Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя типа ТРДДсм на базе РД-33

Другое » Термогазодинамический расчет основных параметров двигателя типа ТРДДсм на базе РД-33

Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.

Совершенствование летательных аппаратов по пути увеличения скоростей и высот полёта, грузоподъёмности в значительной степени достигается за счёт увеличения основных показателей силовых установок, составной частью которых являются авиационное двигатели. К ним в первую очередь можно отнести мощность и тягу, обеспечиваемая одним или несколькими, совместно работающими двигателями, удельную массу, удельный расход топлива, габаритные размеры.

В зависимости от назначения ЛА и условий полета, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры цикла и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии: минимум удельного расхода топлива, затрат топлива на I т·км и массы силовой установки; максимум мощности; обеспечение надежности на чрезвычайных режимах и т.п.

Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета.

Проведение подобного анализа в достаточном объеме невозможно без широкого использования ЭВМ, без разработки математических моделей двигателей и их элементов, без перехода в дальнейшем к методам оптимального автоматизированного проектирования на всех этапах разработки и создания двигателей.

Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации.

Условные обозначения

– удельный расход топлива, ;

– удельная теплоемкость, ;

– массовый расход, ;

– площадь проходного сечения, ;

– высота полета, ;

– низшая теплотворная способность топлива, ;

– удельное теплосодержание, ;

– показатель изоэнтропы;

– удельная работа, ;

– количество воздуха в килограммах, теоретически необходимое для

сжигания топлива, ;

– число Маха;

– степень двухконтурности;

– тяга двигателя,;

– удельная тяга двигателя, ;

– давление,;

– газодинамическая функция давления;

– относительный расход топлива;

– газовая постоянная, ;

– температура,;

– газодинамическая функция температуры;

– коэффициент избытка воздуха;

– коэффициент полезного действия (КПД);

– коэффициент полноты сгорания в камере сгорания;

– механический КПД;

– степень подогрева газа в камере сгорания;

– приведенная скорость;

– степень повышения полного давления в компрессоре;

– коэффициент восстановления полного давления;

– коэффициент скорости реактивного сопла;

– критическая скорость, ;

– скорость движения воздуха или газа, ;

– окружная скорость, ;

– диаметр, ;

– относительный диаметр втулки;

– высота лопатки, ;

– константы в уравнении расхода;

– плотность воздуха, ;

– степень понижения полного давления в турбине;

– число ступеней компрессора или турбины;

– коэффициент нагрузки ступени турбины.

Сокращения:

н– невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;

в– воздух; вентилятор и сечение перед ним;

ввд– сечение на входе в компрессор высокого давления;

вх– сечение на входе во входное устройство.

вых– значение параметра на выходе из канала;

квII– сечение за вентилятором в наружном контуре;

квI– сечение за вентилятором во внутреннем контуре;

к– компрессор и сечение за ним;

кс– камера сгорания;

г– газ и сечение за камерой сгорания;

т– топливо, турбина и сечение за турбиной вентилятора;

твд– турбина высокого давления и сечение за ней;

см– параметры потока после смешения и сечение за камерой смешения;

I– внутренний контур;

II– наружный контур;

кр– критические параметры;

с– сечение на срезе реактивного сопла;

– общее, суммарное значение параметра;

ГТД– газотурбинный двигатель;

ТРДДсм– турбореактивный двухконтурный двигатель со смешением потоков;

квд– компрессор высокого давления;

твд– турбина высокого давления;

тв– турбина вентилятора.

ТрЗС– трансзвуковая ступень;

СА– сопловой аппарат;

РК– рабочее колесо.

Другие публикации:

Конкурентоспособность российской авиации на мировом рынке
Проводя анализ российской авиаотрасли, можно сказать, что ведущие российские компании по отдельным показателям не уступают своим мировым коллегам. Однако, несмотря на все успехи отечественных авиаперевозчиков, на сегодняшний день - это компании среднего бизнеса по мировым стандартам. Объемы их деят ...

Расчет общесудовых систем
Осушительная система Система осушения предназначена для удаления небольших скоплений воды, появившихся в результате отпотевания корпуса, не плотности соединений трубопроводов, течей в корпусе. На самоходных судах с главными двигателями общей мощностью менее 220 кВт должно быть не менее двух осушите ...

Проектирование и расчет лонжерона крыла
Для определения линейных размеров сечений крыла определим коэффициент уменьшения размеров в зависимости от известных нам данных: длины полукрыла (l/2), расстояния от оси самолета до первого сечения (k1е), расстояния между сечениями (е). Из условия а1 = ek1* а2= ek1-е*, тогда по признаку подобия тре ...

Актуальное на ссайте

Copyright © 2020 - All Rights Reserved - www.trmotion.ru