ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ПО ВЫСШЕМУ ОБРАЗОВАНИЮ
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
(технический университет)
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ РАСЧЕТЫ
АВИАЦИОННЫХ ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА ЭВМ В РЕЖИМЕ ДИАЛОГА
Под редакцией проф. В.И. Бакулева
Учебное пособие
Утверждено
на заседании редсовета
20 марта 1995 г.
Москва
Издательство МАИ
Smmsdlbflea \ 996

Авторы:
А.Б. Агульник, В.И. Бакулев, В.А. Голубев, Б.А. Козленко,
Д.С. Ковнер, А.В. Котович, И.В. Кравченко
Термогазодинамические расчеты авиационных газотурбинных
двигателей на ЭВМ в режиме диалога: Учебное пособие/А.Б. Агуль-
Агульник, В.И. Бакулев, В.А. Голубев и др.; Под ред. проф. В.И. Бакулева.
— М.: Изд-во МАИ, 1996. — 84 с: ил.
Приведены алгоритмы термогазодинамического расчета ГТД,
включающие модель определения удельной массы двигателей, задачи
по определению параметров и параметрическому исследованию ГТД
различных схем, порядок работы с дисплеем в диалоговом режиме.
Пособие предназначено для студентов, изучающих дисциплину
«Теория и расчет ВРД» и выполняющих курсовые работы и дипломные
проекты по авиационным двигателям. Данная работа может быть так-
также полезна инженерам, занимающимся исследованием и проектирова-
проектированием авиационных ГТД.
Рецензенты: К.А. Малиновский, З.В. Птицына
Тем. план 1996, поз. 24
"Агульник Алексей Борисович
Бакулев Всеволод Иванович
Голубев Виктор Андреевич
Козленко Борис Андреевич
Ковнер Дмитрий Семенович
Котович Александр Валерианович
Кравченко Ирина Васильевна
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ РАСЧЕТЫ АВИАЦИОННЫХ
ГАЗОТУРБИННЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ НА ЭВМ В РЕЖИМЕ ДИАЛОГА
Редактор А.Д. Маркова
Техн. редактор В.Н. Горячева
Сдано в набор 07.12.95. Подписано в печать 28.10.96.
Формат 60x84 1/16. Бум. газетная. Печать офсетная.
Усл.печ.л. 4,88. Уч.-изд. л. 5,25. Тираж 500
Зак. 2218/1066. С.103
Типография Издательства МАИ
125871, Москва, Волоколамское шоссе, 4
ISBN 5-7035-1352-9 © Московский авиационный институт, 1996

ПРЕДИСЛОВИЕ
Термогазодинамический расчет ГТД служит основой для выбора
параметров и проектирования авиационных двигателей. Студенты,
специализирующиеся в области проектирования и создания авиацион-
авиационных ГТД, должны уметь пользоваться алгоритмами термогазодинами-
термогазодинамического расчета различных типов ВРД при работе на ЭВМ в диалого-
диалоговом режиме. Для этого требуется, прежде всего, разработать соответ-
соответствующие математические модели. В пособии приведены алгоритмы
термогазодинамического расчета ГТД разных схем применительно к
математическим моделям первого уровня, включающие в себя модель
определения удельной массы двигателя, порядок работы с дисплеем,
управление ходом решения задач по разработанным программам, а
также выбор задач по определению основных параметров, параметри-
параметрическому и сравнительному анализам различных типов двигателей. При
разработке программ расчета ГТД была использована наиболее полная
и современная модель определения удельной массы двигателей. Си-
Система программ позволяет находить оптимальные и рациональные па-
параметры двигателя при задании целевой функции, например, мини-
минимальной суммы массы двигателей и топлива на заданную продолжи-
продолжительность полета самолета на одном режиме и др. Таким образом, сту-
студенты могут самостоятельно решать на ЭВМ IBM PC достаточно боль-
большой круг поставленных задач. Программы термогазодинамического
расчета ГТД написаны на языке ФОРТРАН.
Программы термогазодинамического расчета авиационных ГТД
различных типов, включающие определение массовых характеристик
двигателей, записаны на дискету.
Авторы приносят благодарность инж. Е.В.Ананьевой, к.т.н.
Т.Ю. Мозжориной.

1. ЦЕЛЬ И ЗАДАЧИ ОПРЕДЕЛЕНИЯ
ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ДВИГАТЕЛЕЙ
НА РАСЧЕТНОМ РЕЖИМЕ
Авиационные двигатели на самолете работают в широком диапа-
диапазоне изменения условий полета и режимов работы, но при этом один
из режимов с зафиксированнными значениями числа Маха Мп и высо-
высоты полета Н принимается за расчетный.
Расчетный режим двигателя — режим, для которого при задан-
заданных полетных условиях и потребной тяге выбираются параметры ра-
рабочего процесса, а в результате расчета определяются удельные па-
параметры и расход воздуха через двигатель, необходимый для создания
потребной тяги. Зная расход воздуха и все остальные параметры дви-
двигателя на расчетном режиме, можно найти исходные размеры проход-
проходных сечений проточной части, т.е. определить исходные данные, не-
необходимые для проектирования двигателя.
Представим схемы исследуемых авиационных ГТД. На рис. 1 и 2
даны расчетные схемы ТРД и ТРДФ, на рис. 3 и 4 — соответственно
расчетные схемы ТРДД и ТРДДФ, а на рис. 5 — расчетная схема ТВД
со свободной турбиной. На всех этих схемах приведены обозначения
характерных сечений проточной части двигателей. На рис. 6 в Р - V-
координатах показан термодинамический цикл с подводом тепла при
постоянном давлении, по которому работают ТРД, ТРДД и ТВД, а на
рис. 7 — термодинамический цикл с двукратным подводом тепла при
постоянных давлениях, по которому работает ТРДФ. Показанные на
рис. 6 и 7 циклы даются в условиях полета, а обозначения характерных
точек на них соответствуют обозначениям сечений проточной части
двигателей, приведенных на рис. 1—3 и 5 (на рис. 6 в скобках даны
обозначения характерных точек, относящихся только к ТРДД и ТВД).
Математическая модель расчетного режима ГТД, в основу кото-
которой закладываются условия совместной работы отдельных элементов
в системе двигателя, определяет физическую взаимосвязь между эле-
элементами двигателя. О том, насколько полно представлены в матема-
математической модели физические взаимосвязи между элементами двига-
двигателя, говорит ее уровень. В работе даются математические модели
расчетного режима ГТД первого уровня.

г т
Рис. 2
ф кр с
Н
I -4J=!
в вн

о *•¦
i« о
и
д.

ф
Рис. 7
Математическая модель первого уровня характеризует двигатель
взаимосвязями между его элементами с помощью уравнений, отража-
отражающих реальные условия их совместной работы, с дискретным измене-
изменением теплоемкости рабочего тела и формальным заданием значений
коэффициентов, характеризующих потери в элементах двигателя (ну-
(нулевой уровень математических моделей по элементам). Применитель-
Применительно 1с математической модели первого уровня разработаны алгоритмы
термогазодинамического расчета ТРД, ТРДФ, ТВД со свободной тур-
турбиной, ТРДД(р) — с раздельными реактивными соплами внутреннего
и наружного контуров, ТРДД(см) — со смешением потоков и общим
реактивным соплом и ТРДДФ с общей форсажной камерой на расчет-
расчетном режиме, которые в виде системы формул приводятся в разд. 4—7.
Программы расчета указанных двигателей составлены на алгоритми-
алгоритмическом языке ФОРТРАН применительно к персональным ЭВМ.
Предлагаемые математические модели позволяют решать следу-
следующие классы задач:
— определение эффективной работы цикла и КПД (эффективно-
(эффективного, полетного и общего) двигателей для заданных условий полета и
параметров рабочего процесса;
— определение удельной массы ГТД по его параметрам на взлет-
взлетном режиме;
— исследование зависимостей эффективной работы цикла и КПД
двигателей от параметров рабочего процесса при заданных полетных
условиях;
— определение основных параметров ГТД для заданных парамет-
параметров рабочего процесса и условий полета;
— исследование зависимостей удельных параметров ГТД от па-
параметров рабочего процесса и условий полета;

— определение оптимальных параметров ГТД;
— сравнение ГТД различных типов по удельным параметрам;
— идентификация существующих и проектируемых двигателей.
В разд. 8 дается набор задач по выбору параметров рабочего про-
процесса и определению их влияния на выходные данные двигателей, ко-
которые практически всегда ставятся на начальном этапе проектирова-
проектирования. Разработанная система программ дает возможность решать на
ЭВМ все представленные классы задач.
2. ПОРЯДОК РАБОТЫ С ДИСПЛЕЕМ И КЛАВИАТУРОЙ
В существующей версии вся система программ хранится в дирек-
директории с названием STUDENT в виде файлов, готовых к исполнению.
В зависимости от решаемой задачи на исполнение вызывается
один из файлов (табл. 1).
Таблица 1
Наименование решаемой
задачи
Термогазодинамический
расчет ТРД
Термогазодинамический
расчет ТРДФ .
Термогазодинамический
расчет ТВД
Термогазодинамический
расчет ТРДД
Термогазодинамический
расчет ТРДДФ(см)
Приведение данных ГТД к
взлетному режиму (Мп = 0;
#= 0)
Имя исполняемого
файла
trd.exe
trdf.exe
tvd.exe
trdd.exe
trddcm.exe
priv.exe
Имя файла
результатов
trd.dat
trdf.dat
tvd.dat
trdd.dat
trddcm.dat
priv.dat
Далее на экране высвечиваются параметры типового примера, для
замены данных которого на исходные данные рассчитываемого двига-
двигателя необходимо:
— ввести номер параметра, подлежащего замене;
— ввести новое значение параметра, имея ввиду, что некоторые
из них представлены не в численном, а в текстовом виде (уточнение
входного или выходного устройства).
По завершении ввода исходных данных задача направляется на реше-
решение либо без вывода на печать, т.е. с отображением результатов только на
экране дисплея, либо с выводом на печать, т.е. с дополнительной регист-
регистрацией результатов в файле ответов, имя которого приведено в табл. 1.
8

После окончания расчета всех вариантов дается команда об окон-
окончании работы с программой.
После завершения работы файл результатов, если он заполнялся
в ходе проведения расчетов, может быть выведен на печать.
3. УПРАВЛЕНИЕ ХОДОМ РЕШЕНИЯ ЗАДАЧ
3.1. ТРД
Модуль расчета ТРД позволяет в режиме диалога проводить термо-
термогазодинамический расчет ТРД по алгоритму, изложенному в разд. 4. До-
Допустимое изменение параметров ограничено следующими пределами:
0< М^ 5;0< Н< 50000 м; 200< Гг*< 3000 К.
Входное устройство. Можно задавать идеальное входное устрой-
устройство с <твх= 1 , а можно задавать авх, соответствующее кривой стан-
стандартных потерь.
Выходное устройство. Можно задавать в форме сужающегося ре-
реактивного сопла, а можно задавать и в форме реактивного сопла, обес-
обеспечивающего полное расширение на всех режимах полета.
Процессы сжатия во входном устройстве и компрессоре рассчи-
рассчитываются при к- 1,4 и С = 1005 Дж/(кг- К), процессы расширения в
турбине и реактивном сопле — при к= 1,33 и С = 1165 Дж/(кг-К).
УПРАВЛЕНИЕ ХОДОМ РАСЧЕТА. Если в ответ на вопрос «ИД
ВХ ?» набран ответ «ДА», то расчет будет проведен для идеального
входного устройства (авх= 1), если будет набран ответ «НЕТ», то
авх будет вычислено в функции числа Мп полета по кривой стандар-
стандартных потерь. Если в ответ на вопрос «ПОЛРАСШ?» будет набран ответ
«ДА», то расчет будет проведен для реактивного сопла, обеспечива-
обеспечивающего полное расширение на всех режимах полета, если будет набран
ответ «НЕТ», то расчет будет выполняться для ТРД с сужающимся
реактивным соплом. Если в графе «G или Р » задать число менее 1000,
то заданным будет считаться расход воздуха через двигатель, а если
задать число более 1000, то заданной будет считаться тяга.
Далее приводятся картинки на экране дисплея. На первой картин-
картинке исходные данные даются для условия Мп = 0иЯ= 0 , когда наряду
с основными параметрами определяется также и удельная масса дви-
двигателя. На второй картинке исходные данные приводятся для любых
полетных условий, кроме Мп = 0иЯ= 0 , когда расчет удельной массы
двигателя не производится.

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРД
¦¦¦¦¦¦¦¦¦ ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ¦•¦¦¦¦¦¦¦ ОТВЕТЫ:
l.Mn - .00
2.Н(м) - .0
3.G или Р- 100.0
4.ПИ к - 6.400
5.Тг - 1400.
6.КПД ком- .820
7.КПД тур- .910
8.КПД мех- .990
9.ПОЛН кс- .960
СТУДЕНТ: Иванов
ГРУППА : 02-400
Ю.СИГМАкс - .950
11.ФИ сопла- .980
12.К-Т отб - .035
13.ИД ВХ ?НЕТ
14.ПОЛРАСШ ?ДА
- Модель массы -
15.Год -1994.
16.К рев -1.000
17.К рее -1.000
18.К опт -1.000
рн
рв
рк
рг
рт
рс*
рс-рн
Тн
Тв
Тк
Тт
- 101325.
- 98285.
- 629026.
- 597574.
- 281879.
- 269243.
[ - 0.
- 288.2
- 288.2
- 534.3
-1183.3
Пи тур- 2.120
L эфф -301978.
L теор-373756.
Vn - .0
СИГМАвх- .970
КПДтерм- .412
КПД эфф- .284
КПД плт- .000
КПД общ- .000
Альфа - 2.728
Ов -100.0
Р (Н) « 78671.1
Сс(м/с)- 767.7
Р уд - 786.7
Суд -.1133
М уд = .113
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРД
• •••••••¦ ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ¦¦¦¦¦¦¦¦¦ ОТВЕТЫ
l.Mn - .50
2.Н(м) - 3000.0
3.G или Р- 100.0
4.ПИ к - 6.400
5.Тг » 1400
6.КПД ком- .820
7.КПД тур- .910
8.КПД мех- .990
9.ПОЛН кс- .960
СТУДЕНТ: Иванов
ГРУППА : 02-400
Ю.СИГМАкс - .950
11.ФИ сопла- .980
12.К-Т отб - .035
13.ИД ВХ ?НЕТ
14.ПОЛРАСШ ?ДА
РН
рв
рк
рг
рт
рс*
рс-рн
Тн
Тв
Тк
Тт
- 70122.
- 80684.
- 516380.
- 490561.
- 235501.
- 222769.
[ = 0.
- 268.7
- 282.1
= 523.1
-1187.9
Пи тур- 2.083
L эфф -337654.
L теор-404191.
Vn -164.3
СИГМАвх- .970
КПДтерм- .440
КПД эфф- .313
КПД плт- .333
КПД общ- .104
Альфа - 2.696
Gb =100.0
Р (Н) - 68417.5
Сс(м/с)= 827.7
Р уд - 684.2
С уд - .1319
Мп
Я(м)
10
СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ
М„ — число М полета;
Я — высота полета, м;

G или GB GB
РилиР(#) Р
ПИ к тс*
тг г;
КПД ком Т|к
КПД тур Лт
КПД мех Лп
ПОЛИ кс
СИГМА кс
ФИ сопла
К-Т отб
Год
К рев
Крес
К опт
Фс
^отб
рн
рв
рк
рг
Рн
Рв
Рк
Рг
— расход воздуха через двигатель, кг/с;
— тяга, Н.
— степень повышения полного давления воздуха
в компрессоре;
— температура газа за камерой сгорания, К;
— КПД компрессора;
— КПД турбины;
— механический КПД, учитывающий потери при
передаче работы от турбины к компрессору;
— коэффициент полноты сгорания в основной
камере;
— коэффициент восстановления полного
давления в камере сгорания;
— коэффициент скорости сопла;
— доля воздуха, отбираемая на охлаждение
турбины;
— год начала летных испытаний;
— коэффициент, учитывающий наличие
реверсивного устройства (Крев= 1 — нет
реверсивного устройства, А^ев= 1,1... 1,15 —
есть реверсивное устройство);
— коэффициент, учитывающий назначение
самолета и ресурс двигателя (А_ес= 1 — для
ТРД, ТРДД дозвуковых пассажирских, дальних
военных и транспортных самолетов, Арес= 0,75 —
для ТРДФ, ТРДДФ военных самолетов);
— коэффициент, учитывающий конструктивно-
массовое совершенство двигателя при
оптимистичном прогнозе (^опт= 1 —
нормальный прогноз, KQm = 0,75 —
оптимистичный прогноз);
— атмосферное давление на высоте Н, Па;
— полное давление на входе в компрессор, Па;
— полное давление за компрессором, Па;
— полное давление перед турбиной, Па;
11

рт
рс*
рс-рн
ПИ тур
Тн
Тв
Тк
Тт
L эфф
L теор
Vn
СИГМАвх
КПДтерм
КПД эфф
КПД плт
КПД общ
Сс(м/с)
Руд
Суд
Муд
Альфа
К
к
л,
уд
СУ«
УдВ
а
— полное давление за турбиной
компрессора, Па;
— полное давление на срезе сопла, Па;
— избыточное статическое давление на
срезе сопла, Па;
— степень понижения давления в турбине;
— температура на высоте Н,К;
— температура торможения на входе в
компрессор, К;
— температура торможения на выходе
из компрессора, К;
— температура торможения за турбиной, К;
— эффективная работа цикла, Дж/кг;
— теоретическая работа цикла, Дж/кг;
— скорость полета, м/с;
— коэффициент восстановления полного
давления во входном устройстве; .
— термический КПД цикла;
— эффективный КПД двигателя (при его
вычислении расширение в сопле во
всех случаях принимается полным);
— полетный КПД;
— общий (полный) КПД двигателя;
— скорбеть истечения из сопла, м/с;
— удельная тяга двигателя, (Н • с) /кг;
— удельный расход топлива, кг/ (ч • Н);
— удельная масса двигателя, кг/даН;
— коэффициент избытка воздуха.
3.2. ТРДФ
Модуль расчета позволяет проводить в режиме диалога термоди-
термодинамический расчет ТРД с форсажной камерой, имеющего сопло пол-
полного расширения, в соответствии с методикой, изложенной в разд. 4.
12

Допустимые изменения параметров ограничены следующими предела-
пределами: 0< М„< 5; 0< Н< 50000 м; 200< Гг*< 3000К ; 200< Гф< 3000К.
Входное устройство. Коэффициент восстановления полного дав-
давления во входном устройстве задается в соответствии с кривой стан-
стандартных потерь во входном устройстве.
Процесс сжатия во входном устройстве и компрессоре происходит при
к = 1,4 и С = 1005 Дж/(кг- К); процесс расширения в турбине — при
к- 1,33 и Ср= 1165 Дж/(кг- К), процесс расширения в реактивном сопле
— при Л:= 1,25 . Истечение из реактивного сопла принимается с полным
расширением на всех режимах полета
УПРАВЛЕНИЕ ХОДОМ РАСЧЕТА. Если в графе Р или G задано
число мейьше 1000, то заданным считается расход воздуха, а если чис-
число больше 1000, то заданной считается величина тяги.
Далее приводятся две картинки на экране дисплея. На первой кар-
картинке в исходных данных приняты условия Мп= 0 и Я= 0 . В этом
варианте вместе с основными параметрами двигателя определяется
также удельная масса двигателя. На второй картинке в исходных дан-
данных задаются любые полетные условия, отличные отМп=0иЯ=0,
но для этих условий расчет удельной массы не производится.
СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ (В ДОПОЛНЕНИЕ К ТРД)
Тф Т1 — температура газа на выходе из форсажной
камеры сгорания, К;
ПОЛН фкс г|фк — полнота сгорания в форсажной камере сгорания;
СИГМАкс акс — коэффициент восстановления полного
давления в основной камере сгорания;
СИГМАфкс Офк — коэффициент восстановления полного
давления в форсажной камере сгорания;
К форс Кф — коэффициент, учитывающий наличие
форсажной камеры сгорания (Кф— нет
форсажной камеры, Кф= 1,414— есть
форсажная камера);
рф Рф — полное давление за форсажной камерой, Па;
Р ф (Н) Р? - тяга, Н;
Р уд ф Рудф — удельная тяга, (Н • с) /кг;
13

Суд ф
"удФ
удельный расход топлива, кг/ (ч • Н).
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДФ
********* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ••••••••• ОТВЕТЫ
l.Mn - .00
2.Н(м) * .0
3.G или Р- 100.0
4.ПИ к - 6.400
5.Тг - 1400.
б.Тф - 1700.
7.КПД ком- .820
8.КПД тур- .910
9.КПД мех- .990
10.ПОЛН кс- .960
СТУДЕНТ: Иванов
ГРУППА : 02-400
П.ПОЛНфкс- .900
12.СИГМАкс - .950
13.СИГМАфкс- .930
14.ФИсопла - .980
15.К-Т отб - .035
- Модель массы -
16.Год -1995.
17.К рев -1.000
18.Кфорс -1.414
19.К рее - .750
20.К опт -1.000
рн
рв
рк
рг
рт
РФ
рс*
Тн
Тв
Тк
Тт
ПИ
- 101325.
- 98285.
- 629026.
- 597574.
- 281879.
- 262147.
- 251544.
- 288.2
- 288.2
- 534.3
-1183.3
тур- 2.120
Vn = .0
СИГМАвх- .970
КПД эфф- .224
КПД плт- .000
КПД общ- .000
L цикла-425610.
Ов - 100.0
Р ф (Н)- 94281.0
Сс(м/с)- 902.9
Р уд ф - 942.8
Судф- .169
М уд - .099
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДФ
********* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ¦¦¦¦»¦¦¦¦ ОТВЕТЫ:
l.Mn = 1.50
2.Н(м) - 7000.0
З.О или Р- 100.0
4.ПИ к - 6.400
5.Тг - 1400.
б.Тф - 1700.
7.КПД ком- .820
8.КПД тур- .910
9.КПД мех- .990
10.ПОЛН кс- .960
СТУДЕНТ: Иванов
ГРУППА : 02-400
П.ПОЛНфкс- .900
12.СИГМАкс - .950
13.СИГМАфкс- .930
М.ФИсопла - .980
15.К-Т отб - .035
•
рн
рв
РК
рг
рт
РФ
рс*
Тн
Тв
Тк
Тт
ПИ
« 41107.
- 141041.
- 902665.
- 857532.
- 334353.
- 310948.
- 281975.
-242.7
-351.9
- 652.6
-1134.5
тур- 2.565
Vn -468.5
СИГМАвх- .935
КПД эфф- .387
КПД плт- .551
КПД общ- .213
L цикла-711864.
Ов - 100.0
Р ф (Н)- 83673.4
Сс(м/с)«1251.8
Р уд ф - 836.7
Судф- .184
14

3.3. ТРДД
Модуль расчета позволяет в режиме диалога проводить термога-
термогазодинамический расчет ТРДД с раздельными газовоздушными тракта-
трактами в соответствии с методикой, изложенной в разд. 5.
Допустимое изменение параметров ограничено следующими пре-
пределами: 0<Мп<2;0<#< 20000 м; 600 < Т* < 2000 К . Реактивные
сопла обоих контуров приняты сужающимися.
Процессы сжатия во входном устройстве и компрессоре, а
также процесс расширения в реактивном сопле наружного конту-
контура рассчитываются при к= 1,4 и С = 1005 Дж/(кгК). Процессы
расширения в турбинах вентилятора и компрессора и в реактив-
реактивном сопле внутреннего контура рассчитываются при *= 1,33 и
Ср= 1165Дж/(кгК).
УПРАВЛЕНИЕ ХОДОМ РАСЧЕТА. Управление ходом решения за-
задачи сводится к указанию того, какие значения я* считать независи-
независимыми переменными, а какие — зависимыми. Возможны следующие ва-
варианты:
12 3 4
ПИ в *. . . ПИ в «... ПИ в =. . . ПИ в ' *. . .
ПИ к =. . . ПИ к *. . . ПИ к =. . . ПИ к *. . .
ПИК сум =. . . ПИК сум =. . . ПИК сум *. . . ПИК сум «...
где звездочкой отмечена переменная, принимаемая зависимой и
вычисляемая в ходе расчета в функции заданных п*. Параметры,
не отмеченные звездочкой, во всех вариантах задаются. В графе
«22. N вар» устанавливается соответствующий номер варианта
Для вариантов 1—3 вычисляется для справки величина я*опт , а
в расчете варианта 4 принимается я*= я*опт ; я* =
15

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДД Б/СМ
********* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ¦¦¦¦*¦¦¦¦ ОТВЕТЫ:
l.Mn - .00
2.Н(м) - .0
ЗЛИВ опт* 2.036
4.ПИ в - 1.900
5.ПИ к -12.500
6.ПИК сум-23.750
7.М(двух)- 3.000
8.Тг - 1500. *
9.Р или G- 80000.0
10.КПД тк - .930
И.КПД тв - .920
12.СИГМА 2- .960
13.КПД вен- .835
14.КПД ком- .840
СТУДЕНТ: Иванов
15.КПД мтк- .995
16.КПД мтв- .995
17.ФИ conl- .985
18.ФИ соп2- .980
19.СИГМАкс- .950
20.ПОЛН кс- .970
21.К-Т отб- .030
22.N вар ? 3
- Модель массы -
23.Год -1995.
24.Крев -1.000
25.Крес -1.000
26.К опт -1.000
ГРУППА: 02-400
рн
рв
рвн
рк
рг
ртк
рт
р2
Тн
Тв
Твн
Тк
Ттк
- 101325.
- 98285.
- 186742.
- 2334275.
- 2217561.
- 580083.
- 192473.
- 179272
- 288.2
- 288.2
- 357.7
- 808.8
-1105.1
Тт
Vn
- 861.7
- .0
СИГМАвх- .970
КПД
кпд
кпд
Gb
Р(Н)
Ccl
Сс2
Р УД
Суд
Муд
эфф- .343
плт- .000
общ- .000
- 211.7
i - 80000.0
- 523.3
- 322.2
- 377.9
- .0487
- .170
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДД Б/СМ
********* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: ¦*»¦¦¦¦¦¦ ОТВЕТЫ:
l.Mn - .50
2.Н(м) - 3000.0
З.ПИВ опт- 2.104
4.ПИ в - 1.900
5.ПИ к -12.500
6.ПИК сум-23.750
7.М(двух)- 3.000
8.Тг - 1500.
9.Р или G- 80000.0
10.КПД тк - .930
11.КПД тв - .920
12.СИГМА 2- .960
13.КПД вен- .835
14.КПД ком- .840
СТУДЕНТ: Иванов
15.КПД мтк- .995
16.КПД мтв- .995
17.ФИ conl- .985
18.ФИ соп2- .980
19.СИГМАкс- .950
20.ПОЛН кс- .970
21.К-Т отб- .030
22.N вар ? 3
ГРУППА: 02-400
рн
рв
рвн
рк
рг
ртк
рт
р2
Тн
Тв
Твн
Тк
Ттк
« 70122.
- 80684.
- 153300.
- 1916252.
- 1820439.
- 492695.
- 169566.
- 147168.
- 268.7
- 282.1
- 350.2
» 791.8
-1113.6
Тт
Vn
- 875.4
-164.3
СИГМАвх- .970
кпд
кпд
кпд
Gb
Р(Н)
Ccl
Сс2
Р УД
Суд
эфф- .375
плт- .517
общ- .194
- 301.7
- 80000.0
- 527.5
- 335.6
- 265.1
- .0710
16

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ (В ДОПОЛНЕНИЕ К ТРД)
ПИВ опт
ПИ в
ПИ к
ПИК сум -
М(двух)
КПД тк
КПД тв
СИГМА 2
КПД вен
КПД мтк
КПД мтв
ФИ conl
ФИ соп2
К-Т отб
рвн
ртк
рт
р2
Твн
Ттк
rtBOI
<
К
т
л™
Пв
Птк
Птв
Фс1
ФсИ
8ОТб
Рвн
Ртк
Рт
Рп
Т*
*вн
т*
¦*тк
- оптимальная степень повышения давления в
вентиляторе;
- степень повышения давления в вентиляторе,
для которой выполняется термогазодинами-
термогазодинамический расчет;
¦ степень повышения давления в компрессоре;
- суммарная степень повышения давления в
двигателе;
• степень двухконтурности;
• КПД турбины компрессора;
• КПД турбины вентилятора;
коэффициент восстановления полного
давления в наружном контуре;
• КПД вентилятора;
• механический КПД турбины компрессора;
механический КПД турбины вентилятора;
коэффициент скорости при истечении из
сопла внутреннего контура;
коэффициент скорости при истечении из
сопла наружного контура;
доля воздуха внутреннего контура, отбираемая
на охлаждение турбины компрессора;
полное давление за вентилятором, Па;
полное давление за турбиной компрессора, Па;
полное давление за турбиной вентилятора, Па;
полное давление перед соплом наружного
контура, Па;
температура торможения за вентилятором, К;
температура торможения за турбиной
компрессора, К;
17

Тт Т* — температура торможения за турбиной
вентилятора, К;
Ccl Сс1 — скорость истечения из сопла внутреннего
контура, м/с;
Сс2 Сс11 — скорость истечения из сопла наружного
контура, м/с.
3.4. ТРДДФ (см) и ТРДД -(см)
Программа позволяет в режиме диалога проводить термогазоди-
термогазодинамический расчет двухконтурного ТРД с камерой смешения и с фор-
форсажной камерой с реактивным соплом полного расширения или без
форсажной камеры с сужающимся реактивным соплом на всех режи-
режимах полета по методике, изложенной в разд. 6.
Допустимое изменение параметров для ТРДДФ(см) ограничено сле-
следующими пределами: 0< Мп< 3; 0< Н< 30000 м; 900 < Гг*< 2000 К ;
0< тп< 20 , все п< 100 .
Процессы сжатия во входном устройстве, вентиляторе, компрессоре,
а также течение в наружном контуре рассчитываются при к = 1,4 и
С = 1005 Дж/(кг • К); процессы расширения в турбинах — при
к- 1,33 и С = 1165 Дж/(кг К); процессы в камере смешения и рас-
. 1,4уп + 1,33 _
ширения в реактивном сопле — при к = у t — . При работе дви-
1 + щ
гателя на форсированном режиме процесс расширения в реактивном
сопле рассчитывается при к= 1,25.
УПРАВЛЕНИЕ ХОДОМ РАСЧЕТА. Управление ходом решения за-
задачи определяет тип выходного устройства, наличие или отсутствие
форсажной камеры, а также какие значения п* следует считать неза-
независимыми переменными, а какие — зависимыми. Возможны следую-
следующие варианты:
12 3 4
ПИ в *. . . ПИ в -. . . ПИ в «... ПИ в *. . .
ПИ к -. . . ПИ к *. . . ПИ к -. . . ПИ к *. . .
ПИК сум =. . . ПИК сум =. . . ПИК сум *. . . ПИК сум
18

где звездочкой отмечена переменная, принимаемая зависимой и
вычисляемая в ходе расчета в функции заданных тс*. Параметры,
не отмеченные звездочкой, во всех вариантах задаются. В гра-
графе «26. N вар» устанавливается соответствующий номер вари-
варианта 1—4.
Для вариантов 1—3 вычисляется для справки величина я*,опт , а
в расчете варианта 4 принимается тс* = тс* опт ; тс* = тс* ^ / тс* .
Если в ответ на вопрос «ПОЛРАСШ?» будет набран ответ
«ДА», то расчет будет проведен для реактивного сопла полного
расширения на всех режимах полета, если будет набран ответ
«НЕТ», то расчет будет выполняться для сужающегося реактив-
реактивного сопла.
Если в графе «О или Тф» будет задана величина "О" (или темпе-
температура заведомо ниже температуры на выходе из камеры смешения),
то будет рассчитываться двигатель без форсажной камеры или с вы-
выключенной форсажной камерой, а при задании величины Т1 рассчи-
рассчитывается ТРДДФ.
Если в графе «Р или G » задано число меньше 1000, то заданным
считается расход воздуха, а если число больше 1000, то заданной счи-
считается величина тяги.
Далее приводятся картинки с экрана дисплея. На первой картин-
картинке исходные данные задаются для случая Мд = 0 и Н = 0 , когда вместе
с основными параметрами двигателя определяется и удельная масса
двигателя. На второй картинке в исходных данных задаются произ-
произвольные значения Мп и Н , кроме Мп= 0 и #= 0 . Для этого случая
удельная масса двигателя не определяется.
19

ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДДФ (СМ)
*********
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:
¦¦****¦¦*
ОТВЕТЫ
l.Mn - .00
2.Н(м) - .0
З.ПИв опт- 2.782
4.ПИ в = 2.500
5.ПИ к - 7.000
б.ПИк сум- 17.500
7.М(двух)- 1.20
8.Тг - 1500.
9.Р или G- 80000.0
10.КПД тк - .850
11.КПД тв - .900
12.СИГМА 2= .940
13.КПД вен- .850
14.КПД ком- .860
15.КПД мтк- .995
16.КПД мтв- .990
17.0 или Тф- 2000. рн
18.К-Т отб = .04 рв
19.СИГМАкс - .9500 рвн
20.ПОЛН кс - .960 рг
21.СИГМАфкс- .902 рв1
22.ПОЛН фкс- .890 рв2
23.ЛАМ вс1 - .450 рем
24.ФИсопла - .980 Тн
25.ПОЛРАСШ ?DA Тв
26.N вар ? 3 Твн
- Модель массы - Тк
27.Год =1995. Тт
28.К рев -1.000 Тем
29.Кфорс -1.414
ЗО.К рее = .750
31.К опт =1.000
101325.
98285.
245713.
1633992.
256546.
230970.
239431.
288.2
288.2
389.7
727.2
1011.9
672.5
Vn
- .0
СИГМАвх- .970
КПД
ЛАМ
Gb
Р(Н)
Сс
Руд
Суд
Муд
общ- .000
вс2= .145
- 85.1
- 80000.0
= 900.0
= 939.9
- .2285
- .090
СТУДЕНТ:Иванов
ГРУППА
:02-400
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТРДДФ (СМ)
*********
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:
l.Mn - 1.50
2.Н(м) -11000.0
З.ПИв опт- 2.399
4.ПИ в - 2.300
5.ПИ к - 7.000
б.ПИк сум- 16.100
7.М(двух)- 1.20
8.Тг = 1500.
9.Р или G- 80000.0
10.КПД тк - .850
11.Й1Д тв - .900
12.СИГМА 2- .940
13.КПД вен- .850
14.КПД ком- .860
15.КПД мтк- .995
16.КПД мтв- .990
17.0 или Тф- 2000. рн
18.К-Т отб - .040 рв
19.СИГМАкс - .950 рвн
20.ПОЛН кс = .960 рг
21.СИГМАфкс= .902 рв1
22.ПОЛН фкс- .890 рв2
23.ЛАМ вс1 = .450 рем
24.ФИсопла = .980 Тн
25.ПОЛРАСШ ?DA Тв
26.N вар ? 3 Твн
Тк
Тт
Тем
********* ОТВЕТЫ:
22701. Vn - 442.7
77891. СИГМАвх- .935
• 179148. КПД общ- .170
1191337. ЛАМвс2- .384
173550. Gb - 82.5
168400. Р (Н) - 80000.0
- 169907. Сс -1334.4
• 216.8 Р уд - 969.1
314.3 С уд - .2184
- 413.8
• 772.1
996.8
¦ 678.8
СТУДЕНТ:Иванов
ГРУППА :02-400
20

СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ (В ДОПОЛНЕНИЕ К ТРД)
ПИв опт
ПИ в
ПИ к
ПИк сум
М(двух)
КПД тк
КПД тв
СИГМА 2
КПД вен
КПД мтк
КПД мтв
Тф
К-Т отб
СИГМАкс
ПОЛИ кс
СИГМАфкс
ПОЛИ фкс
ЛАМ вс1
К форс
рвн
явопт — оптимальная степень повышения давления
в вентиляторе;
я* — степень повышения давления в вентиляторе,
для которой выполняется термогазодинами-
термогазодинамический расчет;
тс* — степень повышения давления в компрессоре;
т
— суммарная степень повышения давления в
двигателе;
— степень двухконтурности;
— КПД турбины компрессора;
Г|*в — КПД турбины вентилятора;
ап — коэффициент восстановления полного
давления в наружном контуре;
Г|в — КПД вентилятора;
Г|тк — механический КПД турбины компрессора;
Г|шв — механический КПД турбины вентилятора;
Т1 — температура на выходе из форсажной камеры, К;
5отб — доля воздуха внутреннего контура, отбираемая
на охлаждение турбины компрессора;
окс — коэффициент восстановления полного
давления в основной камере сгорания;
Г|г — коэффициент полноты сгорания в основной
камере;
Офк — коэффициент восстановления полного
давления в форсажной камере сгорания;
Г|фк — коэффициент полноты сгорания в форсажной
камере;
^ — коэффициент скорости на входе в камеру
смешения из внутреннего контура (задается);
Кф — коэффициент, учитывающий наличие форсажной
камеры сгорания (Кф =1 — нет форсажной каме-
камеры, Кф = 1,414 — есть форсажная камера);
/?в*н — полное давление за вентилятором, Па;
21

pel
рв2
рем
ЛАМ вс2
Твн
Тт
Р\
Р\\
Рем
hi
с
Т*
— полное давление за турбиной вентилятора
(на входе в камеру смешения), Па;
— полное давление на входе в камеру смешения
воздуха наружного контура, Па;
— полное давление на выходе из камеры
смешения, Па;
—г коэффициент скорости на входе в камеру
смешения из наружного контура (вычисляется);
— температура торможения за вентилятором, К;
— температура торможения за турбиной
вентилятора, К;
Тем - Гс*м — температура торможения на выходе из камеры
смешения, К.
3.5. ТВД
Модуль расчета ТВД позволяет в режиме диалога проводить тер-
термодинамический расчет ТВД со свободной турбиной по алгоритму, из-
изложенному в разд. 7.
Входное устройство. Можно задавать идеальное входное устрой-
устройство с авх= 1 или реальное входное устройство с свх= 0,97.
Выходное устройство — сужающееся сопло.
Допустимое изменение параметров ограничено следующими пре-
пределами: 0< Мп< 0,95; 0< Н< 20000 м; л*< 80 ; 500 < Гг*< 2500 К;
Процессы сжатия во входном устройстве и компрессоре рассчи-
рассчитываются при к = 1,4 и С = 1005 Дж/(кг • К), процессы расширения в
турбинах и сопле — при к- 1,33 и Ср= 1165 Дж/(кг • К).
УПРАВЛЕНИЕ ХОДОМ РАСЧЕТА. Если в ответ на вопрос «ИД
ВХ? » дается ответ «ДА», то расчет ведется для идеального входного
устройства с авх= 1 , если дается ответ «НЕТ», то авх= 0,97.
Если в графе «ПСИ» задано число, то коэффициент распределе-
распределения свободной энергии между винтом и соплом \|/ считается заданным,
а для справки вычисляется величина V(fonT , если стоит слово «НЕТ»,
то \|/ = V|/
22

Бели в графе «G или N » будет задано число меньше 100, то задан-
заданным считается расход воздуха, а если число больше 100, то заданной
считается эквивалентная мощность.
Далее приводятся картинки с экрана дисплея. На первой картинке
исходные данные задаются для случая Мп= 0 и #= 0 , когда наряду с
основными параметрами ТВД определяется и удельная масса двигателя.
На второй картинке исходные данные задаются при любых полетных ус-
условиях, кроме Мп=0и#=0.В этом варианте расчет удельной массы
ТВД не производится.
СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ (В ДОПОЛНЕНИЕ К ТРД)
— эквивалентная Мощность, кВт;
— КПД турбинй компрессора;
— КПД свободной турбины;
— КПД винта;
— механический КПД редуктора, учитывающий
механические потери при передаче
мощности от турбины к винту;
— коэффициент распределения свободной энергии
между винтом и соплом;
— степень понижения полного давления газа в
турбине компрессора;
— степень понижения полного давления газа в
свободной турбине;
— полное давление за турбиной компрессора, Па;
— полное давление за свободной турбиной, Па;
— температура торможения на выходе из турбины
компрессора, К;
— температура торможения на выходе из
свободной турбины, К;
— удельная мощность турбины винта, (кВт • с)/ кг;
— удельная эквивалентная мощность, (кВт • с)/кг;
— удельный расход топлива, кг/(кВт- ч);
— оптимальный коэффициент распределения
свободной энергии между винтом и соплом;
23
N9
КПД тк
КПД тсв
КПД вин
КПД ред
ПСИ
ПИ тк
ПИтсв
ртк
рт
Ттк
Тт
Ивуд
N9 УД
Сэ
ПСИ опт
"э
Птк
\
V
<к
Лтсв
Ртк
*
к
"ауд
^эуд
\1/

Муд
К ред
— удельная масса двигателя по мощности (кг/кВт);
Х_ — коэффициент, учитывающий наличие встроенно-
встроенного быстроходного редуктора (^,ед= * — нет
редуктора в двигателе, Яред= 1,154— есть
встроенный редуктор).
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТВД
*********
ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ:
l.Mn - .00
2.Н(м) - .0
3.G или N - 750.
4.ПИ к « 6.00
5.Тг «1200.0
6.ПСИ «НЕТ
7.КПД ком - .820
8.КПД вин = .830
9.КПД тк - .910
10.КПД тсв - .910
СТУДЕНТ : Иванов
ГРУППА : 02-400
11.КПД мех- .990
12.КПД ред- .980
13.ПОЛН кс« .970
14.СИГМАкс« .950
15.ФИсопла« .920
16.К-Т отб« .000
17.ИДВХ ?НЕТ
- Модель массы -
18.Кред =1.000
19.Год «1994.
********* ОТВЕТЫ:
рн « 101325. Vn « .0
рв = 98285. СИГМА вх« .970
рк « 589712. ПИ тк = 2.271
рг « 560226. ПИ тсв « 2.410
ртк « 246675. ПСИ опт « .01
рт « 102338. Gb « 3.5
рс* « 102181. N3 » 750.
рс-рн « 0. Сс(м/с) « 62.9
Тн « 288.2 Nb уд « 207.3
Тв «288.2 Nsyfl «211.7
Тк « 523.4 Сэ « .327
Ттк « 998.9 М уд « .176
Тт « 820.7
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ТВД
********* ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ: *¦¦¦¦¦¦¦¦ ОТВЕТЫ:
l.Mn
* .50
2.Н(м) = 3000.0
3.G или N
4.ПИ к
5.Тг
6.ПСИ
7.КПД ком
8.КПД вин
9.КПД тк
« 750.
- 6.00
1200.0
«НЕТ
[ « .820
« .830
« .910
10.КПД тсв = .910
СТУДЕНТ
ГРУППА :
: Иванов
02-400
11.КПД мех« .990
12.КПД ред= .980
13.ПОЛН кс« .970
14.СИГМАкс= .950
15.ФИсопла« .920
16.К-Т отб« .000
17.ИД ВХ ?НЕТ
рн
рв
рк
рг
ртк
рт
рс*
рс-рн
Тн
Тв
Тк
Ттк
Тг
« 70122.
= 80684.
- 484106.
« 459901.
« 206453.
« 76952.
« 75851.
0.
» 268.7
» 282.1
» 512.4
«1003.2
« 805.0
Vn
СИГМА
ПИтк
ПИ тсв
« 164.3
вх« .970
« 2.228
« 2.683
ПСИ опт « .08
Gb
N3
Сс(м/с)
№уд
N3 уд
Сэ
« 3.2
« 750.
« 189.6
- 230.7
« 234.9
« .299
24

4. АЛГОРИТМ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО
РАСЧЕТА ТРД И ТРДФ
Данный алгоритм термогазодинамического расчета построен на
базе математической модели первого уровня термодинамического рас-
расчета ТРД и ТРДФ, приведенной в работе [1].
Последовательность термогазодинамического расчета сводится к
определению параметров рабочего тела в характерных сечениях про-
проточной части двигателя, удельной тяги и удельного расхода топлива,
а также некоторых других сопутствующих параметров двигателя.
1. Задаются М„ , Я , GB или Р (Рф), тс* , 7^ , 7^, tiK , лг ,Лфк> Лт,
акс > афк > Фс ' ^т > ^отб ' Г> *рев ' *рес > ^опт ' ^форс •
2. По данным стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81) определя-
определяются в зависимости от высоты полета Н : ря , Тя , ан .
3. Скорость полета
Vn=MnaH. D.1)
4. Коэффициент восстановления полного давления во входном ус-
устройстве авх :
для идеального входного устройства
для реального входного устройства
при Мп < 1
при Мп> 1
авх=0,97-0,1(М„- 1)%- D.2)
5. Приведенная скорость полета
\=Я.(МП), (* =1,4). D.3)
6. Газодинамические функции п (Кп) и х (кп) :
п (\) = [1 - (*- 1) %\ / (к+ 1) ]*/(*~1}; D.4)
j 1). D.5)
25

7. Полное давление р* и температура торможения Т* на входе в
компрессор:
D.6)
D.7)
8. Полное давлениер* и температура торможения Т* за компрес-
компрессором:
Рк =РъК' <4-8)
Гк* = Гв A + (<0'286- 1) /лк), D.9)
[(*- 1)/к= 0,286].
9. Полное давление газа перед турбиной
<4Л0>
10. Относительный расход топлива в камере сгорания
Ят = Ят (Т*, Т*, лг) по формуле Я.Т. Ильичева:
«.¦ ^^^^ , D.11,
(Яи= 42900 кДж/кг).
П.1 Степень понижения давления на турбине л* определяется из
условия
LK=(l+<7T)(l-8OT6)Mm.
Функция J^= 1- 1/я^0'248,
(для газа (Jfc- l)/ifc= 0,248).
1005G-*- Г*)
, D.12)
т
(для воздуха Ср= 1005 Дж/(кг К), для газа Ср= 1165 Дж/(кг- К)).
л; = A - JC,.)^>03, (для газа к/(к- 1) = 4,03 ). D.13)
26

12. Полное давлениер* и температура торможения Т* за турби-
турбиной:
* -*'-*- D.14)
13. Полное давление р! газа перед реактивным соплом (за фор-
форсажной камерой)
* *
14. Относительный расход топлива в форсажной камере сгорания
= *гф (Т0 - гт » гф' ^фк > 9т) п0 Формуле Я.Т. Ильичева:
}
(Ни = 42900 кДж/кг).
15. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла:
*(*««) = Л,/*V D18)
Хю по л(^) (*= 1,25). D.19)
Для случая полного расширения
Арс = рс-ри=0. D.20)
16. Приведенная скорость истечения из сопла Хс и газодинамиче-
газодинамическая функция п(Кс) :
K=Xcs%'> D-21>
п(Хс)= [1- (к- 1)Х2/(к+ \)]к/(к~ 1) , D.22)
(для газа к= 1,25).
17. Полное давление на срезе сопла
ф <4-23)
(для газа к= 1,25).
27

18. Скорость истечения из сопла
Сс= П,9ХСТ**, ' D.24)
(для газа при *=;.1,25, [ЯЯ/(к+ 1)]0>5= 17,9 Дж/(кг- КH'5).
19. Удельная тяга ТРДФ
= A+ «,0
20. Удельный расход топлива ТРДФ
Судф= 3600(9,A-8отб)+дтф)/Рудф. D.26)
21. Расход воздуха через двигатель.
Если задана тяга двигателя Рф , то
Св=/>ф/Рудф. D.27^
22. Тяга двигателя.
Если задан расход воздуха через двигатель GB , то
Л»=*у„Ф<гв. D-28)
23. Эффективная работа действительного цикла ТРДФ
^еф= (Сс2 A + ЯтA" 8отб) + 9тф) - Кп2/2. D.29)
24. Эффективный КПД действительного цикла ТРДФ
„ • 1000) , D.30)~
(Яи= 42900 кДж/кг).
25. Полетный КПД
26. Общий (полный) КПД
^0= ЛефЛп- D.32)
Алгоритм термогазодинамического расчета ТРД
Изменения алгоритма расчета ТРДФ при расчете ТРД начинаются
с п. 13.
13. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла:
28

Xcs по n(XJ (k =1,33). . D.34)
Бели в реактивном сопле расширение полное:
Дрс=рс-/7н=0, D.35)
то дальнейший расчет ведется по пп. 14—15.
14. Приведенная скорость истечения из сопла Хс и газодинамиче-
газодинамическая функция тс (Хс)
K=Ks%' <4-36>
я(Хс) = [1 - (к- 1) X2/(*+ 1) ](*/(*)} ,, D.37)
(для газа к= 1,33 ).
15. Полное давление на срезе сопла
р* = рн/л(Хс). D.38)
Для сужающегося реактивного сопла, если располагаемая степень
понижения давления больше критической, расширение неполное,
A,cs= 1 , и дальнейший расчет ведется по пп. 16—19.
16. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла
\s и статическое давление на срезе сопла рс :
Xcs= 1 ; '. D.39)
/7с=рт*яA). D.40)
17. Избыточное статическое давление на срезе сопла
Д/;с=/?с-/?н. D.41)
18. Приведенная скорость истечения из сопла
К=9С- D-42)
19. Полное давление на срезе сопла
р*=рс/п{Хс). D.43)
20. Скорость истечения из сопла
29

D.44)
(для газа [2kR/(k+ 1)]°'5= 18,1 (Дж/(кг- К)H>5).
21. Удельная тяга:
23. Расход воздуха через двигатель.
Если задана тяга двигателя Р , то
22. Тяга двигателя.
Бели задан расход воздуха через двигатель GB , то
23. Эффективная работа действительного цикла
2
(для газа при * = 1,33 т^ [k/R(l/(k+ i))№+1VC*-l»]W_ 0,0397).
22. Удельный расход топлива
Суд = 36ООGт A - 5отб) / Руд. D.46)
D.47)
D.48)
Le= (Сс2A+ 9тA- 501<$)) - v2)/2. D.49)
24. Эффективный КПД действительного цикла
Ле = Le / (</т A - 8отб) Ни ¦ 1000), D.50)
Ни = 42900 кДж/кг).
25. Полетный КПД
26: Общий (полный) КПД
27. Термический КПД цикла
П,= 1 - 1 /(р* /рнH>286, [(*- 1)/*= 0,286]. D.53)
28. Теоретическая работа цикла
30

L,= 1005G-;- T^/pJ*'2*6)^, D.54)
(для воздуха Ср= 1005 Дж/(кг- К), (it- 1)/*= 0,286).
29. Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания
0^= 1/(<7TLO), D.55)
(для керосина стехиометрический коэффициент Lo= 14,8 кг возду-
воздуха/кг топлива ).
Расчет удельной массы ТРД и ТРДФ ведется по пп. 30—34 только
для случая Мд= 0 и Н = 0 .
30. Эквивалентная степень повышения давления
*ю=<- D-56)
31. Относительная масса турбокомпрессора обобщенного двигате-
двигателя
рдв= 6,49+0,386^. D.57)
32. Коэффициенты влияния на удельную массу двигателя.
Коэффициент, учитывающий совершенствование массы ГТД по
годам, может определяться от года начала летных испытаний
Кс = 1 / (- 20,6368+ 0,010855 Г). D.58)
Коэффициент, учитывающий наличие форсажной камеры. Реко-
Рекомендуются следующие значения:
Кф= 1 — нет форсажной камеры,
D.59)
Кф= 1,414 — есть форсажная камера.
Коэффициент, учитывающий наличие реверсивного устройства.
Рекомендуются следующие значения:
Арев= 1 — нет реверсивного устройства,
D.60)
А_ев= 1,1... 1,15 — есть реверсивное устройство.
Коэффициент, учитывающий назначение самолета и ресурс дви-
двигателя. Рекомендуются следующие значения:
31

Хрес= 1 — для ТРД,
D.61)
= 0,75 — для ТРДФ военных самолетов.
Коэффициент, учитывающий оптимистичность прогноза конст-
конструктивно-массового совершенства двигателя. Рекомендуются следую-
следующие значения:
Копт= 1 — нормальный прогноз;
D.62)
Аопт= 0,85 — оптимистичный прогноз.
33. Относительная масса ц.дв и масса Мдв двигателя:
Идв= *дв*с^ев*рес*опТ; ' D63)
Мдв=^двСв- <4-64>
34. Удельная масса двигателя:
для ТРД удв=Мдв/^; D.65)
для ТРДФ Удв=Мдв/Рф. D.66)
5. АЛГОРИТМ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ТРДД
С РАЗДЕЛЬНЫМИ КОНТУРАМИ
Данный алгоритм термогазодинамического расчета построен на
базе математической модели первого уровня термодинамического рас-
расчета ТРДД, приведенной в работе [3].
Последовательность термогазодинамического расчета сводится к
определению параметров рабочего тела в характерных сечениях про-
проточной части двигателя, относительного расхода топлива, удельной
тяги и удельного расхода топлива, а также расхода воздуха и площа-
площадей поперечного сечения в характерных сечениях двигателей.
1. Задаются М^Я,/* или GB, Т* , два из трех я* (тс*, л*, тс* j)
или только тс*^ (если выбирается тс*опт), m , а также Лв^Лк» &кс »
Лг, Лт„> Кк » аИ » Ятк > Лтв » ФС1 > Фс11 ». 5отб » Г> ^рев» ^рес» ^опт'
2. По данным стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81) определя-
определяются в зависимости от высоты полета Н : рк9Тя,ан .
32

3. Скорость полета
4. Коэффициент восстановления полного давления во входном ус-
устройстве авх :
для идеального входного устройства авх= 1;
для реального входного устройства ствх= 0,97.
5. Приведенная скорость полета
(*= 1,4). E.2)
6. Газодинамические функции тс (А,п) и х (А,п) :
тс(^)= [1- (it- l)Aj/(*+ l)]^*»; E.3)
т(^) = I-(к- 1)А*/(* + 1). E.4)
7. Полное давление р* и температура торможения Гв* на входе в
вентилятор:
E.5)
E.6)
8. Полное давлениер*я и температура торможения Т*я за венти-
вентилятором:
Р>Р:<\ E-7)
Гв*н = Гв* A + (<°>286- 1) / Лв) , E.8)
[(к- \)/к= 0,286].
9. Полное давлениер* и температура торможения Т* за компрес-
компрессором:
Рк*=Рв*<; E-9)'
Т* = Т* A + (я;0-286- 1) / лк) • E.10)
10. Полное давление газа перед турбиной
Рг=Рк°кс- ¦ E11)
33

11. Относительный расход топлива в камере сгорания qT по фор-
формуле Я.Т. Ильичева:
с т* — с т*
сртт стк
(Ни= 42900 кДж/кг).
12. Степень понижения давления на турбине компрессора я*к оп-
определяется из условия:
(для газа (A:- 1)/Jt= 0,248).
1005(Гк*- Г*)
v = к вн E13)
1165r;<0+«)(l5)Ti '
(для воздуха Ср= 1005 Дж/(кг К), для газа Ср= 1165 Дж/(кг- К)).
т4 = A - Хп) ~ 4>03, (для газа к /(к - 1) = 4,03). E.14)
13. Полное давление р*К и температура торможения Т*К за турби-
турбиной компрессора: _
EЛ5>
14. Степень понижения давления на турбине вентилятора я*в оп-
определяется из условия
Lb=A+«t)A-6ot6)Ltb1imb;
*0,248.
'тв »
1005A +т)(С- О 5
П65Г;<A+?)A5)л '
34

E.18)
15. Полное давление р* и температура торможения Т* за турбиной
вентилятора:
К=Т^A-ХТХ*)- E.20)
16. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения газа из ре-
реактивного сопла внутреннего контура (реактивное сопло сужающее-
сужающееся):
Xcls no n(Xcls), (* = 1,33). E.22)
Если \js^ 1 , то расширение газа в реактивном сопле полное
¦ (Pci~" ^н)= 0» и дальнейший расчет ведется по пп. 17—18.
17. Приведенная скорость истечения газа из сопла внутреннего
контура
4l=\b<Pd- E-23)
18. Полное давление на срезе сопла внутреннего контура
* E.24)
Если Xcls > 1, то расширение неполное и расчет ведется по пп. 19—22.
19. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла
внутреннего контура \ls и статическое давление на срезе сопла рс1 :
his= 1; E.25)
/>cl=/>>(!)• E.26)
20. Приведенная скорость истечения из сопла внутреннего конту-
контура
4i=<Pd- E.27)
21. Избыточное статическое давление на срезе сопла внутреннего
контура
35

ЬРс1=Рс1~Р*- <528)
22. Полное давление на срезе сопла внутреннего контура
23. Скорость истечения газа из реактивного сопла внутреннего
контура
Сс1= 18,1 Х.с1Гт*0'5, . E.30)
(для газа [2kR/(k+ 1)]0>5= 18,1 (Дж/(кг- К)H'5).
24. Эквивалентная скорость истечения газа из сопла внутреннего
контура
cci= cd+ ———h • E31>
25. Удельная тяга внутреннего контура
-^п' E-32)
26. Полное давление р? на входе в сопло наружного контура
Pii = Pbk°iv <5-33)
27. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения воздуха из
реактивного сопла наружного контура:
«(W^H^cir E-34)
Xcns по n(Xclls), (k= 1,4). E.35)
Если X.cIIs^ 1, то расширение газа в сопле полное, Рсц- Рп= 0, и
дальнейший расчет ведется по пп. 28—29.
28. Приведенная скорость истечения воздуха из сопла наружного
контура
^cll= ЧшФсП- <5-36)
29. Полное давление на срезе сопла наружного контура
рсп=/>й/я(Хс11). E.37)
36

Если \ns> 1» то расширение неполное и расчет ведется по пп.
30—33.
30. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла
наружного контура A,cIIs и статическое давление на срезе сопла рс11:
Х,сШ=1; E.38)
Р<я'Ра*11)- <5-39)
31. Приведенная скорость истечения из сопла наружного контура
Ки= Фен- (SM)
32. Избыточное статическое давление на срезе сопла наружного
контура
33. Полное давление на срезе сопла наружного контура
Рс11=РсП/п(Кц)- <5-42)
34. Скорость.истечения воздуха из сопла наружного контура
E.43)
(для газа [2kR/(k+ 1)]0>5= 18,3 (Дж/(кг- К)H'5).
35. Эквивалентная скорость истечения воздуха из сопла наружно-
наружного контура
E.44)
0,0405* (XcII)pcn
36. Удельная тяга наружного контура
^дИ=СсИ- V <5'45>
37. Удельная тяга двигателя с раздельными контурами
Руд = (/>уд1+ т Руд1])/ A + т). E.46)
38. Удельный расход топлива
CVJT = 3600qT (I - 8отб) /PVJT (I + т). E.47)
37

39. Расход воздуха через двигатель.
Если задана тяга Р , то
Ов=Р/Руд. E.48)
40. Тяга двигателя.
Бели задан расход воздуха через двигатель Х?в , то
Р=РУДОВ. E.49)
41. Эффективная работа цикла двигателя
Le = (A + qT (I - 6отб)) С*+ т СС1- A + т) Fn2) / 2. E.50)
42. Эффективный КПД двигателя
Ле = Le / (qr (I - 8отб) Ни • 1000), E.51)
(#w = 42900 кДж/кг).
43. Полетный КПД двигателя
ца=A+т)РулУп/Ье. E.52)
44. Общий КПД двигателя
Л0= ЛеЛп. E.53)
Используя приведенный алгоритм, можно определить л* опт из ус-
условия получения максимального значения Р методом прямого пере-
перебора значения я* с достаточно мелким шагом по пп. 8—37.
Расчет удельной массы двигателя по пп. 45—49 ведется только
для случая Мп= 0иЯ= 0.
45. Эквивалентная степень повышения давления
«кэ=[<0>286+'»(<0'286-1)]3>5. E-54)
(*/(*- 1)= 3,5; (к - 1)/*= 0,286).
46. Относительная масса турбокомпрессора обобщенного двигате-
двигателя
Рдв1= 6>49+ 0,386тскэ. E.55)
47. Коэффициенты влияния на удельную массу двигателя.
Коэффициент, учитывающий совершенствование массы ГТД по
годам, может определяться от года начала летных испытаний:
38 ,

Кс = 1 / (- 20,6368+ 0,010855 Г). E.56)
Коэффициент, учитывающий наличие реверсивного устройства.
Рекомендуются следующие значения:
Л1ев= 1 — нет реверсивного устройства,
E.57)
= 1,1... 1,15 — есть реверсивное устройство.
Коэффициент, учитывающий назначение самолета и ресурс дви-
двигателя. Рекомендуются следующие значения:
Арес= 1 — для ТРДД,
i E.58)
А!рес = 0,75 — для ТРДДФ военных самолетов.
Коэффициент, учитывающий оптимистичность прогноза конст-
конструктивно-массового совершенства двигателя. Рекомендуются следую-
следующие значения:
Копт= 1— нормальный прогноз;
, E.59)
Копт= 0,85 — оптимистичный прогноз.
48. Относительная масса цдв и масса Мдв двигателя:
' ^дв= ?дв1*<Лев Vc^nx/ И + 1) I E-60)
Л*дв=^двСв- E-61)
49. Удельная масса двигателя
удв=Мдв/Р. E.62)
6. АЛГОРИТМ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА
ТРДДФ (см) С РЕАКТИВНЫМ СОПЛОМ
ПОЛНОГО РАСШИРЕНИЯ И ТРДД(см) С СУЖАЮЩИМСЯ
РЕАКТИВНЫМ СОПЛОМ
Данный алгоритм термогазодинамического расчета построен на
базе математической модели первого уровня термодинамического рас-
расчета ТРДДФ(см) и ТРДД(см), приведенной в работе [3].
Последовательность термогазодинамического расчета сводится к
определению параметров рабочего тела в характерных сечениях про-
39

точной части двигателя, относительного расхода топлива в основной
и форсажной камерах сгорания, удельной тяги и удельного расхода
топлива, площадей поперечного сечения характерных сечений двига-
двигателя, а также удельной массы.
1. Задаются Мп, Я,Р (Рф) или GB, Т*, два из трех тс* (тс*, я*, тс* z)
или только тс* z (если подбирается значение тс* опт), m , ^, Гф, а также
Лв ¦ Лк , <ткс , Лг > Лтк > Лтв t афк » Лфк »ап э Лтк » Лтв . Фс * 8отб > г»
2. По данным стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81) определя-
определяются в зависимости от высоты полета Н : рн,Тн,ан.
3. Скорость полета
4. Коэффициент восстановления полного давления во входном ус-
устройстве ТРДД(см) авх= 0,97 (на дозвуковых скоростях полета), а во
входном устройстве ТРДДФ(см) определяется по кривой стандартных
потерь.
5. Приведенная скорость полета
, (А: =1,4). F.2)
6. Газодинамические функции тс (А^) и х
к(Хп)= [1- (*- о *?/(*+ i)!^*; F.3)
т(Хп)= 1- (t- l)Aj/(t+ 1), (*= 1,4) . F.4)
7. Полное давление р* и температура торможения Т* на входе в
вентилятор:
F.6)
8. Полное давление р*н и температура торможения Гв*н за венти-
вентилятором:
Рт=Рьпъ> (б-7)
гв;=т;*A + (<0'28б-1)/т1в), F.8)
[(А:- 1) /к = 0,286].
40

9. Полное давление рк* и температура торможения Гк* за компрес-
компрессором:
рк* = лХ; F.9)
гк* = 7; а + (<0'286- 1) /лк). F.Ю)
10. Полное давление газа перед турбиной
11. Относительный расход топлива в основной камере сгорания
qT по формуле Я.Т. Ильичева:
С Г*- С Т*
*т = Р Г 7 . F.12)-
^Лр- ^7; + српт0
(Ни = 42900 кДж/кг).
12. Степень понижения давления на турбине компрессора тс*к оп-
определяется из условия:
^; F.13)
^^ F.14)
(для газа (*- \)/к= 0,248).
(для воздуха Ср= 1005 Дж/(кг- К), для газа Ср= 1165 Дж/(кг К)).
(для газа к/(к- 1)= 4,03).
13. Полное давление р^ и температура торможения Т*К за турби-
турбиной компрессора:
Ргк=Рг/птк> (б-17)
41

14. Степень понижения давления на турбине вентилятора тс*в оп-
определяется из условия:
F.19)
_ ()(;н;)
1165Г4п;A+9)A5)л '
<в= A - А^-4'03 , F.21)
(для газа к /(к- 1)= 4,03).
• 15. Полное давлениер* и температура торможения Т* за турбиной
вентилятора и на входе в камеру смешения внутреннего контура:
г;=гт*= r;d-^ о. <6-23>
16. Статическое давление/?! на входе в камеру смешения внутрен-
внутреннего контура:
\
Р\ = р\ я (ty = р\ п (A-j); F.24)
л^) по ^, (А:= 1,33). F.25)
17. Полное давление/7|j и температура торможения Гц на входе в
камеру смешения наружного контура:
/>11=/4аи; <6-26)
^1=С- F.27)
18 Приведенная скорость воздуха на входе в камеру смешения
наружного контура определяется из условия равенства статических
давлений на входе в камеру смешения внутреннего и наружного кон-
контуров /?j = рп, откуда следует
п (hd = Рп /Рп = Р\ /р1н аи;
42

*n no л(Х„), (* = 1,4). F.29)
19. Температура торможения Т*и , приведенная скорость смеси
Хсм и полное давление р*и на выходе из камеры смешения:
гш = К (l+m С / Гт*) / О + m ); F.30)
A+т)(Гс*м/Гт*H>5
*о51+ m
где q (А,см) вычисляется при А:= A,4т + 1,33) / A + т).
20. Для ТРДДФ(см) полное давление /?ф на выходе из форсажной
камеры сгорания
21. Относительный расход топлива в форсажной камере сгорания
определяется по формуле Я.Т. Ильичева:
( }
с т*+г т
(Ни = 42900 кДж/кг).
22. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения газа из со-
сопла полного расширения:
*(**>= PjP*^ F-35)
Ха по п(Ха), (Аг= 1,25). F.36)
23. Приведенная скорость истечения из сопла
К=К%- F-37)
24. Скорость истечения газа из сопла
Ссф=18,исГ<;0'5, F.38)
(для газа [2kR/(k+ 1)]0>5= 18,1 (Дж/(кг- К)H'5).
43

25. Удельная тяга двигателя
РУДФ= A+<М11+тТб)+ <Ч]ССФ- V F-39)
26. Удельный расход топлива
Судф = 3600М1-у/A+'">+«7тф) F 40)
УДФ
27. Расход воздуха через двигатель.
Если задана тяга Р , то
28. Тяга двигателя.
Если задан расход воздуха через двигатель GB , то
Л^'удфСв- F-42)
29. Эффективная работа цикла форсированного двигателя
Lmi-sot6) ] 2 2
30. Эффективный КПД форсированного двигателя
Ф S ¦ F.44)
)
31. Полетный КПД двигателя
ЛП=%^- F.45)
Ьеф
32. Общий КПД двигателя
Л0 = ^^ г • <6'46>
(^тA-5отб)/A+т)+^тфL2,9106
33. Для ТРДД(см) с сужающимся соплом приведенная изоэнтро-
пическая скорость истечения из сопла:
44

hs no я (*,„)„ F.48)
где следует принять k= A,4m + 1,33) / A + m).
Если \s< 1, то расширение полное, pc- /?H = 0, и дальнейший расчет
ведется по пп. 34—35.
34. Приведенная скорость истечения из сопла \ и газодинамиче-
газодинамическая функция п (Кс) :
\=hs<?c; F.49)
п(Хс) = [1 - (*- 1) /(*+ 1) Xl f/(k~">, F.50)
(для Аг= A,4т + 1,33) / A + т)).
35. Полное давление на срезе сопла
р*=ри/п(Хс). F.51)
Если Ха > 1, то расширение неполное, и расчет ведется по пп. 36—39.
36. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла
Xcs и статическое давление на срезе сопла рс :
\»=i; F-52)
37. Приведенная скорость истечения из сопла
\=<?с- F-54)
38. Избыточное статическое давление на срезе сопла
A/?c=/?c-/V F.55)
39. Полное давление на срезе сопла
р* = рс/п(\). F.56)
40. Скорость истечения из сопла
Сс=АКТш'5> <6-57>
(для смеси воздуха с газом к = (l,4m+ 1,33)/A+ m);R= 287 Дж/(кг- К);
А= [2kR/(k+ 1)]0'5 (Дж/(кг- К)H'5).
45

41. Удельная тяга двигателя
р
УД
1+ т
-Vn. F.58)
V
42. Удельный расход топлива
Суд = 3600 qT A - 8отб) / (Руд A + т)) .
43. Расход воздуха через двигатель.
Если задана тяга Р , то
44. Тяга двигателя.
Если задан расход воздуха через двигатель GB , то
45. Эквивалентная скорость истечения из сопла
- Г л.
- Сс+
T*°'5(
СМ
где q (кс) вычисляется при fc= A,4m + 1,33) / A + т);
Д= 287Дж/(кг- К).
46. Эффективная работа цикла двигателя
Г
р ц д
Г gT(l-80T6)|
1 1 + m J с п
47. Эффективный КПД двигателя
1о6
48. Полетный КПД двигателя
49. Общий КПД двигателя
Р V
(9тA-5отб)/A+т)L2,9
F.59)
F.60)
F.61)
F.63)
F-64)
F.65)
(б.бб)
46

Приведенный алгоритм позволяет определить явопт из условия
получения максимального значения Руд методом прямого перебора
значений я* с достаточно мелким шагом по пп. 8—41.
Расчет удельной массы двигателя по пп. 50—54 ведется только
для случая Мд= 0 и #= 0.
50. Эквивалентная степень повышения давления
V^K^t "<<*"- V?*' F.67)
(к/(к- 1)= 3,5; (к- l)/k= 0,286).
51. Относительная масса турбокомпрессора обобщенного двигателя
?дв1=6,49+0,386тскэ. F.68)
52. Коэффициенты влияния на удельную массу двигателя.
Коэффициент, учитывающий совершенствование массы ГТД по
годам, может определяться от года начала летных испытаний:
Кс = 1 / (- 20,6368+ 0,010855 Г). F.69)
Коэффициент, учитывающий наличие реверсивного устройства.
Рекомендуются следующие значения:
Х_ев= 1 — нет реверсивного устройства,
F.70)
Хрев= 1,1... 1,15 — есть реверсивное устройство.
Коэффициент, учитывающий наличие форсажной камеры. Реко-
Рекомендуются следующие значения:
с= 1 — нет форсажной камеры,
F.71)
с= 1,414— есть форсажная камера.
Коэффициент, учитывающий назначение самолета и ресурс дви-
двигателя. Рекомендуются следующие значения:
ес= 1 — дляТРДД,
F.72)
О'7^ — для ТРДДФ военных самолетов.
Коэффициент, учитывающий оптимистичность прогноза конст-
конструктивно-массового совершенства двигателя. Рекомендуются следую-
следующие значения:
47

Копт= 1 — нормальный прогноз;
F.73)
Копт= 0,85 — оптимистичный прогноз.
53. Относительная масса ц,дв и масса Мдв двигателя:
Цдв= Ддв1КсК^ Vpc^ec^onr/ 0" + 1) : F-74)
Мдв=НдВОв- F.75)
54. Удельная масса двигателя:
для ТРД удв=Мдв/Р; F.76)
для ТРДФ удв=Мдв/Рф. F.77)
7. АЛГОРИТМ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ТВД
СО СВОБОДНОЙ ТУРБИНОЙ
Данный алгоритм термогазодинамического расчета построен на
базе математической модели первого уровня термогазодинамического
расчета ТВД, приведенной в работе [7].
Последовательность термогазодинамического расчета сводится к
определению параметров рабочего тела в характерных сечениях про-
проточной части двигателя, удельной эквивалентной мощности и удель-
удельного расхода топлива, а также некоторых других сопутствующих па-
параметров двигателя.
1. Задаются N^ ,#, GB или ЛГЭ , тс* , Гг*, \|/ , г|к , Лв . Лтк > Лтсв »
^т * % * \ у акс » Фс f 5отб > ^ред » Г«
2. По данным стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81) определя-
определяются в зависимости от высоты полета Н : ря,Тн,ак .
3. Скорость полета
Кп=М„ан. G.1)
4. Коэффициент восстановления полного давления во входном ус-
устройстве авх :
для идеального входного устройства cjbx= 1 ;
для реального входного устройства авх = 0,97 .
48

5. Приведенная скорость полета
, (А: =1,4). G.2)
6. Газодинамические функции я (А,п) и т (А,п) :
п(Хп) = [1 - (к- 1)Xl/(к + 1) ]*/(*~ *>; G.3)
^ )• G-4)
7. Полное давление рв* и температура торможения Гв на входе в
компрессор:
<7-5>
8. Полное давлениер* и температура торможения Т* за компрес-
компрессором:
Гк* = Гв* A + (<0'286- 1) /лк), G.8)
[(к- \)/к= 0,286].
9. Полное давление газа перед турбиной
10. Относительный расход топлива в камере сгорания
= ^т (гк » гг* t Чг) до формуле Я.Т. Ильичева:
G.10)
Ницт- СрпТг* + С^Го
(Я„ = 42900 кДж/кг).
11. Степень понижения давления на турбине компрессора я*к оп-
определяется из условия:
LK=(l+<7T)(l-5OT<5)Mm;
49

(для газа (к- 1) /? = 0,248).
1005(Г*- Г*)
jr = к в G 11)
11657;*л*A+^)A8)л '
(для воздуха Ср= 1005 Дж/(кг- К), для газа Ср= 1165 Дж/(кг- К);
т4 = A - J^K)" 4'03 , (для газа к /{к - 1) = 4,03). G.12)
12. Полное давление р*К и температура торможения Т*к за турби-
турбиной компрессора:
G.13)
G-14)
13. Свободная изоэнтропическая работа:
^св5= П65Т;*К[1- (Рн/рт*/248] , G.15)
(для газа Ср= 1165 Дж/(кг- К), (A:- l)/k= 0,248).
14. Оптимальный коэффициент распределения свободной энергии
между винтом и соплом.
Если Мп > 0 , то
*-¦ ^Sw ¦
Если Мп = 0 , то \|/опт= 0,008... 0,01.
Если \|/ не задан, то \|/ = \|/опт .
15. Изоэнтропическая работа сопла
^=ЬС^. G.17)
16. Изоэнтропическая работа свободной турбины
• LTCBS=LCBS(l-W). G.18)
17. Работа свободной турбины
50

en- <719>
18. Степень понижения давления на свободной турбине
<св= A- ^TCBS/(H65O-4'03, G.20)
(для газа Ср= 1165 Дж/(кг- К) , к/(к- 1)= 4,03).
19. Полное давление р* и температура торможения Т* за свобод-
свободной турбиной:
G.22)
20. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла:
(для газа Ср= 1165 Дж/(кг- К) ).
Xcs non(Xcs), (k= 1,33). ' G.24)
Если Xcs < 1 , то расширение полное,
Арс=рс-ря=0, G.25)
и дальнейший расчет ведется по пп. 21—22.
21. Приведенная скорость истечения из сопла Хс и газодинамиче-
газодинамическая функция к (Хс) :
= [1- (А:- \)Х\/(к+ l)f&-l»9 G.27)
(для газа к= 1,33 ).
22. Полное давление на срезе сопла:
G.28)
Если \s> 1 , то расширение неполное, и расчет ведется по пп. 23—26.
23. Приведенная изоэнтропическая скорость истечения из сопла
Xcs и статическое давление на срезе сопла рс :
51

Ks= 1; G-29)
Pc=P*n(l). G.30)
24. Избыточное статическое давление на срезе сопла
Арс=рс-рн. G.31)
25. Приведенная скорость истечения из сопла
Хс=(рс. G.32)
26. Полное давление на срезе сопла
р* = рс/п(Хс). G.33)
27. Скорость истечения из сопла
Сс= 18,1 Я,СГТ*0'5, <7.34)
(для газа [2kR/(k+ l)]0>5= 18,1 (Дж/(кг- К)H'5).
28. Удельная мощность винта
"вуд= ^тсвЛр A + <7Т) A - 8отб) / 1000. G.35)
29. Удельная эквивалентная мощность.
Если Мп = 0 , то
1
Если Мд > 0 ,
*эуд= '
30. Удельный
Уэуд= ^вуд + °>068
то
расход топлива
Сэ= 36009т
A+ 9Т)A
A+?т)A
/^эуд-
)тб)/1000..
G.36)
G.37)
G.38)
31. Расход воздуха через двигатель.
Если задана эквивалентная мощность N3 , то
32. Эквивалентная мощность двигателя.
Если задан расход воздуха через двигатель GB , то
G.39)
52

Расчет удельной массы двигателя по пп. 33—37 ведется только
для случая Мд= 0 и Н= 0 .
33. Эквивалентная степень повышения давления
ккэ= [л*°'286+ 1000W3/A005GB7;)]3'5 , G.41)
(Jt/(Jfc- 1)= 3,5; (it- \)/k= 0,286 ; Ср= 1005 Дж/(кг- К».
34. Относительная масса турбокомпрессора обобщенного двигате-
двигателя
Рдв= 6,49+0,386 лкэ. G.42)
35. Коэффициенты влияния на удельную массу двигателя.
Коэффициент, учитывающий совершенствование массы ГТД по
годам, может определяться от года начала летных испытаний:
Кс = 1 / (- 20,6368+ 0,010855 Г). G.43)
Коэффициент, учитывающий конструктивно-массовое различие
газогенераторов ТВД и ТРДД. Рекомендуется следующее значение:
W <7-44)
Коэффициент, учитывающий заданный уровень мощности двига-
двигателя. Рекомендуются следующие значения:
KN= 1 — при N3> 800 кВт;
G.45)
KN= 1,66 — при ЛГЭ< 800 кВт.
Коэффициент, учитывающий наличие встроенного быстроходного
редуктора. Рекомендуются следующие значения:
Х_ед= 1 — нет встроенного редуктора;
G.46)
= 1,154 — есть встроенный редуктор.
36. Относительная масса |ХДВ и масса М двигателя:
^ред 5 G.47)
'G.48)
53

37. Удельная масса ТВД
<7'49>
8. ПРИВЕДЕНИЕ ДАННЫХ ГТД К ВЗЛЕТНОМУ РЕЖИМУ
Данный модуль расчета позволяет в первом приближении
привести основные параметры ГТД, полученные в результате тер-
термогазодинамического расчета при любых условиях полета Мп и
Н, к их значениям на взлетном режиме Мп= 0 , #= 0 . Приведен-
Приведенные к взлетному режиму параметры ГТД позволяют провести рас-
расчет массовых характеристик двигателя.
СПИСОК УСЛОВНЫХ ОБОЗНАЧЕНИЙ (В ДОПОЛНЕНИЕ К ТРД)
Gb 0 Gb0 — расход воздуха через двигатель для ТРД, ТРДФ,
ТВД или суммарный расход воздуха через
двигатель для ТРДД, ТРДДФ на взлетном
режиме, кг/с;
ПИ вО 71*0 — степень повышения давления в вентиляторе
ТРДД, ТРДДФ на взлетном режиме;
ПИ кО я*0 — степень повышения давления
в компрессоре ТРД, ТРДФ, ТВД или
суммарная степень повышения давлений ком-
компрессоров внутреннего контура ТРДД,
ТРДДФ на взлетном режиме.
Алгоритм приведения данных ГТД к взлетному режиму построен
на базе математической модели первого уровня, в которой приняты
следующие условия приближения.
Для ТРД, ТРДФ, ТВД работа и КПД компрессора, температура
газа перед турбиной, а также температура газа в форсажной камере
сгорания у ТРДФ на заданном и на взлетном режимах приняты рав-
равными.
Для ТРДД, ТРДДФ суммарная работа и КПД компрессоров внут-
внутреннего контура, работа и КПД вентилятора, степень двухконтурно-
сти, температура газа перед турбиной, а также температура газа в фор-
54

сажной камере сгорания у ТРДДФ на заданном и на взлетном режимах
приняты равными.
По результатам термогазодинамического расчета ГТД в условиях
Мд и Н известны следующие данные:
р* — полное давление и Т* — температура торможения на входе
в двигатель; GB — расход воздуха; п* — степень повышения давления
компрессоров; к* — степень повышения давления вентилятора.
1. Степень повышения давления в компрессоре ТРД, ТРДФ, ТВД
или суммарная степень повышения давления компрессоров внутрен-
внутреннего контура ТРДД, ТРДДФ, приведенная к взлетному режиму
(8.D
2. Степень повышения давления в вентиляторе ТРДД и ТРДДФ,
приведенная к взлетному режиму
3. Относительная функция плотности тока
где q (X^q — значение функции плотности тока на взлетном режиме.
Общая эмпирическая зависимость относительной функции плот-
плотности тока представлена уравнением:
j д(Хъ)= 1,25(Го / Гв*H'5- 0,25. (8.3)
4. Расход воздуха через двигатель, приведенный к взлетному ре-
режиму:
; (8.4)
(ро = 101325Па и Т6= 288 К).
55

9. ЗАДАЧИ НА ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ
И ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ ГТД
9.1. Термодинамические циклы и КПД ГТД
В этом разделе даются задачи по определению эффективной ра-
работы, эффективного КПД, а также параметров торможения циклов
ТРД и ТРДФ, и по их параметрическому исследованию при различных
условиях полета. Условия полета определяются числом Маха Мп и вы-
высотой Н полета.
К параметрам рабочего процесса циклов ТРД и ТРДФ относятся:
— степень повышения давления компрессора я* = р* /'/?* ;
— степень повышения давления во входном устройстве
Яу= /?* /рн (ря [Па] — статическое давление; р* [Па] — полное дав-
давление);
— температура газа перед турбиной р* ;
— температура газа в форсажной камере pi ;
а также могут быть отнесены:
— удельный объем V= RT/p, м3/кг , где R — газовая постоян-
постоянная (для воздуха R= 287 Дж/(кг- К)).
Основными параметрами термодинамического цикла являются:
— теоретическая работа цикла Lt, Дж/кг;
— эффективная работа цикла Le или ?еф , Дж/кг;
— термический КПД цикла Г|г ;
— эффективный КПД цикла Г|е или Г|еф.
, Кроме указанных параметров, при решении задач рассматриваются
полетный г|п и общий ц0 КПД двигателей.
При параметрическом анализе циклов рекомендуется браА> сле-
следующие диапазоны изменения параметров:
тс* от 1 до 80; Гг* от 1200 до 2000 К; 7? от 1800 до 2100 К,
1. Для ТРД, работающего на основе термодинамического цикла с
подводом тепла при постоянном давлении с полным расширением в
реактивном сопле (см. рис. 6), при заданных значениях числа Маха
Мп и высоты Н полета требуется определить:
1.1. Эффективную работу Le и эффективный КПД цикла г|е при
заданных значениях расчетной степени повышения давления компрес-
56

сора и расчетной температуры газа перед турбиной ГГр для случаев:
а) с реальными потерями в элементах двигателя и б) без потерь в
элементах двигателя (идеальный двигатель). Изобразить термодина-
термодинамические циклы в Р - V координатах и провести их анализ; просле-
проследить изменение параметров (давления и температуры) в проточной ча-
части двигателя.
1.2. Максимальную эффективную работу ?ешах(я?) при заданном
значение Т* и соответствующие этой работе оптимальную степень по-
повышения давления компрессора л?опт , степень повышения давления
во входном устройстве nv , термический J\t , эффективный Т|е , по-
полетный Т1П и общий ti0 КПД.
1.3. Зависимости ?е(я*) , Л^я*) > ^е^О » а ПРИ ^п> ^ еще
Т|п (я*) , Г|о (я*) при заданной величине Т^ и провести их анализ. При
отклонении Le на 1% от максимального значения найти, на сколько
при этом изменяются я* и КПД.
1.4. Зависимости Lt(fT) , y\t{tT) и r\e(fv) , а при Мп> 0 еще
г|п G^) и т|0 (Т*т) , при заданной величине я* и провести их анализ. При
отклонении Le на ± 2% от ее значения при Т* найти, на сколько при
этом изменяются Т* и КПД.
Варианты задачи 1
Номер
варианта
1
2
3
4
5
0
0
0
0,5
0,8
Я, м
0
0
0
0
0
17
21
6
16
10
1700
1800
1500
1850
1900
57

Окончание
Номер
варианта
б
7
8
9
10
11
12
0,9
1,2
1,4
1,9
2
2,2
0,9
Я,м
10000
11000
11000
15000
16000
17000
8000
<Р
27
23
20
7
б
8
12
1800
1750
1650
1700
1775
1800
1350
2. Для ТРДФ, работающего на основе термодинамического цикла
с двухкратным подводом тепла при постоянных давлениях с полным
расширением в реактивном сопле (см. рис. 7), при заданных значениях
числа Маха Мд и высоты Н полета требуется определить:
2.1. Эффективную работу ?еф и эффективный Г|еф КПД цикла при
заданных значениях я* , Т* и расчетной температуры газа в форсаж-
форсажной камере Т1 для случаев: а) с реальным потерями в элементах дви-
двигателя; б) без потерь в элементах двигателя (идеальный двигатель).
Изобразить термодинамические циклы в Р - V координатах и прове-
провести их анализ; проследить изменение параметров (давления и темпе-
температуры) в проточной части двигателя.
2.2. Максимальную эффективную работу ^ефтахС^к) ПРИ заданных
значениях Т* и т! и соответствующие этой работе ^опт » Kv »
п и %
2.3. Зависимости ^фтах(тс*) и %фт!{К(\) , а при Мп> 0 еще
Г|п (я*) и Г|о (я*) при заданных величинах Т* и Т1 и провести их ана-
анализ. При отклонении L^ на 1% от максимального значения опреде-
определить, на сколько при этом изменяются я* и КПД.
2.4. Зависимости ?еф (ф и Г|еф G^) , а при Мп > 0 еще Т1П G^) и
при заданных величинах я* и Т1 и провести их анализ. При
58

отклонении Ь^ф на ± 2% от ее значения при Т* найти, на сколько
при этом изменяются Тг и КПД.
2.5. Зависимости Ьеф(Т*ф) и Цсф(Т%) , а при Мп> 0 еще ЛпСТф) и
Яо (^ф) ПРИ заданных величинах я*р и Ггр и провести их анализ. При
отклонении Ьеф на ± 2% от ее значения при 7фр найти, на сколько
при этом изменяются Гф и КПД.
2.6. Провести сравнение термодинамических циклов ТРД и ТРДФ
при одинаковых значениях Мп , Я , я?р , Гг*ри заданной величине
Т1 по эффективным работам и КПД.
Варианты задачи 2
Номер
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
0
0,9
1,1
0,9
1,5
1,7
2,2
2,4
2,7
3.0
3,2
0,5
Я, м
0
0
11000
7000
15000
17000
19000
20000
20000
22000
24000
0
<Р
20
15
12
25
30
35
17
14
10
8
3
28
1750
1700
1550
1800
1850
1900
1675
1500
1775
1700
1750
1800
Чр'К
2000
1950
1900
2050
2000
2100
2075
1975
2050
2000
2100
2075
59

9.2. ТРД и ТРДФ
В этом разделе даются задачи по определению основных парамет-
параметров ТРД и ТРДФ, а также их зависимости от параметров рабочего про-
процесса при различных условиях полета. Схемы ТРД и ТРДФ с обозна-
обозначением характерных сечений даны на рис. 1 и 2. К параметрам рабо-
рабочего процесса ТРД относятся: степень повышения давления компрес-
компрессора тс* и температура газа перед турбиной Т* , а у ТРДФ к ним еще
добавляется температура газа в форсажной камере Гф .
Основными параметрами двигателей являются:
— тяга Р = Ов/>уд , Я (у ТРДФ - Рф= ОвРудф ) ;
— удельная тяга />уд , Н с/кг (у ТРДФ — Рудф );
— расход воздуха GB , кг/с;
— расход топлива GT = Р Суд , кг/ч (у ТРДФ — GT = Рф Судф ) ;
— удельный расход топлива Суд , кг/(Н- ч) (у ТРДФ — Судф );
— масса двигателя Мдв= 7>удв , кг (у ТРДФ Мдвф= Рф удвф);
— удельная масса двигателя удв , кг/даН (у ТРДФ — Удвф);
— скорость истечейия из реактивного сопла — Сс , м/с (у ТРДФ
Ссф).
При проведении параметрического анализа диапазоны изменения
параметров рекомендуется брать в следующих пределах: я* от 4 до 70
на взлетном режиме и я* от 1 до 60 в полетных условиях; Гг* от 1200
до 2000 К; Тф от 1800 до 2200 К.
3. Самолет с ТРД имеет массу МЯА и ? тяговооруженность
Р/МдА на взлетном режиме (Мп= 0,Н= 0 ). При условии, что тяга
одного двигателя Р< 10000 даН, требуется определить:
3.1. Количество двигателей Z с максимальным значением удель-
удельной тяги Руптах(\) при заданной расчетной температуре газа перед
турбиной Т* , оптимальную степень повышения давления компрессора
якопт » ТЯТУ кажД°Г0 двигателя Р , удельный расход топлива С ,
удельную массу удв , суммарную массу двигателей ^А^дв , расход воз-
воздуха через каждый двигатель GB , суммарный расход топлива ICT, a
также, какой процент составляет суммарная масса двигателей от мас-
массы самолета. Сравнить полученные данные с данными существующих
двигателей.
60

3.2. Количество двигателей Z с наименьшим значением удельного
расхода топлива Суд(я*) в рекомендуемом диапазоне изменения я*
при заданном значении расчетной температуры газа перед турбиной
Т* , степень повышения давления компрессора я* , удельную тягу
Р , а также все остальные данные в соответствии с 3.1.
3.3. Количество двигателей Z с наименьшей удельной массой
у (тс*) в рекомендуемом диапазоне изменения тс* при заданном значе-
значении расчетной температуры газа перед турбиной Т* , степень повы-
повышения давления компрессора я* , удельную тягу Руд , а также все ос-
остальные данные в соответствии с 3.1.
3.4. Количество двигателей Z с наименьшим значением удельно-
удельного расхода топлива С (Т*) в рекомендуемом диапазоне изменения
Тг при заданном значении степени повышения давления компрессора
я* , температуру газа перед турбиной Т*, удельную тягу Р , а также
все остальные данные в соответствии с 3.1.
3.5. Зависимости Р , С и удв от я* при заданном значении
ГГр и провести их анализ. При допустимом отклонении Руд на 1% от
максимального значения определить, на какое значение изменится
я* и на сколько процентов при этом изменятся С и у ?
3.6. Зависимости Р , С и удв от я* при заданной Т* и про-
провести их анализ. При уменьшении С на 2% от ее значения при я* ,
на сколько нужно изменить я* и на сколько процентов при этом из-
изменятся Руд и Суд ?
3.7. Зависимости Руд , Суд и удв от я* при заданной Т* и про-
провести их анализ. При уменьшении удв на 2% от ее значения при я* ,
на сколько нужно изменить я*, , и на сколько процентов при этом из-
изменятся Руд и Суд ?
3.8. Зависимости Руд , С и удв от Т* при заданном значении
я*р и провести их анализ. При допустимом отклонении Р на ± 2%
от ее значения при Ггр определить, на какое значение изменится Т*
и на сколько процентов при этом изменятся С и у ?
61

Варианты задачи 3
Номер
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
МЛА>
КГ
25000
30000
15000
80000
20000
60000
20000
34000
26000
72000
28000
16000
р/мла,
даН/кг
0,7
0,8
0,6
0,5
0,8
0,4
0,5
0,7
0,6
0,5
0,7
0,55
15
17
19
22
24
28
32
12 s
10
8
7
6
1600
1650
1700
1750
1800
1850
1900
1550
1500
1450
1400
1350
4. Самолет с ТРД находится в полете на высоте Н с числом Маха
Мд ; суммарная тяга двигателей самолета равна Z Р при общем коли-
количестве двигателей Z . Требуется определить:
4.1. Для ТРД с максимальным значением удельной тяги Р (тс*)
уд *¦
при заданном значении Т* оптимальную степень повышения давления
компрессора я* опт, удельный расход топлива С , расход воздуха че-
через один двигатель GB , суммарный расход топлива на все двигатели
IGT и скорость истечения газа из реактивного сопла ТРД с полным
расширением Сс .
4.2. Для ТРД с.наименьшим значением удельного расхода топлива
Суд (я*) в рекомендуемом диапазоне изменения я* при заданном зна-
значении Т* степе^ > повышения давления компрессора я*/экч , удельную
тягу Р , расход воздуха через один двигатель GB , суммарный рас-
62

ход топлива на все двигатели IGT и скорость истечения газа из ре-
реактивного сопла ТРД с полным расширением Сс .
4.3. Для ТРД с наименьшим значением удельного расхода топлива
Суд (Т*) в рекомендуемом диапазоне изменения Гг* при заданном зна-
значении п* температуру газа перед турбиной 7^экч , удельную тягу
Р , расход воздуха через один двигатель GB , суммарный расход топ-
топлива на все двигатели ? GT и скорость истечения газа из реактивного
сопла ТРД с полным расширением Сс .
4.4. Зависимости Р , С от я* при заданном значении Т* и про-
провести их анализ. При допустимом отклонении Р на 1% от максималь-
максимального значения определить, на какое значение при этом может изме-
измениться я* и на Сколько процентов изменится С ?
4.5. Зависимости Р , С от я* при заданной Т* и провести их
анализ. При уменьшении С на 2% от его значения при я* опреде-
определить, на какое значение нужно изменить я* и на сколько процентов
изменится Р ?
4.6. Зависимости Руд , Суд от Гг* при заданном значении я*р и
провести их анализ. При допустимом отклонении Р на ± 2% от ее
уд
значения при Т* определить, на какое значение изменится Гг* и на
сколько процентов изменится Суд ?
4.7. Зависимости Руд , Суд от Т* при заданном значении я* и
провести их анализ. При уменьшении Суд на 2% от его значения при
Т* определить, на какое значение нужно изменить Т* и на сколько
процентов изменится Р ?
4.8. Для а) ТРД с реактивным соплом полного расширения и б)
ТРД с сужающимся реактивным соплом и максимальными значениями
удельных тяг Рултак(\) при заданном значении Ггр найти оптималь-
оптимальные значения степени повышения давления компрессора я*опт ,
удельные расходы топлива С , расходы воздуха через один двигатель
GB и скорость истечения газа из реактивных сопел двигателей Сс .
Провести сравнение вариантов а) и б).
63

Варианты задачи 4
Номер
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
м„
0,8
0,9
1,1
1,4
1,5
1,7
1,8
1,9
2,0
2,1
2,2
2,3
Я, м
5000
8000
11000
12000
14000
15000
16000
16000
17000
17000
18000
20000
Z
4
4
3
2
1
4
2
1
4
3
1
2
/\даН
34000
20650
12000
10000
3500
16000
9000
4000
1200
9000
4000
6000
20
16
14
9
8
7
10
8
11
6
9
7
1800
1650
1600
1575
1700
1400
1800
1850
1500
1625
1775
1900
5. Самолет с ТРДФ на взлетном режиме (Мп= 0, Н= 0) имеет
массу МЛА и тяговооруженность %Рф / МЛА . При условии, что тяга
одного двигателя Р< 15000 даН, требуется определить:
5.1. Количество двигателей Z с максимальным значением удель-
удельной тяги Р ф(я* ) при заданных значениях Т* и Т1 , тягу каждого
двигателя Р* , удельный расход топлива С ф , удельную массу у^ ,
суммарную массу двигателей GB , расход воздуха через каждый дви-
двигатель GB , суммарный расход топлива IGT, а также, какой процент
составляет суммарная масса двигателей от массы самолета. Сравнить
полученные данные с данными существующих ТРДФ.
5.2. Количество двигателей Z с минимальным удельным расхо-
расходом топлива С фGС* ) при заданных значениях Т* и т! , удельную
тягу Л,дф , а также все остальные данные в соответствии с 5.1.
5.3. Количество двигателей Z с наименьшей удельной массой
у ф( л* ) в рекомендуемом диапазоне изменения л* при заданных зна-
64

чениях ТГр и Гфр , удельную тягу Рудф, а также все остальные данные
в соответствии с 5.1.
5.4. Зависимости Рудф, Судф и удвф от л* при заданных значениях
Т* и Т1 и провести их анализ. При допустимом отклонении Ру^ф на 1%
от максимального значения определить, на какое значение изменится
я* и на сколько процентов при этом изменятся Судф и Удвф?
5.5. Зависимости Рудф, Судф и удвф от Тг ПРИ заданных значениях
к* и т! и провести их анализ. При допустимом отклонении ^удф на
± 2 % от ее значения при Гг*р определить, на какую величину изме-
изменится Т* и на сколько процентов при этом изменятся С ф и удв?
5.6. Зависимости Рукф , Судф и удвф от Т* при заданных значе-
значениях п* и Тф и провести их анализ. При требуемом уменьшении
Р ф на 2 % от его значения при 7^ определить, на какую величину
нужно изменить Гг* и на сколько процентов при этом изменятся
СУДФ И УДВ?
5.7. Зависимости Рудф , Судф и удвф от Гф при заданных значе-
значениях л* и Т* и провести их анализ. При допустимом отклонении
Р ф на ± 2 % от ее значения при Гфр определить, на какую величину
изменится Т1 и на сколько процентов при этом изменятся Судф и удв?
5.8. Зависимости Рудф , Судф и ^ удвф от Гф при заданных значе-
значениях п* и Т* и провести их анализ. При требуемом уменьшении
С ф на 2 % от его значения при Т1 определить, на какую величину
нужно изменить Т1 и на сколько процентов при этом изменятся
рудф и
Варианты задачи 5
Номер
варианта
1
МЛА>
КГ
40000
2 V МЛА .
даН/кг
0,75
<р
14
1600
Кр «к
2000
65

Окончание
Номер
варианта
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
Л*ЛА
15000
27000
80000
17000
34000
60000
20000
50000
10000
3000
13000
**УМЛА.
даН/кг
0,9
1,1
0,7
0,6
0,8
0,65
0,7
0,5
0,55
0,9
0,45
17
11
20
25
23
27
8
7,5
6,5
9
11
1650
1700
1750
1800
1775
1850
1550
1500
1350
1450
1500
2050
2000
1975
2050
2075
2000
1925
1950
2025
1925
1900
6. Самолет с ТРДФ находится в полете на высоте Н с числом
Маха Мп ; при общем количестве двигателей на самолете Z суммарная
тяга двигателей самолета равна ?^ф. Требуется определить:
6.1. Для ТРДФ с максимальным значением удельной тяги
Р ф(я* ) при заданных значениях Т* и Т1 степень повышения дав-
давления компрессора я* , удельный расход топлива Судф , расход воз-
воздуха через один двигатель GB и суммарный расход топлива на все
двигатели IGT,a также скорость истечения газа из реактивного сопла
ТРДФ с полным расширением Ссф .
6.2. Для ТРДФ с минимальным значением удельного расхода топ-
топлива С ф(я* ) при заданных значениях Т* и Т1 степень повышения
давления компрессора я* , удельную тягу Рудф, расход воздуха через
один двигатель GB и суммарный расход топлива на все двигатели
IGT,a также скорость истечения газа из реактивного сопла двигателя
с полным расширением ССф .
66

6.3. Зависимости Рудф , Судф от я* при заданных значениях Т*р
и Т1 и провести их анализ. При допустимом отклонении Рудф на 1 %
от максимального значения определить, на какое значение при этом
изменится тс* и на сколько процентов изменится Судф?
6.4. Зависимости Рудф , Судф от Т* при заданных значениях п^ и
Т1 и провести их анализ. При Допустимом отклонении Р ф на ± 2 %
от ее значения при Гг*р определить, на какое значение изменится Гг*
и на сколько процентов изменится Судф?
6.5. Зависимости Рудф , Судф от Т* при заданных значениях л*р
и 7фр и провести их анализ. При требуемом уменьшении СуДф на 2 %
от его значения при Т^ найти, на какую величину нужно изменить
Гг* и на сколько процентов изменится ^удф?
6.6. Зависимости Рудф , Судф от ^ф ПРИ заданных значениях к*
и Г* и провести их анализ. При допустимом отклонении />удф на ± 2 %
от ее значения при Т1 определить, на какое значение изменится
Т1 и на сколько процентов изменится Су х?
6.7. Зависимости Рудф , Судф от Гф при заданных значениях п^ и
Т* и провести их анализ. При требуемом уменьшении С ф на 2 % от
его значения при Т1 найти, на какую величину нужно изменить Tl
и на сколько процентов изменится Р?
Варианты задачи 6
Номер
варианта
1
2
3
4
Мл
q,8
i,i
2,2.
2,5
Я, м
4000
0
15000
20000
Z
2
1
4
3
даН/кг
30000
16000
34000
16000
<р
18
9
7
6
1650
1500
1600
1700
ГФР 'К
1900
2000
1'975
2100
67

Окончание
Номер
варианта
5
6
7
8
9
10
11
12
3,0
0,7
0,9
1,1
2,4
2,8
1,5
2,0
Я, м
22000
1000
4000
11000
18000
22000-
11000
15000
Z
4
1
2
4 г
2
1
3
2
даН/кг
14000
14000
18000
38000
14000
4000
24000
12000
<Р
3
16
12
15
9
6
14
8
1850
1750
1350
1700
1650
1850
1575
1675
2075
1950
2000
2075
1925
2100
1900
2050
9.3. ТРДД и ТРДДФ
Здесь даются задачи по определению основных параметров ТРДД
и ТРДДФ и их зависимостей от параметров рабочего процесса при
различных условиях полета. Схемы ТРДД и ТРДДФ с обозначением
характерных сечений даны на рис. 3 и 4.
Параметрами рабочего процесса ТРДД являются: степень повы-
повышения давления во внутреннем контуре п^ , степень повышения дав-
давления вентилятора я* , степень двухконтурности m= GbII/GbI > тем~
пература газа перед турбинЬй Т* , а у ТРДДФ к ним прибавляется
еще температура газа в форсажной камере Tl .
К основным параметрам двигателей относятся:
(уТРДФ
Рф=Св/>удф);
— удельная тяга />уд , (Н с)/кг (у ТРДФ — Рудф );
— расход воздуха через двигатель GBl= GBlI+ GBl, кг/с;
— расход воздуха через внутренний контур GbI , кг/с;
— расход воздуха через наружный контур GbII , кг/с;
— удельный расход топлива Суд , кг/(Н- ч) (у ТРДФ — Судф );
— расход топлива GT= РСуд , кг/ч (у ТРДФ — GT= ^}>РудФ > ;
68

— удельная масса двигателя у , кг/даН;
— масса двигателя Мдв= Рудв , кг , (у ТРДФ Мдв= />фудв ).
Проводя параметрический анализ двигателей, диапазоны измене-
изменения параметров рабочего процесса рекомендуется брать в следующих
пределах:
я^ от 10 до 80 на взлетном режиме и при дозвуковых скоростях
полета; п^ от 3 до 50 на сверхзвуковых скоростях полета; т от 1 до
12 для ТРДД; т от 0,3 до 2,5 для ТРДДФ; Т* от 1200 до 2000 К; 7^
от 1800 до 2400 К.
7. Самолет с ТРДД имеет массу Л/ЛА и тяговооруженность
I.P /Л/ЛА на взлетном режиме (Мп= 0, Н = 0). При условии, что тяга
одного двигателя Р < 30000 даН требуется определить:
7.1. Количество двигателей Z с максимальным значением удель-
удельной тяги ^>уДтах(^^) при заданных значениях m и Т* , оптимальную
степень повышения давления во внутреннем контуре, оптимальную
степень повышения давления вентилятора я* опт , тягу каждого двига-
двигателя Р , удельный расход топлива С , удельную массу у , суммар-
суммарную массу двигателей Z Мдв , расход воздуха через один двигатель
С?в1 , суммарный расход топлива ZGT, а также,какой процент состав-
составляет суммарная масса двигателей от массы самолета Сравнить получен-
полученные данные с данными существующих двигателей.
7.2. Количество двигателей Z с наименьшим значением удельного
расхода топлива С (к^) в рекомендуемом диапазоне изменения к^
при заданных значениях m и Т* , степень повышения давления во
внутреннем контуре ft?w3K4 , оптимальную степень повышения давле-
давления вентилятора Яв0ПТ , удельную тягу Р , а также все остальные
данные в соответствии с 7.1.
7.3. Количество двигателей Z с наименьшим значением удельного
расхода топлива Суд (т) в рекомендуемом диапазоне изменения т при
заданных значениях я^ и Т* , степень двухконтурности /П/экч , опти-
оптимальную степень повышения давления вентилятора я*опт , удельную тя-
тягу Р , а также все остальные данные в соответствии с 7.1.
7.4. Количество двигателей Z с наименьшим значением удельной
массы удв (т) в рекомендуемом диапазоне изменения т при заданных
69

значениях я^р и Т^ , степень двухконтурности m , оптимальную сте-
степень повышения давления вентилятора я* опт, удельную тягу Р и все
остальные данные в соответствии с 7.1.
7.5. Количество двигателей Z с наименьшим значением удельного
расхода топлива С (Т*) в рекомендуемом диапазоне изменения
Т* при заданных значениях m и я^ , температуру газа перед тур-
турбиной 7"г*/экч, оптимальную степень повышения давления вентилятора
Копт > Удельную тягу Руд и все остальные данные в соответствии с 7.1.
7.6. Зависимости Руд , Суд и удв от m ПРИ заданных значениях
Kzp » ^гр и оптимальных я*опт и провести их анализ. При требуемом
уменьшении Суд на 2 % от его значения при тр определить, на сколь-
сколько нужно изменить m и на сколько процентов при этом изменятся
Р И Y ?
*уд и 'дв •
7.7. Зависимости Руд , Суд и удв от я^- при заданных значениях
m , Т* и провести их анализ. При требуемом уменьшении С на 2 %
рт его значения при я^ определить, на сколько нужно изменить
я^ и на сколько процентов при этом изменятся Руд и удв ?
7.8. Зависимости Руд , Суд и удв и скоростей истечения газа из
реактивных сопел внутреннего Сс1 и наружного Сс11 контуров у ТРДД
с раздельными соплами от я* при заданных значениях тр ^
Т* и провести их анализ. При допустимом отклонении С на 2 % от
его минимального значения определить, на сколько изменятся я* ,
Сс1, Сс11 и на сколько процентов при этом изменятся Р и у ?
7.9. Зависимости Р , С и у от Гг* при заданных значениях
m , я^ и оптимальных я*опт и провести их анализ. При желатель-
желательном уменьшении С на 3 % от его значения при Т* определить, на
сколько нужно изменить Т* и на сколько процентов при этом изме-
изменятся Р и у (если это невозможно, то объяснить почему)?
7.10. Для а) ТРДД с раздельными реактивными соплами внутрен-
внутреннего и наружного контуров; б) ТРДД со смешением потоков и общим
реактивным соплом при минимальных значениях удельных расходов
70

топлива С minGC*) и заданных значениях т , я^ и Т^ определить
значения величин С ^п , Р и у, а также оптимальные степени
повышения давления вентиляторов я*опт . Провести сравнение вари-
вариантов а) и б).
Варианты задачи 7
Номер
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
МЛА>
кг
600000
70000
400000
50000
800000
90000
300000
40000
250000
60000
500000
30000
даН/кг
0,2
0,3
0,25
0,35
0,22
0,28
0,2
0,32
0,23
0,3
0,21
0,37
тР
15
8
14
6
12
4
10
3
12
5
15
2
*
ПкЕр
55
35
40 ¦
30
50
27
40
25
52
32
47
24
1800
1750
1700
1650
1850
1550
1775
1600
1800
1700
1850
1350
8. Самолет с ТРДД находится с числом Маха Мп в полете на вы-
высоте Н ; суммарная тяга двигателей самолета равна IP при общем ко-
количестве двигателей на самолете^ . Требуется определить:
8.1. Для ТРДД с наименьшим значением удельного расхода топ-
топлива Суд(т) в рекомендуемом диапазоне изменения т при заданных
значениях я^р и 7^ степень двухконтурности т(эк), оптимальную сте-
степень повышения давления вентилятора \0ПТ , удельную тягу Р
УД
71

расход воздуха через один двигатель Gв1 и суммарный расход топлива
на все двигатели IGT.
8.2. Для ТРДД с максимальным значением удельной тяги
/>удтахGС^5:) при заданных значениях тр и Т*р оптимальные степени
повышения давления я^опт и я*опт , удельный расход топлива Суд ,
расход воздуха через один двигатель GbZ и суммарный расход топлива
на все двигатели 2Х?Т.
8.3. Для ТРДД с наименьшим значением удельного расхода топ-
топлива С (\i) B рекомендуемом диапазоне изменения п^ при заданных
значениях m и Т* степень повышения давления во внутреннем кон-
контуре я^х(ЭКл , оптимальную степень повышения давления вентилятора
явопт > Удельную тягу Руд , расход воздуха через один двигатель G^
и суммарный расход топлива на все двигатели ZGT.
8.4. Для ТРДД с наименьшим значением удельного расхода топ-
топлива Суд(Тг*) в рекомендуемом диапазоне изменения Т* при заданных
значениях тр и п^^ температуру газа перед турбиной Т*^ , опти-
оптимальную степень повышения давления вентилятора \опт , удельную
тягу Руд , расход воздуха через один двигатель Gв1 и суммарный рас-
расход топлива на все двигатели 2Х7Т.
8.5. Зависимости Руд , Суд от m при заданных значениях л*^ ,
Т* и оптимальных я*опт и провести их анализ. При желательном
уменьшении С на 2 % от его значения при m определить, на сколько
нужно изменить шина сколько процентов при этом изменится Р.' ?
8.6. Зависимости Р , С от 7С^ при заданных значениях m ,
Т* и оптимальных Идолт и провести их анализ. При желательном
уменьшении Суд на 2 % от его значения при я^р определить, на
сколько нужно изменить л^ и на сколько процентов при этом изме-
изменится Р ?
8.7. Зависимости Р , С от Т* при заданных значениях m ,
якХр и оптимальных \опт и провести их анализ. При желательном
72

уменьшении С на 3 % от его значения при Т^ определить, на сколь-
сколько нужно изменить Т* и на сколько процентов при этом изменится
Р
уд
8.8. Зависимости Р , С и скоростей истечения газа из реактив-
уд уд
ных сопел внутреннего Сс1 и наружного Сс11 контуров ТРДД с раздель-
раздельными реактивными соплами от тс* при заданных значениях тр , я^
Т* и провести их анализ. При допустимом отклонении С на 2 % от
его минимального значения определить, на какое значение при этом
изменятся тс* (от оптимального я* 0П1) , Сс1, Сс11, а также на сколько
процентов при этом изменится Р ?
Варианты задачи 8
Номер
вариан-
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
0,95
0,8
0,75
0,6
0,4
0,9
0,85
0,65
0,95
0,7
0,6
0,75
Я, м
11000
10000
8000
7000
5000
12000
11000
6000
10000
9000
4000
8000
Z
4
3
2
4
2
3
4
2
3
2
4
3
даН/кг
60000
30000
18000
40000
8000
45000
20000
6000
36000
16000
20000
2700
<р
15
9
6
12
4
10
14
2
11
5
6
9
57
36
28
43
25
42
37
26
40
22
32
38
*?*
1800
1750
1700
1775
1500
1650
1550
1450
1800
1350
1600
1700
9. Самолет с ТРДДФ на взлетном режиме (Мд= 0, #= 0) имеет
массу МдА и тяговооруженность ЕРф/ Л^да • ^Ри условии, что тяга
одного двигателя Р < 20000 даН требуется определить:
73

9.1. Количество двигателей Z на самолете с максимальным зна-
значением удельной тяги ^удфтах(л^) при заданных значениях тр , Т*р
и Гфр оптимальную степень повышения давления во внутреннем кон-
контуре я^ опт , оптимальную степень повышения давления вентилятора
явопт > ТЯГУ кажД°Г0 двигателя Рф , удельный расход топлива Судф ,
удельную массу удвф , суммарную массу всех двигателей 1Мдвф , рас-
ход воздуха через один двигатель Gb2 , суммарный расход топлива на
все двигатели ZGT , а также, какой процент составляет суммарная мас-
масса двигателей от массы самолета? Сравнить полученные данные с дан-
данными существующих двигателей.
9.2. Количество двигателей Z на самолете с наибольшим значением
удельной тяги Рудф (т) в рекомендуемом диапазоне изменения т при
заданных значениях я^ ^р-и ^фр > степень двухконтурности m , оп-
оптимальную величину я*опт и все остальные данные в соответствии с
9.1.
9.3. Количество двигателей Z на самолете с наименьшим значе-
значением удельной массы 7двф(т) в рекомендуемом диапазоне изменения
m при заданных значениях я^ ,Г* и Т1 , степень двухконтурности
m , оптимальную величину я*опт, удельную тягу Рудф и все остальные
данные в соответствии с 9.1.
9.4. Количество двигателей Z на самолете с наименьшим удель-
удельным расходом топлива С ЛТ*) в рекомендуемом диапазоне измене-
изменения Т* при заданных значениях m , я^ и Т1 , температуру газа
перед турбиной Т*, оптимальную величину \опт , удельную тягу
Руф и все остальные данные в соответствии с 9.1.
9.5. Зависимости Рудф , СуДф и удвф от m при заданных величинах
KllT) »^гр и ^фр и оптимальных тс*вопт , и провести их анализ. При же-
желательном уменьшении С.ух на 2 % от его значения при m опреде-
определить, на сколько нужно изменить m и на сколько процентов при этом
изменятся Рудф и удвф ?
9.6. Зависимости Ру^, С ф и у х от я^ при заданных величинах
m , Г* и т! и оптимальных я* опт и провести их анализ. При допу-
74

стимом отклонении Рудф на 1 % от ее максимального значения опре-
определить, на какое значение изменится я^ и на сколько процентов при
этом изменятся Судф и удвф ?
9.7. Зависимости Рудф, Судф и уДВф от Т* при заданных величинах
m , тс^ и Т1 и оптимальных я*опт и провести их анализ. При уве-
увеличении РуДф на 2 % от ее значения при Гг*р определить, на сколько
нужно изменить Т* и на сколько процентов при этом изменятся
СудФ и 'Удвф ?
9.8. Зависимости Рудф, Судф и уДВф от Т^ при заданных величинах
тр , л:^ и Т* и оптимальных \опт и провести их анализ. При допу-
допустимом отклонении Рудф на ± 2 % от ее значения при Т1 определить,
на какое значение при этом изменится Т1 и на сколько процентов из-
изменятся Судф и удвф ?
9.9. Зависимости Р ф , С ф и уДВф от я* при заданных величинах
тр , я^ р , Г^ и Гфр и провести их анализ. При допустимом отклонении
РуДф на 1 % от ее максимального значения определить, на какое зна-
значение изменится 7СВ и на сколько процентов при этом изменятся
СудФ и удвф ?
Варианты задачи 9
Номер
вариан-
варианта
1
2
3
4
5
6
МЛА»
кг
50000
100000
30000
70000
35000
300000
^ф/МЛА>
даН/кг
0,6
0,5
0,9
0,7
1,1
0,45
тР
1
1,5
0,75
1,2
0,9
2
ПкЕр
32
45
28
25
30
43
1850
1875
1650
1600
1700
1800
2100
2050
2000
1975
2100
2050
75

Окончание
Номер
вариан-
варианта
7
8
9
10
11
12
Л*ЛА
25000
45000
65000
90000
120000
32000
^ф/МЛА>
даН/кг
0,8
0,75
0,55
0,6
0,5
0,9
тР
1,1
0,8
1,2
1
1,9
1,1
27
24
28
35
40
28
1750
1650
1550
1850
1775
1800
2075
2050
1950
2050
1900
2100
10. Самолет с ТРДДФ находится в полете с числом Маха Мп на
высоте Н при общем количестве двигателей на самолете Z с суммар-
суммарной тягой Е Р.. Требуется определить:
10.1. Для ТРДДФ с максимальным значением удельной тяги
^:) ПРИ заданных значениях тр , Гг*р и Гфр оптимальные
и ^вопт » Удельный расход топлива Судф, расход воздуха через
один двигатель GbI и суммарный расход топлива на все двигатели
ZGT,a также скорость истечения газа из реактивного сопла двигателя
с полным расширением Ссф.
10.2. Для ТРДДФ с наименьшей величиной удельного расхода
топлива С Am) в рекомендуемом диапазоне изменения т при задан-
заданных величинах я!у , Т* и Т1 степень двухконтурности m , ч , опти-
мальное значение тс* опт , удельную тягу Рудф , расход воздуха через
один двигатель GbS , суммарный/ расход топлива на всех двигателях
Z GT и скорость истечения газа из реактивного сопла двигателя с пол-
полным расширением Ссф.
10.3. Для ТРДДФ с наименьшей величиной удельного расхода
топлива С ф(Т*) в рекомендуемом диапазоне изменения Т* при за-
заданных величинах я^ , m и Т1 температуру газа перед турбиной
ГДЭК) , оптимальное значение я* опт, удельную тягу ^удф, расход воз-
воздуха через один двигатель GbI , суммарный расход топлива во всех
76

двигателях IGT и скорость истечения газа из реактивного сопла дви-
двигателя с полным расширением ССф.
10.4. Зависимости Р ф , С ф от т при заданных значениях 7С^р ,
Т* и Т1 и оптимальных я* опт и провести их анализ. При требуемом
уменьшении Судф на 2 % от его значения при m определить, на какое
значение нужно изменить m и на сколько процентов в этом случае
•изменится ^удф (если это невозможно, то объяснить почему)?
10.5. Зависимости Л,дф , ^ ф от тс^ при заданных значениях m ,
Т* и ГГ и оптимальных л* опт и провести их анализ. При допустимом
отклонении ^удф на 1 % от ее максимального значения определить,
на какое значение изменится п*^ и на сколько процентов при этом
изменится С?
10.6. Зависимости Рудф , Судф от Т* при заданных значениях тр ,
^фр и оптимальных л*опт и провести их анализ. При желатель-
желательном увеличении Pyj,^ на 2 % от ее значения при Т* определить, на
какое значение необходимо увеличить Т* и на сколько процентов при
этом изменится С ф?
10.7. Зависимости Рулф , С ф от т! при заданных значениях m ,
^kZd » ^гр и оптимальных Копт и провести их анализ. При допустимом
отклонении ^удф на ± 2 % от ее значения при Гф определить, на ка-
какое значение изменится Т1 и на сколько процентов изменится при
этом Судф?
10.8. Зависимости ^удф , С ф от я* при заданных значениях m ,
^kZo » ^п) и ^фр и провести их анализ. При допустимом отклонении
Руф на 1 % от ее максимального значения определить, на какое зна-
значение изменится яв и на сколько процентов изменится при этом
судФ?
10.9. Провести сравнение по удельным параметрам (/^дф и С л)
при одинаковых полетных условиях: а) ТРДДФ с оптимальными сте-
степенями повышения давления во внутреннем контуре л^ опг и венти-
77

ляторе 7С* опт при заданном значении т ; б) ТРДФ с оптимальной сте-
степенью повышения давления компрессора я^ опт при одинаковых зна-
значениях величин Т^ и Гфр у ТРДДФ и ТРДФ.
Варианты задачи 10
Номер
вариан-
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
ц.
0,95
1,1
2,2
2,5
3
3,2
0,9
1,1
2,4
2,8
1,5
2
Я, м
4000
0
14000
20000
22000
23000
6000
11000
18000
22000
11000
15000
Z
2
1
4
3
4
1
2
4
2
1
3
2
даН
34000
15000
26000
18000
14000
4000
16000
38000
12000
4500
24000
12000
тР
1
1,5
0,9
1,3
1,8
1,6
0,7
1
1,4
0,8
1,9
1,1
*
Як2р
28
38
18
12
9
6
25
28
10
11
40
30
К'К
1800
1850
1650
1600
1700
1750
1800
1650
1550
1800
1850
1775
Г<рр'К
2100
2050
2000
1975
2100
2025
2075
2050
1950
2050
2025
2100
9.4. ТВД
В этом разделе даются задачи по определению основных парамет-
параметров ТВД и их зависимостей от параметров рабочего процесса^ри раз-
различных условиях полета. Схема ТВД с обозначениями характерных се-
сечений дана на рис. 5.
Параметрами рабочего процесса ТВД являются: степень повыше-
повышения давления компрессора я* , температура газа перед турбиной 7^ ,
коэффициент распределения свободной энергии между винтом и со-
соплом \|/ .
К основным параметрам ТВД относятся:
78

— эквивалентная мощность N3 , кВт;
— удельная эквивалентная мощность 7Уэуд , (кВт- с)/кг;
— удельный расход топлива Сэ , кг/(кВт- ч);
— удельная масса двигателя удв# , кг/кВт.
При проведении параметрического анализа двигателя диапазон
изменения параметров рабочего процесса рекомендуется брать в пре-
пределах:
я* от 5 до 30; 0< у< 1; Т* от 1100 до 2000 К .
11. Летательный аппарат с ТВД находится в полете с числом Мп
на высоте Н , суммарная эквивалентная мощность двигателей лета-
летательного аппарата равна Е#э при общем количестве двигателей Z.
Требуется определить:
11.1. Для ТВД с максимальным значением удельной эквивалент-
эквивалентной мощности #эудтах(як) п^и заданном значении Т*р и при оптималь-
оптимальном распределении свободной энергии между винтом и соплом \|/опт
степень повышения давления компрессора я* , удельный расход топ-
топлива Сэ , расход воздуха через один двигатель GB и суммарный расход
топлива на все двигатели ? GT .
11.2. Зависимости N и Сэ от я* при заданном значении Т* и
при оптимальном распределении свободной энергии между винтом и
соплом \|/опт , провести их анализ. При допустимом отклонении N
на 1 % от максимального значения определить, на какое значение при
этом может измениться я* и на сколько процентов изменится Сэ?
11.3. Зависимости #эуд и Сэ от я* при заданном значении Т^ и
при оптимальном распределении свободной энергии между винтом и
соплом, провести их анализ. При уменьшении Сэ на 2 % от его зна-
значения при якр определить, на какое значение надо изменить я* и на
сколько процентов изменится ЛГэуд ?
11.4. Зависимости ЛГэуд и Сэ от Т* при заданном значении я^ и
при оптимальном распределении свободной энергии между винтом и
соплом \|/опт , провести их анализ. При допустимом отклонении N
на ± 2 % от ее значения при Т*р определить, на какое значение изме-
изменится Гг* и на сколько процентов изменится Сэ?
79

11.5. Зависимости ЛГэуд и Сэ от Т* при заданном значении к^ и
при оптимальном распределении свободной энергий между винтом и
соплом \|/опт , провести их анализ. При уменьшении Сэ на 2 % от его
значения при Гг*р определить, на какое значение нужно изменить Т*
и на сколько процентов изменится N ?
11.6. Зависимости N и Сэ от \|/ при заданном значении Т* и
к* , провести их анализ. При допустимом отклонении N на ± 2 %
от ее значения при \|/ определить, на какое значение изменится \|/ и
на сколько процентов при этом изменится Сэ?
11.7. Зависимости
и Сэ от \|/ при заданном значении Т* и
к* , провести их анализ. При требуемом уменьшении Сэ на 1 % от ее
значения при \|/ определить, на какое значение изменится \|/ и на
сколько процентов при этом изменится N ^ ?
Варианты задачи 11
Номер
вариан-
варианта
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
0,5
0,75
0,4
0,65
0,55
0,7
0,6
0,65
0,55
0,75
0,8
0,4
Я, м
4000
10000
6000
8000
5000
11000
6000
9000
8000
6000
11000
2000
Z
2
4
2
2
2
4
2
2
2
2
4
2
2ЛГЭ,
кВт
1000
4000
1300
2680
1560
2720
2680
1580
1740
2720
3400
3000
<Р
8
16
10
14
12
18
10
20
14
12
16
15
1400
1600
1300
1400
1300
1400
1200
1500
1500
1200
1500
1550
80

12. У ТВД на взлетном режиме (Мп= 0, #= 0) с мощностью N3
требуется определить:
12.1. Зависимости 7Уэуд , Сэ и удвЛГ от тс* при заданном значении
Т* и при оптимальном коэффициенте распределения свободной энер-
энергии между винтом и соплом \|/опт, провести их анализ. Для максималь-
максимального значения #эудтах найти величины Сэ и удвЛГ , а также расход
воздуха через двигатель GB и массу двигателя Мдв .
12.2. Зависимости N , Сэ и Удв# от тс* при заданном значении
Т* , оптимальном vj/onT и провести их анализ. При допустимом откло-
отклонении N на 1 % от максимального значения определить, на какое
значение изменится тс* и на сколько процентов при этом изменятся
^э И ТдвЛГ •
12.3. Зависимости N , Сэ и Удв^ от тс* при заданном значении
Г* , оптимальном \|/опт и провести их анализ. При уменьшении Сэ на
2 % от его значения при тс* определить, на сколько нужно изменить
тс* и на сколько процентов при этом изменятся Сэ и
12.4. Зависимости N , Сэ и удв^ от я* при заданном значении
Г* , оптимальном \|/опт и провести их анализ. При уменьшении
на 2 % от ее значения при тс* определить, на сколько нужно изменить
тс* и на сколько процентов при этом изменятся Сэ и удв^ ?
12.5. Зависимости #эуд , Сэ и удвЛГ от Т* при заданном значении
тс* , оптимальном \|/опт и провести их анализ. При допустимом отклоне-
отклонении N на ± 2 % от ее значения при Т* определить, на какое значение
изменится Тг и на сколько процентов при этом изменятся Сэ и у N ?
Варианты задачи 12
Номер
варианта
1
2
Мл
0
0
Я, м
0
0
N3 , кВт
1000
1500
<Р
10
15
1400
1600
81

Окончание
Номер
варианта
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
Я, м
0
0
0
0
0
0
0
0
0
0
ЛГЭ , кВт
600
450
1700
1200
500
700
1100
1300
950
550
9
7
16
И
7,5
9
12
14
10
8,5
1500
1300
1550
1450
1250
1350
1600
1650
1500
1300
82

ЛИТЕРАТУРА
1. Акимов В.М., Бакулев В.И, Курзинер Р.И. и др. Теория и расчет воз-
воздушно-реактивных двигателей/Под ред. СМ. Шляхтенко. — М.: Машиностро-
Машиностроение, 1987.
2. Деменченок В.П., Дружинин Л.Н., Пархомов А.Л. и др. Теория двух-
контурных турбореактивных двигателей/Под ред. СМ. Шляхтенко и В.А. Со-
сунова. — М.: Машиностроение, 1979. '
3. Голубев В.А. Двухконтурные авиационные двигатели. Теория, расчет
характеристик: Учебное пособие. — М.: МАИ, 1993.
4. Расчет характеристик ТРДД и ТРДДФ на ЭВМ/В.И. Бакулев, В.А. Го-
Голубев, Д.С. Ковнер, Б.А. Козленко. — М.: МАИ, 1981.
5. Диалоговая система программирования ДИСП/И.М Булко, Н.Н. До-
рожко, И.И. Пилецкий и др. — М.: Финансы и статистика, 1984.
6. Термогазодинамические расчеты авиационных ГТДАА.М. Ахмедзянов,
В.П. Алаторцев, СЕ. Аксельрод, Л.Н. Дружинин, М.А. Сахабетдинов. —
Уфа: УАИ, 1982.
7. Бакулев В.И., Ковнер Д.С, Козленко Б.А. Расчет характеристик ТВД
на ЭВМ. -— М.: МАИ, 1984.
8. Кузъмичев B.C., Трофимов А.А. Проектный расчет основных парамет-
параметров турбокомпрессора ГТД. — Куйбышев: КуАИ, 1987.
9. Бакулев В.И., Ковнер Д.С, Козленко Б.А. Термогазодинамические рас-
расчеты ГТД на ЭВМ в режиме диалога. — М.: МАИ, 1987.
10. Иностранные авиационные двигатели (по данным иностранной печати
XII издание). — М.: ЦИАМ, 1992.
11. ГОСТ 4401-81. Стандартная атмосфера.
12. Двигатели. Газотурбинные двигатели. Термины и определения. ГОСТ
23851-79. — М.': Издательство стандартов, 1980.
83

ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие 3
1. Цель и задачи определения основных параметров двигателей
на расчетном режиме 4
2. Порядок работы с дисплеем и клавиатурой 8
3. Управление ходом решения задач 9
3.1. ТРД 9
3.2. ТРДФ 12
3.3. ТРДД 15
3.4. ТРДДФ(см) и ТРДД(см) 18
3.5. ТВД 22
4. Алгоритм термогазодинамического расчета ТРД и ТРДФ 25
5. Алгоритм термогазодинамического расчета ТРДД
с раздельными контурами 32
6. Алгоритм термогазодинамического расчета ТРДДФ(см) с реактивным
соплом полного расширения и ТРДД(см) с сужающимся
реактивным соплом 39
7. Алгоритм термогазодинамического расчета ТВД
со свободной турбиной 48
8. Приведение данных ГТД к взлетному режиму 54
9. Задачи на определение основных параметров и
параметрический анализ ГТД 56
9.1. Термодинамические 'циклы и КПД ГТД 56
9.2. ТРД и ТРДФ 60
9.3. ТРДД и ТРДДФ 68
9.4. ТВД 78
Литература 83