В курсовой работе рассматривается турбореактивный двигатель с форсажной камерой (ТРДФ).
Целью газодинамического расчёта авиационного ТРДФ является определение диаметральных размеров характерных сечений проточной части двигателя, значение параметров потока в определенных сечениях двигателя.
Задачей курсовой работы является освоение методики газодинамического расчета авиационного ТРДФ: определение параметров потока при движению по тракту двигателя, определение тяги двигателя.
1. Входное устройство
турбореактивный двигатель форсажный газодинамический
Входное устройство реактивных двигателей предназначено для преобразования кинетической энергии набегающего потока воздуха в потенциальную энергию давления (для осуществления процесса сжатия).
По заданию Авиационный двигатель работает на высоте H=2 км и с числом М=1,8.
По заданному значению высоты полета H по приложению 3 из [1,295] определяется давление и температура окружающей среды:
По числу М полета определяется значение приведенной скорости на входе в авиационный двигатель:
Определим газодинамические функции р(л H ) и ф(лH ), и с их помощью получим заторможенные параметры потока на входе в авиационный двигатель:
Скорость на входе в двигатель:
По методике, приведенной в [2], просчитаем и оптимизируем систему из 2 косых и прямого скачков уплотнения в воздухозаборнике. Данный пункт выполняем при помощи компьютерного моделирования, при этом в начале проверяем разработанную программу про приведенному в [2] примере, а затем рассчитываем воздухозаборник по своим данным.
Рис. 1 Проверка разработанной программы
Таблица 1 Расчет воздухозаборника данным задания
|
М1 |
1,8 |
k |
1,4 |
|||||
|
Альфа, град |
32 |
33 |
34 |
35 |
36 |
37 |
38 |
|
|
Альфа, рад |
0,558505 |
0,575959 |
0,593412 |
0,610865 |
0,628319 |
0,645772 |
0,663225 |
|
|
М1n |
0,953855 |
0,98035 |
1,006547 |
1,032438 |
1,058013 |
0,962904 |
0,985058 |
|
|
l1n |
0,961103 |
0,983545 |
1,005447 |
1,026812 |
1,047641 |
0,968801 |
0,987502 |
|
|
q(л1n) |
0,99818 |
0,999675 |
0,999964 |
0,999139 |
0,997287 |
0,99883 |
0,999812 |
|
|
л’1n |
1,040471 |
1,01673 |
0,994582 |
0,973888 |
0,954525 |
1,032204 |
1,012656 |
|
|
q(л’1n) |
0,998041 |
0,999665 |
0,999965 |
0,999181 |
0,997512 |
0,998758 |
0,999808 |
|
|
?кс1 |
1,00014 |
1,00001 |
1 |
0,999958 |
0,999774 |
1,000071 |
1,000004 |
|
|
M’1n |
1,049171 |
1,020178 |
0,993509 |
0,968907 |
0,946153 |
1,039026 |
1,015245 |
|
|
Альфа1, рад |
0,558505 |
0,575959 |
0,593412 |
0,610865 |
0,628319 |
0,645772 |
0,663225 |
|
|
Бетта1, рад |
0,59476 |
0,591217 |
0,588386 |
0,586236 |
0,584741 |
0,676489 |
0,675464 |
|
|
М2 |
1,872485 |
1,830338 |
1,790047 |
1,751366 |
1,714095 |
1,65963 |
1,623718 |
|
|
Omega1, рад |
-0,03625 |
-0,01526 |
0,005026 |
0,024629 |
0,043577 |
-0,03072 |
-0,01224 |
|
|
Omega1, град |
-2,07721 |
-0,87422 |
0,287993 |
1,411155 |
2,496793 |
-1,75996 |
-0,70124 |
|
|
Альфа2, рад |
0,534494 |
0,565232 |
0,597167 |
0,630445 |
0,665234 |
0,618964 |
0,651863 |
|
|
Бетта2, рад |
0,569919 |
0,580345 |
0,592126 |
0,605459 |
0,620587 |
0,649215 |
0,664033 |
|
|
М3 |
1,944479 |
1,860577 |
1,780081 |
1,702407 |
1,627054 |
1,718646 |
1,64733 |
|
|
Omega2, рад |
-0,03543 |
-0,01511 |
0,005042 |
0,024985 |
0,044647 |
-0,03025 |
-0,01217 |
|
|
Omega2, град |
-2,02972 |
-0,86595 |
0,28887 |
1,431563 |
2,558079 |
-1,73323 |
-0,69728 |
|
|
л3 |
1,607337 |
1,566727 |
1,525595 |
1,483799 |
1,441197 |
1,492713 |
1,452864 |
|
|
q(л3) |
0,620334 |
0,663317 |
0,705402 |
0,746336 |
0,785834 |
0,737778 |
0,775259 |
|
|
л |
0,622147 |
0,638273 |
0,655482 |
0,673946 |
0,693868 |
0,669921 |
0,688296 |
|
|
q(л) |
0,830697 |
0,844535 |
0,858698 |
0,873192 |
0,888001 |
0,870096 |
0,883947 |
|
|
?пс |
0,746763 |
0,785423 |
0,821478 |
0,854722 |
0,884946 |
0,847927 |
0,877043 |
|
|
?с.ск |
0,746972 |
0,785439 |
0,821477 |
0,854651 |
0,884546 |
0,848048 |
0,87705 |
|
|
OmegaСУММ, град |
-4,10693 |
-1,74017 |
0,576863 |
2,842719 |
5,054872 |
-3,49319 |
-1,39853 |
|
В результате расчета системы скачков получаем коэффициент полного давления воздухозаборника
? с.ск. =pвз * /pH * .
Определяются параметры потока на выходе из воздухозаборника:
Определив приведенную плотность тока на выходе из воздухозаборника, найдем площадь:
Площадь на выходе из воздухозаборника:
откуда получим:
2. Диффузор
Диффузор служит для уменьшения скорости потока.
Потери в диффузоре авиационного двигателя рассчитывается методом последовательных приближений.
2.1 Первое приближение
В первом приближении считается, что диффузор идеальный, и по заданной приведенной скорости на выходе из диффузора =0,55 определяется приведенная плотность тока:
Из уравнения расхода определяется площадь на выходе из диффузора:
По заданному значению относительного диаметра на выходе из диффузора и определенной в первом приближении площади на выходе из диффузора найдем внутренний и наружный диаметры на выходе из диффузора:
откуда получим
Так как диффузор выполнен с постоянным внутренним диаметром, определяется наружный диаметр на входе в диффузор:
откуда получим
Примем угол раскрытия наружной стенки диффузора б=6°, и определим коэффициент сопротивления диффузора по методике [3,245]:
где коэффициент k д для равномерного поля скоростей принимается равным 1, коэффициент ц для угла раскрытия б=6°, примем 0,25.
Коэффициент полного давления в диффузоре определяется по формуле [4,455]:
Полное давление на выходе из диффузора:
2.2 Второе приближение
Во втором приближении определяется площадь на выходе из диффузора и повторим вычисления.
Погрешность определения полного давления на выходе из диффузора:
Полученная погрешность меньше допустимого 3%.
Температура торможения на выходе из диффузора:
Скорость на выходе из диффузора:
По значению приведенных скоростей на входе и на выходе из диффузора определим газодинамическую функцию р(л) статические давления на входе и на выходе из диффузора:
Воспользовавшись уравнением сохранения импульса, записанному для сечений на входе и на выходе из диффузора, определяется сила, действующая со стороны газа на стенки диффузора:
3. Компрессор
Компрессор размещен сразу после входного устройства, перед камерой сгорания. В компрессоре осуществляется повышение полного давления воздуха за счёт совершаемой компрессором механической работы.
По заданной степени повышения давления p к * /pд * =7 определяется давление на выходе из компрессора:
Температуру на выходе из компрессора, с учетом адиабатического коэффициента полезного действия компрессора з к =1, определяется по формуле:
Мощность, затрачиваемая на привод компрессора:
По заданному значению приведенной скорости на выходе из компрессора определяется скорость W K и площадь на выходе из компрессора.
Площадь на выходе из компрессора:
4. Камера сгорания
Камера сгорания является узлом газотурбинного двигателя, в котором происходит приготовление и сжигание топливовоздушной смеси. Для приготовления топливовоздушной смеси в камеру сгорания подводится через форсунки топливо и поступает воздух из компрессора. В процессе запуска двигателя поджог топливовоздушной смеси производится электрической искрой (или пусковым устройством), а при дальнейшей работе процесс горения поддерживается непрерывно вследствие контакта образующейся топливовоздушной смеси с раскаленными продуктами сгорания. Образовавшийся в камере сгорания газ направляется в турбину компрессора.
Из уравнения сохранения энергии, записанного для камеры сгорания, определяется температура газов на выходе из камеры сгорания:
Коэффициент полноты сгорания з г =1, расход газов на выходе из камеры сгорания
m г =mв +mт .
Степень подогрева в камере сгорания:
По заданному значению приведенной скорости в миделевом сечении л mid КС определяется газодинамическая функция z(лmid КС ):
По заданному значению гидравлического коэффициента полного давления в камере сгорания определяется полное давление в миделевом сечении:
Из уравнения сохранения импульса, записанного для камеры сгорания (с учетом цилиндрической формы жаровой трубы камеры сгорания), определяется приведенная скорость на выходе из камеры сгорания:
По значениям приведенных скоростей в миделевом сечении камеры сгорания и на ее выходе, определяется значения приведенных плотностей тока q(л mid КС ) и q(лКС ):
Из уравнения неразрывности, записанного для камеры сгорания, определяется тепловой коэффициент полного давления камеры сгорания ? ткс * (с учетом того, что жаровая труба камеры сгорания имеет цилиндрическую форму):
откуда получим
По найденному значению теплового коэффициента полного давления камеры сгорания, найдем полное давление на выходе из камеры сгорания p кс * :
По значению приведенной скорости и температуры торможения за камерой сгорания определяется площадь на выходе из камеры сгорания и скорость потока:
Определяется суммарный коэффициент полного давления камеры сгорания:
5. Турбина
Турбина расположена за камерой сгорания. В камере сгорания осуществляется подвод теплоты, и часть энергии рабочего тела отнимается турбиной.
Определяется температура на выходе из турбины (с учетом механического КПД ротора з мех =1, адиабатического коэффициента полезного действия турбины зТ =1):
Полное давление на выходе из турбины:
По заданному значению приведенной скорости л Т= 0,65 и температуре торможения на выходе из турбины, определяется приведенная плотность тока q(лТ ) и скорость WТ.
6. Форсажная камера
Хотя в ТРД имеет место избыток кислорода в камере сгорания, этот резерв мощности не удаётся реализовать напрямую — увеличением расхода горючего в камере — из-за ограничения температуры рабочего тела, поступающего на турбину. Этот резерв используется в двигателях, оборудованных форсажной камерой, расположенной между турбиной и соплом. В режиме форсажа в этой камере сжигается дополнительное количество горючего, внутренняя энергия рабочего тела перед расширением в сопле повышается, в результате чего скорость его истечения возрастает, и тяга двигателя увеличивается, в некоторых случаях, более, чем в 1,5 раза, что используется боевыми самолётами при полетах на высоких скоростях. При форсаже значительно повышается расход топлива.
Расчет форсажной камеры подобен расчету камеры сгорания. В отличие от камеры сгорания, которая работает на всех режимах работы двигателя, форсажная камера может быть как включена, так и выключена. По заданию на курсовой проект необходимо рассчитать ее на обоих режимах.
6.1 Форсажная камера включена
При режиме, на котором форсажная камера включена, из уравнения сохранения энергии, записанного для форсажной камеры, по заданной температуре на ее выходе Т фк * , определяется расход топлива в форсажной камере:
Коэффициент полноты сгорания з г =1, расход газов на выходе из камеры сгорания
m г ‘=mв +mт ‘.
По заданному значению приведенной скорости в миделевом сечении л mid ФК определяется значение газодинамической функции z(лmid ФК ).
По значению гидравлического коэффициента полного давления в форсажной камере определяется полное давление в миделевом сечении форсажной камеры:
Па.
Из уравнения сохранения импульса, записанного для форсажной камеры (с учетом ее цилиндрической формы), определяется приведенная скорость на ее выходе л фк .
По значениям приведенных скоростей в миделевом сечении форсажной камеры и на ее выходе, определяются значения приведенных плотностей тока q(л mid ФК ) и q(лФК ):
Из уравнения неразрывности, записанного для форсажной камеры, определяется тепловой коэффициент полного давления форсажной камеры ? ткс * .
По найденному значению теплового коэффициента полного давления форсажной камеры, найдется полное давление на выходе из нее p фк * :
Па.
По значению приведенной скорости и температуры торможения за форсажной камерой определяется площадь F фк и скорость на ее выходе Wфк .
Определяется суммарный коэффициент полного давления форсажной камеры:
6.2 Форсажная камера выключена
На режиме, когда форсажная камера не работает, топливо в нее не подводится, тепловых потерь нет. Определяется давление на выходе из форсажной камеры p фк * по заданному значению гидравлического коэффициента полного давления:
Па .
Температура на выходе из форсажной камеры (когда она выключена) T фк * равна температуре на входе в форсажную камеру:
Площадь на выходе из форсажной камеры определена при расчете, когда форсажная камера работала, и во время полета измениться не может. По F фк определяется скорость на выходе из форсажной камеры Wфк ‘ и приведенная скорость лфк ‘:
откуда получим
По таблице газодинамических функций находим:
‘? 1,625.
7. Реактивное сопло
Реактивное сопло — это профилированный насадок для преобразования потенциальной энергии протекающего рабочего тела в кинетическую. В реактивном двигателе применяют либо суживающееся реактивное сопло для создания дозвуковых скоростей истечения или звуковой скорости , либо суживающееся-расширяющееся реактивное сопло (сопло Лаваля) для получения сверхзвуковых скоростей истечения.
Реактивное сопло необходимо рассчитать на режимах, когда форсажная камера включена и выключена. Также необходимо выполнить расчеты для варианта сопла Лаваля, работающего на расчетном режиме и для суживающегося сопла.
7.1 Сопло Лаваля. Форсажная камера включена
В случае сопла Лаваля на расчетном режиме (давление в выходном сечении из сопла равно атмосферному давлению), необходимо определить располагаемый перепад давления на сопле и определить теоретическую приведенную скорость на выходе реактивного сопла л С t .
откуда найдем значение теоретической приведенной скорости:
Значение действительной приведенной скорости л С определяется по формуле:
По найденному значению л С определяются газодинамические функции р(лС ) и q(лС ):
По л С и лС t определяется действительная Wc и теоретическая Wс t скорости на выходе из сопла:
Коэффициент полного давления сопла определим по формуле:
Определяется полное давление на выходе из сопла Лаваля p c * :
Площадь на выходе из сопла Лаваля:
Для расчета параметров в критическом сечении сопла Лаваля необходимо произвести аналогичные вычисления, с учетом, что теоретическая приведенная скорость л кр t =1.
Теоретическая и действительная скорости в критическом сечении:
Приведенная плотность тока:
Коэффициент полного давления критического сечения сопла определяется по формуле:
Определяется давление в критическом сечение:
Площадь в критическом сечении:[5,249]
Определяется сила, действующая со стороны газа на стенки сопла из уравнения сохранения импульса.
Тяга двигателя:
7.2 Сопло Лаваля. Форсажная камера выключена
Расчет ведется в том же порядке, что и пункт 7.1.
Теоретическая приведенная скорость:
Действительная и теоретическая скорости W c и Wс t на выходе из сопла:
Коэффициент полного давления сопла:
Площадь на выходе из сопла Лаваля:
Расчет параметров в критическом сечении сопла Лаваля.
Теоретическая и действительная скорости в критическом сечении:
Приведенная плотность тока:
Коэффициент полного давления критического сечения сопла определяется по формуле:
Определяется давление в критическом сечение:
Площадь в критическом сечении:
Определим силу, действующую со стороны газа на стенки сопла из уравнения сохранения импульса.
Тяга двигателя:
7.3 Сужающееся сопло. Форсажная камера включена
Расчет сужающегося сопла проводится с учетом того, что теоретическая приведенная скорость на выходе из сопла л С t =1.
Расчет проводится по методике, изложенной в пункте 7.1.
Теоретическая и действительная скорости на выходе из сопла:
Коэффициент полного давления:
По найденному значению коэффициента полного давления определим полное давление на выходе из сопла:
Статическое давление на выходе из сопла:
Приведенная плотность тока:
Площадь на выходе из сопла:
Сила, действующая со стороны газа на стенки сопла из уравнения сохранения импульса:
Тяга двигателя:
7.4 Сужающееся сопло. Форсажная камера выключена
Расчет проводится так же, как и в пункте 7.3.
Приведенная плотность тока:
Теоретическая и действительная скорости на выходе из сопла:
Коэффициент полного давления сопла:
Полное давление на выходе из сопла:
Статическое давление на выходе из сопла:
Площадь на выходе из сопла:
Сила, действующая со стороны газа на стенки сопла:
Тяга двигателя:
Заключение
В данной курсовой работе был рассчитан турбореактивный двигатель с форсажной камерой. Определены параметры потока в характерных сечениях двигателя и получены следующие результаты:
Параметры потока на входе в воздухозаборник:
Параметры потока на входе (сечение ВЗ) и выходе (сечение Д) из диффузора:
Коэффициент гидравлического сопротивления диффузора:
Сила, действующая со стороны газового потока на стенки диффузора:
Параметры потока на выходе (сечение К) из компрессора:
Параметры потока на выходе (сечение КС) из камеры сгорания:
Тепловой коэффициент полного давления камеры сгорания:
Суммарный коэффициент полного давления камеры сгорания:
Параметры потока на выходе (сечение Т) из турбины:
Параметры потока на выходе (сечение ФК) из форсажной камеры:
расход топлива в форсажной камере:
Тепловой коэффициент полного давления форсажной камеры:
Суммарный коэффициент полного давления форсажной камеры:
При выключенной форсажной камере:
Параметры потока на выходе (сечение С) из сопла Лаваля при включенной форсажной камере:
Скорость и площадь в критическом сечении сопла:
Сила, действующая со стороны газового потока на стенки диффузора и внутренняя тяга двигателя:
Параметры потока на выходе (сечение С) из сопла Лаваля при выключенной форсажной камере:
Сила, действующая со стороны газового потока на стенки диффузора и внутренняя тяга двигателя, выполненного с соплом Лаваля с выключенной форсажной камерой:
Параметры потока на выходе (сечение С) из суживающегося сопла при включенной форсажной камере:
Параметры потока на выходе (сечение С) из суживающегося сопла при выключенной форсажной камере:
Список использованной литературы
[Электронный ресурс]//URL: https://drprom.ru/kursovaya/turboreaktivnyie-dvigateli-s-forsajnoy-kameroy/
1. Клеванский В. М. Гидрогазодинамика: учеб. пособие/ В. М. Клеванский. — 2-е изд. стер.; Уфимск.гос.авиац.техн.ун-т. — Уфа: УГАТУ, 2013. — 309 с.
2. Клеванский В. М. Расчет сверхзвукового входного устройства — Уфа: УАИ, 1981 — 28 с.
3. Идельчик И. Е. Справочник по гидравлическим сопротивлениям/ Под ред. М. О. Штейнберга. — 3-е изд., перераб. и доп. — М.: Машиностроение, 1992. — 672 с.
4. Абрамович Г. Н. Прикладная газовая динамика. В 2 ч. Ч. 1: Учеб. руководство: для втузов. — 5-е изд., перераб. и доп. — М.: Наука. Гл. ред. Физ-мат. лит, 1991. — 600 с.
5. Сергель О. С. Прикладная гидрогазодинамика: Учебник для авиационных вузов. — М.: Машиностроение, 1984. — 374 с., ил.
