Анализ скоростной характеристики ТРД. — Студопедия
Студопедия
МОТОСАФАРИ и МОТОТУРЫ АФРИКА !!!

Авиадвигателестроения Административное право Административное право Беларусии Алгебра Архитектура Безопасность жизнедеятельности Введение в профессию «психолог» Введение в экономику культуры Высшая математика Геология Геоморфология Гидрология и гидрометрии Гидросистемы и гидромашины История Украины Культурология Культурология Логика Маркетинг Машиностроение Медицинская психология Менеджмент Металлы и сварка Методы и средства измерений электрических величин Мировая экономика Начертательная геометрия Основы экономической теории Охрана труда Пожарная тактика Процессы и структуры мышления Профессиональная психология Психология Психология менеджмента Современные фундаментальные и прикладные исследования в приборостроении Социальная психология Социально-философская проблематика Социология Статистика Теоретические основы информатики Теория автоматического регулирования Теория вероятности Транспортное право Туроператор Уголовное право Уголовный процесс Управление современным производством Физика Физические явления Философия Холодильные установки Экология Экономика История экономики Основы экономики Экономика предприятия Экономическая история Экономическая теория Экономический анализ Развитие экономики ЕС Чрезвычайные ситуации ВКонтакте Одноклассники Мой Мир Фейсбук LiveJournal Instagram

Анализ скоростной характеристики ТРД.




Скоростной характеристикой ТРД называется зависимость тяги R и удельного расхода топлива Суд от числа полета Мн на постоянной высоте Н при принятом законе регулирования двигателя. Из рис. 1, где показано несколько скоростных характеристик при различных значениях высоты полета Н, следует, что при увеличении скорости полета тяга R после некоторого падения возрастает, а затем уменьшается и обращается в нуль, а удельный расход топлива Суд непрерывно возрастает. Для объяснения такого характера изменения основных данных ТРД рассмотрим закономерности

изменения в зависимости от скорости полета (числа полета Мн ) основных определяющих параметров ТРД: динамической степени повышения давления, расхода воздуха, удельной тяги и т.д. При этом нужно иметь в виду, что по скоростной характеристике не изменяются параметры атмосферы: статическое давление Рн , статическая температура Тн и местная скорость звука ан .

Динамическая степень повышения давления ввиду постоянства σкан* зависит от числа полета Мн и коэффициента восстановления полного давления в системе скачков уплотнения σск* . Зависимость σск* = f(Мн) для различных систем скачков уплотнения показана на рис. 2. Здесь обозначения указывают на число скачков уплотнения: п – прямой, (к + п) – косой и

прямой, (2к + п) – два косых и прямой, (3к + п) – три косых и прямой, ∞ - бесконечно большое.

При увеличении скорости полета из-за торможения потока происходит интенсивное сжатие воздуха во входном устройстве, сопровождаемое некоторыми потерями полного давления, определяемыми выбранной системой скачков уплотнения. Кратко влияние составляющих на πд можно показать на схеме :в

при ↑Мн

Соответствующее изменение πд в зависимости от числа полета Мн показано на рис. 3.

Степень повышения полного давления в компрессоре зависит от величины полной температуры на входе в компрессор Тв* и определяется с учетом постоянства Lк и ηк * . При увеличении скорости полета из-за динамического сжатия потока происходит повышение Тв * , что приведет к уменьшению величины πк * . эти изменения протекают по схеме :

при ↑Мн →( 1 + 0,2 Мн 2 ) ↑→ Тв * ↑→ π к *

Характер изменения π к * в зависимости от числа полета Мн показан на рис. 3. Этот характер можно установить также из характеристики турбокомпрессора по перемещению режимной точки. При увеличении скорости полета приведенная частота вращения ротора nпр = n в* уменьшается и режимная точка перемещается по линии рабочих режимов (ЛРР) вниз, что сопровождается уменьшением π к * (рис. 4).




Общая степень повышения давления зависит от характера изменения π д

π к * . Ввиду интенсивного возрастания динамической степени повышения давления при увеличении скорости полета общая степень повышения давления также будет возрастать. Схема происходящих изменений будет следующей :

при ↑Мн

Изменение πо в зависимости от числа полета Мн показано на рис. 3. Здесь видно, что при увеличении скорости полета общая степень повышения давления πо возрастает медленнее, чем πд из-за некоторого падения π к * .

Степень понижения давления в сопле ввиду постоянства σкс* и π т* будет изменяться также как и общая степень повышения давления, т.е. π с*~ π о*

Тогда при ↑Мн → π о*↑→ π с*↑. Изменение π с в зависимости от числа полета Мн показано на рис. 5.

Расход воздуха. Из уравнения (10) следует, что ввиду постоянства Р расход воздуха будет изменяться также как и общая степень повышения давления, т.е. Gв ~ π о.

Отсюда следует, что при увеличении скорости полета Gв непрерывно возрастает. Физически это объясняется увеличением плотности воздуха, проходящего через двигатель. Кратко происходящие при этом изменения можно показать на схеме :

при ↑Мн → π о↑→ Рг*↑→ Gв↑.

Зависимость Gв от числа полета Мн показана на рис. 5. эта зависимость характерна тем, что вначале (при дозвуковых скоростях полета) Gв возрастает медленно, а затем (на сверхзвуковых скоростях полета) значительно быстрее.



Удельная тяга. Характер ее изменения определяется составляющими: скоростью истечения газа из сопла Сс и скоростью полета V. В соответствии с уравнением (4)

Сс ~ √(1-1/ π о0,25 ,

ввиду того, что коэффициент скорости сопла с и температура газов за турбиной Тт * не изменяются. Тогда

при ↑Мн → π с*↑→ (1-1/ π о0,25) ↑→ Сс

Однако величина скорости Сс ограничена максимальным значением

Сс мах = с , соответствующем бесконечно большой степени понижения давления в сопле. Так при бесконечно большом значении числа полета Мн π с также принимает бесконечно большое значение и выражение

(1-1/ π о0,25) будет равно 1. Скорость истечения газов из сопла при этом будет равна Сс мах. .Соответствующая зависимость от числа полета Мн показана на рис. 6. Там же показана зависимость скорости полета V от числа полета Мн , которая является линейной.

Ввиду различного характера изменения Сс и V рассматриваемые зависимости пересекаются при определенном числе полета Мн, называемым максимальным (Мн мах ). На этой скорости полета Сс = V и Rуд = 0. Вертикальные отрезки между зависимостями Сс = f (Мн ) и V= f (Мн ) представляют собой величину удельной тяги. Соответствующее изменение Rуд в зависимости от числа полета Мн показано на рис. 7. Характер этого изменения таков, что при увеличении скорости полета удельная тяга непрерывно падает и при числе полета Мн мах обращается в нуль.

Тяга. Характер ее изменения по скорости полета определяется изменением составляющих: Rуд и Gв. Перемножая зависимости Rуд = f (Мн ) и Gв. = f (Мн ), получим зависимость R = f (Мн ),оказанную на рис. 8.

Такая закономерность изменения тяги объясняется следующим: при увеличении скорости полета тяга вначале несколько уменьшается (ввиду того, что темп уменьшения Rуд преобладает над темпом возрастания Gв., а затем увеличивается ввиду резкого увеличения Gв. Однако при числе полета Мн = Мн мах тяга обращается в нуль из-за равенства нулю Rуд , хотя расход воздуха при этом будет максимальным. Поэтому в этой области тяга резко уменьшается до нулевого значения.

Эффективный КПД характеризует эффективность работы тепловой машины ТРД. Изменение величины ηе зависит в основном от двух определяющих параметров рабочего процесса: общей степени повышения давления π о = Рк* / Рн и общей степени подогрева рабочего тела δ = Тг*н . раздельное влияние каждого параметра показано на рис. 9 и 10. На рис. 10 обозначено: ηt – термический КПД цикла Брайтона, ηр – КПД процесса расширения газа. Заметим, что по скоростной характеристике изменяется

только π о , а величина δо остается постоянной и, следовательно, не оказывает влияния на ηе . Если указать на приведенных зависимостях значения π о и δо, соответствующих меняющимся значениям числа полета Мн , то будет ясен характер изменения ηе по скоростной характеристике. Так, при исходном значении π о*кан π к * , соответствующем числу полета Мн = 0, ТРД будет

иметь вполне определенную величину ηе (рис. 9). Обычно исходное значение общей степени повышения давления соответствует условию 1< π о < π о' , где

π о' - значение π о, при котором ηе достигает максимума. Тогда увеличение π о по скоростной характеристике приведет к виду зависимости ηе = f (Мн ), показанному на рис. 11, т.е. при увеличении числа полета Мн ηе вначале возрастает, затем убывает и при значении Мн = Мн мах обращается в нуль. В последней точке скоростной характеристики не работает тепловая машина ТРД, так как отсутствует подвод тепла в цикле (из-за высокой температуры нагрева рабочего тела при сжатии) и, соответственно, эффективная работа ТРД будет равна нулю.

Покажем, что при достижении числа полета Мн мах общая степень повышения давления принимает значение π о мах . Действительно, при достижении числа полета Мн = Мн мах удельная тяга обращается в нуль и Сс = V. Но тогда и эффективная работа Le= эффективный КПД ηе также будут обращаться в нуль, что имеет место при достижении π о мах.

Тяговый КПД характеризует эффективность работы двигателя ТРД. Он учитывает потери кинетической энергии в двигателе ΔLR = Rуд2 /2. Проанализировав изменение потерь кинетической энергии, легко установить характер изменений ηR . Так, при числе полета Мн = 0 удельная тяга будет максимальной (рис.7), следовательно при максимальной величине ΔLR значение ηR будет минимальным. При увеличении скорости полета потери кинетической энергии уменьшаются (из-за падения Rуд) и значение ηR будет возрастать. Уточним значения ηR в крайних точках скоростной характеристики.

При Мн = 0, V = 0 и ηR = =0. В этом случае вся величина эффективной работы Lе = будет представлять собой потери кинетической энергии ΔLR = = . Тогда эффективность работы двигателя ТРД будет равна нулю ввиду того, что отсутствует перемещение самолета и тяговая работа обращается в нуль.

При Мн = Мн мах Rуд =0, ΔLR =0 и ηR=1. Изменение ηR в зависимости от числа полета Мн показано на рис. 12. Из этой зависимости видно, что с

увеличением скорости полета эффективность работы движителя ТРД непрерывно возрастает. Наибольшие значения ηR принимает вблизи

величины Мн мах, но при этом нужно иметь в виду, что величина преобразовываемой эффективной работы Lе будет небольшая.

Общий КПД характеризует эффективность преобразования энергии во всем ТРД и определяется изменением составляющих: ηе и ηR. Ввиду того. Что общий КПД ηо= ηе · ηR, то искомую зависимость можно получить перемножением зависимостей ηе = f (Мн ) и ηR = f (Мн ). Поясним характер полученной зависимости ηо= f (Мн ) (рис. 13).

Так как при числе полета Мн = 0, ηR=0, то и ηо=0. Так как при числе полета Мн = Мн мах , ηе=0, то и ηо=0. Таким образом, с увеличением скорости полета ηо возрастает до максимального значения, а затем убывает. Число полета Мн , соответствующее максимальному значению ηо, называется экономическим (Мн эк.). Таким образом, в крайних точках скоростной характеристики эффективность преобразования энергии в ТРД равна нулю. Это объясняется тем, что при числе полета Мн= 0 не работает движитель, а при числе полета Мн = Мн мах не работает тепловая машина ТРД.

Удельный расход топлива показывает сколько кг топлива расходуется на создание тяги в течение 1 часа. Характер изменения Суд по скоростной характеристике можно выявить методом приближения, используя связь его с общим КПД по соотношению (14).

1-е приближение.

Предположим, что при изменении скорости полета общий КПД не меняется и численно равен среднему значению ηо'. В этом случае зависимость удельного расхода топлива от числа полета Мн будет прямо пропорциональной. Обозначим этот удельный расход топлива через Суд´ и изобразим соответствующую зависимость пунктирной линией (рис.14). В частности получим, что при Мн= 0 Суд´=0.

2-е приближение.

Уточним зависимость Суд= f (Мн ) с учетом действительного характера изменения ηо. на полученной мнимой зависимости С´уд= f (Мн ) только в двух точках (при числах полета Мн´ и Мн´´) значения удельного расхода топлива будут соответствовать истинным значениям. На участках А и В значения Суд занижены. Так как действительные значения ηо будут меньшими, чем ηо', то действительные значения Суд по сравнению с Суд´ увеличатся. На участке В (при Мн´< Мн< Мн´´) значения Суд, наоборот, завышены. Так как действительные значения ηR будут большими, чем ηо', то действительные значения сравнению с Суд´ увеличатся. На участке В (при Мн´< Мн< Мн´´) значения Суд по сравнению с Суд´ уменьшатся. В итоге получается типичная зависимость Суд= f (Мн ), изображенная на рис. 14 сплошной линией.

Определим значение Суд в крайних точках скоростной характеристики.

При Мн = 0, ηо=0 и V=0. Тогда уравнение (14) дает неопределенность типа 0/0. Раскрывая эту неопределенность для условий стенда (Н=0, Мн = 0), получим соответствующие значения удельного расхода топлива

Суд = ~

Где Ссо – скорость истечения газа из сопла на стенде, ηсо – эффективный КПД на стенде.

При Мн = Мн мах , ηе=0, но V≠0. В этом случае значение Суд стремится к бесконечности.

Физический смысл возрастания Суд по скоростной характеристике заключается в следующем. При увеличении скорости полета растет тяговая работа каждой единицы тяги, поэтому по закону сохранения энергии в ТРД должно вносится большее количество тепла. Ввиду того, что Суд представляет собой отношение величины подводимой в ТРД энергии к

единице силы тяги, сам факт возрастания Суд при увеличении скорости полета не указывает на ухудшение экономичности работы двигателя. Критерием экономичности работы ТРД является только общий КПД, так как он представляет собой отношение энергий – полезной к подводимой. Из скоростной характеристики следует, что наилучшая экономичность работы ТРД достигается при экономических числах полета Мн эк. = 2,2…2,6 (рис. 13).

2. ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ И СОДЕРЖАНИЕ КУРСОВОЙ РАБОТЫ.

Исходные данные для расчета летных характеристик.

В качестве исходных данных для расчета задаются :

- параметры ТРД при работе на стенде ( Н = 0; Мн = 0):

Gв о - расход воздуха;

π к о* - степень повышения полного давления воздуха в компрессоре;

Тг о* - полная температура газов на входе в турбину;

- закон регулирования двигателя: n = const, F = const.

- система скачков уплотнения во входном устройстве;

- высота полета Н (для расчета скоростной характеристики);

- число полета Мн (для расчета высотной характеристики).

Исходные данные выбираются в зависимости от номера варианта из таблицы 1.

Таблица1

№ варианта Gв о , кг/с πк о* Тr о*, 0К Система скачков уплотнения Нп , км
К+П
2К+П
3К+П
К+П
2К+П
3К+П
К+П
2К+П
3К+П
К+П
2К+П
3К+П
К+П
2К+П
3К+П
К+П
2К+П
3К+П
К+П
2К+П

Расчет летных характеристик ТРД производится приближенно в системе СИ для стандартных атмосферных условий.

Содержание курсовой работы.

В данной курсовой работе необходимо:

1. Изложить методику расчета и рассчитать скоростную характеристику ТРД на заданной высоте полета Н.

2. Построить скоростную характеристику ТРД в виде зависимостей от числа полета Мн следующих параметров :

R и Суд , R уд и Gв , π д и π к *, ηе , ηR и ηо.

3. Произвести анализ скоростной характеристики ТРД.

3. МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ ПО ВЫПОЛНЕНИЮ ОТДЕЛЬНЫХ РАЗДЕЛОВ КУРСОВОЙ РАБОТЫ.

Перед расчетом скоростной характеристики курсанту необходимо проработать теоретический материал по учебнику или конспекту лекций.

При выполнении курсовой работы используются значения коэффициентов, характеризующих потери энергии в элементах двигателя (σкал, ηк*, σкс*, ηг, ηт*, φс) из таблицы 2.

Таблица 2

Наименование параметра Обозна-чения Размерность Диапазон изменения
Коэффициент восстановления полного давления во входном канале. σ*кан   0,95…0,97
КПД компрессора η*к   0,82…0.86
Коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания. σ*кс   0,93…0, 96
Коэффициент полноты сгорания топлива в камере сгорания η г   0.98…0,995
Адиабарный КПД турбины η*т   0.90…0,92
Коэффициент скорости реактивного сопла φс   0,975..0,985

Производится расчет параметров ТРД при работе его на стенде в следующей последовательности:

Работа компрессора

Lк о = 1005·288(π ко*0,286-1)· / ηк *.

Подогрев воздуха при сжатии в компрессоре

ΔТк о* = Lк о/1005.

Функция степени понижения давления в турбине

Εт о * = Lто /(1155· Тг о* ·η*т )

Где работа турбины Lто= Lк о.

Степень понижения давления в турбине

π т о*= (1/(1- Εто * ))4

Полная температура газов на выходе из турбины

Тто*г о*- Lто/1155.

3.1. Методика расчета скоростной характеристики.

Скоростная характеристика рассчитывается на заданной высоте полета Н для нескольких значений числа полета Мн от 0 до Мн мах.

Методика расчета скоростной характеристики приведена в таблице 4. В верхней части таблицы указывается заданная высота полета Н и выписываются из стандартной атмосферы : Тн и Рн – соответственно статическая температура и статическое давление наружного воздуха (Таблица 3 ).

Таблица 3

Н , км Тн , 0 К Рн , Па
242,5 0,4 · 105
0,35 · 105
229,5 0,3 · 105
0,27 · 105
216,5 0,23 · 105

Далее подсчитываются значения:

- местной скорости звука ан= 20,05 н

- относительного давления Рн= Рн/1,01325·105.

Расчет скоростной характеристики производится табличным способом построчно в следующей последовательности:

1. Скорость полета V= Мн ·ан .

2. Полная температура воздуха на входе в компрессор

Тв*= Тн*= Тн(1+0,2 М2н).

3. Подогрев воздуха в компрессоре ΔТк * = ΔТк о *= const

4. Полная температура воздуха на выходе из компрессора

Тк * = Тв *+ ΔТк *.

5. Полная температура газа на входе в турбину Тг*= Тг о*= const.

6. Средняя изобарная теплоемкость газов при подводе тепла в камере сгорания Ср ср определяется из рис. 15 по значениям температур

Тк * и Тг*.

7. Относительный расход топлива qтр ср·(Тг*- Тк*)/(Нu· η*т)

Где Нu=43 000кдж/кг – теплотворность топлива (керосина).

8. Коэффициент восстановления полного давления в системе скачков уплотнения σск* определяется из рис.2 настоящих методических указаний по значению числа полета Мн.

9. Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве σвх*= σск*· σкан*

10. Динамическая степень повышения давления

πд=(1+0,2 Мн2)3,5· σвх*


Рис. 15

11. Функция степени повышения полного давления в компрессоре

πк*0,286=(1+Lк·ηк*/1005· Тв * )

12. Степень повышения полного давления в компрессоре

πк* =( πк*0,286)3,5

13. Общая степень повышения давления πо= πд· πк*

14. Степень понижения полного давления газа в турбине

πт*= πт о*= const.

15. Степень понижения давления газа в сопле

πс = πо · σкс*/ πт*

16. Функция степени понижения давления газа в сопле

√(1-1/ πс0,25)

17. Полная температура газа на выходе из турбины

Тт*= Тт о*= const.

18. Скорость истечения газов из сопла

Сс= φс√2310Тт* · √(1-1/ πс0,25)

19. Удельная тяга Rуд= Сс-V

20. Удельный расход топлива Суд= 3600qт/ Rуд

21. Расход воздуха Gв= Gв о · Рн· πо/ πо о , где πо о= σкан*· πк о* - общая степень повышения давления в двигателе на стенде.

22. Тяга R= Rуд· Gв

23. Часовой расход топлива Gт = Cуд· R

24. Эффективная работа Lе=(Сс 2-v2 )/2

25.Эффективный КПД ηе=Le/ qт ·Hu

26. Тяговый КПД ηR= 2/(1+Cc/V)

27. Общий КПД ηо= ηе ·ηR

Правильность определения общего КПД может быть проверена по соотношению ηо= V/(11944· Суд)

По результатам выполненных расчетов производится графическое построение скоростной характеристики.

Значение числа полета Мн вх определяется в точке пересечения зависимости Rуд=f(Мн) с осью абсцисс. При числе полета Мн= Мн max

параметры ТРД принимают следующие значения :

R=0 ; Rуд=0 ; Lе=0 ; ηе=0 ; ηR=0 ; ηо=0 ; C уд→ ∞

Таблица 4.

Н= км, Тн= К, Рн= Па, ан= м/с, Рн=

№ п/п Расчетные формулы Размерность Число полета Мн
0,5 1,0 1,5 2,0 2,5 3,0 3,5 4,0
V=Мн·ан м/с                  
(1+0,2 Мн2) -                  
Тв*н(1+0,2 Мн2) К                  
Δ Тк* К                  
Тк*= Тв*+ Δ Тк* К                  
Тr* К                  
Ср ср кДж/(кг К)                  
r- Тк*) К                  
qт -                  
σск* -                  
σ*= σск*· σкан* -                  
(1+0,2 Мн2)3,5 -                  
πд -                  
πк*0,286 -                  
πк*=( πк*0,286)3,5 -                  
πо= πд· πк* -                  
πт* -                  
πс = πоσкс*/ πт* -                  
(1-1/ πс0,25) -                  
√(1-1/ πс0,25) -                  
Тт* К                  
Сс м/с                  
Rуд= Сс- V Н/кг                  
Суд=3600 qт/ Rуд кг/Н ч                  
Gв= Gв о · Рн· πо/ πо о кг/с                  
R= Rуд· Gв кН                  
Gт = Cуд· R т/ч                  
Lе=(Сс 2-v2 )/2 кДж/ч                  
ηе -                  
ηR -                  
ηо= η · ηR -                  

4. УКАЗАНИЯ ПО ОФОРМЛЕНИЮ ПОЯСНИТЕЛЬНОЙ ЗАПИСКИ И ПОДГОТОВКЕ К ЗАЩИТЕ КУРСОВОЙ РАБОТЫ.





Дата добавления: 2015-06-24; просмотров: 791; Опубликованный материал нарушает авторские права? | Защита персональных данных


Не нашли то, что искали? Воспользуйтесь поиском:

Лучшие изречения: Сдача сессии и защита диплома - страшная бессонница, которая потом кажется страшным сном. 9243 - | 7445 - или читать все...

Читайте также:

 

18.207.130.162 © studopedia.ru Не является автором материалов, которые размещены. Но предоставляет возможность бесплатного использования. Есть нарушение авторского права? Напишите нам | Обратная связь.


Генерация страницы за: 0.026 сек.