Расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик газотурбинного двигателя

Министерство  образования и науки

Российской  Федерации

 

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ  БЮДЖЕТНОЕ 

ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО 

ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ  АЭРОКОСМИЧЕСКИЙ 

УНИВЕРСИТЕТ ИМЕНИ АКАДЕМИКА  С.П. КОРОЛЕВА

(НАЦИОНАЛЬНЫЙ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ)»

(СГАУ)

 

Кафедра теплотехники и  тепловых двигателей

 

 

 

 

 

 

Курсовая работа по курсу  ”Термодинамика”

 

«Расчет параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик газотурбинного

двигателя»

 

 

Вариант № 18

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

                                                                Выполнила: Сидорова А. С.

                                                         Группа: 2207   

                                                                                Преподаватель: Белозерцев В.Н.

 

 

 

Самара 2012

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 ТС-6. 

 

Таблица 1 - Исходные данные

Состав воздуха
Н, м	N2, %			O2, %			CO2, %			H2O, %
5000	77,69			20,55			0,43			1,33
Состав и свойства топлива
	Химическая формула		Содержание серы и влаги, %			Плотность при 200С, кг/м3			Теплота сгорания (низшая) Нu, кДж/кг
Т – 6	С6,8Н13,3		-			0,84			43130
Физические характеристики воздуха в зависимости от высоты полёта
Н, м		Т0, К			Р0, Н/м2			r, кг/м3
5000		255,7			54048			0,736
Дополнительные величины
R, H					4550
t, ч					3
T3, K					1700
Тт, К					300
Молекулярная масса, изобарные и изохорные теплоёмкости компонентов смеси
		m, кг/кмоль			Сp, Дж/кг*К			Cv, Дж/кг*К
N2		28			1039			742
O2		32			915			655
CO2		44			815			626
H2O		18			1859			1398

 

 

Реферат

Курсовая работа: 27 страниц, 4 рисунка, 6 таблиц, 4 источника.

 

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

 

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ И ИНДЕКСОВ

 

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;

i – номер компонента, процесса;

ц – цикл;

к – компрессор;

О – точка О процесса;

 

ВВЕДЕНИЕ

Авиационный газотурбинный двигатель (ГТД) 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.

Качество авиационного двигателя определяется: совершенством  конструкции, качеством материалов; технологическими процессами изготовления деталей, технологическими процессами узловой сборки и испытаний узлов и агрегатов, качеством получаемых от поставщиков комплектующих, технологическим процессом сборки двигателя, испытаниями двигателя, метрологическим обеспечением производства в целом, транспортно-складскими операциями, условиями эксплуатации и множеством других факторов.

Целью курсовой работы является расчёт параметров состояния рабочего тела и энергетических характеристик  ГТД. Расчёты ведутся для идеального цикла ГТД с изобарным подводом тепла. 

1 Краткое описание принципа работы ГТД

Газотурбинный двигатель — тепловой двигатель, в котором газ сжимается и нагревается, а затем энергия сжатого и нагретого газа преобразуется в механическую работу на валу газовой турбины (Рисунок 1). В отличие от поршневого двигателя, в ГТД процессы происходят в потоке движущегося газа.

Сжатый атмосферный воздух из компрессора (Рисунок 2) поступает в камеру сгорания, туда же подаётся топливо, которое, сгорая, образует большое количество продуктов сгорания под высоким давлением. Далее газовоздушная смесь расширяется и часть её энергии преобразуется в турбине в механическую энергию вращения основного вала. Эта энергия расходуется, в первую очередь, на работу компрессора, а также используется для привода агрегатов двигателя (топливных подкачивающих насосов, масляных насосов и т. п.) и привода электрогенераторов, обеспечивающих энергией различные бортовые системы. Основная часть энергии расширяющейся газовоздушной смеси идёт на ускорение газового потока в сопле и создание реактивной тяги.

          

            1             2                               3                 4              5             6

                             

 

 

Рисунок 1 - Устройство газотурбинного двигателя

 

1. - входное устройство;
2. - компрессор;
3. - камера сгорания;
4. - газовая турбина;
5. - выходной клапан;
6. - сопло;

 

 

                             

 

2 Расчёт состава рабочего тела цикла

2.1 Расчёт состава рабочего тела

Расчёт массовых и  мольных долей компонентов, молекулярной массы, их теплоёмкости производится для  воздуха, потребляемого ГТД на высоте полёта самолёта Н = 5000 м и скорости полёта V = 1,3 M.

Объемные доли компонентов в воздухе будут таковыми:

 

Найдём молекулярную массу смеси:

 

 

Массовые доли каждого компонента в 1 кг воздуха найдём по формулам:

 

Проверка полученных результатов:

 

 

Определим мольную долю и массу каждого компонента 1 кг смеси:

        

 

Вычислим изобарную  и изохорную теплоёмкости смеси, а также коэффициент адиабаты и газовую постоянную смеси:

2.2 Расчёт оптимального значения степени повышения давления в компрессоре ГТД

 

2.3 Определение коэффициента избытка воздуха

Керосин ТС – 6 (С_nH_m).

2.4 Расчёт состава продуктов сгорания и рабочей смеси

Вычислим массы компонентов, а также мольные и массовые доли этих компонентов в смеси продуктов сгорания:

Найдём массу топлива:

т.е. выполняется закон  сохранения массы вещества.

Найдём изобарные и  изохорные теплоёмкости, коэффициент  адиабаты и газовую постоянную смеси продуктов сгорания.

 Т.о. газовые постоянные в первом и втором случае получились приблизительно  равны  между собой:         

           Результаты расчета сведены в таблицы 2 и 3

 

 

Параметры, состав		Компоненты
		N2	O2	CO2	H2O
Ri,		297	260	189	462
Cpi,		1039	915	815	1859
Cvi,		742	655	626	1398
mi,		28	32	44	18
Gi, кг	Воздух	0,7501	0,2267	0,0065	0,0082
	Прод.сгор	0,7494	0,1358	0,0896	0,0251
Mi, моль	Воздух	26,8	7,1	0,0001	0,0005
	Прод.сгор	26,8	4,3	0,001	0,0007
gi	Воздух	0,7501	0,2267	0,0065	0,0082
	Прод.сгор	0,7494	0,1358	0,0896	0,0251

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Смесь	Cp,	Cv,	R,	k	G, кг
Воздух	1006	720	286	1,4	0,9915
Прод. сгор	1022	736	286	1,4	0,9998