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*=Тг 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 qт=Ср 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*=Тн(1+0,2 Мн2) | К | ||||||||||
| Δ Тк* | К | ||||||||||
| Тк*= Тв*+ Δ Тк* | К | ||||||||||
| Тr* | К | ||||||||||
| Ср ср | кДж/(кг К) | ||||||||||
| (Тr- 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 | - |
