ID: 48639

Название работы: Расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик газотурбинного двигателя

Категория: Курсовая

Предметная область: Производство и промышленные технологии

Описание: В результате работы определены: характеристики воздуха на заданной высоте полета оптимальная степень сжатия воздуха в компрессоре состав продуктов сгорания и основные параметры в характерных точках цикла. Определение коэффициента избытка воздуха . Количество топливасгорающего в 1 кг воздуха. 01 адиабатное сжатие воздуха в диффузоре.

Язык: Русский

Дата добавления: 2013-12-13

Размер файла: 563.5 KB

Работу скачали: 3 чел.

Министерство образования и науки 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 № 14

Выполнил: Мясцов В. М., гр. 237

Проверил: Белозерцев В. П.

Оценка:

Дата

г. Самара, 2006

Реферат

Пояснительная записка: 18 стр.

Рисунков: 4

Таблиц: 9

СМЕСЬ, ТЕЛО РАБОЧЕЕ, ПАРАМЕТРЫ СОСТОЯНИЯ, ДИФФУЗОР, КОМПРЕССОР, ТУРБИНА, СОПЛО, ТОПЛИВО, ПРОДУКТЫ СГОРАНИЯ, ТЯГА

Цель работы: расчет параметров состояния рабочего тела в термодинамических процессах идеального цикла ГТД, его энергетических показателей, графическое построение цикла.

В результате работы определены: характеристики воздуха на заданной высоте полета, оптимальная степень сжатия воздуха в компрессоре, состав продуктов сгорания и основные параметры в характерных точках цикла. Рассчитаны энергетические величины цикла в его процессах, построен рабочий цикл ГТД в p-v и T-S координатах.

Содержание



[1] Реферат [2] 2. Расчёт состава рабочего тела. [3] 3. Определение оптимальной степени сжатия в компрессоре. [4] 4. Определение коэффициента избытка воздуха . [5] 5. Расчет состава продуктов сгорания. [5.1] 5.1. Массы продуктов сгорания. [5.2] 5.2. Количества вещества продуктов сгорания. [5.3] 5.3. Объёмные доли компонентов. [5.4] 5.4. Массовые доли компонентов. [5.5] 5.5. Количество топлива,сгорающего в 1 кг воздуха. [5.6] 5.6. Масса рабочей смеси. [5.7] 5.7. Теплоёмкость рабочей смеси. [5.8] 5.8. Газовая постоянная. [6] 6. Расчет основных параметров в характерных точках цикла. [6.1] 6.1. 0-1 — адиабатное сжатие воздуха в диффузоре. [6.2] 6.2. 1-2 — адиабатное сжатие воздуха в компрессоре. [6.3] 6.3. 2-3 — изобарный подвод тепла к рабочему телу. [6.4] 6.4. 3-4 — адиабатное расширение газа на турбине. [6.5] 6.5 4-5 — адиабатное расширение в сопле ГТД. [7] 7. Определение энергетических величин цикла в его процессах. [7.1] 7.3. Расчет работы процесса и работы за цикл. [7.2] 7.4. Определение параметров состояния в промежуточных точках. [8] 9. Расчет энергетических характеристик ГТД.

Условные обозначения, индексы

C0 — скорость набегающего потока, м/с

C5 — скорость истечения газа, м/с

Cp — изобарная теплоемкость, Дж/кгК

Cv — изохорная теплоемкость, Дж/кгК

G — масса, кг

H — высота, м

Hu — низшая теплотворная способность, кДж/кг

k — показатель адиабаты

M — молярная масса, моль

p — давление, Па

q — теплота, Дж/кг

R — газовая постоянная, Дж/кгК

Rуд — удельная тяга двигателя, м/с

S — энтропия, Дж/кг

T — температура, К

U — внутренняя энергия, Дж/кг

v — удельный объем, м3/кг

 — коэффициент избытка воздуха

 — изменение параметра

t — термический к. п. д., %

0 — плотность воздуха, кг/м3

 — время, ч

 — параметр (характеристика) относится к воздуху

 — параметр (характеристика) относится к продуктам сгорания

Введение

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

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

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 потенциальной энергии их в механическую работу на валу, за счет которой приводятся компрессор и агрегаты двигателя. Окончательное расширение газа, увеличение скорости потока происходит в выходном сопле. Поскольку скорость на выходе из двигателя больше скорости полета самолета, в двигателе создается тяга.

Данная работа посвящена расчету термодинамических параметров цикла ГТД для заданных условий работы: высоты полета, скорости, времени работы, температуры газов на выходе из сопла и требуемой тяги.

1. Принципиальная схема и устройство ГТД.

                                              1                   2                                                                3                 4

Рис  Принципиальная схема ГТД с подводом тепла при р=const:

1 — топливный насос; 2 — компрессор; 3 — камера сгорания; 4 — газовая турбина.

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

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

2. Расчёт состава рабочего тела.

Таблица 2.1 – Исходные данные

Высота H, м	Число М	Время , ч	Температура Т, К	Тяга R, кН
9000	1,9	2	1500	6500

Таблица 2.2 – Данные МСА

Высота, м	T0, К	p0, Па	0, кг/м3		Содержание компонентов воздуха
										N2	O2	CO2	H2O
				9000	229,7	30800	0,467	Gi,кг	0,7737	0,2023	0,0075	0,0165

Таблица 2.3 – Состав топлива

Марка топлива	Химическая формула	Низшая теплотворная способность, Hu, кДж/кг
Т	СH1,96	43000

Плотность при 20С  800 кг/м3

Таблица 2.4 – Молярная масса и мольная теплоёмкостькомпонентов воздушной смеси.

Компонент	m, кг/кмоль	mCp, Дж/(моль·град)
N2	28	28,97+0,00257t
O2	32	29,55+0,00340t
CO2	44	36,04+0,02t-6,4*10-6t2
H2O	18	32,88+0,00544t

— задано.

 

R=8314,3·10-3 Дж/мольК,

кг/моль,  Дж/кг·К;

кг/моль,  Дж/кг·К;

кг/моль,  Дж/кг·К;

кг/моль,  Дж/кг·К.

 

 

Аналогично:

 

,

,

,

 

      

      

      

 

 

 

 

 

 моль

3. Определение оптимальной степени сжатия в компрессоре.

 

4. Определение коэффициента избытка воздуха .

CnHm  j= n/m = 1 /1,96 = 0,51; f = 1+4j =3,04

 

где К, .

.

5. Расчет состава продуктов сгорания.

5.1. Массы продуктов сгорания.

 

 

 

5.2. Количества вещества продуктов сгорания.

 

 

 

5.3. Объёмные доли компонентов.

 

 

 

5.4. Массовые доли компонентов.

  

 

5.5. Количество топлива,сгорающего в 1 кг воздуха.

 

кг

5.6. Масса рабочей смеси.

кг

5.7. Теплоёмкость рабочей смеси.

 

 

5.8. Газовая постоянная.

 

 

Результаты расчета сведем в таблицы 5.1 и 5.2

Таблица 5.1 – Состав воздуха и продуктов сгорания

Характеристика		Компонент
				N2	O2	CO2	H2O
		1038	917	829	1860
		741	657	640	1398
		28	32	44	18
		297	260	189	462
Gi, кг	Воздух	0,7737	0,2023	0,0075	0,0165
		Пр. сгор.	0,773	0,166	0,04	0,029
	Mi, моль	Воздух	27,632	6,321	0,17	0,916
		Пр. сгор.	27,632	5,19	0,93	1
	gi	Воздух	0,7737	0,2023	0,0075	0,0165
		Пр. сгор.	0,766	0,164	0,039	0,028

Таблица 5.2 – Состав газовой смеси и ее характеристики

Смесь					G, кг
Воздух	1025	734	287	1,3	1
Продукты сгорания	1197	906	291	1,3	1,008

6. Расчет основных параметров в характерных точках цикла.

6.1. 0-1 — адиабатное сжатие воздуха в диффузоре.

 

 

,

 

6.2. 1-2 — адиабатное сжатие воздуха в компрессоре.

 

 

 

6.3. 2-3 — изобарный подвод тепла к рабочему телу.

T3 = 1500 К, p3 = p2 = 17,74105 Па

 

6.4. 3-4 — адиабатное расширение газа на турбине.

 

 

 

6.5 4-5 — адиабатное расширение в сопле ГТД.

p5 = p0 = 30800 Па

 

 

7. Определение энергетических величин цикла в его процессах.

7.1. Определение калорических величин в процессах.

 

, , , , , ,

, , , , , ,.

 

, ,

7.2. Расчет теплоты процессов и тепла за цикл

q0-1 = 0,

q1-2 = 0,

,

q3-4 = 0,

q4-5 = 0,

7.3. Расчет работы процесса и работы за цикл.

 

Результаты расчета сводятся в таблицу 7.1.

Таблица 7.1 – Основные параметры ГТД в характерных точках цикла

	Параметр	0-1	1-2	2-3	3-4	4-5	5-0	Для цикла
В точке		30800	2105	17,74105	17,74105	8,57105	30800	—
			2,14	0,5	0,094	0,246	0,43	5,56	—
		Ti, K	229,7	354	586	1500	1268	589	—
	В процессе		0,91105	1,7105	8,28105	-2,1105	-6,15105	-2,63105	0,01105
			1,28105	2,38105	10,94105	-2,78105	-8,14105	-4,29105	0,61105
			0	0	1125	0	0	-1125	0
			0	0	10,94105	0	0	4,3105	6,64105
			-1,28105	-2,38105	0	2,78105	8,14105	0	7,26105

7.4. Определение параметров состояния в промежуточных точках.

Поскольку процессы 0-1-2 и 3-4-5 адиабатные, то для любой пары точек на низ справедливы соотношения: . Задаваясь удельным объемом в точках a и b в пределах от v0 до v2 находим pa.и pb, для точек c и d в пределах от v3до v5 находим pc.и pd, например . Для построения цикла в T-S координатах найдем промежуточные точки между 2 и 3, 5 и 0: a', b', c', d'. Для значения температур процессов T2-a', T2-b', T0-c', T0-d' вычисляем соответствующие изменения энтропии рабочего тела в процессах по сооношениям: , и т.д. Значения параметров в промежуточных точках сводятся в таблицу 7.2.

Таблица 7.2 – Значение параметров в промежуточных точках

Параметр	Точка
		a	b	c	d
	0,83105	2,67105	13,7105	1,16105
	1	0,4	0,3	2,0
Параметр	Точка
		a	b	c	d
Ti, K	799	1360	670	289
	Процесс
	2- a	2-b	5-c	5-d
	365	1047	125	762,3

8. Построение идеального цикла в  P-V и T-S координатах.

9. Расчет энергетических характеристик ГТД.

Скорость набегающего потока:

 

Скорость истечения газа:

 

Удельная тяга двигателя:

 

Секундный расход воздуха:

 

Масса двигателя:

Масса топлива,сгорающего в 1 кг воздуха:

 

Суммарная масса топлива за время полёта:

 

КПД двигателя:

 

Рассчитанные величины сводятся в таблицу 7.1.

Таблица9.1 – Энергетические характеристики ГТД

			С0, м/с	С5, м/с	Rуд, м/с	Gвозд, кг	Gдв, кг	Gтоп,кг
8,87	7,26105	5,59	556	1275	719	9,04	145,7	650,8	66,3

Заключение

      Проведен расчет идеального цикла ГТД. Для заданного интервала температур термический коэффициент полезного действия двигателя равен равен 66,3%. При этом масса двигателя равна 145,75 кг, расход топлива при длительности полета 2 часа на высоте полета 9000 м и числе Маха М=1,9 равен 650,9 кг. Удельная тяга двигателя Rуд = 719 Н.

       В ходе расчета для поступающего в диффузор воздуха и продуктов сгорания определены массовые доли, изохорные и изобарные теплоемкости, газовые постоянные, показатели адиабаты. Рассчитано оптимальное значение степени повышения давления воздуха в компрессоре двигателя, коэффициент избытка воздуха в камере сгорания. Определены параметры рабочего тела в промежуточных точках 1,2,3,4,5, изменения внутренней энергии, энтальпии, энтропии в процессах за цикл и по результатам расчетов построены p-v и T-S диаграммы цикла. Графическим методом определены работа и теплота цикла, сравнены величины, полученные расчетным путем и графическим.

Список использованной литературы.

1.  Мухачев Г. А., Щукин В. К., «Термодинамика и теплопередача», М.: Высшая школа, 1991. - 400 с.
2.  Кириллин В.А., Сычев В. В., Шейдлин А.Е., «Техническая термодинамика», М.: Энергоатомиздат, 1983. – 416 с.
3.  Б. Н. Юдаев, «Сборник задач по технической термодинамике и теплопередаче», М.: Высшая школа, 1968. – 372с.
4.  В. Н. Белозерцев, В. В. Бирюк, А. П. Толстоногов, «Требования к оформлению учебных текстовых документов» Метод. указания,  КуАИ, Куйбышев, 1988. – 29 с.
5.  Белозерцев В. Н., В. В. Бирюк, А. П. Толстоногов, «Методические указания по оформлению пояснительной записки к курсовой работе (проекту)», КуАИ, Куйбышев, 1987. -16 с.
6.  Меркулов А.П., Толстоногов А.П., «Идеальный цикл газотурбинного двигателя. Расчёт параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик двигателя», КуАИ Куйбышев, 1991.-12с.