4 просмотров
Рейтинг статьи
1 звезда2 звезды3 звезды4 звезды5 звезд
Загрузка...

Что такое форсажный режим работы двигателя

Что такое “форсаж”? Значение слова

Далеко не все знают, что форсаж – это не только название серии блокбастеров про лихих гонщиков, но и ещё целый термин, напрямую связанный со средствами передвижения.

  1. Почему у американского F-22 на форсаже из двигателей вырывается красное пламя, а у отечественного Су-35 – синее
  2. Форсаж: что это значит такое? Истоки слова
  3. Что такое форсаж?
  4. 1. Что есть форсаж
  5. Что значит форсирование?
  6. Форсаж и авиация
  7. Форсаж: Что это?
  8. И несколько слов о кино
  9. Актёры и роли

Форсаж (значения)

Форса́ж — термин.

  • Форсаж — режим работы реактивного двигателя

  • Форсаж (серия фильмов):
    • «Форсаж» — американский боевик 2001 года.
    • «Двойной форсаж» — американский боевик 2003 года.
    • «Тройной форсаж: Токийский дрифт» — американский боевик 2006 года.
    • «Форсаж 4» — американский боевик 2009 года.
    • «Форсаж 5» — американский боевик 2011 года.
    • «Форсаж 6» — американский боевик 2013 года.
    • «Форсаж 7» — американский боевик 2015 года.
    • «Форсаж 8» — предстоящий американский боевик 2017 года
  • «Форсаж» — американский телефильм 1992 года.
  • «Форсаж» — российский документальный фильм 2001 года.

В Викицитатнике есть страница по теме
Форсаж (значения)

Особенности

Итак, функция форсажа стабилизирует горение дуги, упрощает и ускоряет работу. Раньше эта функция встречалась только в инверторах профессионального уровня. Но в последнее время технология стала доступнее и производители стали внедрять форсаж дуги даже в недорогие модели. Благодаря такому нововведению относительно бюджетный инвертор можно использовать для серьезных работ.

Но учтите, что форсаж дуги в профессиональном аппарате работает намного лучше и выдает более качественный результат. Поэтому, если вы планируете выполнять особо ответственные работы, то на инверторе лучше не экономить. Обычно в документах на инвертор эта функция называется «Arc Force». Также эту надпись можно встретить на корпусе самого аппарата.

Форсаж дуги способен настолько упростить работу, что даже начинающий сварщик сможет выполнить сварку на достойном уровне. Даже при недостатке опыта можно сварить детали из тонкого металла, без дефектов и залипаний электродов. А ведь эти проблемы часто встречаются и у профессионалов, полагающихся только на свои силы, и не использующих современные функции в аппарате.

Помните, что функция форсажа дуги — это не панацея от всех бед. Чтобы добиться хорошего качества швов вам необходимо обладать хотя бы базовыми навыками сварки. Никакие дополнительные функции вам не помогут, если вы не умеете поджигать дугу, вести шов и выполнять работу быстро.

Также учитывайте, что функция форсажа дуги раскрывает себя в полной мере только при работе с деталями из тонкого металла. У некоторых моделей есть возможно отрегулировать параметры функции. Тогда, конечно, можно варить металлы разной толщины. Но такая возможно представлена только в дорогих профессиональных аппаратах. В большинстве моделей есть просто кнопка вкл/выкл, с заданными параметрами. Поэтому не включайте форсаж дуги просто так. Неумелое использовании этой функции может навредить качеству швов.

Боевое применение режима бесфорсажного

Вы используете Internet Explorer устаревшей и не поддерживаемой более версии. Чтобы не было проблем с отображением сайтов или форумов обновите его до версии 7.0 или более новой. Ещё лучше — поставьте браузер Opera или Mozilla Firefox.

Обсудить и задать вопросы можно в этой теме.

SergeVLazarev

опытный

Итак, допустим что пилот Ф-22МиГ-31ЕврофайтераРАФАЛЯ
И решил поубивать всех врагов, летая на сверхзвуковой скорости не включая форсаж.
Задача у меня — сделать чистым небо над чужой страной.
Что же я смогу сделать?
Во-первых. Лететь у земли я не смогу в таком режиме.
У земли выше 1500 кмчас не полетишь даже с полным форсажем.
А диапазон скоростей 1.0.-1.2 Маха то есть 1.243 — 1500 кмчас, — наименее выгоден в энергетическом отношении.
То есть, скорей всего я не смогу достичь скорости звука у земли. даже.
Двигло у меня заточено на скорость М-1.4 (ф-22) или М-2.35 (МиГ-31).

То есть, у земли не смогу лететь на сверхвуке без форсажа.
2. Сперва мне надо набрать высоту. Как минимум 10-12 км.
Вот тут то я смогу лететь на М=1.5- М=2.35 без форсажа.
Конечно же, если мне надо будет взлететь чем побыстрей, то взлетать я буду на ПФ. Заправлю топливо под завязку, возьму УР Воздух-Воздух. Топливо выжгли. Значит, надо брать ПТБ, или дозаправлятся.
Конечно же на дозвуке.
Лететь с ПТБ на дозвуке — и дозаправляться тоже.

3. Ну ладно, подхожу на сверхвуке к границе.
Заметность моя выростет в 2 раза в РЛС-спектре, (по сравнению со мной, летящим на дозвуке)
и снизится в 2-раза в ИК-спектре, по сравнению со мной же, летящим на СЗ на форсаже.

4. Из-за большей высоты полета я не смогу прятаться за складками местности.

5. Благодаря моей большой скорости уменьшится время реакции — рубеж перехвата ПВО вороженьки. Секунд у него будет в 1.5 раза меньше.

6. Моя ракета будет лететь лучше — быстрей и дальше, потому что скорость у меня дай боже, и высота 11 км.

ну что а кого какие есть предложения?

  • инфо
  • инструменты
  • Ответить на сообщение

bundesbürger

втянувшийся
  • инфо
  • инструменты
  • Ответить на сообщение

varban

администратор

Ну, это перед боем.
А во время боя?
Ракетный дальный — это неинтересно.
Ближный маневренный — надо придерживаться максимально возможным углом атаки на максимально переносимой (летчиком и машиной) перегрузке.
Тоже нет место бесфорсажнему сверхзвуку, а очень даже наоборот — форсажному дозвуку

> ну что а кого какие есть предложения?

Фотку в аватаре смени.

  • инфо
  • инструменты
  • Ответить на сообщение

bundesbürger

втянувшийся

Ну, это перед боем.
А во время боя?
Ракетный дальный — это неинтересно.
Ближный маневренный — надо придерживаться максимально возможным углом атаки на максимально переносимой (летчиком и машиной) перегрузке.
Тоже нет место бесфорсажнему сверхзвуку, а очень даже наоборот — форсажному дозвуку

> ну что а кого какие есть предложения?

Фотку в аватаре смени.

  • инфо
  • инструменты
  • Ответить на сообщение

Balancer

администратор

Всё же, не думаю, что бесфорсажный сверхзвук имеет смысл считать боевым режимом. В бою это даст экономию мизерную. В ДВБ дальность полёта ракеты от скорости носителя зависит мало, а в БВБ итак все будут крутиться в режимах от минимала до полного форсажа.

Другое дело, что бесфорсажный сверхзвук даст возможность быстрее и экономичнее выходить в район боевых действий. Но и то сомнительно. Потому что где это даст выигрышь? Например, помочь своим войскам авиационным ударом по наземной группировке противника. Но выгоднее иметь на аэродроме подскока поблизости обычные дозвуковые штурмовики для этой цели, чем переться чёрт знает откуда нашим обладателем бесфорсажного сверхзвука. А летать в таком режиме на небольшие дистанции — опять же, никакой экономии. Другой вариант — быстрый выход в удалённоую точку патрулирования. Та же фигня. Если эта точка так важна, то патрулировать там будут посменно и тогда нет разницы, лететь туда на сверхзвуке или дозвуке. Если перехват — то тут уже не плестись надо на этом самом «едва_за_махе», а как МиГ-31 на М=3 бросаться В общем, случаи с необходимостью бесфорсажного сверхзвука придумать можно, но не столько и не так часто встречающиеся, чтобы оправдывать специальную заточку под это дело самолётов.

Читать еще:  Двигатели субару форестер в чем разница

Ну а если так получилось само (хорошая аэродинамика и мощные экономичные двигатели) — то лишним не будет. Но это и не повод для крика

Впрочем, вон, F/A-18C имеет настоящий бесфорсажный сверхзвук. Что-то типа 1.08, что ли, на максимале. Что-то во время его разработки не было шума по этому поводу

Конструкция

Устройство двигателя самолета достаточно сложное. Рабочая температура в таких установках достигает 1000 и более градусов. Соответственно, все детали, из которых двигатель состоит, изготавливаются из устойчивых к воздействию высоких температур и возгоранию материалов. Из-за сложности устройства существует целая область науки о ТРД.

ТРД состоит из нескольких основных элементов:

  • вентилятор;
  • компрессор;
  • камера сгорания;
  • турбина;
  • сопло.

Перед турбиной установлен вентилятор. С его помощью воздух затягивается в установку извне. В таких установках используются вентиляторы с большим количеством лопастей определенной формы. Размер и форма лопастей обеспечивают максимально эффективную и быструю подачу воздуха в турбину. Изготавливаются они из титана. Помимо основной функции (затягивания воздуха), вентилятор решает еще одну важную задачу: с его помощью осуществляется прокачка воздуха между элементами ТРД и его оболочкой. За счет такой прокачки обеспечивается охлаждение системы и предотвращается разрушение камеры сгорания.

Возле вентилятора расположен компрессор высокой мощности. С его помощью воздух поступает в камеру сгорания под высоким давлением. В камере происходит смешивание воздуха с топливом. Образующаяся смесь поджигается. После возгорания происходит нагрев смеси и всех расположенных рядом элементов установки. Камера сгорания чаще всего изготавливается из керамики. Это объясняется тем, что температура внутри камеры достигает 2000 градусов и более. А керамика характеризуется устойчивостью к воздействию высоких температур. После возгорания смесь поступает в турбину.


Вид самолетного двигателя снаружи

Турбина представляет собой устройство, состоящее из большого количества лопаток. На лопатки оказывает давление поток смеси, приводя тем самым турбину в движение. Турбина вследствие такого вращения заставляет вращаться вал, на котором установлен вентилятор. Получается замкнутая система, которая для функционирования двигателя требует только подачи воздуха и наличия топлива.

Как и в большинстве фильмов «Форсаж», у всех трюковых автомобилей одинаковая трансмиссия.

«Мы добиваемся равномерной мощности при помощи LS3 (V8)» — рассказывает МакКарти о силовых агрегатах автомобилей. — «Что касается стандартизации, это наша базовая позиция по этим вопросам».

«У каждой машины мощность — 530 лошадиных сил. Это отличный показатель», — добавляет он, говоря о мощности каждой машины, — «Они отлично работают».

Форсаж

Форса́ж — режим работы некоторых реактивных двигателей, применяемый для временного увеличения тяги в случае необходимости (взлёт, разгон до сверхзвуковой скорости, манёвр воздушного боя). Применяется в основном на боевых самолётах. Единственными гражданскими самолётами, на которых применялся форсаж, были пассажирские Ту-144 и Конкорд.

Форсажный режим работы воздушно-реактивного двигателя реализуется с помощью дополнительной (форсажной) камеры сгорания (далее ФКС), располагающейся за основной камерой сгорания и турбиной. При включении форсажа в ФКС сжигается дополнительное горючее, при этом происходит интенсивный подогрев рабочего тела, что, в свою очередь, приводит к увеличению его скорости истечения из сопла и росту тяги двигателя.

Температура газов за основной камерой сгорания ограничивается в основном жаростойкостью и жаропрочностью лопаток турбины. Установка за турбиной дополнительной камеры сгорания позволяет обойти это ограничение. Основным недостатком такого решения является резкое падение экономичности двигателя, обусловленное низким содержанием свободного кислорода в продуктах сгорания, истекающих из основной камеры сгорания и подающихся сначала на турбину, а затем в форсажную камеру. Работа в таком режиме сопряжена со значительными тепловыми и механическими нагрузками на конструкцию практически всех узлов и агрегатов двигателя, поэтому время работы на форсаже для большинства типов самолётов ограничено минутами. Исключение составляют высотные сверхзвуковые самолёты наподобие истребителей-перехватчиков МиГ-25/МиГ-31 или самолёта-разведчика Lockheed SR-71, двигатели которых специально приспособлены для длительной работы в форсажном режиме.

В силу означенных выше причин переход на форсажный режим работы двигателя производится лишь в случае необходимости энергичного разгона летательного аппарата и/или его полёта на высокой скорости (взлёт, набор высоты с целью занятия выгодной позиции для атаки, экстренный выход из боя, преодоление зоны действия ПВО противника и т. д.), а также если дополнительный расход топлива окупается соответствующим приростом дальности полёта. Интересно, что на некоторых самолётах после отрыва от ВПП форсажный режим части двигателей выключается для экономии топлива, хотя это и вызывает некоторые проблемы с устойчивостью.

При работе двигателя на форсаже за реактивным соплом возникает видимая струя раскалённых газов, имеющая характерную «полосатую» структуру, так называемые диски Маха).

При неполном сгорании керосина (из-за недостатка кислорода) струя будет иметь красный цвет с жёлтыми вертикальными кольцами. Если горение хорошо оптимизировано, то цвет пламени будет синий. Из-за несовершенства топливной аппаратуры некоторых двигателей иногда наблюдается интересный эффект — на одном и том же самолёте у одного двигателя на форсаже выхлоп синий, у второго — красный или жёлтый.

Первым серийным самолётом, двигатель которого планово работал на форсаже в течение всего полёта, был SR-71 Blackbird (а также его несерийный предшественник Lockheed A-12).

This article uses material from the Wikipedia article «Форсаж», which is released under the Creative Commons Attribution-Share-Alike License 3.0. There is a list of all authors in Wikipedia

Transportation — Air Water Earth

3D,CAD,Model,Libary,Railway, Train, Ship, Marine, Submarine, Automotive, Locomotive, Bike, Car, Formula 1, Space, Aircraft, Aerospace, Satelite, Automobile, Yacht

Канадский авиационный регулятор выпустил чрезвычайную директиву по летной годности (Emergency AD), согласно которой ограничиваются определенные параметры мощности двигателя на самолете Airbus A220 после недавних проблем с двигателями Pratt & Whitney.

Читать еще:  Двигатель fml 164 характеристики

В течение трех последних месяцев произошли [три инцидента] с остановками двигателя в полете с последующим разрушением двигателя: 25 июля 2019 года, 16 сентября 2019 года и 15 октября 2019 года. Во всех случаях проблемы случались с самолетами Swiss International Airlines Airbus A220-300 (ранее назывался Bombardier CSeries 300), оснащенные двигателями Pratt & Whitney PW1524G-3.

Отказы были вызваны отказом ротора ступени 1 компрессора низкого давления (LPC), в результате чего диск ротора отрывался и повреждал двигатель.

В настоящий момент расследования инцидентов продолжаются, но предварительные результаты указывают на то, что одним из факторов может быть «набор высоты при высоких установках тяги двигателей с определенными значениями тяги». При таких условиях, если их не изменять, это может привести к неконтролируемому разрушению двигателя и повреждению самолета.

Департамент правительства Канады (страны, где производится A220) Transport Canada выпустил директиву 26 октября, введя новое ограничение в «Руководство по эксплуатации самолёта» по установке режима двигателя N1 до 94% при высоте более 29000 футов.

Эта директива имеет временное действие и ожидается, что регулятор может предпринять дополнительные шаги.

Термогазодинамический расчет турбореактивного двигателя с форсажной камерой сгорания

РубрикаПроизводство и технологии
Видкурсовая работа
Языкрусский
Дата добавления07.02.2012
Размер файла567,6 K
  • посмотреть текст работы
  • скачать работу можно здесь
  • полная информация о работе
  • весь список подобных работ

Отправить свою хорошую работу в базу знаний просто. Используйте форму, расположенную ниже

Студенты, аспиранты, молодые ученые, использующие базу знаний в своей учебе и работе, будут вам очень благодарны.

Размещено на http://www.allbest.ru/

Размещено на http://www.allbest.ru/

Задание


Введение


1. Выбор параметров


1.1 Температура газа перед турбиной


1.2 Степень повышения полного давления в компрессоре


1.3 Температура газа на выходе из форсажной камеры


1.4 КПД компрессора и турбины


1.5 Потери в элементах проточной части


1.6 Степень расширения газа в реактивном сопле

  • 2. Териогзодинамический расчет
  • 2.1 Исходные данные
  • 2.2 Вход в двигатель
  • 2.3 Вход в компрессор
  • 2.4 Выход из компрессора
  • 2.5 Выход из камеры сгорания
  • 2.6 Выход из турбины
  • 2.7 Выход из форсажной камеры сгорания
  • 2.8 Выход из реактивного сопла
  • 2.9 Удельные параметры двигателя

Выводы


Перечень ссылок


Приложение


Задание


1) Температура газа перед турбиной


2) Степень повышения полного давления к * =17.4+0,1•Ni =19.4


3) Температура газов на выходе из форсажной камеры Tф * =2100к


где Ni=20 номер по списку


Введение


Дня современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей (ГТД). Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательных аппаратов к его силовой установке.


Наиболее простым газотурбинным двигателем, получившим широкое применение в авиации, был турбореактивный двигатель (ТРД).


Такие двигатели используются на самолетах с околозвуковыми скоростями полета, но при высокой температуре газа перед турбиной их применяют при скоростях, соответствующих числу М полета (Мн ) не более 2,0.


На самолетах с большой потребной тяговооруженностъю и большими скоростями полета (Mн =2,0-3,5) широко используются турбореактивные двигатели с форсажной камерой (ТРДФ), в которой к потоку газов, покидающих турбину, подводится дополнительное тепло, образующееся при сжигании топлива.


Это позволяет значительно повысить температуру газа перед реактивным соплом ТРДФ и, соответственно, существенно увеличить скорость истечения газа из двигателя и получить более высокую тягу у ТРД.

Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, т.е. увеличение температуры газа перед турбиной (Тг * ), степени повышения полного давления к * и совершенствование основных узлов двигателя в направлении снижения потерь в них.

Схема двухвального ТРДФ с обозначением характерных сечений по тракту двигателя приведена на рисунке 1.

Рисунок 1- Схема двухвального ТРДФ. Маркировка сечений по тракту двигателя

1. Выбор параметров

При проектировании двигателя расчет ведется на каком-то определенном режиме, при котором все размеры и проходные сечения элементов и частоты вращения роторов предполагаются зафиксированными.

Режим, для которого задаются основные параметры двигателя, выбираются исходные размеры проходных сечений проточной части и определяются основные исходные данные для проектирования элементов, называют расчетным режимом.

В данном расчете основные удельные параметры двигателя зависят от выбранных параметров рабочего процесса (Tг * , к * , Tф * ). Подразумевается, что при каждом рассматриваемом сочетании этих параметров двигатель работает на расчетном режиме, т.е. каждому сечению Tг * , к * , Tф * соответствуют разные двигатели.

Влияние основных параметров рабочего процесса на удельные параметры ТРД и ТРДФ при Н=0 и Мн=0 показано на рисунках 2 и 3.

Правильный выбор параметров расчетного режима предполагает обеспечение наиболее приемлемого протекания характерных характеристик двигателя во всем диапазоне его эксплуатационных режимов, т.е. выбор параметров расчетного режима двигателя существенно зависит от типа и назначения самолета, для которого двигатель предназначается.

Рисунок 1.1 — Зависимость Руд и Суд от параметров процесса ТРД при Н=0 и Мн=0

1.1 Температура газа перед турбиной

Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток турбин позволили существенно повысить допустимые значения Tг * .

Тенденция к все большему повышению ТГ * в ТРД объясняется прежде всего тем, что это позволяет ценой относительно небольшого увеличения удельного расхода топлива существенно повысить удельную тягу и, следовательно, уменьшить массу и габаритные размеры двигателя. В ТРДФ повышение Tг * не только увеличивает удельную тягу, но и снижает удельный расход топлива.

Рисунок 1.2 — Зависимость Pуд.ф и Cуд.ф от параметров процесса ТРДФ при Н=0 и Мн=0

Для обеспечения надежной работы турбинных лопаток при росте Tг * , необходимо увеличивать отбор воздуха на их охлаждение, что снижает темп роста удельной тяги.

1.2 Степень повышения давления в компрессоре

Оптимальное значение степени повышения полного давления в компрессоре, соответствующее максимуму удельной тяги ТРД, определяется соотношением (1):

где с, р _ КПД процессов сжатия и расширения в двигателе;

_ коэффициент, учитывающий различие физических свойств воздуха и продуктов сгорания.

При к * = 7. 15 и Tг * = 1200 _ 1500К значения этого коэффициента лежат в пределах = 1,025. 1,05 при этом большим значениям Tг * и к * соответствует большее значение .

Как следует из формулы (1), увеличение Tг * приводит к росту *Копт.

Для ТРДФ оптимальное значение степени повышения давления в компрессоре определяет не только максимум удельной тяги, но и минимум удельного расхода топлива, и вычисляется по следующей формуле:

Тому же диапазону изменений ТГ * =1200. 1600К соответствуют существенно более высокие значения оптимальной степени повышения давления, равные *Копт.ф.=14. 31.

Рост температуры газа перед турбиной и переход от ТРД к ТРДФ приводит к необходимости выбора более высоких значений к * на расчетном режиме. Однако усложнение конструкции компрессора, рост его габаритов и массы ограничивает возможности увеличения степени повышения давления.

1.3 Температура газов на выходе из форсажной камеры

Увеличение температуры газа на выходе из форсажной камеры приводит к росту удельной и полной тяги двигателя. С этой точки зрения целесообразно выбирать высокие значения ТФ * .

Предельно возможная температура газа на выходе из форсажной камеры теоретически соответствует полному использованию свободного кислорода, т.е. условие =1. Практически максимально допустимая температура в форсажной камере ограничивается более низкими значениями. Это обусловлено как жаропрочностью применяемых материалов, так и тем, что при * не превышает 2000. 2100К.

Для полетных условий (при Tн * 288К) ограничение ТФ * задают в зависимости от Tн *

Выбираем в данном случае Tф * =2100 К.

1.4 КПД компрессора и турбины

КПД компрессора, определенный по ГОСТ 23851-79 как отношение изоэнтропической работы по параметрам заторможенного потока к работе компрессора

, может быть представлено как произведение:

где k * _ изоэнтропический КПД компрессора по параметрам заторможенного потока ,

m / _ механический КПД компрессора, учитывающий потери в его опорах, обычно m / =0,985. 0,995.

Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит как от степени аэродинамического совершенства его ступеней, так и от общей степени повышения давления в компрессоре. Эта зависимость может быть представлена следующим образом:

где ст * _ среднее значение КПД ступеней компрессора;

K — показатель адиабаты.

На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатых осевых компрессорах современных авиационных двигателей лежит в пределах ст * =0,88. 0,90.

Также k * можно определить по зависимости, приведенной на графике рис.4 (при ст * =0,9 и к * =19,4).

Рисунок 1.3 — Зависимость изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора от степени повышения полного давления и среднего значения КПД ступеней

Для определения КПД охлаждаемой турбины в зависимости от выбранного значения Тг * , в термогазодинамическом расчете можно использовать соотношение:

где * т.н.охл. _ КПД неохлаждаемых авиационных турбин.

1.5 Потери в элементах проточной части

В воздухозаборнике при сверхзвуковой скорости полета происходит торможение потока воздуха в системе скачков уплотнения. Возникающие при этом потери существенно зависят от скорости полета. Они обычно оцениваются коэффициентом восстановления полного давления вх. Для дозвуковых воздухозаборников вх=0,97…0,98.

Потери полного давления в камерах сгорания вызываются гидравлическим и так называемым тепловым сопротивлением.

Гидравлическое сопротивление складывается в основном из сопротивления диффузора, фронтового устройства и сопротивления, возникающего при смещении струй первичного, вторичного и третичного воздуха (для основных камер сгорания).

Для основных камер сгорания обычно Гидр=0,93.. .0,97.

Тепловое сопротивление является следствием подвода тепла к потоку газа и увеличивается с ростом скорости потока и степени его подогрева.

Для основных камер сгорания обычно вх.=0,1. 0,15 и тепл.0,97. 0,98. В форсажных камерах сгорания из-за более высоких значений вх. имеем тепл.=0,94. 0,95.

Из рис.5 видна зависимость коэффициента теплового сопротивления тепл. от степени подогрева газа при различных значениях приведенной скорости вх. на входе в камеру сгорания (на выходе из диффузора).

Суммарные потери полного давления в камерах сгорания ГТД обычно подсчитывается по формуле:

Потери тепла в процессе горения связаны с неполным сгоранием, поскольку потери тепла из-за отсутствия теплоизоляции стенок на установившихся режимах работы двигателя обычно пренебрежимо малы. Совершенство камеры сгорания в этом отношении оценивается коэффициентом полноты сгорания г. На расчетном режиме основных камер сгорания этот коэффициент достигает значений г=0,97. 0,99, а форсажных камер сгорания ф=0,90. 0,95.

Потери в соплах ВРД оценивают коэффициентом скорости с. При истечении газа из суживающихся сопел возникают потери, которые в основном обусловлены трением потока о стенки и внутренним трением в газе. Эти потери относительно невелики, и поэтому с=0,98. 0,99.

У профилированных сопел Лаваля с=0,975. 0,985. Для непрофилированных (конических) сопел с оптимальным углом раскрытия с=0,97. 0,98.

С помощью механических КПД учитывают потери в опорах ротора (или роторов) двигателя и отбор мощности на привод вспомогательных агрегатов, обслуживающих двигатель и летательный аппарат.

Эти величины, как правило, не превышают 1. 2% общей мощности, передаваемой ротором, поэтому m=0,98. 0,99. Большие значения механических КПД чаще соответствуют более крупным двигателям.

1.6 Степень расширения газа в реактивном сопле

Наибольшее значение тяги двигателя достигается при полном расширении газа в реактивном сопле, когда статическое давление газа на срезе сопла pс становится равным давлению окружающей среды pн. Если располагаемый перепад давлений в сопле, определяемый соотношением

больше критического перепада, равного

, то полное расширение возможно только в суживающемся-расширяющемся сопле (в эжекторном сопле или в сопле Лаваля).

При больших значениях с.р, характерных для сверхзвуковых режимов полета, площадь сопла на срезе может существенно превышать величину площади критического сечения. В этом случае обычно используют укороченное сопло Лаваля. Расчетная степень расширения газа с, реализуемая в таком сопле соответствует условию

Переход к укороченному соплу Лаваля позволяет обычно при допустимом снижении удельной тяги двигателя сделать сопло конструктивно более простым и вписать в требуемый диаметральный габарит

турбина компрессор двигатель

2. Териогзодинамический расчет

2.1 Исходные данные

Исходными данными для термогазодинамического расчета ТРДФ обычно являются величины, совокупность которых определяет расчетный (номинальный) режим работы двигателя:

Н=0 км и MН =0 _ высота и число М полета;

Gв=1 кг/с _ расход воздуха;

к * =19,4; Т * Г=1540К; Т * ф=2100К _ параметры, определяющие термогазодинамический цикл двигателя на расчетном режиме;

* k =0,852847, * т=0,884, m=0,985, / m=0,995 _ КПД компрессора, турбины и механический КПД двигателя, механический КПД компрессора;

вх=0,98, гидр=0,97, гидр.ф=0,98, фн=0,98 — коэффициенты восстановления полного давления в элементах двигателя;

г=0,99, ф=0,95 — коэффициенты полного сгорания в основной и форсажной камерах сгорания;

с=0,98 _ коэффициент скорости в реактивном сопле.

Поскольку основной целью термогазодинамического расчета является определение удельных параметров двигателя, то расчет выполняется для Gв= 1 кг/с. Физические контакты воздуха и продуктов сгорания:

голоса
Рейтинг статьи
Ссылка на основную публикацию
ВсеИнструменты
Adblock
detector