/сРг
где c.Pft и Срг - теплоемкости воздуха и газа при соответствующих
температурах и коэффициенте избытка воздуха,опре-
деляемые по номограмме приложения 7.
Bic.2.4.Расчетная схема ДТРД с общим реактивным соплом
Приведенная скорость выбирается в пределах = 0,3 ...0,5,
тогда при одинаковых статических давлениях в контурах на входе в
камеру смешения Tt С а .,)=р*/р» .
По таблице ЕИФ находится лг и определяется давление смеси
где Ь= 0,985 (т+П
ф- Б + 1
*2______
В_ . 1_
ч р; р:
Па,
, Реактивное сопло. Найдем параметры газа на срезе реактивного
сопла.
По таблице 1ДФ для К = 1,33*^ по 5tC^Q=pH/р*м находятся д ,
и определяются:
При степени двухконтурности m * 1 рекомендуется опреде-
лять по таблице ТДр для к = 1.33, а при m > 1 - для
25
температура Тс = К;
скорость tc=acy£^-4 ЯйЛъм “/о’
где к.п.д. сопла выбирается в пределах рс = 0,92...О,96;
дячдение рс=рнПа;
плотность р. = ктЛА
и с Р Т
*Г *С
2.6. Основные цовдзачедд двигателя
Удельная тяга Цда.овщ- ~ Н* °/кг*
Удельный расход топлива С ц- - /56°?3г-------- кг/(Н.ч).
(т+1) г?ц^.оьщ
р
Расход воздуха через двигатель бь.0БЩ(=в------кг/с.
’’ua.tJBui
Расход воздуха через первый контур Gu,=-J—; G- кг/с*.
О' Пк"Т 1
через второй контур GB2=-^ GB0Bw w/c,
г, 6-№u.U+n +гп) р
Площадь реактивного сопла к= ——" '- м*.
с (.т.4ПСс^с
Диаметр реактивного сопла Т>с= м.
G+m+QT)Cca -4пгИ)№
Эффективный к.п.д. двигателя £е=------------— ,
2MttC|T
G+m-vqT)Cc/N-Ц + т')
полетный к.п.д. о =2 ------ - -— ---г ’
гп (Um+^T)02/\2-(Hm)
общий к.п.д. ?о=’?еРп‘
На этом заканчивается термогазодинамический расчет ДТРД.
Глава 3. ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ
Задаются: эквивалентная Ne или винтовая NB мощность, рас-
четные скорость и высота полета, назначение двигателя,в некоторых
случаях - удельный расход топлива.
26
Рио.3.1.Расчетная схема двухвального ТВД
Схема двухвального турбовинтового двигателя для самолета о
характерными расчетными сечениями приведена на рис.3.1.
3,Д, Выбор температуры газа перед турбиной и стедецд
Выбор Т* , 91 *к производится аналогично выбору этих парамет-
ров турбореактивного двигателя (см.разд.1.1). При этом необходи-
мо иметь в виду, что повышение Т* у ТВД ведет к снижению удель-
ного расхода топлива. Высокая экономичность лучших ТВД для транс-
портных и пассажирских самолетов в настоящее время достигнута при
значениях Я* = 13...15 и Т* » (1300. ..1400Ж, а у мощных верто-
летных ГГД - = 10... 14 при Т* > 1300 К.
Выбираются температура газа перед турбиной и произвольно
5-6 значений 91* и один коэффициент 6*х в пределах 0,97...0,98.
По формуле (1.4) подсчитываются величины свободной энергии. Для
каждого значения LCB определяются удельные эквивалентная Ne
или винтоваяNayft мощности двигателя и удельные расходы топлива
С.е илисе в по формулам:
удельная винтовая мощность на старте и в полете
N — т п*
В.зд“ даод cbVtbVp кВт.с/кг,
где р*тв - к.п.д. турбины винта,р*в = 0,90...0,92; - к.п.д.ре-
дуктора винта, = 0,97.. ,0,98;n=Lc №Л-сВ - коэффициент рас-
пределения свободной энергии между воздушным винтом и реактивным
соплом. Оптимальное значение этого коэффициента обеспечивает полу-
чение наибольшей удельной мощности при относительно небольших диа-
метральных размерах турбины. У выполненных самолетных ТЕЩ по ста-
тистическим данным п = 0,14...О,18, а у вертолетных п = 0,05...
...0,10;
27
удельный расход топлива по винтовой мощности
Се в = кгДкВт-н);
удельные эквивалентные мощности:
в полете ,.
^е.уа“ ^в.зд.'
----------- кВт-о/кг,
1000Рь
где - к.п.д. воздушного винта
на старте, когда V = 0
N N .
е.чдо- Ч.ча0 у
тределяется по графику (рис.3.2);
кВт-с/кг.
Рис.3.2.Зависимость к.п.д. воз-
душного винта ~т числа М полета
Результаты расчетов ,N,
ий ’
Выбираются: к.п.д. реактивно-
го сопла рс = 0,90...О,95; коэффи-
циент восстановления тепла на тур-
бине винта Л.' = 1,02... 1,03; опыт-
ный коэффициенту =9... 17 H/кВт, в
расчетах можно принять у =15 Н/кВт.
Удельный расход топлива по
эквивалентной мощности
ЗЬООо
Ср= ~ кг/(кЭг-ч),
Ne.aA
збооат
Се = ~N------ Кг/(кВт-Ч).
пе.ур,о
'е.чд • С е или ^в.чд •с е.ь заносят-
ся в табл.3.1, строятся графические зависимости удельной мощности
и удельного расхода топлива по^*к .
степени повышения давления воздуха в компрессоре при постоянной
температуре газа перед турбиной.
28
По назначению двигателя или по заданному значению удельного
расхода топлива по графику находится расчетная степень повышения
давления^ и Ne.WMCX.
Исходная свободная энер-
гия на расчетном режиме рабо-
ты ТВДЦВ иы подсчитывается по
формуле (1.4) при выбранных
значениях температуры газа пе-
ред турбиной и 9Г*ИЛ> .
Исходная скорость истече-
ния газа из реактивного сопла
^с.ны=м/с.
4 S ’S.P « V
Рис.3.3.Зависимость Ne,yft и С е по
Эс* для определения расчетной сте-
пени повышения давления 31* р
Значения рс и а' выбира-
ются в диапазонах, указанных
в разд.2.1. У выполненных са-
молетных ТВД по статистическим данным Сс= (270...350) м/с, а у
вертолетных ГТД Сс = (170...250) м/с. Меньшие значения скоростей
относятся к стартовым условиям, а большие - к полетным при наи-
больших скоростях и высотах.
3.2, Термогазодинамический расчет двигателя
Термогазодинамический расчет ТВД до сечения Т-Т включитель-
но производится аналогично расчету ТРД (см.разд.1.2). При расче-
те давления воздуха в оеченииВ-В следует принять значения коэф-
фициентов сохранения полного давления: =1; б*вх =0,97... 0,98.
Турбина винта. Давление и температура газа перед турбиной
винта определены. Параметры газа за турбиной винта подсчитываются
по формулам:
давление г / му-кт
PU-K Kr.J Па;
Реактивное сопло. Расчет параметров газа на срезе реактивно-
го сопла производится в предположении полного расширения газа.
В этом случае:
давление рс =рн Па;
29
температура
скорость истечения газа из реактивного сопла
М/°'
Полученное значение С _ должно отличаться от г не более чем
с с.исх
на ~5%.
3.3. Основные показатели двигателя
Удельная эквивалентная мощность в полетных условиях
N -J—b+Q )--- п* Г) 4 1 кВт. с/кг.
е ^ЧОООС Ч-Л1Г- ГГ 'т [J 4 Рт ) рь J
Удельная винтовая мощность
Ч.ил“юоо{^С1^кг_|Ч'Тт['1“(р«') Кг
кВт-с/кг.
Удельная эквивалентная мощность в стартовых условиях
Удельный расход топлива
З&ВОЦ. кг/(1йт<ч). кгДкВт- ч).
С К] сд.п
"Ш Г’в.нд.
Для современных турбовинтовых и турбовальных двигателей при
работе их на стенде на максимальном режиме
N₽u„ =<500...-ЮР) кВт.с/кг ;СР = 10,22...0,35") кг/(кВт-ч).
ер
Из-за различия методик расчета Мечат иМечд ,а также из-ва
того, что в расчетах производилось округление расчетных величин»
полученное газодинамическим расчетом значение удельного расхода
топлива может отличаться от заданного или выбранного по рис.3.2.
Результат расчета считается удовлетворительным, если выполняется
равенство Се= (0,98.. ,1,02)Се эпд .
При невыполнении этого соотношения термогазодинамический рас-
чет следует повторить, предварительно изменив значения коэффици-
ентов потерь энергии , рр , рс или коэффициента распределе-
30
нм свободной энергии я . При этом следует иметь в виду, что уве-
личение , рр , рс и уменьшение п. ведут к снижению удельного
расхода топлива.
Эффективный к.п.д. двигателя
3500 3500
|2е= н с и™ ^С-Б= Н Св_
ииие
У современных ТЕД на старте при максимальном режиме £е = 0,25...
...0,38. Расход воздуха через двигатель
G_= ^.g— кг/о или G-»^®— кг/с.
В New В
Расход газа Gr=(l+t|T)&B кг/с.
Мощность турбины компрессора
N = 1---?——------- кВт.
Мощность турбины винта
N =^в-^ кВт.
тв ЮООрр
Суммарная мощность турбины одновального ТВЦ
NT»NT.K + NTB«B’-
Тяга турбовинтового двигателя о воздушным винтом:
в полете
Р=юоо-^+GBW+qT)ct-Vl н,
где = 0,80...О,85 - к.п.д. воздушного винта в расчетной точке,
V - скорость полета, м/с;
на старте
И.
где р
- экспериментальный коэффициент.
В расчетах принимают значение £ = 15 Н/кВт.
Удельная тяга
’ Чл ” г
** Ьв о Ьв
Удельный расход топлива 0
Св
31
Оценка площадей диаметральных размеров характерных сечений
турбовинтового двигателя ведется аналогично расчетам соответст-
вующих. сечений ТРД (см.разд.1.4).
Глава 4. ПРИМЕР ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА
ДВУХВАННОГО ДТРД О ОНПИМ РЕАКТИВНЫМ СОНКОМ
Провести термогазодинамичеокий расчет двигателя,устанавливае-
мого на пассажирском самолете.
Заданы: тяга Ро = 16 500 Н;
удельный расход топлива Cw = 0,057 кг/(Н>ч);
скорость полета V = 0;
высота полета Н = 0.
4.1, Выбор основных параметров двидатвля
Предварительные расчеты по выбору расчетных значений степени
повышения давления я* , степени двухконтурнооти m и оптималь-
ного коэффициента распределения свободной энергии а проводятся в
такой последовательности.
По рекомендациям, указанным в разд.1.1 и 2.1, выбираем тем-
пературу газа перед турбиной Тг = 1300 К, значения коэффициентов:
S* = 0,97; а = 1,03; (5* = 0,95; V* = 0,86; П* = 0,92; hm =
= 0,99; и = 0,04; Л' = 1,02.
Выбор я* в зависимости от назначения двигателя и заданного
удельного расхода топлива производится по графическим зависимос-
тям , cSft = ^U*K,Tr*=coa5>t,m=const) при оптимальном коэффи-
циенте распределения свободной энергии между контурами.
Для построения графика необходимо определить
значения свободной энергии за турбиной компрессора L св при не-
скольких значениях ЧТ» . Проведем расчеты при 91*и = 8;12; 16; 20.
С целью упрощения записей в формулах найдем при и = 1,4;Р =
= 287,3 Дк/(кг«К) и кг = 1,33; Ц. = 287,6 Дж/Скг.К) значения ком-
плексов = 0,286; = 1005 ДжДкг.К); = 0,248;
и к-1 Пг
^Рг = И59 Дж/(КГ.К).
Для Я*к = 8 и Тм = Т* = 288 К расчеты ведутся в такой по-
следовательности:
температура воздуха за компрессором
Т* = Т* * 1=285 )=5BO,i К;
( 7; ) I о,&б /
32
относительный расход топлива в камере сгоранияCL_=J(T*,T*) опре-
деляется по номограмме (приложение 2)Цт=0,0212 ^^=0,0219 ; ко-
эффициент избытка воздуха <*.= =^^.^0219=5’^ ’ свободная
энергия за турбиной компрессора0
L =з]1159т; 1+U-L— ' Lioosw^-fr
I rL J » «
\O,2481
- ' |~1005Т*(Х**гв6-1У
f XO’a48l
,057-8-0,95) 1 ~
;
-lODS-SBSCe^-D-------* , д под/, -Йn/3 =29^ Wkt;
(1+0,0219)-0,99-0,B6-032(l-0,tM)J ‘
оптимальный коэффициент распределения свободной энергии при двУ5с
выбранных значениях степени двухконтурнооти m =1,0; 2,^0 и V = 0г
П.—Ч---------------------1
= 1,031169-1300 1-i
iJe»' '
nos’ 1
удельная тяга
. . 2-0,92-0,56
+ 0,964,02
= 0,553 ;
1-0,92-0,86
0,96-1,02
0,582 ;
П _ t'IP
VQC1_CB
^96
(4+0,0219) х
-’•.н
>И-да-0?И-29®TZ -nyfe bCSS 2545750,92-0,861 =512,22 Я- сЛг;
1
удельный расход топлива
ЗбООЛ 3600-0,0249
Сцл=^------у—- « sinnntl А ~ =0,0770 кг/(Н-ч).
Чим)ьщ^гп+^ 512,22(1+4)
В такой хе последовательности определяются и Суд при а*,=
= 12; 16; 20. Результаты расчетов сведены в табл.4.1.
На рис.4.1 приведены зависимости и Cw по 9t*K при по-
стоянных значениях Т* и гл . По заданному удельному расходу топ-
лива находим <Л*Н = 12, гл, = 2 и пос=попт = 0,382, которые необ-
ходимы для термогазодинамического расчета двигателя.
33
Таблица 4.1
Т?, к 1300
8 12 16 20
т1;, к 560,1 634,7 693,2 742,0
Чт 0,0219 0,0197 0,0181 0,0166
'li 3,104 3,451 3,756 4,095
LCB, Дж/кг 294 577 298 444 289 042 274 675
tn = I 0,553 0,553 0,553 0,553
гп = 2 0,382 0,382 0,382 0,382
₽Уа.0БЩ*Н-С/КГ m = I 512,22 514,95 506,32 493,17
tn = 2 407,81 410,13 403,37 392,99
Cw, кг/(Н«ч) m = i 0,0770 0,0689 0,0643 0,0606
m = 2 0,0644 0,0576 0,0538 0,0507
Рис. 4.1.Зависимость Рид.ОБЩ И^ид
поде* для определения я*
4.2. „Термогазодинамичесдий расчет
Определяются параметры состояния воздуха и газа в характер-
ных сечениях по тракту и основные показатели двигателя.
Первый контур
Сечение В-В
Находится:
температура Тв = 288 К;
давление р*=ро-з*х=101525-0.97 =932&5,3 Па;
34
скорость Св=190 м/с;
приведенная скорость
б=<8^Ут»
По таблице 1ДФ находим: ТЛЯ,) = 0,9378; a(aj = 0,7986;Q(ftJ =
= 0,8207; * г ®
температура Тв=‘с(Лв)Т* = 0,9378-2В8 = 270,1 К;
давление р_ = Л(а_)р* = 0,7986-98285,3=78490,6 Па;
Рв 78490,6 ~ 3
плотность 0и==“—в 1,0115 кг/м3,
>•в Р-Тв 287,3-270,1
Сечение К-И
Работа сжатия воздуха в компрессоре
L^IOOST»^206-!) L-=10o5.23aG2°’M6-nJL =343 466 Дж/кг;
/* Я*®’186-1\ / .«о,а8б
температура Т*=Т* (1+ * =288 1+ % )=534,7 К;
I ?к / v 0,86 /
давление pJ=gt»Kp* = 12-98 285,5=1179 424 Па;
скорость си = НО м/с;
приведенная скорость
a С*_____________________11Q______п
к 18,31^ 18,31^47Г и’‘-эоэ •
По таблице 1ДФ находим: Т(Яи) = 0,9906; 'ЗКЛ J =0,9673; Q (Л J =
=0,3667; К к Ч к
температура 7К=ТХ1К)Т* =.0,9906-634,7 = 028,7 К;
давлениеpK=3t(3.K)p^=0,9673-H79424 = 1140856 Па;
иоиитр,-Д - * 6-516' ет/"3-
С е ч е н и еГ-Г
Т* = 1300 К - выбрана. Далее находятся:
относительный расход топлива
О СТ,Тг~сРТк 1595,8-644,1________________=0 0197-
"т“ Нцрг-1Т»+СрТ» ~ 4300-0,95-3311,8+644,1 “ ’
коэффициент избытка воздуха =Д—- = = 3,45 4
L0(|T 14,71-0,0197
скорость газа сг= 190 м/о;
35
поведенная скорость 0,2900.
По таблице 1ДФ находим: Х(ЛГ)= 0,9881; gt(ar) =0,9529; Ц(лг) =
0,4443;
температура Тг='Т(Лг'Н300 = 1254,5 К;
давление р*=р*(5*с=1179424-0,95 = 1120453 Па ; pr= fc(Ar)pJ! =
= 0,9529-1120453 - 1067 670 Па;
«««’ «.ЮИ «Л».
289,3-1234,5
ч е н и е Т -Т и ТМ-1М
для компрессора высокого давления без подпор-
плотность
5Н&-
С в
Расчет ведется
ных ступеней. Определяется:
свободная энергия в двигателе:
(Г / . \О»2481
1159т* 1- ; , ; А р005т;(а«*мь-1)«
г L иЗ£Х<вк.с / 1 Б к
4 If Г / J \О,в«1
' = 1,03t69H500r(o₽7-l2-0^5 ) Г
-1005-238 ^2w84)(U^g7^^&^2(i_OjD2()==298444ft^ri
работа турбины вентилятора
LTP,=H-nJLn* =(1-0,582)298444-0,92 =169,633 Дж/кг;
VD 1Л, ID С 1-Ю
работа сжатия вентилятора
, LT_(1+QT)(1-<5) 169 685(1+OJO197)(1-O^4)
L - __та—2Z---------=------------------------=830524 ДжЛи-;
кг m а
степень повышения давления воздуха в вентиляторе
33052,4-0,86Y’5 _
| = —, 104,
1005-2ЭЗ /
^ка'
температура воздуха за вентилятором
J 2,1б4°’г86-1
=2831+—------------
0,86
работа турбины низкого давления
, LUl+m) 33052,4(1+2) „ (влн „ ,
т.н.Э= = (1+0,Э197)(1-0,04)= 25 5 5 !
31*Й28Е-1
Т*=ТЛ H+rrss.
К2 'ь Р h
= 369,0 К
36
степень повышения давления воздуха
в компрессоре
высокого
давления
Д4й’5-5М>
температура воздуха за компрессором высокого давления
тк A*s °5&^^5,55§T&86~J )=634,5 К;
" ‘Ч ?к.ъ.о / V О,о» /
работа сжатия воздуха в компреоооре высокого давления
L =4ОО5Т» -1—=4005-369,0(5,550а’23М)^гх=26б56& ДжЛг;
Лй К»В.0 С* в 0 и,Оо
работа турбины компрессора высокого давления
I ^vB-° _ 265565___________
т«.ав(<+(^Х1-(У) = (4+0,0197)(4-0,04)
= 272340
Дж/кг.
Параметры газа за турбиной высокого давления:
температура
Т* _ т*-Ь*В£ 1300 - 272 —
™е г 115д?м -wuu 4459-0,99
= 4064 К;
давление
(' L.-я Х4-05 ! 272 340 X4-05
4- =< 4204534- - ^4 =466 766Пе.
4459Т^ъа/ 4459-43ОО-О,92/
Параметры газа за турбиной низкого давления:
температура
т . 254 ^25
^-^=t064-ii^=s44K’
давление
[ 44-тнО V’05 ( 254 525 Y’05
P*=P^J4—---------- =465765 <- / jnc. -—) =163843 Па.
Нт гт-в.^ I 1159'106ч 0,22/
Взбирается значение приведенной скорости »лт = 0,629.
По таблице 1ДФ находимТ(Лт) = 0,9440; =0,7927; й(Ят) =
= 0,8390 и подсчитываем:
окорость Ст= Лт13,4715*'= 0,629-43,47V§4?= 352 м/с;
температуру Тт =Т(1т)Т* = 0,9440-844 =796,7 К;
давление рт = Я[(Лт)р!* = 0,7927- 468848 = 433 346 Па;
плотность р ==£^-= » 0,381 кг/м3.
Гт рттт 289,3-796,7
37
Второй контур
Сечение Ка-
Выбираем скорость Ска = 180 м/о и определяем приведенную ско-
рость
» _ £*2 480______П5ЧВ.
Л*г“ 48,541^7“ 48,34^ ’
Находим по таблице ГИФ %(.ака)= 0,9563; МЛИ2) =0,8553; ц(аи8)=
= 0,7223. Подсчитываем:
температуру ТК2=%<Лча) • Т*а=0,9565-369 = 352,9 Па;
давление р«2= 4К*ар* «3,4б4-д8235.,3=242 689 Па; рка=9С(ЛкЛ£г=
=0,8553-212689 = 484943 Па;
мотаоедр,а.^. _ ttW
Принимаются параметры газа в сечении 4 -4 :р*=р* =168 848 Па;
Т* = Т* 844 К; воздуха в сечении 2-2 :p*=6*QH-p*s=0,95-212 689=
= 202 055 Па; Т* = Т*2 369 К.
Определяем температуру смеси в камере смешения
Т>тТ,*сР /Св 544+2-559-4044/4440
Т» ------.£ рГ_р£_ =-------------------- = 54 О К,
см 4+пгс^/С*. 4 +2-4044/4440
здесь Ср и - теплоемкости воздуха и газа при соответствую-
щих температурах (приложение 7).
Выбираем приведенную скорость на входе в камеру смешения:
л^ = 0,400. По таблице ГИФ находим Жар = 0,9118. Найдем газо-
динамическую функцию
р* 468846
ШЛг)=Л(.гр-^5-= 0,9448 202055 = 0,7649.
Выбираем = 0,670. Подсчитываем давление смеси
§^4,9бзо+)
Ла 0,670
р» = —------------= —-----------------------= 436 767 Па.
Л, Б I 0,400 4,9530 4
Л, ' р-* + р; _0,670 ’ 202055 468848
Здесь В= 0,985(т+ 4) УТ*/Т^ = 0,985(2+4) А/Цт- = 4,9530.
ОечениеС-С
По отношениюрн/р^ = 101 325/186 767 = 0,5425 по таблице ГИФ
находим для Ир = 1,33С л = 0,997; <Х(Л ) = 0,8593.
I V Ь
38
Определяем:
скорость Сс = Лс-!8,17/i*^=OS97- 18,17^540-0,96 = 412,5 м/о;
температуру ТС=‘Т.(.ЛС) Т*м=0,8593-540 = 464,0 К;
плотность 0=£g-= 1015у-~- = 0.7545 кг/м3.
РТС 289,3-464,0
Определяются основные показатели двигателя:
удельная тяга
р =L4r\c =И+?2^442,3=444,В Н.о/кг;
Чд.обш, m+1j e f 2+1 Г '
удельный расход топлива
35005600-0,0497
УА= (nL+OPw.wus = C2+1)414,B
= 0,057 кг/(Н-ч);
расход воздуха:
»*8 =39дакг/С!
через первый контур &Ъ(= = 15,250 кг/с»
через второй контур GB2= — GKoBus= =26,520 кг/с5
расход топлива GT=0T 9^=0.0197-13,260 = 0,261 кг/с;
расход газа Gr=GBabw+GT=^9,730 + 0,261 =40,041 кг/с;
площадь реактивного сопла
р = 59,730(1+0,0197+2)
с (rn+1)Ctpc (2+ D-412,5-0,7543
диаметр сопла
В=1/Ж= = 0,405 м;
с Г х У з,14
эффективный к.п.д. двигателя
_CnvH+4T^ _(2+1+0JJ197)412,Зг _ 0 ж.
"е" 2НиЧт ~ 2-43000-105-0,0197
На этом термогазодинамический расчет двухконтурного Т'РД за-
канчивается.
Глава 5. РАСЧЕТ ВЫСОТНЫХ И СКОРОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
трд, дтрд и тад
Высотно-скоростные характеристики необходимо рассчитывать с
использованием характеристик компрессора. Однако при дозвуковых
и небольших сверхзвуковых скоростях полета расчет ВСХ можно упро-
стить. Тогда без больших погрешностей допустимо принимать,что при
п = const сохраняется LK = const и £*= const. В этом слу-
чае можно производить расчет без учета характеристик компрессора.
Такой упрощенный расчет позволяет легко проанализировать влияние
скорости и высоты полета на изменения тяги и удельного расхода
топлива.
При расчете характеристик приняты допущения:
I. На двигателе установлено двухскачковое входное устройство,
2. При всех условиях полета поддерживаются постоянными:
а) частота вращения роторов турбокомпрессора;
б) температура газа перец турбиной;
в) к.п.д. турбин и компрессоров;
г) коэффициенты сохранения полного давления в элементах
двигателя;
д) коэффициент полноты сгорания;
е) площади проходных сечений двигателя. ?
3. Критический перепад давления в сопловом аппарате турбины,
полное расширение газа в реактивных соплах.
4. Показатели изоэнтропы сжатия воздуха и расширения газа, а
также газовые постоянные при расчете характеристик принимаются не-
изменными.
5. При расчете высотно-скоростных характеристик двухконтур-
ных двигателей коэффициент распределения свободной энергии п на
расчетном режиме работы двигателя определяется по формуле(2.1)или
(2.2). В полетных условиях значение этого коэффициента находится
по уравнению баланса работ турбин низкого давления и комп-
рессора второго контура m , записанному в таком виде:
с
Но так как Циг чд =(1 -n)L св , то
ПХ = (5.1)
\
Решая уравнение (5.1) относительно Q , будем иметь:
40
1
. ПТ.Д
a" Ltbu+qT)
где - г
/ л_ ииаиа \
С учетом принят недопущений ——
иК2ЯД.Р
^.К2^2 H-tf)
=СОГ1<о1.
Свободная энергия, равная адиабатической работе полного рас-
ширения I кг газа,для первого контура
Свободная энергия, равная адиабатической работе полного рас-
ширения I кг воздуха,для второго контура^
. ^в'а®_Йг^св’2*.кг’2*2^_^^^+Ч^^^^
С учетом ,(5.1) будем иметь х z
/ L -L Ж •
/ СВ 2 К2 пп.р Л
6. Расчет ВСХ турбовинтового двигателя проводится при посто-
янном значении оптимального коэффициента распределения свободной
энергии, принятом в термогазодинамическом расчете.
С целью уменьшения записей расчет ведется по таблицам
(см.приложения 5,6,8,9). /
В первом столбце таблиц указаны номера позиций, во втором -
расчетные формулы определяемых параметров, в третьем - размерно-
сти и в следующих - значения определяемых параметров в зависимо-
сти от высоты и числа М полета (скорости). Рекомендуется прово-
дить расчеты для высот полета 0; 8; II; 16 км и скоростей полета,
указанных в приложениях.
В начале расчета в столбец таблицы, которому соответствуют
заданные высота и число М полета (скорость полета).заносятся па-
раметры двигателя, полученные в термогазодинамическом расчете.
В формулах второго столбца параметры расчетного режима записаны
с индексом р , а комплексы, например
ВР К.Р ~ ” ^вг ^РН.Р^КОНР ^В2Р 2р)
и др., равны постоянным величинам. Параметры, определяемые при
различных условиях полета, записаны без индекса.
41
।
По расчетным данным таблицы строятся графические зависимости
тяги и удельного расхода топлива по числу М полета на различных
высотах. Примерный вид высотно-скоростных характеристик ТРД и
ДТРД показан на рис.5.1 и 5.2.
Расчет высотчо-сяростных характеристик ТЕД производится ана-
логично расчету этих «характеристик для ТРД и ДТРД с теми же допу-
щениями, нс при постоянных значениях коэффициента распределения
свободней энергии п и коэффициента сохранения полного давления
во входном устройстве.
Предполагается, что на ТЕ|Д установлен воздушный винт изменяе-
мого шага (ВИШ), тяга которого зависит от его к.п.д. Для оценки
тяги винта в полетных условиях на рис.3.2 приведена зависимость
изменения к.п.д. винта пс числу Маха полета.
С целью уменьшения записей расчет ВСХ ведется по таблице
(см.приложение 9), во втором столбце которой последовательно за-
писаны расчетные соотношения.
По расчетным данным таблицы строятся графические зависимости
мощности, тяги и удельного расхода топлива на расчетных высотах
по числу М полета.
Примернее протекание высотно-скоростных характеристик само-
летного ТВД показано на рис.5.3 и 5.4.
Расчеты- высотно-скоростных характеристик можно провести и
на ЭВМ. В пособии приведена методика расчета ВСХ различных типов
42
Рис.5.4.Изменение Р и Су*. ТВД
от числа М полета на различных
высотах
ГТД на комплексе ЭВМ ДЗ-28. Необходимые исходные данные для вве-
дения в машину берутся из термогазодинамического расчета, который
проводится на расчетном режиме работы двигателя для заданных
условий полета.
5.J. Подготовка исходных данных
Исходными данными для расчета ВСХ на ЭВМ ДЗ-28 являются ве-
личины, которые для одного типа ГТД при всех условиях полета при-
нимаются неизменными.
Для каждого типа двигателя предварительно подсчитываются ве-
личины констант. В расчетных формулах для этих констант значения
параметров двигателя, энергетических комплексов и коэффициентов
потерь энергии берутся из термогазоцинамического расчета ГТД, ко-
торый предшествует расчету ВСХ. Основные расчетные параметры дви-
гателя в формулах записываются с индексом р .
Каждая константа обозначается латинской прописной буквой с
одной цифрой, а ее значение записывается числом, целая часть ко-
торого отделяется от десятичной только ТОЧКОЙ. Например,
-1)=23вб2,О^- Й=298.<89;
Д2=—^£-
Рн.р 91 кор
-5,У° =0.000011245.
101525- Н,б4
В константах Д7 и ДЭ значения комплексов СрТ*р и 1Т*р в
зависимости ст температуры газа перед турбиной берутся из табли-
цы работы [I, с.556 - 559]. Константа RQ рассчитывается при ве-
личинах кг и Рг , принятых в термогазодинамическом расчете при
ТрР . Приведем формулы для определения констант комплексной про-
граммы расчета BOX четырех типов ГТД.
Турбореактивный двигатель
Этому двигателю в программе присвоен номер и = I.
Л2=----ЙУН— ;
Рнр^ко.р
А6= -Щ- ;
¥к
А7 = СОТ* ;
Р Г.Р ’
R3=Hu»2r-'LT^’
-2Ц- рдб
р, к-1,
Двухконтурный ТЕД с раздельными контурами
Этому двигателю в программе присвоен номер к = 2.
В^=|?С2;
44
R2=
Рнр’^ко.р
-А
М=-р-
Vk2
re-
Рнр^кгор
Ек
т=сгтг*р;
ДЗ=Мцрг VTJ.p’
nj=^t?.p; £1
в=
Б1=
WSU-6)
______
Wk2U-^
B2e^PR5-,
B3=8.^c) .
Двухконтурный ТРД ос смешением потоков
Этому двигателю в программе присвоен номер
к - 3.
П2==-^^—;
fMp atjp.p
AS=T^*W -’I-.
45
FVp ’ ^каор
R6= 4-;
Vk
A7 = cpT*,P ;
AB=Mupr— iTpp»
nn_ p 7* • 21 — j- •
кч” кгн Kr 'r.p ’ cl )
RA6
в
РА4
ni= ______
PUU-3)
B2= -7-7 РЯ5 ;
IS— I
^=?c.
Одновальный турбовинтовой двигатель
Этому двигателю присвоен номер к= 4.
Д1=ТВр(лкр к — О ,
по _ выр
Рнр^кр-р
Рб= ;
HD р».
R7=CpT*p;
46
RB-HuVr-lT?,;
ДО — ^Г-Рт* •
гп^’— Кц—1 "г 1 г.р»
*, 1?ЙЬ ./ 1
р._ _5zj_____ 2 J = IK t~ “ 1
«?м«и-л 1 и г
В5=2*.в?р ’
Вб=рсл';
ВТ=п .
5.2, Подготовка комплекса ЭВМ ДЗ-28 к работе ’
Включение комплекса ДЗ-28 в электросеть и введение интерпре-
татора (БЕЙСИК) выполняются обычно сотрудником тоЯ лаборатории,
где находится машина. Однако опишем вкратце эту процедуру.
I. Включаем в электросеть пульт, дисплей и печатающее уст-
ройство.
2. Устанавливаем катушку с лентой БЕЙСИКа на пульт и перема-
тываем ленту на начало, нажимая клавишу|t>t> > |.
3. Нажимаем на пульте клавиши |~с~| ,[сл].
4. Если после остановки вращения катушек на табло пульта ми-
гают красные нули, повторяем процедуру 3.
5. Если же две строки нулей неподвижны,проверяем контрольную
сумму БЕЙСИКа, нажимая клавиши|~с~| ,|~кп~] на пульте управления.
На табло должна высвечиваться сумма I32I07. Эта сумма обычно запи-
сана на кассете с лентой БЕЙСИКа.
Если сумма неверна, повторяем процедуру 3.
6. При совпадении сумм нажимаем клавиши |~с] ,["&]. На экране
дисплея высвечивается СНИМИТЕ КАССЕТУ.
7. Дважды нажимаем клавишу|~с~] ,|пс | . На экране дисплея вы-
свечивается ГОТОВ и двоеточие - :
Комплекс ДЗ-28 готов принять программу для расчета.
ВВОД ПРОГРАММЫ
I. Устанавливаем кассету с программой и перематываем ленту на
начало, нажимая клавишу]"»о»| .
2. Вводим программу в оперативную память ДЗ-28, набирая на
дисплее LORD^WPDri, 14DO | ПС | .
По завершении считывания программы на экране дисплея высве-
чивается двоеточие - :
3. Набираем на дисплее LIST ПС .
На экране дисплея высвечивается текст программы, который на-
до просмотреть де конца (строка 1400), нажимая необходимое число
раз клавишу ПС . Завершается просмотр программы также двоето-
чием - :
Машина готова к расчету ВСХ любого из четырех двигателей.
РАСЧЕТ ВСХ
Набираем на дисплее PUN | ПС .
Машина запрашивает присвоенный в программе номер двигателя
и =
Вводим на дисплее номер двигателя.
Далее, пс запросу машины, вводим этапами исходные константы,
отделяя целую часть числа от десятичной ТОЧКОЙ, а едне числе ст
другого в каждом этапе ЗАПЯТОЙ. За последним числом каждого этапа
запятую не ставим, а нажимаем клавищу | ПС | .
Ошибочно набранные символы в каждом этапе можно стирать, на-
жимая необходимое числе раз клавищу забоя[ ЭБ |.
Если в набранной строке машина "заметит" ошибку, она напеча-
тает на дисплее: ПОВТОРИТЕ ВВОД.
В этом случае надо найти сшибку в набранной строке и повто-
рить ввод без ошибок.
По запросу машины вводим на дисплее этапами константы для
двигателей с номерами:
к=<
А1, А2, Аб
А7, Ад, А9
В,Б5 Z4
к=3
Al,А2,АЗ
04 , А5, Аб
07 , АВ.A9.Z4
В , В1, Б2 ,ВЗ
После ввода последней константы нажимаем клавищу I ПС
к=2
FU ,А2, АЗ
А4 , 05, Об
А7, АВ. A9.Z4
В , В1, В2,ВЗ
К =4
Al, А2
Аб,А7, АВ,
А9 , В , £4
В5 , Вб,В7
48
ЭВМ ДЗ-28 производит расчет я печатает результат в форме таб-
лицы. В таблицах обозначено:
Н - высота, км; Т - температура, К; р - давление, Па;
М - число М полета;
р< = я* - степень повышения давления во входном устройстве;
Р2 = 3с*к - степень повышения давления в компрессоре;
РЗ = а* э* <3- общая степень повышения давления в двига-
теле;
Mi=m - степень двухконтурнссти;
свободная энергия, Дж/кг;
С2=Се- удельный расход топлива, кг/(кВт»ч);
Ы4=.Ые- эквивалентная мощность, кВт;
удельная тяга, Н-с/кг;
С =0^- удельный расход топлива, кг/(Н-ч);
Р2=Р - тяга, Н.
Расчет заканчивается высвечиванием на дисплее
ОСТАНОВ В СТРОКЕ 1400
Комплекс ЭВМ ДЗ-28 готов к расчету ВСХ любого ГТД ( к = I,
К = 2, к = 3,и = 4).
На печатающем устройстве нажимается кнопка "Прогон" до полно-
го выхода бумажной полосы с таблицей,затем последняя отрезается.
ПРИЛОЖЕНИЯ
Приложение I
Таблица стандартной атмосферы
Н , км тн , К Рн • Па Рн • кг/«3
0 288,00 I0I325 1,2255
I 281,50 89870 1,1121
2 275,00 79488 1,0068
3 268,50 70099 0,90940
4 262,00 61628 0,81935
5 255,50 54007 0,73629
6 249,00 47167 0,65982
7 242,50 41046 0,58959
8 236,00 35584 0,52522
9 229,50 30727 0,46637
10 223,00 26421 0,41270
II 216,50 22617 0,36389
12 216,50 I93I6 0,31078
13 216,50 16497 0,26542
14 216,50 14089 0,22668
15 216,50 12032 0,19359
16 216,50 10276 0,16534
17 216,50 8776 0,14120
18 216,50 7495 0,12059
19 216,50 6401 0,10299
20 216,50 5467 0,08796
50
51
Приложение 3
Таблица для расчета относительного расхода топлива
| Т*. к СрТ* кДж/кг I IT* кДж/кг Т*. К СрТ* кДж/кг IT* кДж/кг
273,16 273,26 413,65 610 617,6 1184,2
280 280,13 426,83 ' 620 628,2 1210,3
288,16 288,8 442,66 630 638,8 1236,6
290 290,18 446,26 640 649,3 1263,1
298,16 298,39 462,17 650 659,9 1289,8
300 300,23 472,73 660 v 670,5 1316,6
310 310,28 485,5 670 681,3 1343,5
320 320,32 505,58 680 692,0 1370,7
330 330,41 525,89 690 702,7 1398,1
340 340,5 546,41 700 713,4 1425,7
350 350,5 567,17 710 724,2 1453,2
360 360,6 588,19 720 735,0 1480,8
370 370,69 609,71 730 745,9 1508,6
380 380,78 631,06 740 756,7 1536,7
390 390,91 653,04 750 V 767,5 1564,9
400 401,4 675,02 760 778,4 1592,9
410 411,13 697,5 770 789,4 1621,0
420 421,31 720,28 780 800,29 1649,3
430 431,52 743,02 790 811,6 1677,8
1 440 441,66 766,17 800 822,2 1706,5
450 451,87 789,3 810 833,2 1735,14
460 462,09 812,89 820 v 844,17 1763,99
470 472,3 836,46 830 855,18 1793,04
480 482,6 860,16 840 866,2 1822,2
490 492,86 884,02 850 877,2 1851,6
500 503,16 908,14 860 888,38 1881,1
510 513,46 932,34 870 899,47 1910,9
520 523,76 956,66 880 ч 910,6 1940,7
530 534,1 981,4 890. 921,8 1970,8
540 544,48 1006,2 900 932,99 2001,08
550 554,87 1031,2 910 944,15 2031,4
560 565,29 1056,3 920 955,37 2061,9
570 575,67- 1081,5 930 966,59 2092,6
580 586,18 1107,0 940 977,85 2123,5
590 596,6 1132,5 950 989,11 2154,5
600 > 607,1 1158,4 960 1000,42 2185,5
Окончание
т*. к СрТ* кДж/кг иТ* кДж/кг 1 Т* К СРТ* кДж/кг IT* КДж/кг
970 1011,72 2216,6 1350 1455,5 3488,65
980 1023,1 2248,0 1360 1467,4 3524,2
990 1034,45 2279,5 1370 1479,36 3559,99
1000 1045,86 2311,19 1380 1491,3 3595,87
1010 1057,27 2342,68 1390 1503,3 3631,92
1020 1068,7 2374,3 1400 1515,3 3668,09
1030 1080,17 2406,1 1410 1527,26 3704,23
1040 1091,66 2438,1 li20 1539,25 3740,53
1050 1103,16 2470,33 1430 1551,2 3776,95
1060' 1114,67 2502,41 1440 1563,19 3813,45
1070 1126,2 2534,5 1450 1575,28 3850,22
1080 1137,85 2567,01 1460 1587,17 3886,81
1090 1149,4 2599,58 . 1470 1599,1 3923,53
1100 1161,0 2632,28 1480 1611,0 3960,8
IIIO 1172,68 2664,86 1490 1622,98 3997,43
1120 1184,3 2697,6 ‘1500 1634,98 4034,52
ИЗО 1195,98 2730,46 . 1510 1647,25 4071,29
1140 1207,68 2763,49 1520 1659,5 4108,21
1150 1219,38 2796,69 1530 1671,83 4145,22
1160 1231,1 2830,15 1540 1684,1 4182,40
1170 1242,8 2863,77 1550 1696,49 4219,71
1180 1254,57 2897,5 1560 1708,67 4256,93
1190 1266,3 2931,4 1570 1720,8 4294,32
1200 1278,1 2965,51 1580 1733,0 4331,83
1210 1289,76 2999,59 1590 1745,22 4369,43
1220 1301,44 3033,79 1600 1757,45 4407,19
1230 1313,16 3068,21 1610 1769,67 4444,92
1240 1324,9 3102,75 1620 1781,9 4482,76
1250 1336,6 3137,46 1630 1794,1 4520,74
1260 1348,4 3172,04 1640 1806,4 4558,84
1270 1360,25 3206,75 1650 1818,66 4597,06
1280 1372,1 3241,6 1660 1830,85 4635,29
1290 1383,95 3276,67 1670 1843,1 4673,68
1300 1395,8 3311,8 1680 1855,4 4712,16
1310 1407,7 3346,89 1690 1867,7 4750,76
1320 1419,62 3382,1 1700 1880,0 4789,49
1330 1431,55 3417,47 1710 1892,3 4827,79
1340 1443,39 3452,98 1720 1904,62 4866,71
53
3!ЯвЕ^7"“Т‘ ~
II
СЛ сл
сл
сл
го
го
го го
сл
Продолжение
Окончание
Л nxjn 91 (Л') ЦСЛУ л <гмл
1,050 0,8775 0,5203 0,9973 1,600 0,7156 0,1876 0,6719
1,100 0,8656 0,4858 0,9889 1,650 0,6975 0,1651 0,6256
1,150 0,8531 0,4518 0,9755 1,700 0,6789 0,1442 0,5784
1,200 0,8400 0,4182 0,9570 1,750 0,6597 0,1250 0,5310
1,250 0,8264 0,3854 0,9338 1,800 0,6400 0,1074 0,4837
1,300 0,8122 0,3535 0,9063 1,825 0,6300 0,0992 0,4603
1,350 0,7975 0,3226 6,8747 1,850 0,6197 0,0914 0,4371
1,400 0,7822 0,2929 0,8396 1,875 0,6094 0,0840 0,4141
1,450 0,7664 0,2644 0,8013 1,900 0,5989 0,0770 0,3915
1,500 0,7500 0,2373 0,7603 1,925 0,5882 0,0705 0,3693
1,550 0,7331 0,2117 0,7170 1,950 0,5775 0,0642 0,3474
Приложениеб
* Методика расчета BOX ТЕД
Приняты законы регулирования двигателя: T^,n,TJ.,2r>
I W км 0
2 М - 0 0,4 0,8 1,2 1,6
3 Рн Па I0I325
4 тн К 288
5 V =20,06Ма/т7 м/с 0 136 272 408 544
6 ТГ₽Т.«+0,2Мг) К
7 91*=(1 +0,2Мг)М -
8 > б* - 0,9$ 0,9$ 0,96 0,90- 0,88
9 т»4 1 М -4) ‘в J -
10 31* — л* -я* • б* эк.О_ УГк.Л ВХО -
II &ьА.р р Ио ' ^* о.р -J КГ с
12 г №>*' 4 * ж
56
, ***
Окончание
13 fe кг
14 LCB=аЧЦ, - i-cat) 5ж кг
15 ^СЯ^?с‘^СВ м/с
16 P„«Cc-V Н^с "кг
17 Н
18 т* т* к= в ?: К
19 п w-w Чт“ Мц^-1Т‘р+СрТг -
20 ’ Мт -
21 зеро-дт ичд_ Г) bya кг Ю'ч
Приложение 6
Методика расчета ВСХ ДТРД с двумя реактивными соплами
Приняты законы регулирования двигателя: Т* п., , Г.„ ,р* ,
____________2 кг * ®к.с , ?r g Const;___________
I Н км 0
2 М - 0 0,4 0,8 1,2 1,6
3 Рн Па I0I325
4 Тн К 288,0
5 V = 20,06MVV м/с 0 136 272 409 545
6 т;«тн(1+о,2м2) К 288 297 325 371 435
7 5t*-U *-0,2М2)5’5 - 1,0 1,12 1,52 2,42 4,25
8 (3* ивх - 0,9*7 0,97 0,97 0,96 0,9-1
57
X 4 % 'с'<^ "Т& и > % f , Продолжение 4 t
q > 0 ; 9 S3 _- '2 rr
10 *ТТ^-3/ -
II 31*2» /ц 4+2k (ж^'-П . “^5 -
12 ®И20 “gt’r’tK2 ‘ ®ВХ -
13 -РЛ' Чр ИОР г w c
14 т. ,>gM Тир=Тв+- Л СК2 К
15 Vf*-’ Р'Л* * иУгярг ‘игр , 5i игр 2 ^.р,як2ОР ^ка КГ с
16 GB=GB( + GB2 F
17 Gea m = —SS- Gbl -
18 у T.,-W”-o к в « к
19 c^-Cp-rs Чт= Hupr-tT^+CPV -
20 d*M. -
21 • , [^=«591* 4-! \t 1 . \ st* б* Гко коси кр J 4248^
22 l-ЮСБТ^,—^*~t-_- й
58
Окончание
23 Чвж7|^р~ Дж 8F
24 Пж.1 mA . 4b«-V -
25 ^ti&^pcla'nLCB м/с
26 ^c2s^2LK0«np+^a^2c2 м/с
27 J'UIHЖ + ЦТ)Cfc4 “ ILc кг
28 ^uaa=^ca— ILc кг
29 D - -1 (p 4-mP ) "мдов-гп + 4 Ibc кг
30 3&ooq7 ^"Руд.овО+т) кг ТГч
31 e 4 ‘ ^B1 н
32 P = P • G ^2 гяла ubs Н
33 Р = Ц+Ра Н
-и
< ’
Hl'./fSiJ РАСЧЁТА С : л¥1£¥’<«
• ж.’ 4L’ % с oxsai тиивжав ( — Ж'— W
мин ж
а ”
нршив 1 «ИИ® ^гуафоааяи дападем: Tr ,п,, п, , л;. f' , Q &• , 2-сопЛ
1 и я 0 • < 8 п is r L
I ’? ! м - ш> •0 0,4 1 од » 1,2 5 1,6 L.' _ 0 .. -/... . 0,4 1 V 5 J*? ] Х.6 о* 0.4 1 ОД 1Л 1 1,6 0 0,4 СЛ T— 4 1Д 1,6
D. , - Па 10X325 35548 »6Я? Ю347
4 . w а т *н I 288,0 ' - 236,0 2X6,5 216,5
V - 20,06 М /1? й/с 0 136 272 409 *545 0 123 246 370 <93 0 ПЗ 238 35^ 1 472 0 П8 236 354 472
б т* •тл({ + агм •) X 288 297 38^5 371 43g 244 266 304 357 217 223 ^(4 279 4i i 327 i 2X7 223 244 279
7 62* • />4 V *** •» 1,0 1,12 1,52 2,42 4,25 1Л 1,12 1,52 2,42 4,25 I.C 1.12 1.52 2,42 4,25 IЛ I,X2 X.52 2.42 4.25
8 6Z <• 0,97 0,97 0,97 0,96 0,94 0.97 0,97 0,97 0.95 0,94 0,97 0,97 0,37 0,96 0,94 0,97 o.w C,97 0,96 0,94
9 W Х2Д> П,4 9,76 7,88 6,22 Г? ,6 16,4 13,9 10.9 8,37 20.7 19,5 16,4 12,7 9,86 20,7 is;s 16,4 12,7 9,68
яг*-sr/.я •. «•• *₽ * » °<ц /» " г •- ’ ' r'"'J '*" "'• '"'•• •» пл IV 14,4 18,3 24,9 Г?Д 17,8 20,5 25.4 33,4 20Д 21,2 24Д 29,6 38.6 ‘год 21,2 24,1 29,6 38.6
II & >Ja* /> я* & Р Ф* * я лл . Ту» ~ ' ш. Г V" * - *.1ЙЖ «* л » ||'1 жг/е * 13,3 14,4 16,3 20,8 г 6,42 7,10 8,01 ХОД 13,4 5,П 5,зе 6.13 7,51 9,30 2,33 2.46 2,80 3,43 4,47
12 Ж*» *£ ^*^*«* */-У * где 2,12 2,00 1.85 1,70 2,52 2,45 2,30 2,09 1,89. 2,70 2,64 2,45 2,21 1,99 2,70 2.64 2,45 2,Л 1,99
13 *« - я: .&•. вк w - 1 "2 г до 2,30 2,05 4,29 6,79 2,45 2,74 3,38 4,85 7,55 2,62 2,86 3,61 5Д4 7,96 2,62 2,86 3,61 M4 7,96
14 Т »Т-*л Т** * ГЛ “"'. ^ ..и *1 . . X 371 380 408 454 518 318 327 349 ж 434 . 299 ЗОВ 327 362 4IC 29Э 306 j 327 362 410
15 g, fc-ХГчя—Д5аь_ .. м>» *«»>, * » /7м, | кг/с 2 56 Д 29,4 35,5 19Л ’2,5 П,7 13.0 С5.4 гхд: 30,9 8,25 8,92 3 СО, 9 Е4,3 го,6* 3,77 1,09 I 1,96 5,89 9,77
Приложение 9
Методика расчета ВСХ ТВД
Законы регулирования ТВД:п «const; Tj «const-, гьа*. «nonT=const
(на двигателе установлен ВИП) tB
I н км 0
2 м «В 0 0,4 0,6 0,8 0,95
3 I ?н , Па I0I325
4 » ’ н к 288,0
5 V=20,06MVTH ' м/с 0 136 204 272 323
6 Тд«=Т иИ + 0,2Ма) ГЧ К 288 297 309 325 340
7 а*-(1+0,2М 2 ^3,5 1,0 1,12 1,28 1,52 1,7Е
8 |+3L(^8b_^ Тв ’ 3,5 ) ш»
9 Чо=^у-Ч-
10 Pgt* G =Q 51±ка_ R ДР р or* *Н.РЛКХ).Р кг с
II- т* Т* —Т* + -BE \и ’в (^86_^ к •
12 с рТпр ь^-'^+СрТ;
13 ^“w,7vqT «а» f
14 Lp=H59-H|- • (М J .м»1 - - *
15 q»*O,286 i Ц^0В5Т*Л^-~ ^%Чдда-д) кг
63
Окончание
16
17
18 м/с
19 kBt-o KT
20 Ne« G Ne bBt
21 5&ooq,T ®’ Ne.yft KT кВт-ч
22 Ns-S»^.» кВт
23 \СМ.рИ0.3.2; -
24 я
25 If enltf w S1S кг .
26 3sooqT ^“"чГ _S! И-ч > :
Расчет Не ул при V « О производить по формулам
N -N * U+qTWba'rit.№ .
пе.ад. ~ гчь.ца * " *
Р= WONB ’.p + G-b и-t qT)Cc ,
где £> = 15 H/кВт,
Библиографический описок
I. Теория воедупшо-р активных двигателей /В. М. Акимов ДИ. Ба-
кулев. Г.М.Тбрбунов и др. Под ред.С.М.Шляхтеико. - М.:Машинострое-
ние, 1975. - обо о.
2. И е ч а е в D. Н., Ф е д о р о в Р. М. Теория авиацион-
о. ч‘ ‘ м,: Маяииоо‘г150вние- -*L
3. Маоленников М. М., Ш а л ь м а н Ю. И. Авиаци-
онные газотурбинные двигатели. - М.: Машиностроение, 1975. - 576 о.
4. Коотерин В. А., Заоте.ла Ю. К., Дуд и и Л.А.
Тёрмогазодинамичеокий расчет и расчет высотно-скоростных характе-
ристик авиационных газотурбинных двигателей. - Казань,КАИ,1981. -
„ 5. Генкин Э. Л., К о р к Н. Д.,Р о н з и и В. X Si-
бор параметров и газодинамические расчеты авиационных газотурбин-
ных двигателей. - Пермь: ППИ, 1967. - 141 о.
6. Шалаев Г. М., Подшивании А. В. Выбор па-
раметров, тепловой расчет и расчет скоростных и высотных характе-
ристик турбореактивного двигателя'на ЭЦВМ. - Казань: КАИ,1983. -
7. Дудин I. А., 3 а о т е а а D. К. ,К о о т н> ри н В.А.
термогазодинамичеокий расчет и расчет высотно-скоростных характе-
ристик^о^интовыхл турбовальных гаэотурСИяяыг двигателей. - Ка-
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение .................................................... 3
Глава I. ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ.......................... 4
I.I. Выбор и обоснование основных параметров двигателя.... 4
1.2. Термогазодинамический расчет двигателя ............ 7
1.3. Основные показатели двигателя ..................... II
1.4. Площади и диаметральные размеры в характерных сечени-
ях двигателя .......................•................ 12
Глава 2. ДВУХКОНТУРНЫЙ ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ............. 13
2.1. Выбор и обоснование основных параметров двигателя.... 14
2.2. Термогазодинамичеокий расчет двухвального ДТРД о раз-
дельными контурами .................................... 17
2.3. Основные показатели двигателя .................... 23
2.4. Площади и диаметральные размеры в характерных сечени-
ях двигателя ........................................... 23
2.5. Расчет ДТРД с общим реактивным соплом ............ 25
2.6. Основные показатели двигателя .................... 26
Глава 3. ТУРБОВИНТОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ........................... 26
3.1. Выбор температуры газа перед турбиной и степени по-
вышения давления в компрессоре ......................... 27
3.2. Термогазодинамический расчет двигателя ........... 29
3.3. Основные показатели двигателя .................... 30
Глава 4. ПРИМЕР ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ДВУХВАЛЬ-
НОГО ДТРД С ОБЩИМ РЕАКТИВНЫМ СОПЛОМ..................... 32
4.1. Выбор основных параметров двигателя ............... 32
4.2. Термогазодинамический расчет ...................... 34
Глава 5. РАСЧЕТ ВЫСОТНЫХ И СКОРОСТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ТРД,
ДТРД и ТВД ............................................. 40
5.1. Подготовка исходных данных ........................ 43
5.2. Подготовка комплекса ЭВМ ДЗ-28 к работе .......... 47
П ри л о ж е н и я ......................................... 50
Библиографический список ................................... 65
Св.план, 1985 г., поз.897
Александр Алексеевич Булавкин
Борис Александрович Рогожин
ВЫБОР ПАРАМЕТРОВ, ТЕТО0ГА30ДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
И РАСЧЕТ ВСХ ТРД, ДТРД И ТВД
Учебное пособие
Под редакцией А.В.Талантова
Редактор Л.П.Ермолаева
Технический редактор С.В.Фокеева
Корректор С.П.Мочалова
Подписано к печати 25.10.85. ПФ 12348.
Формат 60x84 I/I6. Бумага оберточная. Печать офсетная.
Печ.л.4,25. Усл.п.л.3,95. Уч.-изд.л.4,S3. Тираж ЬОО.
Заказ А2/Ф362Цена в обложке - 20 коп. (400 экз.),
цена в переплете 5 - 30 коп. (100 экз.)
Казанский ордена Трудового Красного Знамени
и ордена Дружбы народов
авиационный институт имени А.Н.Туполева.
420084, Казань, К.Маркса, 10.
Ротапринт Казанского ордена Трудового Красного Знамени
и ордена Дружбы народов
авиационного института имени А.Н.Туполева.
420084, Казань, К.Маркса, 10.