Описание работы двигателя

1. Описание работы двигателя

Принципиальная схема ГТД со сгоранием топлива при p = const показана на рисунке 1. Принцип его работы следующий: при полёте самолёта набегающий поток воздуха поступает в диффузор и там сжимается. Затем попадает в компрессор 2, где опять подвергается сжатию. Далее сжатый воздух поступает в камеру сгорания 3, где происходит сгорание топливно-воздушной смеси и, следовательно, осуществляется подвод тепла. Привод компрессора осуществляется от газовой турбины 4. Пройдя через газовую турбину, продукты сгорания расширяются в реактивном сопле до атмосферного давления, и, после истечения, изобарно охлаждаются в атмосфере. Поскольку адиабатно сжимаемый в компрессоре воздух и образовавшиеся продукты сгорания, расширяющиеся на лопатках турбины и в сопловом аппарате, имеют различный состав, параметры состояния рабочего тела в различных точках термодинамического цикла должны рассчитываться с учётом этой особенности. Расход воздуха на горение и количество продуктов сгорания определяются уравнениями химических реакций окисления элементов горючего с учётом содержания их в топливе.

Рисунок 1 – Принципиальная схема ГТД с подводом тепла при
p = const: 1 – топливный насос; 2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина

2. Расчёт состава рабочего тела

  2.1 Предварительный расчёт состава воздуха

Расчёт количества вещества, массовых и мольных долей компонентов и теплоёмкостей производится для воздуха, потребляемого двигателем самолёта на высоте полёта Н=10000 м.

Рассчитаем массовые доли по формуле:

Обозначим  как  – молекулярная масса смеси:

Тогда:

Рассчитаем количество вещества:

Найдём удельную газовую постоянную для каждого компонента по формуле:

 (3),

где R=8,314

Удельные изобарные теплоёмкости компонентов:

Удельные изохорные теплоёмкости компонентов найдём по формуле:

 (4)

Для газовой смеси определим удельную изобарную теплоёмкость:

И удельную изохорную теплоёмкость:

Показатель адиабаты:

Удельную газовую постоянную: