Приложение 2

1. Термогазодинамический расчёт двигателя

Термогазодинамический расчёт ГТД является начальным этапом проектирования авиационного двигателя и выполняется для определения удельных параметров двигателя Р_УД, С_УД, давления р_i, температуры рабочего тела в характерных сечениях, удельной работы узлов (L_К, L_Т), расхода воздуха через двигатель и соответствующих площадей характерных сечений. Результаты расчета являются исходными данными для проектирования всех узлов двигателя. Выбор исходных данных для расчёта и сам расчёт – одна из наиболее ответственных и сложных задач при проектировании ГТД. Величины основных параметров рабочего процесса ГТД во многом будут определять технико-экономические показатели ЛА, на котором будет установлен проектируемый двигатель.

Термогазодинамический расчёт выполняется по заданным исходным параметрам рабочего процесса и тяге двигателя в стандартных атмосферных условиях для взлетного режима. Заданными для расчета величинами являются:

высотные условия: H=0, V_H =0 _, Т_H =288,15К, Р _H = 101.3КПа

параметры рабочего процесса: Т _Г =1545К, П_К=25.7, П_BII=1.67, m=4.8

коэффициенты потерь (Таблица 1) выбраны по источнику /1/.

Таблица 1 – КПД узлов и коэффициенты потерь

Параметры	Значения
 вх	1
 в	0.827
 кнд	0.838
 квд	0,837
кс	0.940
 г	0.988
твд	0.900
 тнд	1
 охл вд	0.955
мвд	0.995
 мнд	0.990
II	0.980
 с	0,990

Схема двигателя приведена на рисунке 1, где:

Н – сечение невозмущенного потока перед двигателем,

Вх – сечение на выходе из воздухозаборника (на входе в компрессор),

К – сечение за компрессором ВД (на входе в камеру сгорания);

Г – сечение за камерой сгорания ( на входе в турбину);

Т- сечение за турбиной НД (на входе в камеру смешения);

Вых – сечение на выходе из двигателя;

C – выходное сечение реактивного сопла

Расчёт параметров произведен по специальной методике с помощью ЭВМ, результаты расчета приведены в приложениях А и Б и представлены в таблице 2

Таблица 2 – Результаты расчета на взлетном и крейсерском режиме

Параметры	Н П =0	НП = 900
Вентилятор – компрессор HД
P*вх, КПА	101.36	36.548
Т*вх, К	288.62	241.945
GВΣ, кг/с	75.0	27.949
GВII, кг/с	62.17	23.397
P*ВII, КПА	169.88	58.477
P*кнд, КПА	269.41 343.88 55.7 111.4 398.8	91.371
T*ВII, К L*ВII, КДж/кг L*кнд, КДж/кг T*кнд, К		282.733 40.917 84.451 325.976
Компрессор ВД
GI, кг/с P*к, КПА T*к, К L*к, КДж/кг	1285.6 2609.9 809.93 434.08	4.552 840.611 654.861 340.430
Турбина ВД
T*Г, К	1545	1220
P*Г, КПА	2452.46	790.174
G Г твд, кг/с	12.55	4.578
L* твд, КДж/кг	445.87	333.373
P*твд, КПА	675.56	227.36
Турбина НД
T*тнд, К	1170.8	931
P*тнд = P*т, КПА	167.53	56.98
T*тнд = T*т, К	855.31	672.68
G Г т, кг/с	13.13	4.624
L*тнд, КДж/кг	372.91	290.19
Камера смешения
Т*СМ, К Р*СМ, КПА G Г СМ, кг/с F Ị, м2 F ỊỊ, м2	438 163.32 75.3 0.11 0.33	349 56.25 28 0.11 0.33
Выходные параметры
C уд, кг/кН·ч	39.1	51.64
C уд, кг/кН·ч	39.1	51.64
P уд, кН/кг·с	0.33	0.179
Pдв, т	25	5

Параметры двигателя рассчитаны для двух режимов: крейсерского (Н _П = 9000 м) и взлетного (Н_П = 0 м). Расчет в условиях крейсерского полета необходим для определения характеристик и основных параметров в условиях полета и проверки удовлетворяют ли они современным требованиям к ГТД.

Результаты термогазодинамического расчёта являются исходными данными для расчета проточной части двигателя.