Расчет летных характеристик турбореактивного двигателя

Расчет работы компрессора, степени понижения и повышения давления в турбине и сопле, расхода топлива и воздуха. Анализ скоростной характеристики турбореактивного двигателя: зависимости тяги и удельного расхода топлива от числа полета на постоянной высоте.
Краткое сожержание материала:

Размещено на

Расчет летных характеристик турбореактивного двигателя

КУРСОВАЯ РАБОТА

Содержание

Введение

1. Расчет скоростной характеристики ТРД

2. Анализ скоростной характеристики ТРД

Заключение

Список использованной литературы

Введение

Летные характеристики ТРД являются одним из видов эксплуатационных характеристик и состоят из скоростных и высотных характеристик. Они позволяют произвести оценку эксплуатационных свойств ТРД при различных условиях полета и на различных режимах его работы.

В виду этого знание летных характеристик двигателя является весьма важным для летной эксплуатации. Тяга, создаваемая ТРД на определенной скорости и высоте полета, представляет собой располагаемую тягу самолета. Использование этой тяги совместно с потребляемой тягой, определяемой аэродинамическим сопротивлением самолета, позволяет определять его летно-тактические данные: наивыгоднейшие режимы полета, характеристики разгона и торможения, высотность, дальность и продолжительность полета и т.д. Помимо этого определяется необходимая степень дросселирования двигателя для осуществления горизонтального полета с заданной скоростью.

1. Расчет скоростной характеристики ТРД

При выполнении курсовой работы используются значения коэффициентов, характеризующих потери энергии в элементах двигателя (?_кал, ?_к^*, ?_кс^*, ?_г, ?_т^*, ?_с) из таблицы 1.

Таблица №1

Наименование параметра	Обозначения	Размерность	Диапазон изменения
Коэффициент восстановления полного давления во входном канале.	?*кан		0,95…0,97
КПД компрессора	?*к		0,82…0.86
Коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания.	?*кс		0,93…0, 96
Коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания	?г		0.98…0,995
Адиабатный КПД турбины	?*т		0.90…0,92
Коэффициент скорости реактивного сопла	?с		0,975..0,985

Производится расчет параметров ТРД при работе его на стенде в следующей последовательности:

Работа компрессора

L_{к о} = 1005·288(? _ко^*0,286-1)·/ ?_к ^*=1005·288(11^*0,286-1) ·1/0,82 = 347806,49 (Дж)

Подогрев воздуха при сжатии в компрессоре

?Т_{к о}^* = L_{к о}/1005 = 347806,49 /1005 = 346,07 (К)

Функция степени понижения давления в турбине

?_{т о} ^* = L_то /(1155· Т_{г о}^{* ·} ?^*_т ) = 347806,49 /(1155·1300· 0,91) = 0,25

где работа турбины L_то= L_{к о}.

Степень понижения давления в турбине

? _{т о}^*= (1/(1- ?_то ^* ))⁴ = (1/(1- 0,25 ))⁴ = 3,16

Полная температура газов на выходе из турбины

Т_то^*=Т_{г о}^*- L_то/1155 = 1300 -347806,49 /1155 = 998,86 (К)

Скоростная характеристика рассчитывается на заданной высоте полета Н для нескольких значений числа полета М_н от 0 до М_{н мах}.

Методика расчета скоростной характеристики приведена в таблице 3. В верхней части таблицы указывается заданная высота полета Н и выписываются из стандартной атмосферы Т_н и Р_н - соответственно статическая температура и статическое давление наружного воздуха (Таблица 2).

Таблица №2

Н , км	Тн , 0 К	Рн , Па
10	223	0,27 · 105

Далее подсчитываются значения:

- местной скорости звука а_н= 20,05_н = 20,05 ^.v223 = 299,34 (м/с)- относительного давления Р_н= Р_н/1,01325·10⁵ = 0,27·10⁵ /1,01325·10⁵ = 0,26

Расчет скоростной характеристики производится табличным способом построчно в следующей последовательности:

1. Скорость полета:

V= М_н ·а_н = 0·299,34 = 0

2. Полная температура воздуха на входе в компрессор:

Т_в^*= Т_н^*= Т_н(1+0,2 М²_н) = 223(1+0,2·0) = 223 (К)

3. Подогрев воздуха в компрессоре:

?Т_к ^* = ?Т_{к о} ^*= const = 346,07 (К)

4. Полная температура воздуха на выходе из компрессора:

Т_к ^* = Т_в ^*+ ?Т_к ^* = 223 + 346,07 = 569,07(К)

5. Полная температура газа на входе в турбину:

Т_г^*= Т_{г о}^*= const =1300(К)

6. Средняя изобарная теплоемкость газов при подводе тепла в камере сгорания С_{р ср} определяется из рис. 1 по значениям температур Т_к ^* и Т_г^*.

Рис. 1

7. Относительный расход топлива:

q_т=С_{р ср}·(Т_г^*- Т_к^*)/(Н_u· ?^*_т) = = 0,022

где Н_u=43 000кдж/кг - теплотворность топлива (керосина).

8. Коэффициент восстановления полного давления в системе скачков уплотнения ?_ск^* определяется из рис. 2 по значению числа полета М_н.

9. Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве:

?вх*= ?ск*· ?кан* = 10,95 = 0,95

10. Динамическая степень повышения давления:

?_д=(1+0,2 М_н²)^3,5· ?_вх^* = 0,95(1+0,2·0²) ^3,5 = 0,95

11. Функция степени повышения полного давления в компрессоре:

?к*0,286=(1+Lк·?к*/1005· Тв *) = 2,27

12. Степень повышения полного давления в компрессоре:

?_к^* =( ?_к^*0,286)^3,5 = ( 2,27 ) ^3,5 = 17,62

13. Общая степень повышения давления:

?_о= ?_д· ?_к^* = 0,95·17,62 = 16,74

14. Степень понижения полного давления газа в турбине:

?_т^*= ?_{т о}^*= const=3,16

15. Степень понижения давления газа в сопле:

?_с = ?_о · ?_кс^*/ ?_т^* = 16,74·0,95 /3,16= 5,03

16. Функция степени понижения давления газа в сопле:

v(1-1/ ?_с^0,25) = v(1-1/ 5,03^0,25) = 0,33

17. Полная температура газа на выходе из турбины:

Т_т^*= Т_{т о}^*= const=998,86 (К)

18. Скорость истечения газов из сопла:

С_с= ?_сv2310Т_т^* · v(1-1/ ?_с^0,25) = 0,975v2...