CC BY
30
Щ Кафедра молодых
И.Р.Абуняев
Метод определения параметров газа на срезе сопла турбореактивного двухконтурного двигателя с форсажной камерой сгорания
При моделировании реактивной струи продуктов сгорания топлива турбореактивного двигателя (ТРДД), для определения ее излучательной способности в оптическом диапазоне длин волн, с целью анализа работы двигателя при различных режимах, возникает задача определения параметров газа на срезе сопла ТРДД.
Для решения поставленной задачи принимаем следующие допущения:
1, Поведение газа в реактивной струе подчиняется уравнению Ван-дер-Ваальса [1]
IV
где ^ - универсальная газовая постоянная, V/ - объем
газов в реактивной струе.
Для ТРДД с форсажной камерой сгорания (ТРДД(Ф)). о и Ь постоянные, отношение а/Ж2 = п1, Ь=0 из условия изотермы Эндрюса для углекислого газа (рис.) при соотношениях р/р" = 0 + 1,127, М/М н = 0 + 3,84, где п - концентрация молекул в газе реактивной струи, Р -давление газа в реактивной струе, - давление набегающего потока с учетом скорости и высоты полета, М - число Маха для газов в реактивной струе, Мн - число Маха набегающего потока.
2, Температура на срезе сопла авиационного двигателя Тс ~ Т*ф при условии, что в установившемся режиме работает идеальное сопло, для ТРДД(Ф) со
смешением потоков, где Т^ - полная температура в форсажной камере сгорания.
ГТ1*
Для ТРДД(Ф) 1 (р задается соотношением, где к принимается равным 1,1 [1]:
1
ТФ=ТФ 1 +
м2
у
Температура в форсажной камере рассчитывается согласно выражению [2]:
Т _ ^Р« т* | ^«Пт.
С
рФ
^ оф
К,
где С = — ' К-1
К>Срф - к
к.
Кф - удельные
теплоемкости газов воздуха и в форсажной камере сгорания; Кв, Кф, Кв, Кф - удельные коэффициенты теплоемкости и газовые постоянные для воздуха и газов в форсажной камере сгорания соответственно;
Тн - полная температура окружающего воздуха,
Т*н — Тн+ 0,2 М^), здесь Тн - температура окружающего воздуха на высоте Н; Ни - рабочая
теплопроводность керосина; 10 - теоретическое необходимое количество воздуха для сжигания 1 кг керосина; О
аг =-
(С,г+ОТф)10 бытка воздуха, здесь С в
суммарный коэффициент из-расход воздуха,
; ~
О
т
Кафедра молодых
(Ст+СГф) = Оту - суммарный расход топлива, С т - статический удельный расход топлива без учета форсажной камеры сгорания, С Тф - статический удельный расход топлива в форсажной камере сгорания; 7]у - суммарный коэффициент выделения теплоты,
можно принять равным 0,9... 0,95.
Для определения плотности потока газов в струе воспользуемся соотношением:
Таким образом, предложенный метод позволяет на основе заданных входных данных Н, Мн, G7•y и термо-
динамических параметров окружающей среды определить параметры Гс, р, М газовой струи на срезе сопла двигателя для дальнейшего расчета излучательных характеристик ТРДД(Ф).
Библиографический список
1, Ривкин С А Термодинамические свойства воздуха и продуктов сгорания топлив. Справочник, - М: Энергоатомиздат, 1984. - 104 с.
2. Мишутин А,И., Ващенко Н.В. Расчет параметров и эксплуатационных характеристик ТДД (Ф) со смешением потоков, - Иркутск: ИВВАИУ, 1981, - 78 с.
А.А.АчеКИН
Влияние формы входного сечения воздухозаборников авиационных ЕГТД на интенсивность вихреобразования
При больших расходах воздуха и низком расположении воздухозаборника (ВУ) воздушные массы, втекающие в него, индуцируют на поверхности аэродрома интенсивные вихревые жгуты, которые могут стать источником попадания посторонних предметов в канал ПД.
Известно, что интенсивность вихревого течения определяется величиной максимальной горизонтальной скорости у поверхности аэродрома Уг которая
зависит от геометрических форм плоскости входного сечения ВУ, расхода воздуха через ВУ, высоты расположения его над поверхностью аэродрома: у у -
Гшх Гшх 20,1 Н2 '
8 результате проведенных экспериментальных исследований для различных форм ВУ (прямоугольных, ромбовидных, трапециевидных и др.) установлено, что минимальной интенсивностью вихреобразования обладает трапециевидный и треугольный ВУ, Причем, чем меньше нижнее основание трапеции по отношению к верхнему, тем ниже интенсивность вихреобразования (рис, 1). Изменение геометрических параметров симметричных ВУ заметного влияния на Уг не оказывает (рис. 2).
Данный факт можно объяснить неравномерностью засасывания масс воздуха с нижней и верхней, полусферы. То есть чем меньше нижняя площадь сечения ВУ по сравнению с верхней, относительно горизонтальной линии, проведенной через геометрический центр, тем меньше количество воздуха засасывается с нижней
полусферы, соответственно ниже скорость Уг У
поверхности аэродрома. Это подтверждают и результаты визуализации течения потока на входе в ВУ (рис. 3),
V г »м/с
1 К ГIV
I
Я - м
-
ЧЫ&Х - • •
Рис. I. Влияние формы трапециевидного ВУ на величину
6
V,- ,м/с
1 МАХ
г-------—-- : #
\ 1
1Н »1,25 1
. Я ==1,5 1 ---^--А
ГЯ--Т; 75 1
1 ! I
0,5 0,75 I А 5,5
0Х
Рис. 2. Влияние формы прямоугольного ВУ на величину
Рис. 3.
канал
Течение потока на входе в воздухозаборный
