Термогазодинамічний рохрахунок авіаційного двигуна тягою 15-17 тон

           МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ

                 НАЦІОНАЛЬНИЙ АВІАЦІЙНИЙ УНІВЕРСИТЕТ

КОНТРОЛЬНА  РОБОТА

Тема: «Термогазодинамічний рохрахунок авіаційного двигуна тягою 15-17 тон»

 Виконавець:                                                       

 Перевірив__________________________________________                                                

КИЇВ 2020

1. ТЕРМОДИНАМІЧНИЙ РОЗРАХУНОК ТРДД

1. Термодинамічний розрахунок ТРДД

Розрахунок виконано за методикою [**]. Вихідні дані для розрахунку.

Умови роботи та параметри на вході двигуна: висота Н = 0;  швидкість V = 0;  атмосферний тиск РН = 101325 Па; температура ТН = 288 К; газодинамічні функції (ГДФ)  τ(λ) = 1;  π(λ) = 1.

Значення обраних основних параметрів робочого процесу ГТД наведено у розділі 1.

1. Розрахунок основних параметрів робочого процесу двигуна в характерних перетинах проточної частини

Повний тиск на вході

        РВх*= РН π(λ) σвх =101325 ⋅ 1 ⋅  0,995= 101 кПа.        

де σвх = 0,995 − коефіцієнт втрати повного тиску у вхідному пристрої {[32, 36]).

Повна температура на вході

        ТВх*= ТН  τ (λ)  = 288 К.        

Робота вентилятора

        [pic 1]        

де   k=1,4 - показник адіабати повітря;

R=287,3 Дж/(кг⋅К) - газова постійна.

Параметри  потоку на виході з вентилятора

- температура

        [pic 2]        

- тиск        РВ*=РВх* πв*=101 .  1,73= 175 кПа.        

Швидкість витікання із сопла 2-го контуру (витікання докритичне)

        [pic 3]        

Параметри  потоку за компресором

ККД компресора

        [pic 4],        

де η ст = 0,9 - політропічний ККД ступіні компресора.

Ефективна робота стиснення в компресорі

        [pic 5]

Температура за компресором

        [pic 6] .        

Тиск за компресором

        РК*=РВ* πк*=101 . 31= 3126 кПа.        

Відносна витрата повітря на охолодження турбіни.

Задаємо граничну температуру лопаток першої ступіні ТВТ ТЛ = 1100 К і розраховуємо параметр

        [pic 7]        

Для отриманого значення параметру та обраного типу охолодження (конвективно – плівкове) відносна витрата повітря на охолодження турбіни складає 8 % від витрати через перший контур.

Параметри на вході до турбіни

Середня теплоємність газу в камері згорання

        СРср= 878+0,208(Тг*+0,48 ТК*)=

        878 + 0,208(1610 + 857) = 1299 Дж/(кг К)        

Відносна витрата палива

gп = СРср(ТГ*- ТК*)/(ηГ . Нu) =         1299 (1610 - 857)/(0. 995  43 106)=0,0228,        

де ηГ  = 0,995 − коефіцієнт повноти згорання палива;

Нu = 43 МДж/кг  - теплота згорання палива.

Тиск на виході з камери згорання

        РГ* = РК*  σКЗ=3126 . 0,985= 3079 кПа .        

σКЗ = 0,985 коефіцієнт втрати повного тиску у камері згорання