Определение параметров трдд

1. Для расчетной высоты полета =0 из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =101320 Па, температура = 288 К и скорость звука =340 м/с.

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=288(1+ *0²)=288 К

давление

=101320 =101,32 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=288 К

5. При дозвуковой скорости полета коэффициент восстановления давления во входном устройстве составляет 0,97-0,98.

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=101320*0,98=98.28 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

=

8. Адиабатическая и действительная работа сжатия воздуха в первом контуре

9. Параметры воздуха за компрессором

кПа

=288+

10. Параметры газа на выходе из камеры сгорания

=0,95*1965,6=1867,32 кПа

_Тг - задана в исходных данных.

11. Относительный расход топлива в камере сгорания

=

12. Определение параметров газа за турбиной и производится по формулам, полученным на основе решения уравнения баланса мощности

.

Где: - мощность турбины высокого и низкого давления;

- мощность компрессора высокого давления и компрессора низкого давления, затрачиваемая на сжатие воздуха, поступающего в первый контур;

- мощность компрессора низкого давления, затрачиваемая только на сжатие воздуха, поступающего во второй контур.

Величины , и могут быть представлены в виде:

, , ,

где: - расход воздуха через первый контур;

- расход воздуха через второй контур;

- работа турбины высокого и низкого давления;

- работа компрессора ;

- работа компрессора низкого давления.

Использую степень двухконтурности , уравнение может быть представлено в виде

.

Используя известные выражения

,

и введя обозначения:

,

соотношение можно привести к виду, позволяющему непосредственно определить давление газа за турбиной

=

где: =

13. Степень понижения давления в турбине

=

14. Работа турбины

=708,61

15. Температура газа за турбиной

=

16. Давление за компрессором низкого давления

=

17. Степень повышения давления в компрессоре низкого давления

= 1

18. Адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления

= 1,004*288*( )=62,47

19. Действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления

=

20. Температура за компрессором низкого давления

= 288+ К

21. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

=

22. Действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления

= =404,71

23. Из условия равенства работ компрессора и турбины

определяется температура газа за турбиной высокого давления

=1450-

24. Адиабатическая работа расширения в турбине высокого давления

= =444,74

25. Из выражения

определяется степень понижения давления в турбине высокого давления

= 3.58

и давление за турбиной высокого давления

= = 521,598 кПа

26. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

=

27. Давление на выходе из турбины (перед соплом)

=191*0,98=187,18 кПа

28. Адиабатическая скорость истечения газа из сопла равна критической

= м/с

29. Действительная скорость истечения газа

=375,7 м/с

30. Так как сопло в рассматриваемом двигателе сужающееся и скорость истечения равна критической, термодинамические параметры газа на сопла определяется по формулам:

давление = =101,15 кПа

температура =447- 382 К

31. Удельная тяга

32. Секундный расход воздуха, необходимый для создания заданной силы тяги

33. Расход воздуха через внутренний контур

=

34. Расход воздуха через наружный контур

=

35. Часовой расход топлива

=

36. Удельный расход топлива

=

Параметры свойств рабочего тела и значения опытных коэффициентов, принятые постоянными: