Расчёт твд по исходным параметрам
Расчёт основных параметров по тракту двигателя в сечениях а–а, 1–1, 2–2, 3–3 аналогичен расчёту в соответствующих сечениях ТРД.
Сечение 4–4
Определяется эффективная работа турбины, приходящаяся на воздушный винт
.
Эффективная работа всей турбины
.
Степень расширения газов в турбине
.
Температура заторможенного потока газов за турбиной
.
При определении и следует руководствоваться указаниями, данными в расчёте аналогичного сечения ТРД.
Оценивается полное давление за турбиной
.
Величина не может быть меньше .
Статическая температура газов за турбиной
.
Статическое давление газов за турбиной
.
Удельный вес газов за турбиной
.
Скорость потока газа за турбиной
.
Здесь
– для самолётных ТВД,
– для вертолётных ТВД.
Сечение 4´–4´ (для двухвального ТВД)
Определяется эффективная работа турбины компрессора, отнесённая к 1 кг газа
.
Находится величина температуры заторможенного потока газа
и степень расширения газов в турбине компрессора
.
Определение
теплоёмкости
для интервала температур
÷
ведётся по аналогии с расчётом этой
величины для ТРД.
Полное давление газов за турбиной компрессора
.
Сечение 5–5
Определяется скорость истечения газов из выходного устройства
.
Величина выбирается по средней температуре в выходном устройстве (см. расчёт ТРД).
Скорость
,найденная
по последней формуле, должна быть близкой
к
.
При этом в зависимости от соотношения
давлений
и
принимается решение о выборе типа
выходного устройства. При
<
– диффузор, при
>
– сопло.
Для ТВД обычно
и, следовательно, перепад давлений
докритический, поэтому
.
Статическая температура газов в выходном сечении
.
Удельный вес газов в выходном сечении сопла
,
где
.
Оценка основных данных двигателя
Определяется удельная эффективная мощность ТВД
.
Оценивается удельная эквивалентная мощность:
в условиях полёта
;
в стендовых условиях
.
Здесь Δ
– коэффициента пересчёта тяги прямой
реакции при работе двигателя на месте
(
)
в мощность, условно подводимую к винту,
.
Определяется необходимый расход воздуха и газов через ТВД
.
Удельный эффективный и эквивалентный расход топлива
;
.
Определяется величина эффективной мощности компрессора
и далее величина эффективной мощности турбины:
для одновального ТВД
;
для двухвального ТВД (эффективная мощность турбины компрессора и винта)
;
.
Оценивается эффективный к.п.д. ТВД
и полный (экономический) к.п.д. ТВД
.
Тяговая мощность ТВД
.
Определяется полная тяга ТВД:
для полётных условий
;
для стендовых условий
,
где
.
Определяется удельный тяговый расход топлива
,
где
– часовой расход топлива.
Оценивается тяга прямой реакции ТВД
.
Удельная тяга ТВД в полётных условиях
,
в стендовых условиях
.
Глава 5 Термодинамический расчёт дтрд
Из известных существующих схем двухконтурных двигателей гражданской авиации в последнее время применяются двигатели следующих схем: ДТРД со смешением потоков газа и воздуха и общим реактивным соплом, ДТРД с раздельными реактивными соплами. Обычно ДТРД первой схемы выполняются с умеренной степенью двухконтурности (m<2,0), ДТРД второй схемы выполняются с различными величинами степеней двухконтурности (m=0,6÷8,0), при этом для ДТРД с m>4,0 применяется короткий канал воздушного контура.
Двухконтурный ТРД
(без сгорания топлива в наружном контуре)
находит применение при скоростях полёта
в интервале 600÷1200
км/час [6].
Основными параметрами, определяющими
работу ДТРД, является температура газа
перед турбиной
,
степень повышения давления воздуха в
компрессоре внутреннего контура
,
степень двухконтурности
и коэффициент распределения свободной
энергии между контурами
.
Относительная длина лопаток турбины
ДТРД несколько меньше, чем в ТРД, это
позволяет принимать температуру
более высокой, чем в ТРД.
Современные схемы
ДТРД имеют температуру газов перед
турбиной достигающей 1350÷1400°К,
а степень повышения давления воздуха
выбираемой в пределах 10÷24
при коэффициенте двухконтурности
0,6÷2,0.
Степень повышения давления в наружном
контуре
находится в пределах 1,5÷2,8.
Это соответствует примерно оптимальному
распределению энергии между контурами
для указанного диапазона m.