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 Нu, кДж/кг
Т-6	С6,8H13,3	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_ρN2= 1024

С_ρO2= 868

С_ρCO2= 650

С_ρH2O= 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_H2O=0,01035∙0,0348=0,0004 кмоль;

G_i = µ_i ∙ M_i g_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
mi, кг	Воздух	0.757	0.229	0.005	0.007
Пр. сгор.	0.757	0.151	0.301	0.036
Mi, моль	Воздух	0,027	0,0078	0,0004	0.0004
Пр. сгор.	0,026	0,0056	0,0019	0,0018
gi	Воздух	0.757	0.229	0.005	0.008
Пр. сгор.	0.607	0.122	0.242	0.029
ri	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