Расчет характеристик двухконтурного турбо-реактивного двигателя с форсажной камерой

РАСЧЕТ ХАРАКТЕРИСТИК ДВУХКОНТУРНОГО ТУРБО-РЕАКТИВНОГО ДВИГАТЕЛЯ С ФОРСАЖНОЙ КАМЕРОЙ.

ВВЕДЕНИЕ.

Методическое указание посвящено расчету скоростной и высотной характеристик двигателя (ВСХ).

Детальный расчет характеристик ТРДДФ требует знания характеристик компрессоров низкого и высокого давления и является достаточно сложным. Учебным планом в курсе «Авиационные двигатели» на вопросы теории отводится крайне ограниченное время, это не позволяет изложить материал в лекционных курсах в объеме, достаточным для самостоятельного расчета студентами характеристик ТРДДФ. В то же время для качественной подготовки специалистов по технологии авиационных двигателей крайне необходимо ознакомить студентов с основными особенностями рабочего процесса ТРДД и ТРДДФ и закрепить эти знания при выполнении курсового проекта.

При разработке методики принят ряд допущений, позволивший существенно упростить методику расчета. Допущения эти следующие:

1. Работа компрессора, как известно, описывается зависимостью . С изменением скорости и высоты полета при регулировании двигателя по закону изменяются все три параметра . При этом работа изменяются незначительно. Так же, как и при расчете ТРД, принимаются, что .

2. Значения опытных коэффициентов: и др., а также физических констант: , которые характеризуют свойства воздуха и газа, на всех режимах работы двигателя принимаются неизменными и, следовательно, такими же, как и на расчетном режиме.

3. Компрессор низкого давления имеет одинаковую степень повышения давления в обоих контурах.

4. Потери во входном устройстве определяются по приближенной аналитической зависимости.

5. Процесс смещения потоков в смесительном устройстве не рассчитывается. Температура газов после смещения определяется по приближенной формуле.

6. Оптимальная степень повышения давления в компрессоре низкого давления соответствует равенству давлений заторможенного потока в контурах перед смесителем.

7. Работа турбины, высокого давления принимается равной работе компрессора высокого давления . Такое же допущение принято и для каскада низкого давления: . Это соотношение отражает то обстоятельство, что расход воздуха через компрессор низкого давления в раз больше, чем расход газа через турбину низкого давления.

При выполнении части курсового проекта, посвященного расчету ВСХ, студенты по исходным данным определяют параметры двигателя на расчетном режиме, по которым рассчитывают характеристики двигателя. Результаты расчета сводятся в таблицы. Полученные характеристики представляются в виде графиков.

Программа расчета ВСХ составлена на языке Бейсик и реализована на ЭВМ ДВК-3. Программа предназначена для курсового проектирования и может быть также использована при дипломном проектировании и в рамках УНИРС.

Использование программы позволит решать оптимизационные задачи по теории ВРД.

I. РАСЧЕТ СКОРОСТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА БЕСФОРСАЖНОМ РЕЖИМЕ.

Расчет характеристик ТРДДФ производится после того, как определены параметры двигателя на расчетном режиме. При этом используются численные значения величин, к которым относятся:

- адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления;

- действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления;

- адиабатическая работа сжатия в компрессоре высокого давления;

- действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления;

- степень понижения давления в турбине низкого давления;

- степень понижения давления в турбине высокого давления;

- температура газа за турбиной низкого давления;

- скорость истечения газа из сопла на бесфорсажном режиме;

- скорость истечения газа из сопла на форсажном режиме;

Расчет скоростной характеристики производится при постоянном значении высоты полета для разных значений скорости полета, определяемых рядом значений числа .

Расчет ведется в следующей последовательности:

1. По значению из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление , температура и скорость звука .

2. Скорость полета самолета

.

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя, температура

,

давление

.

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

.

5. При дозвуковой скорости полета коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет 0,97-0,98. При сверхзвуковых скоростях полета, когда торможение воздуха осуществляется в скачках уплотнения, он начинает зависеть от скорости полета и определяется по приближенной формуле

.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

.

Таблица 1.

МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА.

км	Па	К	м/c	км	Па	К	м/c
0	101320	288	340	13	16570	216	295
0,5	95450	285	338	14	14160	216	295
1,0	89880	282	336	15	12110	216	295
1,5	84560	278	334	16	10350	216	295
2,0	79500	275	332	17	8846	216	295
2,5	74690	272	330	18	7562	216	295
3,0	70120	267	328	19	6465	216	295
4,0	61650	262	324	20	5527	216	295
5,0	54040	256	320	21	4725	216	295
6,0	47210	249	316	22	4040	216	295
7,0	41010	243	312	23	3455	216	295
8,0	35650	236	308	24	2954	216	295
9,0	30790	230	304	25	2526	216	295
10,0	26490	223	299	26	2162	219	297
11,0	22690	216	295	27	1854	222	299
12,0	19390	216	295	28	1594	225	301

8. По значению находится

.

9. Давление за компрессором низкого давления

.

10. Температура за компрессором низкого давления

.

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

.

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

,

.

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

.

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

.

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

.

16. Давление на выходе из камеры сгорания

.

17. Температура за турбиной высокого давления

.

18. Давление за турбиной высокого давления

.

19. Работа турбины низкого давления

.

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

.

21. Степень понижения давления в трубе

.

22. Давление за трубой низкого давления

.

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

.

24. Давление на выходе из форсажной камеры (перед соплом)

.

25. Давление на срезе сопла

.

26. Температура на срезе сопла

.

27. Удельная тяга

.

28. Расход воздуха через внутренний контур

.

29. Суммарный расход воздуха

.

30. Расход воздуха через наружный контур

.

31. Степень двухконтурности

.

II. РАСЧЕТ СКОРОСТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ НА ФОРСАЖНОМ РЕЖИМЕ.

Расчет скоростной характеристики на форсажном режиме проводится до сечения за смесителем СМ включительно в той же последовательности и по тем же формулам, что и на бесфорсажном режиме.

Расчет форсажной камеры и параметров двигателя на форсажном режиме производится в следующей последовательности:

1. Относительный расход топлива в форсажной камере

.

2. Коэффициент избытка воздуха  в форсажной камере

,

где: - расход топлива в основной камере сгорания, отнесенный к суммарному расходу воздуха через двигатель.

3. Давление на выходе из форсажной камеры:

.

4. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла

.

5. Скорость истечения из сопла

6. Давление на срезе сопла

.

7. Температура на срезе сопла

.

8. Удельная тяга

.

9.Удельный расход топлива

.

10. Тяга двигателя

.

11. Абсолютный расход топлива

.

3. РАСЧЕТ ВЫСОТНОЙ ХАРАКТЕРИСТИКИ.

Расчет высотной характеристики на бесфорсажных и форсажных режимах ведется в той же последовательности и по тем же формулам, что и расчет скоростной характеристики. Разница заключается в том, что расчет высотной характеристики проводится при постоянном значении числа для ряда разных значений высоты полета .

Расчетное значение числа и диапазон значений даются в исходных данных.

ПАРАМЕТРЫ СВОЙСТВ РАБОЧЕГО ТЕЛА И ЗНАЧЕНИЯ ОПЫТНЫХ КОЭФФИЦИЕНТОВ, ПРИНЯТЫХ ПОСТОЯННЫМИ:

Значение числа М может не соответствовать расчетному значению Мр.