Введение

Основной задачей теплового расчёта газотурбинного двигателя (ГТД) является определение параметров потока газа и размеров проточной части в его характерных сечениях.

Исходные данные для проектирования ГТД определяются типом летательного аппарата (ЛА), для которого этот двигатель предназначен. Такими исходными данными обычно являются расчётная высота и скорость полёта, тип двигателя, его тяга или мощность, удельный расход топлива.

На первом этапе теплового расчёта определяются основные параметры рабочего процесса (температура газа перед турбиной , степень повышения давления в компрессоре ), обеспечивающие достаточно высокую удельную тягу или удельную мощность при заданной экономичности и возможно меньшем удельном весе двигателя. При выборе основных параметров процесса выполняется несколько вариантов теплового расчёта при различных значениях и . Результаты этих расчётов сводятся в таблицы и затем строятся графики зависимости удельной тяги и удельного расхода топлива от и , на основании которых находятся приемлемые значения степени повышения давления в компрессоре, температуры газов перед турбиной и секундного расхода воздуха, соответствующего заданной тяге.

На втором этапе выполняется расчет двигателя по выбранным выше параметрам, в результате которого предварительно определяются диаметральные размеры его характерных сечений, статические и полные давления, температуры и скорости потока газа в этих сечениях, а также уточняются удельная тяга, мощность, расход топлива, воздуха и к.п.д. двигателя.

Глава 1 Выбор параметров рабочего процесса в элементах газовоздушного тракта гтд

1. Входной воздухозаборник

Входные воздухозаборники авиационных силовых установок разделяются на два класса:

1. воздухозаборники для дозвуковых и небольших сверхзвуковых скоростей полёта;

2. воздухозаборники для сверхзвуковых скоростей полёта.

Одним из параметров эффективности входного воздухозаборника является коэффициент сохранения полного давления , где – полное давление воздуха на входе в компрессор, – полное давление в невозмущённом потоке воздуха на данной высоте.

При расчёте параметров давления в полёте для ТРД, ДТРД и ТВД, предназначенных для дозвуковых скоростей полёта и имеющих соответствующий воздухозаборник, величину независимо от скорости полёта следует принимать =0,97÷0,98.

В случае использования сверхзвукового воздухозаборника внешнего сжатия, регулирование которого обеспечивает согласованную с двигателем работу при всех условиях полёта, величина задаётся в виде стандартной зависимости , представленной в таблице 1.1.

Таблица 1.1

	0,3	0,4	0,6	0,8	1,0	1,2	1,4	1,6	1,8	2,0	2,2	2,5	3,0
	0,97	0,97	0,97	0,97	0,97	0,97	0,957	0,94	0,91	0,87	0,83	0,76	0,64

Термодинамический расчёт двигателя для стендовых условий его работы, рекомендуется выполнять при =1,0, что соответствует результатам испытаний на стенде с лемнискатным входным насадком [1].