Расчёт параметров ТВД производится на базе рассчитанного ТРД. Принимая полное расширение газа на турбине, необходимо определить основные параметры ТВД и сравнить эффективность ТВД и ТРД при работе на месте (V_п = 0).

2.1 Схема и исходные данные ТВД

Большинство ТВД, применяемых в настоящее время на летательных аппаратах, выполнены по одновальной схеме (рис. 2.1.). Одновальные ТВД отличаются относительной простотой конструкции и управления (регулирования).

Исходными данными являются параметры расчёта ТРД.



2.2 Расчёт основных параметров

Рисунок 2.1 Схема ТВД: 1 - воздушный винт; 2 - входное устройство; 3 - редуктор; 4 - осевой компрессор; 5 - камера сгорания; 6 - газовая турбина; 7 - выходное устройство

2.2.1 Работа расширения газа в турбине

Работа расширения газа в турбине определяется из условия полного расширения газа в турбине:

Дж/к, (2.1)

где р_Т = = 2018229/101325 = 19,92 - действительная степень понижения давления газа в турбине;

р_Т = (1,0…1,05)·р_Н = 101325 Па - статическое давление в потоке газа за турбиной;

з_Т - мощностной КПД турбины ТВД. На расчётном режиме рекомендуется принимать з_Т = 0,8…0,83. При этом чем больше эквивалентная мощность, тем больше КПД з_Т = 0,8…0,83. В формуле (2.1) выбрано значение з_Т = 0,83.



2.2.2 Работа, передаваемая на вращение воздушного винта

L_в = L_е· з_ред = (L_Т - L_К) · з_ред = (741625,6 - 487767)·0,99 = 251320 , Дж/кг, (2.2)

где з_ред - КПД редуктора. Рекомендуется принимать з_ред = 0,97…0,99, причём, чем больше мощность двигателя, тем больше з_ред . В расчёте (2.2) выбрано значение з_ред = 0,99.

2.2.3 Мощность, передаваемая на вращение воздушного винта

N_в = L_в·G_в = 251320·120 = 30158400 Вт = 30158,4 кВт. (2.3)

2.2.4 Тяга, создаваемая воздушным винтом

Р_в = N_в· з_в / V_п , (2.4)

где з_в - КПД винта;

V_п - скорость полёта самолёта.

В стендовых условиях (V_п = 0, з_в = 0) тяга Р_в по формуле (2.4) не определяется, поэтому при V_п = 0 тяга винта при известном значении мощности N_в0 определяется с помощью экспериментального коэффициента К₀ = Р_в0 / N_в0 . При известном К_о тяга винта определяется формулой

Р_в0 = К_о·N_в0, (2.5)

где N_в0 - мощность, подводимая к валу винта на стенде.

Для современных винтов на взлётном режиме К₀ = 9…17 Н/кВт в зависимости от нагрузки винта, характеризуемой отношением мощности винта N_в к площади, ометаемой лопастями винта - F_в = р·. С ростом скорости полёта коэффициент К₀ уменьшается. При сравнительных расчётах для низконагруженных винтов ТВД обычно принимают К₀ = 15 Н/кВт, а для высоконагруженных (ТВВД) - 9…10 Н/кВт. Для выполняемого расчёта выбираем К₀ = 10 Н/кВт,

Р_в = Р_в0 = К₀· N_в0 = 10·30158,4 = 301584 Н. (2.6)

2.2.5 Реактивная тяга, развиваемая ТВД при V_п = 0 (на стенде, на старте)

= 120·(250 - 0) = 30000 Н. (2.7)

Скорость истечения газа из реактивного сопла ТВД с_С = 250 м/с выбрана на основании анализа формулы Б.С. Стечкина, выведенной для случая оптимального распределения работы цикла между тягой винта и реакцией струи:

с_{С опт} = V_п / з_ред з_в. (2.8)

Как видно из формулы (2.8), чем больше скорость полета V_п и чем меньше КПД винта з_в и КПД редуктора з_ред (даже при постоянстве этих КПД с изменением скорости V_п), тем больше будет оптимальная скорость истечения газа из выходного сопла, и, следовательно работа реакции струи, и меньше работа, передаваемая на винт. В целях приближения распределения энергии между винтом и реакцией струи к оптимальному в полёте для ТВД с современными параметрами целесообразно на земле (Н = 0, V_п = 0) передавать на винт 85…90 % работы цикла, и, следовательно, 10…15 % оставить на приращение кинетической энергии струи. Этому распределению соответствует с_С = 200…350 м/с.



2.2.6 Полная тяга ТВД

Полная тяга ТВД Р_У складывается из тяги, создаваемой винтом Р_в и реактивной тяги Р_р - тяги, создаваемой за счёт реакции газовой струи, истекающей из сопла двигателя:

Р_У = Р_в + Р_р = 301584 + 30000 = 331584 Н. (2.9)

2.2.7 Эквивалентная мощность

Под эквивалентной мощностью N_э понимают условную мощность, необходимую для вращения такого воздушного винта, который развивал бы тягу, равную суммарной тяге двигателя Р_У .

N_э = N_в0 + Р_р / К₀ = 30158,4 + 30000/10 = 33158,4 кВт. (2.10)

2.2.8 Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта

Тяга, развиваемая ТВД в условиях старта воздушного судна (V_п = 0) может быть вычислена по формуле:

P_У = N_э·K₀ 33158,4 ·10 = 331584 H (2.11)

2.2.9 Удельный эквивалентный расход топлива

С_э = G_Т.Ч / N_э = g_Т ·G_B·3600/ N_э = = 0,253 кг/(кВт·ч), (2.12)

где G_Т.Ч = g_Т ·G_B·3600 - часовой расход топлива, кг/ч.

G_Т.Ч = g_Т ·G_B·3600 = 0,0194·120·3600 = 8380,8 кг/ч. (2.13)

Для современных ТВД удельный эквивалентный расход топлива лежит в диапазоне С_э = 0,24…0,40 кг/(кВт·ч). Полученное значение (2.12) удовлетворяет требованиям, предъявляемым к современным ТВД.

2.2.10 Определение удельных параметров ТВД как движителя (ТВД имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур)

P_уд = P_У / G_В = 331584/120 = 2763,2 (Н·с)/кг; (2.14)

С_уд = G_Т.Ч / Р_У = 8380,8/ 331584= 0,0253 кг/(Н·ч). (2.15)

2.2.11 Количество ступеней турбины

Количество ступеней турбины z_T определяется в зависимости от суммарной работы турбины L_T и работы одной её ступени L_СТ.T . При степени понижения давления газа в ступени турбины = 1,7…2,2 и при температурах на входе в турбину, используемых в современных ГТД ( = 1600…1650 К), удельная работа одной ступени составляет 200…300 кДж/кг, а в сверхзвуковых высоконагруженных ступенях при = 3,5…4,0 достигает 400…500 кДж/кг. Для расчёта принимаем L_СТ.T = 243 кДж/кг, тогда:

z_T = L_T / L_СТ.T = 741625,6 /243000 = 3. (2.16)

2.2.12 Удельная работа цикла ТВД

L_ц = L_e+ = (L_T - L_K) + = (741625,6 - 487767)+ = 285108, Дж/кг. (2.17)



2.2.13 Внутренний КПД ТВД

з_вн = L_ц·з_Г / q_вн = 285108·0,97/870500 = 0,318. (2.18)



3. Расчёт параметров ТРДД на базе ТРД

ТРДД более эффективен по сравнению с ТРД и ТВД на средних (дозвуковых и небольших сверхзвуковых) скоростях полёта (800…1200 км/ч). Такие скорости характерны для пассажирских и транспортных самолётов, поэтому ТРДД получили в настоящее время преимущественное применение на самолётах гражданской авиации. Одним из главных итогов применения ТРДД на дозвуковых пассажирских и транспортных самолётах явилось увеличение дальности полёта при той же загрузке, связанное с существенно лучшей экономичностью и меньшей удельной массой ТРДД по сравнению с ТРД.

Расчёт параметров ТРДД производится на базе рассчитанного ТРД. Расчёт параметров ТРДД сводится к определению основных параметров (тяги и удельного расхода) при работе на месте с учётом оптимального распределения энергии между контурами. Принимаем схему ТРДД с раздельным выпуском потоков газа и воздуха из внутреннего и наружного контуров, (схема ТРДД без смешения потоков) (рисунок 3.1.).

Рисунок 3.1- Схема двухконтурного ТРД (ТРДД): 1 - входное устройство; 2 - компрессор низкого давления (вентилятор); 3 - компрессор высокого давления; 4 - камера сгорания; 5 - турбина высокого давления; 6 - турбина вентилятора; 7 - сопло наружного контура; 8 - сопло внутреннего контура

3.1 Расчёт основных параметров

3.1.1 Степень двухконтурности m

Под степенью двухконтурности понимают отношение расхода воздуха через наружный контур G_ВII к расходу воздуха через внутренний контур G_ВI ТРДД

m = G_ВII / G_ВI. (3.1)

В настоящее время наметилось достаточно чёткое разделение ТРДД на три группы:

- с малыми степенями двухконтурности m = 0,3…0,9 (для самолётов с большими сверхзвуковыми скоростями полёта);

- со средними m = 1,0…3,0

- большими m = 4,0…8,0 и более (для самолётов с дозвуковыми скоростями полёта).

Степень двухконтурности является очень важным параметром, влияющим на экономичность и шум, создаваемый двигателем. Использование больших m приводит к снижению средней скорости истечения воздуха и газа из обоих контуров и, следовательно, к уменьшению потерь с выходной скоростью. Это приводит к повышению экономичности двигателя и снижению шума выходной (реактивной) струи. Для расчёта выбираем степень двухконтурности m = 6.

3.1.2 Оптимальный коэффициент энергообмена

Оптимальный коэффициент энергообмена между контурами х_ОПТ, соответствующий максимальной эффективности функционирования ТРДД, т. е. получению минимального расхода топлива при заданной тяге, определяется формулой

, (3.2)

где з_II - коэффициент потерь (КПД) наружного контура.

Коэффициент потерь з_II учитывает все гидравлические потери в проточной части наружного контура от сечения Н-Н до сечения C_II - C_II см. (рисунок 3.1.). По статистическим данным величина коэффициента з_II составляет 0,8…0,85. Это означает, что потери в наружном контуре составляют 15…20 % от приращения кинетической энергии воздушного потока в этом контуре. Для расчёта в формуле (3.2) выбран коэффициент з_II = 0,85. турбореактивный двигатель газотурбинный

3.1.3 Эффективная (полезная) работа внутреннего контура ТРДД

Исходным значением для расчёта полезной работы внутреннего контура L_цI принимаем значение полезной работы цикла ТРД - L_{ц ТРД}

, Дж/кг. (3.3)

3.1.4 Скорость истечения газа и удельная тяга внутреннего контура ТРДД

м/с. (3.4)

3.1.5 Тяга внутреннего контура ТРДД

Н. (3.5)



3.1.6 Скорость истечения и удельная тяга наружного контура ТРДД

м/с. (3.6)

3.1.7 Тяга наружного контура ТРДД

Н. (3.7)

3.1.8 Полная тяга ТРДД

Н. (3.8)

3.1.9 Удельная тяга ТРДД

Н·с/кг . (3.9)

3.1.10 Удельный расход топлива

кг/(Н·с). (3.10)

3.1.11 Мощность турбины вентилятора

Вт. (3.11)

4. Сравнение ТРД, ТВД и ТРДД

Результаты выполненных расчётов основных параметров двигателей ТРД, ТВД и ТРДД сведём в таблицу (таблица 1).

Таблица 1- Сравнение параметров ТРД, ТВД и ТРДД

Параметры	Тип двигателя
	ТРД	ТВД	ТРДД
Тяга двигателя Р, кН	98,6	331,6	260,8
Удельный расход топлива Суд , кг/(Н·ч)	0,0788	0,0253	0,0321
Удельная тяга Руд , Н·с/кг	822	558,23	310,5
Относительная тяга	1	3,36	2,64
Относительный удельный расход топлива уд	1	0,32	0,407

Сравнение ТРД, ТВД и ТРДД проведём путём анализа основных параметров, полученных в ходе расчёта. При одинаковых исходных заданных параметрах , , G_В и принятой одновальной схеме двигателя параметры ТРДД и ТВД оказываются лучше, чем параметры ТРД по тяговым характеристикам и удельному расходу топлива.

ТВД имеет тягу в 3,36 раза больше, чем ТРД, а удельный расход в свою очередь в 3,11 раза меньше, чем у ТРД.

ТРДД имеет тягу в 2,64 раза больше, чем у ТРД, а удельный расход топлива в свою очередь в 2,45 раза меньше, чем у ТРД.

Из этого следует, что при заданных параметрах эксплуатации двигателя целесообразнее всего использовать ТВД.

Список использованных источников

1. Шулекин В.Т., Тихонов Н.Д.. Методические указания по газодинамическому расчёту турбореактивных и турбовальных двигателей ВС ГА по дисциплине «Термодинамика, теплопередача и теория АД».- М.: МГТУ ГА, 1998. - 64 с.

2. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Шулекин В.Т. Теория авиационных двигателей. Рабочий процесс и эксплуатационные характеристики газотурбинных двигателей. М.: Транспорт, 2000. - 287 с.

3. Нечаев Ю.Н. Теория авиационных двигателей. - М.: ВВИА им. Проф. Н.Е. Жуковского, 1990. - 703 с.

4. Шулекин В.Т. Основы теории и конструирования авиационных двигателей: Конспект лекций. - М.: МГТУ ГА, 1994. - 140 с.

5. Казанджан П.К., Тихонов Н.Д. Теория авиационных двигателей. Теория лопаточных машин. - М.: Машиностроение, 1995. - 317 с.

6. Авиационные газотурбинные двигатели. Термины и определения. ГОСТ 23851-79. - М.: Издательство стандартов, 1978.

7. Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин. ГОСТ 23199-78. - М.: Издательство стандартов, 1979.

8. В.В. Кулагин. Теория газотурбинных двигателей: Учебник. Кн. 1/ Анализ рабочего процесса, выбор параметров и проектирование проточной части. - 264 с. Кн. 2 / Совместная работа узлов, характеристики и газодинамическая доводка выполненного ГТД. - М.: Изд-во МАИ, 1994. - 304 с.

9. Государственная Система обеспечения единства измерений. Единицы величин. Межгосударственный стандарт ГОСТ 8.417-2002. - Минск.: Межгосударственный совет по стандартизации, метрологии и сертификации, 2002. - 28 с.

10. Шашкин В.В., Нечаев В.М. Авиационные газотурбинные двигатели. Часть III. Теория рабочего процесса: Учебное пособие/ - Л.: ОЛАГА, 1972. - 139 с.

11. Кулагин В.В. Теория, расчёт и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок: Учебник. 2-е изд. Кн. 1. Основы теории ГТД рабочий процесс и термогазодинамический анализ. Кн. 2. Совместная работа узлов выполненного двигателя и его характеристики.- М.: Машиностроение, 2003. - 616 с.

Размещено на Allbest.ru

...