РАСЧЕТ ТРДД С РАЗДЕЛЬНЫМ ИСТЕЧЕНИЕМ ИЗ КОНТУРОВ
МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
Самарский государственный аэрокосмический университет
имени академика С.П. Королева
В.А. Григорьев
ПРОЕКТНЫЙ
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
АВИАЦИОННЫХ ГТД
ГРАЖДАНСКОГО НАЗНАЧЕНИЯ
Учебное пособие
САМАРА 2001
УДК 629.7.036.001 (075.6)
Проектный термогазодинамический расчет авиационных ГТД гражданского назначения: учебное пособие/ ГРИГОРЬЕВ В.А., Самарск., гос. аэрокосм. ун-т., Самара, 2001 г. 170 с.,
ISBN 5-7883-0142-4.
На числовых примерах изложена методика проектного термогазодинамического расчета основных типов авиационных ГТД гражданского назначения (ТРДД, ТВД, ТВВД и ТВаД). Даны рекомендации по выбору исходных данных к расчету, по методике выполнения расчетов проектируемого ГТД на нерасчетном режиме.
Учебное пособие предназначено для студентов специальности 130301, выполняющих курсовую работу, и студентов специальности 130209, выполняющих задания на практических занятиях.
табл. 12, илл. 6, библиогр.: 14 назв.
Печатается по решению редакционно–издательского совета Самарского государственного аэрокосмического университета имени академика С.П.Королева
Рецензенты: д-р. техн. наук А.М. ИДЕЛЬСОН ;
д-р. техн. наук Б.Д. ФИШБЕЙН
ISBN 5-7883-0142-4. Ó ГРИГОРЬЕВ В.А. , 2001
|
|
|
Ó Самарский государственный
аэрокосмический университет, 2001
СОКРАЩЕННЫЕ НАИМЕНОВАНИЯ
| ВСХ | - высотно-скоростная характеристика; |
| ДПС (ДТС) | - дозвуковой пассажирский (транспортный) самолет; |
| ОКР | - опытно-конструкторские работы; |
| СУ | - силовая установка; |
| ЛА | - летательный аппарат (самолет, вертолет); |
| НД | - низкое давление; |
| ВД | - высокое давление; |
| СД | - среднее давление; |
| ГДФ | - газодинамические функции; |
| ТДФ | - термодинамические функции; |
| САУ | - стандартные атмосферные условия; |
| ТВВД (ТВД) | - турбовинтовентиляторный (турбовинтовой ) двигатель; |
| СТ | - свободная турбина; |
| ТВаД | - турбовальный двигатель со свободной турбиной; |
| ТРДД (см) | - двухконтурный турбореактивный двигатель (со смешением). |
ОСНОВНЫЕ УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
| - пропускная способность турбины, м2; | 
| - диаметр, м; |
| - скорость звука, м/с; | 
| - площадь сечения, м2; |
| - удельный расход топлива ТРДД, кг/кН × ч; | 
| - массовый расход газа (воздуха), кг/с; |
| - удельный расход топлива ТВаД, кг/кВт × ч; | 
| - высота полета, км; |
| - удельный эквивалентный расход топлива, кг/экВт × ч; | 
| - низшая теплотворная способность топлива, кДж/кг; |
| С т × км | - удельные затраты топлива ЛА на 1 т × км, кг/ т × км; | 
| - энтальпия, кДж/кг; |
|
|
|
|
| - работа компрессора, турбины, кДж/кг; | 
| - температура, К; период времени, год; межремонтный ресурс, ч ; | |||
|
| - степень двухконтурности; | 
| - скорость полета, м/с, км/ч ; | |||
|
| - удельная масса ГТД, кг/кН, кг/кВт; | 
| - коэффициент избытка воздуха; | |||
| Мсу+ m | - масса СУ и топлива на ЛА, кг; | 
| - коэффициент полезного действия компрессора, турбины; | |||
|
| - число Маха; масса, кг; | 
| - коэффициент полноты сгорания; | |||
|
| - мощность, кВт; | 
| - приведенная скорость ; | |||
|
| - частота вращения, мин-1 | 
| - коэффициент изменения массового расхода; | |||
|
| - реактивная тяга ГТД, кН; | 
| - степень повышения (понижения) давления в компрессоре (турбине); | |||
|
| - давление, кПа; | 
| - энтропийная термодинамическая функция «относительное давление»; | |||
|
функции; | 
| - коэффициент восстановления полного давления; | ||||
| - отношение расхода топлива к расходу воздуха; | 
| - коэффициент скорости выходного устройства; | |||
| - газовая постоянная кДж/кг× К ;
- стоимость, руб ; | 
| - степень понижения давления в выходном устройстве. | |||
– газодинамические
ИНДЕКСЫ
| в | - воздух, вентилятор; | дв | - двигатель; |
| вв | - винтовентилятор, воздушный винт; | ж.дв | - жизненный цикл ГТД; |
| вх г | - относящийся к входному устройству; - газ; | к | - компрессор, сечение за компрессором; |
| - сечение за компрессором наружного контура (вентилятором) | су s | - силовая установка; - изоэнтропический; |
| кн | - коммерческая нагрузка; | т | - турбина, сечение за турбиной; |
| кс | - камера сгорания; | т.св | - свободная турбина; |
| кр | - крейсерская, критическая; | m | - топливо; |
| н | - высотный, сечение перед воздухозаборником двигателя; | mc | - топливная система; |
| м | - механический; | ||
| нз | - навигационный запас; | уд | - удельный; |
| охл | - охлаждение; | ут | - утечки; |
| п | - полет; | ч | - часовой; |
| пл | - планер; | э | - эквивалентный; |
| пр | - приведенный к САУ; | е | - эффективный; |
| р | - расчетный; | å | - суммарный; |
| рес | - ресурс; | * | - параметры заторможенного потока; |
| с | - сопло, сечение на выходе из сопла (выходного устройства); | м P | - отнесенный к массе; - отнесенный к тяге; |
| сл | - служебная нагрузка; | N | - отнесенный к мощности. |
|
|
|
С О Д Е Р Ж А Н И Е
стр
| ВВЕДЕНИЕ .................................................................................................................…. | 7 |
| 1. РАСЧЕТ ТРДД С РАЗДЕЛЬНЫМ ИСТЕЧЕНИЕМ ИЗ КОНТУРОВ..................... 1.1. Исходные данные к расчету........................................................................ 1.2. Проектный расчет ТРДД с раздельным истечением для условий крейсерского полета..................................................................................... 1.3. Расчет ТРДД на взлетном режиме ............................................................. | 9 9 11 25 |
| 2. РАСЧЕТ ТРДД СО СМЕШЕНИЕМ ПОТОКОВ 2.1. Исходные данные к расчету ...................................................................... 2.2. Проектный расчет ТРДД со смешением потоков для условий крейсерского полета.................................................................................... 2.3. Расчет ТРДДсм на взлетном режиме....................................................... | 38 38 40 54 |
| 3. РАСЧЕТ ТВВД (ТВД)................................................................................................ 3.1. Исходные данные к расчету........................................................................ 3.2. Проектный расчет ТВВД (ТВД) для условий крейсерского полета ....... 3.3. Расчет ТВВД (ТВД) на взлетном режиме .............................. .................. | 68 68 70 82 |
| 4. РАСЧЕТ ТВаД ............................................................................................................ 4.1. Исходные данные к расчету ...................................................................... 4.2. Проектный расчет ТВаД для условий взлетного режима ...................... 4.3. Расчет ТВаД на крейсерском режиме ....................................................... | 94 94 96 108 |
| СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ.............................................................................................. | 120 |
Приложение 1. Диаграммы  функций для воздуха 
и газа  ..........................................................................................
| 121 |
| Приложение 2. Таблица стандартной атмосферы ....................................................... | 155 |
Приложение 3. Таблица термодинамических функций
для газа  .....................................................................................
| 156 |
| Приложение 4. Таблицы газодинамических функций для воздуха (к = 1,4) и газа (к = 1,33) .................................................................................. | 157 |
В В Е Д Е Н И Е
При выполнении проектных термогазодинамических расчетов авиационных ГТД студенты специальностей 130209 и 130301 испытывают определенные трудности, пользуясь учебным пособием [1 ].
Принципиальной особенностью подхода, изложенного в данном пособии, является существенное уменьшение объема работ, связанных с выбором параметров рабочего процесса – основной набор необходимых исходных данных выдается преподавателем. При этом важно отметить, что исходные данные по проектному расчету для ТРДД, ТВД, ТВВД задаются для режима крейсерского полета, а для ТВаД – для взлетного режима. В пособии приведены необходимые материалы, позволяющие после проведения проектного расчета на указанных режимах по заданию преподавателя определить параметры и выходные данные двигателя на нерасчетном режиме (соответственно для ТРДД, ТВД и ТВВД на взлетном, а ТВаД – на крейсерском полетном режимах) для того, чтобы дать предварительную оценку эффективности применения ГТД на заданном ЛА.
Основные методические положения и числовые примеры дают представление о широко применяемых методах расчета и о порядке величин параметров современных авиационных ГТД.
В данной работе, как и в учебном пособии [1], для высокотемпературных двигателей с пленочным охлаждением лопаток турбины, в качестве расчетной температуры газа 
принята температура в горловине I–го СА турбины. Схема потока рабочего тела в этом случае с учетом охлаждающего воздуха показана на рис.В.1.
При таком подходе можно определить значения температуры на выходе из камеры сгорания 
и температуры перед первым рабочим колесом 
. При отсутствии пленочного охлаждения 
. При отсутствии охлаждения СА 
.
Примеры расчета подобраны таким образом, чтобы студент мог на их основе самостоятельно составить методики проектного расчета для других типов и схем ГТД (например ТРД, одновального ТВД, одновального ТВаД и др. ), а также методику расчета рассматриваемых дозвуковых ГТД на нерасчетном режиме, который необходим для последующего проектирования проточной части двигателя и лопаточных машин.
|
Рис.В.1. Схема расчетных сечений в турбине
В примечаниях к примерам указываются конкретные страницы учебного пособия [1], а также разделы учебника [4], с которыми рекомендуется ознакомиться и материалы которых использовать в процессе самостоятельного выполнения расчетов.
В приложении приводятся необходимые для расчета таблицы газодинамических функций [3,14], таблицы термодинамических функций 
, таблица значений параметров Международной стандартной атмосферы [5].
Контроль результатов расчета выполняется преподавателем по материалам работы [6].
Данное пособие может быть также использовано студентами других специальностей двигателестроительного профиля при выполнении курсовых работ и дипломных проектов. Однако в этом случае необходимо самостоятельно подготовить набор исходных данных, используя при этом рекомендации работы [1] либо материалы по двигателям-прототипам.
РАСЧЕТ ТРДД С РАЗДЕЛЬНЫМ ИСТЕЧЕНИЕМ ИЗ КОНТУРОВ
В разделе приводятся примеры проектного расчета ТРДД с раздельным истечением в условиях крейсерского полета и расчета этого двигателя в условиях взлета. Схема двигателя приведена на рис. 1.1.
|
Рис.1.1. Схема ТРДД с раздельным выхлопом
Исходные данные к расчету
В таблице 1.1 приведены необходимые исходные данные. Рассмотрен пример задания на курсовую (дипломную) работу по проектированию ТРДД с раздельным истечением.
Заданные режимы работы двигателя:
= 99 кН при 
, 
, САУ;
= 20,4 кН в условиях полета 
= 11 км, 
, САУ.
Заданный прототип двигателя – ТРДД TF–34–GE–2 [9].
Заданный прототип ЛА – Боинг 737–300 [10].
Расчетная дальность полета ЛА – 
= 3500 км.
Ограничения:
максимальная температура газа перед турбиной 
;
удельные затраты топлива ЛА 
.
Таблица 1.1
Вариант исходных данных к расчету ТРДД
| Значения параметров | |||
| Параметры | = 11,  =0,8;  = 20,4 кН
| = 0, =0,  = 99 кН*)
| |
| 1400 | 1560 | |
| 6,1 | 6,16 | |
| 1,0 | 0,94 | |
| 23 | 20,79 | |
| 1,68 | 1,6 | |
| 0,875 | 0,884 | |
| 1,504 | 1,43 | |
| 0,853 | 0,862 | |
| 15,3 | 14,54 | |
| 0,848 | 0,848 | |
| 0,907 | 0,907 | |
| 0,92 | 0,902 | |
| 295,07 | 340,28 | |
 = 1,0
|  = 0,995
|  = 0,96
| |
 =0,945
|  = 0,99
|  = 0,98
| |
 =0,99
|  = 0,995
|  = 0,975
| |
 = 1,0
|  = 0,99
|  = 0,995
| |
|
 Мы поможем в написании ваших работ! | |||
= 1,0 
= 0,98