Gas Turbojet Performance 설계 프로젝트
- 최초 등록일
- 2015.03.17
- 최종 저작일
- 2012.04
- 9페이지/
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목차
1. Turbojet Engine Cycle Analysis
1) Flight total pressure and temperature
2) Diffuser exit (ⓐ ~②)
3) Compressor exit (② ~ ③)
4) Burner exit (③ ~ ④)
5) Turbine exit (④ ~⑤)
6) Afterburner exit (⑤ ~ ⑦)
7) Nozzle exit (⑦ ~ ⑨)
8) Nondimensional specific thrust
9) Thrust specific fuel consumption (TSFC)
10) Thermal efficiency
11) Propulsive efficiency
12) Overall efficiency
2. Matlab source
3. Table of performance parameters
4. Comments
본문내용
2. Matlab source
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clc
% Turbojet engine %
CpC=1004; % Average Specific heat in Compressor (J/kg*k)
CpT=1156; % Average Specific heat in Turbine (J/kg*k)
CpAB=1243; % Average Specific heat in AfterBurner (J/kg*k)
FHV=42000000; % Fuel heating value (J/kg)
shrC=1.4; % Specific heat ratio in Compressor
shrT=1.33; % Specific heat ratio in Turbine
shrAB=1.3 % Specific heat ratio in AfterBurner
R=287; % Gas constant (J/kg*K)
TprD=0.88 % Inlet total pressure recovery
Ec = 0.9 % Compressor polytropic efficiency
TprB= 0.95 % Burner Total Pressure ratio
TtrB=8 % Burner Total Temperature ratio
EffB=0.98 % Adiabatic Burner efficiency
EffM=0.995 % Mechanical efficiency
<중 략>
이번 프로젝트는 Turbojet engine의 cycle analysis를 통해 압축비에 따른 performance curve를 컴퓨터를 이용하여 구현하는 것이다.
Project#1을 수행하면서 Turbojet engine의 cycle analysis를 정확히 이해할 수 있었으며, 각 구성품에서 성능에 미치는 변수들을 알 수 있게 되었다.
참고 자료
없음