5.3. Совместная работа элементов трдд

Схемы проточной части таких ТРДД с указанием их характерных сечений были приведены на рис. 01, в и рис. 01, г.

5.14. Определить относительное изменение температуры газов перед

турбиной газогенератора двухвального ТРДД при дросселировании (снижении частоты вращения) двигателя, если при этом снижается с 8 до 6, степень подогрева воздуха в КНД уменьшается на 10%, а КПД компрессора

высокого давления падает на 4%. Степень понижения давления в сопловом аппарате первой сту­пени турбины низкого давления сверхкритическая. Скорость и высоту полета считать неизменными.

5.15. Степень понижения давления в сопле наружного контура двухвального ТРДД в условиях взлета (при ) равна 2,0 при относительной плотности тока на входе в КВД 0,75. При увеличении скорости полета вследствие роста температуры на входе в КВД произошло снижение , что привело к уменьшению относительной плотности тока на входе в КВД до 0,70. Какова стала при этом степень двухконтурности двигателя, если в условиях взлета она была равна 2,5?

5.16. В условиях предыдущей задачи определить значение степени двухконтурности ТРДДсм, имеющего такое же ее значение в условиях взлета ( 2,5), если на взлете безразмерная скорость воздуха на входе в камеру смешения из наружного контура была равна  0,5, а в полете она увеличилась на 12%, в результате чего значение уменьшилось на 1%.

5.17. Определить изменение работы ТНД, если с ростом числа М полета температура воздуха на входе в ТРДД увеличилась с 300 К до 400 К, степень подогрева воздуха в КНД ( ) уменьшилась с 1,50 до 1,40, а степень двухконтурности увеличилась с 0,5 до 0,62. Принять расход газа через ТНД равным расходу воздуха через КВД, а механическими потерями пренебречь.

5.18. Определить значение в ТРДДсм, если 288 К;  0,6; 135 кДж/кг; 3,0 и 0,90. Расходом топлива, отборами воздуха из КВД и механическими потерями пренебречь. Считать 1,33 и 287,4 Дж/(кг×К).

6. Характеристики гтд прямой реакции

6.1. Подобие режимов работы авиационных гтд

6.1. В формуляре ТРДД указаны следующие данные двигателя при работе на стенде на максимальном режиме в САУ: 10000 об/мин, , 0,070 кг/(H×ч). Какой режим надо установить при приемо-сдаточных испытаниях двигателя на стенде для проверки соответствия его параметров этим данным и каковы должны быть параметры двигателя на этом режиме, если испытания проводятся зимой при температуре минус 20^оC и атмосферном давлении р_Н = 740 мм рт. ст.?

6.2. Определить, на какой высоте вступит в работу огра­ничитель максимальной приведенной частоты вращения рото­ра двигателя, настроенный на 105%, если полет са­молета осуществляется с 0,9 на режиме работы двигате­ля, соответствующем 100%.

6.3. Ограничитель максимальной приведенной частоты вращения ротора двигателя настроен на 105%. Опре­делить, начиная с какого числа М полета на высоте 11000 м перестанет работать этот ограничитель, если программой управления двигателем предусмотрено поддержание (при отсутствии ограничений) 100%.

6.4. ТРДД с ограничением по 100% имеет на взлете в стандартных атмосферных условиях тягу 80 кН и удельный расход топлива 0,070 кг/(Нч). Определить тягу и соответствующий удельный расход топлива этого двигателя при взлете зимой, если температура равна минус 20°С и давлении 740 мм рт.ст., а сопла внутреннего и наружного контуров не регулируются.

6.5. Определить расход воздуха через ТРДД в полете на максимальном режиме на высоте 11 км со скоростью 900 км/ч при 0,96, если программой регулирования двигателя предусмотрено ограничение 100% и если на земле в стандартных атмосферных условиях при 100% и 1,0 расход воздуха равен 100 кг/с. Перепады давления в нерегулируемых соплах внутреннего и наружного контуров - сверхкритические.

6.6. ТРДД, имеющий ограничение по 100%, в полете на высоте 6 км при 0,8 имеет на максимальном режиме тягу 100 кН и удельный расход топлива 0,060 кг/(Н×ч). Определить тягу и удельный расход топлива этого двигателя на высоте 12 км при таком же числе М полета, если сопла внутреннего и наружного контуров нерегулируемые.