риблизно відповідає максимуму питомої потужності. Незважаючи на сприятливий вплив підвищення Пк * на удільні параметри двигуна, застосування великих значень Пк * обмежено ускладненням конструкції і збільшенням маси, габаритів компресора. Вибір високих значень Пк * при проектуванні двигунів малої потужності призводить до отримання малих висот лопаток останніх ступенів компресора і перших ступенів турбіни. Це в свою чергу призводить до зростання втрат енергії через збільшення відносних радіальних зазорів, зменшення значення числа Рейнольдса і зниження відносної точності виготовлення пера лопатки. Попередньо для вибору Пк * на розрахунковому режимі, проведемо розрахунок для Пк * = 18. br/>
1.1.3 ККД компресора і турбіни
Величина ізоентропіческого ККД багатоступінчастого компресора за параметрами загальмованого потоку залежить від ступеня підвищення тиску в компресорі і ККД його ступенів, де - середнє значення ККД ступенів компресора.
На розрахунковому режимі середнє значення ККД ступенів у багатоступеневих осьових компресорах сучасних авіаційних двигунів лежить в межах = 0.88 .. 0.9. Приймаються = 0.9. p> Т.а, отримуємо = 0.847.
Для визначення ККД охолоджуваної турбіни залежно від обраних значення Тг *, в термогазодинамічних розрахунку можна використовувати співвідношення:
тому Тг *> 1250К,
де = 0.92 - ККД неохолоджуваної турбіни.
Т.а, = 0.896.
.1.4 Втрати в елементах проточної частини
Для всіх попередніх термогазодинамічних розрахунків нижче перераховані коефіцієнти приймаємо однакові. p> Вхідний пристрій розглянутого двигуна є дозвуковим прямолінійним каналом. Коефіцієнт відновлення повного тиску для такого пристрою становить = 0.97 .. 1.0. Приймаються = 0.98. p> Втрати повного тиску в камері згоряння викликаються гідравлічним і тепловим опором. Гідравлічний опір визначається в основному втратами в дифузорі, фронтовому пристрої, при зміщенні струменів, при повороті потоку (= 0.93 .. 0.97). Приймаються = 0.97. p> Тепловий опір виникає внаслідок підведення тепла до рухомого газу. Для основних камер згоряння зазвичай Ві 0.97 .. 0.98. Приймаються = 0.98. p> Сумарні втрати повного тиску в камері згоряння підраховуються за формулою: = * = 0.97 * 0.98 = 0.951.
Втрати тепла в камері згоряння головним чином пов'язані з неповним згорянням палива і оцінюється коефіцієнтом повноти згоряння. Цей коефіцієнт на розрахунковому режимі досягає значень = 0.97 .. 0.99. Приймаються = 0,99. p> За відсутності перехідного патрубка між турбіною компресора і вільною турбіною коефіцієнт відновлення повного тиску = 1.
Вихідний пристрій вертолітних ВМД, як правило, виконується діффузорним. Коефіцієнт відновлення повного тиску:? Р.н = 0.98. br/>
.1.5 Швидкість витікання газу з вихідного пристрою
Швидкість витікання газу з вертолітного ВМД характеризує втрачену кінетичну енергію на виході з двигуна, тому її доцільно було б зм...
