Министерство образования Российской Федерации

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени Академика С. П. Королева

Кафедра теплотехники и тепловых двигателей

Расчетно-пояснительная записка к курсовой работе

«Расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик газотурбинного двигателя»

Вариант № 17

Выполнил:

Студент гр.2208

Афонин А.В.

Проверил:

Некрасова С.О.

Самара

2013

СОДЕРЖАНИЕ

Задание 5

ВВЕДЕНИЕ 6

1 Описание работы и схема ГТД 7

2 Расчет состава рабочего тела 8

2.1 Определение характеристик воздуха на заданной высоте полета H. 8

2.2 Определение (pк)opt — оптимальной степени сжатия в компрессоре. 10

2.3 Определение коэффициента избытка воздуха a 11

2.4 Расчет состава продуктов сгорания и рабочей смеси 12

3 Расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик двигателя. 17

3.1 Расчет основных параметров состояния в характерных точках цикла 17

3.2 Определение калорических величин цикла ГТД 19

3.3 Расчет параметров состояния рабочего тела в промежуточных точках процессов сжатия и расширения 21

3.4 Расчет энергетических характеристик ГТД 24

3.6 Определение работы цикла графическим путем. 26

3.7 Определение теплоты цикла графическим путем 27

ЗАКЛЮЧЕНИЕ 28

Список использованной литературы 29

РЕФЕРАТ

Пояснительная записка: 28 стр.

Рисунков: 1

Таблиц: 10

Источников: 3

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

Цель работы: расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик ГТД.

В результате работы определены: параметры состояния рабочего тела в термодинамических процессах идеального цикла ГТД, его энергетические показатели. Результаты расчетов характеристик идеального цикла ГТД представлены в графической форме.

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 - 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;

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. Масса воздуха G = 1 кг. Топливо – керосин Т-6

Таблица 1 - Исходные данные

Высота полета H, м	Число М	Время t, ч	Температура Т, К	Тяга R, Н
9000	0,8	4	1650	4000

Таблица 2 - Данные МСА

Н, м	Т0, К	Р0, Н/м2	ρ, кг/м3	µ×105, Н×с/м3
9000	229,7	30800	0,467	1,49

Таблица 3 - Состав топлива

Марка топлива	Химическая формула	Содержание серы и влаги, %	Плотность при 20ºС	Низшая теплота сгорания Нu, кДж/кг
Т-1		0,005	0,775	43000

Таблица 4 - Содержание компонентов воздуха

	Содержание компонентов воздуха
	N2	O2	CO2	H2O
, %	77,37	20,23	0,75	1,65
, %	0,7531	0,2251	0,0115	0,01035

Таблица 5 - Молярная масса и мольная теплоемкость воздушной смеси

Компонент	, кг/кмоль
N2	28
O2	32
CO2	44
H2O	18

Плотность при 20°С - 775 кг/м³

Введение

Авиационные двигатели принадлежат к классу тепловых двигателей внутреннего сгорания, внутри которых происходит сжигание топлива и преобразование части выделившегося тепла в работу.

Все газотурбинные двигатели (ГТД) имеют газогенератор (турбокомпрессор), включающий в себя компрессор, камеру сгорания и газовую турбину, преобразующий потенциальную энергию топлива в так называемую свободную энергию, которая затем с помощью специальных устройств преобразуется в тягу или мощность.

Поэтому данная работа посвящена расчету ГТД.

1 Описание работы и схема гтд

1 2 3 4 5 6

Рисунок 1 – Принципиальная схема ГТД: 1 - входное устройство; 2 - компрессор; 3 - камера сгорания; 4 - газовая турбина; 5 - выходной клапан; 6 – сопло.

В ГТД, изображенном на рисунке 1, набегающая струя воздуха, движущаяся со скоростью полета, тормозится в диффузоре, где происходит предварительное сжатие воздуха. Дальнейшее сжатие осуществляется в компрессоре. Но на больших сверхзвуковых скоростях полета динамическое сжатие становится значительным, соизмеримым со всем повышением давления в двигателе. Из компрессора воздух поступает в камеру сгорания, куда форсунками подается топливо, и где происходит сгорание топливовоздушной смеси, сопровождающееся повышением температуры газа. В турбине происходит расширение газов, преобразование их потенциальной энергии в механическую работу на валу, за счет которой приводятся в движение компрессор и агрегаты двигателя. Окончательное расширение газа, увеличение скорости потока происходит в выходном сопле. Поскольку скорость на выходе из двигателя дальше скорости.

2 Расчет состава рабочего тела

2.1 Определение характеристик воздуха на заданной высоте полета h.

Расчёт массовых и мольных долей компонентов и теплоёмкости производится для воздуха, потребляемого двигателем самолёта на высоте полёта Н = 9000м и скорости полёта V = 0,8M.

Найдем удельные газовые постоянные для каждого компонента:

(1),

где R_m=8314,3·10^-3 Дж/моль×К;

- молярные массы компонентов - в табл. 5

;

;

;

.

Изохорные теплоемкости компонентов:

Изобарные теплоемкости компонентов:

Массовые доли:

G_{воздуха}=1кг

µ_{воздуха}=28,9257 кг/моль

Для газовой смеси определим:

изобарную теплоемкость:

изохорную теплоемкость:

удельную газовую постоянную:

показатель адиабаты: