записка

Расчет высотной характеристики

Расчет характеристик ТРДД производится после того, как определены параметры двигателя на расчетном режиме. При этом используются численные значения величин, к которым относятся:

- адиабатическая работа сжатия в компрессоре низкого давления;

- действительная работа сжатия в компрессоре низкого давления;

- адиабатическая работа сжатия в компрессоре высокого давления;

- действительная работа сжатия в компрессоре высокого давления;

- степень понижения давления в турбине низкого давления;

- степень понижения давления в турбине высокого давления;

- температура газа за турбиной низкого давления;

- скорость истечения газа из сопла

Расчет скоростной характеристики производится при постоянном значении высоты полета для разных значений скорости полета, определяемых рядом значений числа .

Расчет ведется в следующей последовательности:

Расчет высотной характеристики при Н=0 и М=0

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

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.

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=101,32*0,97= 98,28 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=98,28*1,983=194,89 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=194,89*16,39=3194,23 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=1,983*16,39=32,5

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,1428

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*3194,23=3034,52 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =153,91 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =448 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=153,91*0,98=149,3 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =80,68 кПа

26. Температура на срезе сопла

=448- 387 К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =306,29 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет высотной характеристики при Н=3000 и М=0

1. Для расчетной высоты полета =3 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =70120 Па, температура = 267 К и скорость звука =328 м/с, М=0.

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=267(1+ *0²)=267 К

давление

=70120 =70,12 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=267 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=70120*0,97= 68,02 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=68,02*2,0817=141,59 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=141,59*18,42=2607,65 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=2,08*18,42=38,34

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,07

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*2607,65=2477,27 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =125,65 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =430,4 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=125,65*0,98=121,88 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =65,86 кПа

26. Температура на срезе сопла

=430,4- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =365,24 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет высотной характеристики при Н=6000 и М=0

1. Для расчетной высоты полета =6 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =47210 Па, температура = 249 К и скорость звука =316 м/с, М=0.

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=249(1+ *0²)=249 К

давление

=47210 =47,21 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=249 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=47210*0,97=45,79 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=45,79*2,18=99,965 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=99,965*20,53=2052 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=2,18*20,53=44,81

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =3,01386

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*2052=1949,4 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =98,88 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =415,74 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=98,88*0,98=95,91 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =51,83 кПа

26. Температура на срезе сопла

=415,74- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =408,9 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет высотной характеристики при Н=9000 и М=0

1. Для расчетной высоты полета =9 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =30790 Па, температура = 230 К и скорость звука =304 м/с, М=0.

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=230(1+ *0²)=230 К

давление

=30790 =30,79 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=230 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=30,79*0,97=29,87 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=30,79*2,31=69,04 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=69,04*23,24=1604,74 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=2,31*23,24=53,73

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =2,9548

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*1604,74=1524,51кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =77,326 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =400 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=77,326*0,98=75 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =40,53 кПа

26. Температура на срезе сопла

=400- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =448,26 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет высотной характеристики при Н=11000 и М=0

1. Для расчетной высоты полета =11 Км из таблицы 1 находятся параметры атмосферного воздуха: давление =19390 Па, температура = 216 К и скорость звука =295 м/с, М=0.

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=216(1+ *0²)=216 К

давление

=22690 =22,69 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=216 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=22,69*0,97=22,01 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=22,01*2,43=53,38кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=53,38*25,65=1369,48 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=2,43*25,65=62,22

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =2,91274

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*1369,48=1301 кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =66 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =389 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=66*0,98=64 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =34,59 кПа

26. Температура на срезе сопла

=389- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =472,93 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет высотной характеристики при Н=12000 и М=0

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=216(1+ *0²)=216 К

давление

=19390 =19,39 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=216 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=19,39*0,97=18,8 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=18,8*2,43=45,62 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=45,62*25,65=1170,3 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=2,43*25,65=62,22

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =2,91274

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*1170,3=1111,8кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =56,39 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =389 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=56,39*0,98=54,7 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =29,56 кПа

26. Температура на срезе сопла

=389- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =472,93 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Расчет высотной характеристики при Н=15000 и М=0

2.По числу =0 определяется скорость полета самолета

3. Параметры воздуха, заторможенного относительно двигателя,

температура

=216(1+ *0²)=216 К

давление

=12,11 =12,11 кПа

где показатель адиабаты для воздуха .

4. Температура заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=216 К

=0,97

6. Давление заторможенного потока воздуха на входе в компрессор

=12,11*0,97=11,75 кПа.

7. Степень повышения давления воздуха во входном устройстве

8. По значению находится

9. Давление за компрессором низкого давления

=11,75*2,43=28,4 кПа

10. Температура за компрессором низкого давления

11. Степень повышения давления в компрессоре высокого давления

12. Параметры воздуха за компрессором высокого давления

=28,4*25,65=730,9 кПа

13. Суммарная степень повышения давления в компрессоре

=2,43*25,65=62,22

14. Относительный расход топлива в основной камере сгорания

15. Коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

= =2,91274

16. Давление на выходе из камеры сгорания

=0,95*730,9=694,4кПа

17. Температура за турбиной высокого давления

=1450- =1101,4 К

18. Давление за турбиной высокого давления

19. Работа турбины низкого давления

= кДж/кг

20. Адиабатическая работа турбины низкого давления

= кДж/кг

21. Степень понижения давления в турбине

22. Давление за турбиной низкого давления

= =35,22 кПа

23. Температура газо-воздушной смеси за смесителем

= =389 К

24. Давление после турбины (перед соплом)

=35,22*0,98=34,16 кПа

25. Давление на срезе сопла

= =18,46 кПа

26. Температура на срезе сопла

=389- К

27. Удельная тяга

=(1+ )*375,7-0+ =472,93 м/с

28. Расход воздуха через внутренний контур:

29. Суммарный расход воздуха:

30. Расход воздуха через наружный контур:

31. Степень двухконтурности:

32. Тяга двигателя:

33. Удельный расход топлива:

Содержание