Расчет состава рабочего тела

ЗАДАНИЕ

Рассчитать идеальный цикл ГТД тягой R при полете 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 –Т-1.

Таблица 1 - Исходные данные

Высота полета H, м	Число М	Время t, ч	Температура Т, К	Тяга R, Н
	0,5

Таблица 2 - Данные МСА

Н, м	Т₀, К	ρ₀ , кг/м³
	262,7	0,467

Таблица 3 - Состав топлива

Марка топлива	Химическая формула	Плотность при 20ºС	Низшая теплота сгорания Н_u, кДж/кг
Т-6	С_6,8H_13,3	0,84

Таблица 4 - Молярная масса и мольная теплоемкость воздушной смеси

Компонент	μ, кг/кмоль
N₂	27,9943
O₂	31,9781
CO₂	43,991
H₂O	18,0354

РЕФЕРАТ

Курсовая работа: 25 страниц, 3 рисунка, 9 таблиц,7 источников.

АДИАБАТНЫЙ ПРОЦЕСС, УНИВЕРСАЛЬНАЯ ГАЗОВАЯ ПОСТОЯННАЯ, ИЗОБАРНЫЙ ПРОЦЕСС, ЭНТАЛЬПИЯ, ЭНТРОПИЯ, ТЕПЛОЕМКОСТЬ, ЦИКЛ ГТД, ТЕПЛОТА, ВНУТРЕННЯЯ ЭНЕРГИЯ.

Определены массовые доли, молекулярные массы, мольные доли, изохорные теплоемкости компонентов воздуха, поступающего в диффузор, газовая постоянная, показатель адиабаты, характеризующие воздух в точке 0 цикла ГТД. Рассчитано оптимальное значение степени сжатия воздуха в компрессоре, обеспечивающее максимально полезную работу цикла для заданного значения температуры Т₃. Вычислен потребный коэффициент избытка воздуха a в камере сгорания. Найдены значения массовых и мольных долей компонентов рабочего тела, как смеси продуктов сгорания и избыточного воздуха; молекулярная масса смеси, плотность, теплоемкость, газовая постоянная и показатель адиабаты, характеризующие смесь при температуре Т₃. Результаты расчетов 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. Изображен идеальный цикл в p-v и T-S координатах. Рассчитаны энергетические характеристики ГТД.

СОДЕРЖАНИЕ

Задание………………………………………………………………………………...2

Список условных обозначений, индексы…………………………………………5

1.Введение…………………………………………………………………………......6

2.Расчет состава рабочего тела цикла…………………………………………….8

2.1 Предварительный расчет состава…………………………………………8

2.2 Определение оптимальной степени сжатия в компрессоре…………...10

2.3 Определение коэффициента избытка воздуха………………………….11

2.4 Расчет состава продуктов сгорания……………………………………..12

Расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических

характеристик двигателя……………………………………………………...15

3.1 Расчет параметров состояния в характерных точках цикла………….15

3.2 Определение калорических величин цикла в его процессах………….17

3.3 Определение параметров состояния в промежуточных точках……....20

3.4 Построение идеального цикла ГТД в p-v и Т-S координатах………...22

3.5 Расчет энергетических характеристик ГТД…………………………....24

3.6 Определение работы цикла графическим путем…………………...….26

Заключение………………………………………………………………………….27

Список использованной литературы……………………………………………28

Условные обозначения и индексы

C₀ — скорость набегающего потока, м/с

C₅ — скорость истечения газа, м/с

C_p — изобарная теплоемкость, Дж/кг×К

C_v — изохорная теплоемкость, Дж/кг×К

G — масса, кг

H — высота, м

k — показатель адиабаты

M — молярная масса, моль

p — давление, Па

q — теплота, Дж/кг

R_μ- удельная газовая постоянная,

R - универсальная газовая постоянная, Дж/кг×К

R_уд - удельная тяга двигателя, м/с

L – удельная работа;

S — энтропия, Дж/кг

T — температура, К

U — внутренняя энергия, Дж/кг

v — удельный объем, м³/кг

a — коэффициент избытка воздуха

D — изменение параметра

h_t — термический к. п. д., %

r₀ — плотность воздуха, кг/м³

t — время, ч

¢ — параметр (характеристика) относится к воздуху

¢¢ — параметр (характеристика) относится к продуктам сгорания

opt – оптимальный;

i – номер компонента, процесса;

ц – цикл;

к – компрессор;

О – точка О процесса;

Введение

Авиационный газотурбинный двигатель является сложной технической системой с высокими удельными параметрами. Конструкция доводилась до совершенства на основе большого объема 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 доведенные на основе анализа результатов практического использования до высокого уровня совершенства ряд моделей ГТД сформировали большой объем практической информации. Данная информация должна использоваться для дальнейшего совершенствования авиационных ГТД подобного класса, а также для разработки новых конструкций двигателей, в том числе последующих поколений. Современные инструментальные средства технической подготовки производства, инженерного анализа обладают широкими возможностями, но не всегда способны обеспечить решение всего круга практических задач, возникающих в течении жизненного цикла изделий. Весьма опасным является также не вполне квалифицированное использование современных средств инженерного анализа, способного дать ненадежные результаты, которые в дальнейшем будут воплощены в конструкции, в технологии.

Рис.2 Устройство газотурбинного двигателя (на примере ТРД).

1 — входное устройство; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — газовая турбина; 5 — выходной канал; 6 — сопло

Расчет состава рабочего тела

2.1 Предварительный расчёт состава воздуха

Расчёт массовых и мольных долей компонентов и теплоёмкости производится для воздуха, потребляемого двигателем самолёта на высоте полёта Н = 6000м

При постоянном давлении, используя формулу:

С_ρ_N₂= 1024

С_ρ_O₂= 868

С_ρ_CO₂= 650

С_ρ_H₂_O= 1825

При постоянном объеме:

С_vN2=727

С_vO2=609

С_vCO2=461

С_vH2O=1363

_{; ;}

для газовой смеси:

_i ( );

µ_N2=

µ_O2=

µ_CO2=

µ_H2O=

G_{воздуха}=1 кг; µ_{воздуха}=28,7597 ;

М_{0,1кг возд}= = ∑М_i=0,0348 кмоль;

М_i=r_i ∙∑ М_i ;

M_N₂=0,7531 ∙0,0348=0,027 кмоль;

M_O₂=0,2251∙ 0,0348=0,0071 кмоль;

М_CO₂=0,0115∙0,0348=0,0001 кмоль;

М_H₂_O=0,01035∙0,0348=0,0004 кмоль;

G_i= µ_i∙ M_ig_i=

G_N2=0,027∙27,9943=0,7572 кг g_N2=0,7572

G_O2=0,0071∙31,9781=0,2295 кг g_O2= 0,2295

G_CO2=0,0001∙43,991=0,0053 кг g_CO2=0,0053

G_H2O=0,0004∙18,0354=0,0078 кг g_H2O= 0,0078

Рассчитаем изобарную теплоемкость:

изохорную теплоемкость:

Тогда показатель адиабаты:

2. 2 Расчет значения оптимальной степени сжатия в компрессоре

Для заданного числа М полета оптимальное значение можно получить аналитически из условия, что при его значении полезная работа цикла ГТД наибольшая. Решение сводится к отысканию максимума функции .

Этот максимум в идеальном цикле достигается при значении:

2.3 Определение коэффициента избытка воздуха a для заданного вида топлива

Основано на обеспечении заданной температуры перед турбиной.

Для расчета примем соотношение для данного вида топлива :

,где n=6,8, m=13,3

;

Коэффициент избытка воздуха определяется по формуле:

Промежуточные расчеты :

;

Коэффициент избытка воздуха:

2.4 Расчет основных параметров состояния рабочего тела в узловых точках цикла ГТД

Массы продуктов сгорания:

Массовые доли компонентов:

;

;

Количество топлива, сгорающего в 1кг воздуха:

;

Масса рабочей смеси:

Теплоемкости рабочей смеси:

Газовая постоянная:

Результаты расчета сведем в Таблицы 5 и 6:

Таблица 5 - Параметры воздуха и смеси:

Характеристика Компонент

N₂ O₂ CO₂ H₂O

Воздух

Воздух

27,9943 31,9781 43,991 18,0354

m_i_, кг Воздух 0.757 0.229 0.005 0.007

Пр. сгор. 0.757 0.151 0.301 0.036

M_i, моль Воздух 0,027 0,0078 0,0004 0.0004

Пр. сгор. 0,026 0,0056 0,0019 0,0018

g_i Воздух 0.757 0.229 0.005 0.008

Пр. сгор. 0.607 0.122 0.242 0.029

r_i воздух 0,777 0,206 0,003 0,012

Пр.сгор. 0,738 0,1577 0,0535 0,0507

Таблица 6 - Характеристики рабочего тела в цикле ГТД

Смесь G, кг

Воздух 992,4 703,3 289,1 1,41

Продукты сгорания 938,1 666,9 271,15 1,41 1,0228

12
Далее ⇒