Рассчитать идеальный цикл ГТД тягой R при полёте с числом М за время τ (час) по заданной высоте Н при температуре Т₃ газа перед турбиной. Исходные данные приведены в табл. 1, 2, 3, 4, 5. Масса воздуха G= 1 кг. Топливо – керосин Т-2 с начальной температурой T_T = 300 K.

Таблица 1 – Исходные данные

Высота полёта H, м	Число М	Время t, ч	Температура Т3 , К	Тяга R, Н
10000	1,3	4	1350	4550

Таблица 2 – Данные МСА

Н, м	Т0 , К	p0 , Н/м2	кг/м3	µ×105 , Н×с/м3
10000	223,3	26500	0,414	1,45

Таблица 3 – Состав топлива

Марка керосина	Химическая формула	Содержание серы и влаги, %	Плотность при 20ºС	Низшая удельная теплота сгорания топлива Нu , кДж/кг
Т-2	С1,1 H2,15	0,005	0,755	43130

Таблица 4 – Объёмный состав воздушной смеси

Компонент	N2	O2	CO2	H2 O
	0,7729	0,2015	0,0083	0,0173

Таблица 5 – Молярная масса компонентов воздушной смеси

Компонент	 кг/кмоль
N2	28
O2	32
CO2	44
H2 O	18

Реферат

Определены следующие параметры, характеризующие воздух в точке 0 цикла ГТД: молекулярные массы, количество вещества, мольные и массовые доли, удельные газовые постоянные, изобарные и изохорные теплоёмкости компонентов воздуха, поступающего в диффузор, показатель адиабаты.

Рассчитано оптимальное значение степени сжатия воздуха в компрессоре, обеспечивающее максимально полезную работу цикла для заданного значения температуры Т₃ .

Вычислен коэффициент избытка воздуха a в камере сгорания.

Найдены значения масс, количества вещества, мольных и массовых долей компонентов рабочего тела, как смеси продуктов сгорания и избыточного воздуха. Рассчитано количество топлива, сгорающего в 1 кг воздуха. Определена масса рабочей смеси, удельная изобарная и изохорная теплоёмкости, газовая постоянная и показатель адиабаты, характеризующие смесь при температуре Т₃ . Результаты расчётов сведены в таблицы.

Рассчитаны параметры состояния в характерных и нескольких промежуточных точках идеализированного цикла ГТД, определены изменения внутренней энергии, энтальпии, энтропии, теплоты, удельные работы процессов и за цикл. Изображён идеальный цикл в p-v и T-S-координатах. Определены погрешности рассчитанных и . Рассчитаны энергетические характеристики ГТД.

Введение

Авиационный газотурбинный двигатель является сложной технической системой с высокими удельными параметрами. Конструкция доводилась до совершенства на основе большого объёма экспериментальных исследований, накопленной статистики. Технические достижения в области конструкции, материалов, технологии, различных методов повышения нагрузочной способности, усталостной прочности нашли в современном двигателе самое непосредственное воплощение. В мировой практике разработаны и освоены в производстве двигатели новых поколений, где в конструкцию привнесены качественные изменения, приведшие к существенному повышению удельных эксплуатационных параметров. Продолжающие находиться в эксплуатации и выпускаться, проверенные временем и доведённые на основе анализа результатов практического использования до высокого уровня совершенства ряд моделей ГТД сформировали большой объём практической информации.

Циклы ГТД подразделяются на две основные группы: с подводом тепла при p = const и с подводом тепла при v = const.

1. Описание работы двигателя

Принципиальная схема ГТД со сгоранием топлива при p = const показана на рисунке 1. Принцип его работы следующий: при полёте самолёта набегающий поток воздуха поступает в диффузор и там сжимается. Затем попадает в компрессор 2, где опять подвергается сжатию. Далее сжатый воздух поступает в камеру сгорания 3, где происходит сгорание топливно-воздушной смеси и, следовательно, осуществляется подвод тепла. Привод компрессора осуществляется от газовой турбины 4. Пройдя через газовую турбину, продукты сгорания расширяются в реактивном сопле до атмосферного давления, и, после истечения, изобарно охлаждаются в атмосфере. Поскольку адиабатно сжимаемый в компрессоре воздух и образовавшиеся продукты сгорания, расширяющиеся на лопатках турбины и в сопловом аппарате, имеют различный состав, параметры состояния рабочего тела в различных точках термодинамического цикла должны рассчитываться с учётом этой особенности. Расход воздуха на горение и количество продуктов сгорания определяются уравнениями химических реакций окисления элементов горючего с учётом содержания их в топливе.

Рисунок 1 – Принципиальная схема ГТД с подводом тепла при
p = const: 1 – топливный насос; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина

2. Расчёт состава рабочего тела

2.1 Предварительный расчёт состава воздуха

Расчёт количества вещества, массовых и мольных долей компонентов и теплоёмкостей производится для воздуха, потребляемого двигателем самолёта на высоте полёта Н=10000 м.

Рассчитаем массовые доли по формуле:

Обозначим как – молекулярная масса смеси:

Тогда:

--> ЧИТАТЬ ПОЛНОСТЬЮ <--