Схемы и принцип действия авиационных двигателей

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение

Высшего профессионального образования

Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С.П.Королева

(национальный исследовательский университет)

(СГАУ)

Кафедра теории двигателей летательных аппаратов

Курсовая работа

Схемы и принцип действия авиационных двигателей

Вариант 108

Выполнила: студентка группы № 2211 Бахтинова Е.А.

Проверил: преподаватель

Батурин О.В.

Самара 2012



Реферат

Курсовая работа: 26 страниц, 7 таблицы, 4 рисунка.

ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЕ ФУНКЦИИ, МЕРИДИОНАЛЬНО СЕЧЕНИЕ ГАЗОГЕНЕРАТОРА, ПЕРЕФЕРИЙНЫЙ И ВТУЛОЧНЫЙ ДИАМЕТР.

Определены основные размеры проточной части ГТД, а также произведен термогазодинамический расчет. Рассчитаны потребные площади проточной части турбины и компрессора, а также основные геометрические характеристики этих сечений. Построено меридионального сечения проточной части газогенератора. Искомые размеры проточной части турбокомпрессора ГТД описываются в первом приближении периферийными и втулочными диаметрами характерных сечений турбокомпрессора, а также числом ступеней компрессора и турбины. Они относятся к числу важнейших конструктивно-геометрических параметров турбокомпрессора, так как от их выбора непосредственно зависят окружные скорости рабочих лопаток компрессора и турбины, частота вращения ротора, масса и ресурс двигателя, достижимые уровни КПД узлов и, следовательно, эффективность двигателя



ВВЕДЕНИЕ

Грамотная эксплуатация ГТД, проектирование технологических процессов изготовления их деталей и узлов невозможны без понимания сути физических процессов, реализуемых в термодинамическом цикле последних. Поэтому предусмотрено выполнение студентами курсовой работы, в которой осуществляется начальный этап проектирования рабочего процесса ГТД: по заданным основным параметрам цикла определяются удельные параметры и , а также оценивается тяга P двигателя и полный расход воздуха .

Результаты, полученные в этой курсовой работе, являются основой для последующего конструирования ГТД и его элементов.



1. Сведения о прототипе

Рисунок 1. НК-8

Таблица 1.Данные о прототипе

Название двигателя	НК - 8
Год разработки	1964
Фирма разработчик/ страна	КМПО/СССР
Тип двигателя	ТРДД со смешением
Формула двигателя	2+2+6+1+2
Число каскадов	2(ВД + НД)
На каком самолете применяется	ТУ154, ИЛ62
Состояние	серийный
Назначенный ресурс, часов (циклов/лет)
Диаметр на входе	1,442
Длина без реверса/с реверсом, м	4,766/5,288
Масса с реверсом, кг	2500
	Взлетный режим	Крейсерский режим
Н	0	11 км
Мn	0	0,8
Р, кН	93,2	17,66
	59,2	80,6
	214,5
рв*
рквд*
m	0,984	0,984
	1200



2. Термогазодинамический расчет

Двухвальный двухконтурный ТРД со смешением потока (ТРДДсм)

Таблица 2.Исходные данные для расчета

Название параметра	Обозначение	НК-8
Температура атмосферного воздуха, К		288,16 К
Давление атмосферного воздуха, Па		101325 Па
Число Маха полета		0
Высота полета, км	Н	0 км
Расход воздуха через двигатель на входе, кг/сек		214,5 кг/сек
Суммарная степень сжатия		10,25
Степень сжатия в вентиляторе		2,44
Степень сжатия в КНД		2,44
Степень сжатия в КВД		4,2
Температура газов перед турбиной, К		1200 К
Степень двухконтурности		0,984
Коэффициент восстановления полного давления в воздухозаборнике		0,99
КПД вентилятора		0,89
КПД КНД		0,86
КПД КВД		0,88
КПД сгорания		0,99
Коэффициент восстановления полного давления в камере сгорания		0,94
КПД ТВД		0,88
Коэффициент относительного охлаждения турбины ВД		0,01
КПД ТНД		0,92
Коэффициент относительного охлаждения турбины НД		0,005
Механический КПД каскада ВД		0,99
Механический КПД каскада НД		0,99
Коэффициент восстановления полного давления в канале II контура		0,96
Коэффициент скорости в сопле		0,98

Термогазодинамический расчет

Таблица 3.

Название параметра	Обозначение	Формула	Пример расчета	Расчёт
Воздухозаборник
Степень сжатия в воздухозаборнике				1
Полная температура на выходе				288,16К
Полное давление на выходе				100312Па
Вентилятор
Работа сжатия вентилятора				94488
Полная температура на выходе				382,2К
Полное давление на выходе				244761Па
Компрессор низкого давления
Работа сжатия компрессора НД				97656
Полная температура на выходе				385,3К
Полное давление на выходе				244761Па
Компрессор высокого давления
Работа сжатия компрессора ВД				224433
Полная температура на выходе				608,7К
Полное давление на выходе				1027995Па
Камера сгорания
Относительный расход топлива			1159	0,01613
Коэффициент изменения массы ВД				1,0009
Коэффициент изменения массы НД				1,011
Коэффициент изменения массы				1,008
Коэффициент изменения массы				0,985
Полное давление на выходе				966315Па
Турбина высокого давления
Работа расширения турбины ВД				226496
Степень расширения в турбине ВД				2,28
Полная температура на выходе				1004,6К
Полное давление на выходе				423822Па
Турбина низкого давления
Работа расширения турбины НД				190463
Степень расширения в турбине НД				2,20
Полная температура на выходе				840,3К
Полное давление на выходе				192647Па
Смесительное устройство
Полная температура на выходе				613,05К
Приведенная скорость		Задаём		0,45
ГДФ		По таблице газодинамических функций (k=1,33)		0,8893
ГДФ				0,72911
Относительная плотность тока		По таблице газодинамических функций (k=1,33)		0,6545
Относительная плотность тока		По таблице газодинамических функций (k=1,4)		0,9061
Численный коэффициент для воздуха				0,0405
Численный коэффициент для газа				0,0397
Расход воздуха I контура				108,11
Расход воздуха II контура				106,39
Площадь I контура				0,631
Площадь II контура				0,241
Площадь сечения на выходе				0,872
Полное давление на выходе				207049Па
Сопло
Степень сжатия в сопле				2,04
Скорость истечения газа на выходе				467,3
Приведенная скорость				1,043
Относительная плотность тока				0,9974
Площадь сопла				0,653
Температура за соплом				518,9К
Основные параметры двигателя
Удельная тяга				471,03
Площадь СА				0,1007
Суммарная тяга двигателя				101036
Удельная тяга двигателя				934,5
Удельный расход топлива				0,061
Расход топлива				1,718

3. Проектирование меридионального сечения проточной части газогенератора

Исходными данными для проектирования меридионального сечения проточной части ГТД являются результаты проектного термогазодинамического расчета на максимальном режиме в САУ при Н = 0, М п = 0, приведенного во 2 части.

Таблица 4. Исходные данные для проектирования меридионального сечения проточной части компрессора и турбины

Название параметра	Обозначение параметра в расчете ПЧ	Источник исходных данных для проектирования ПЧ (из ТГДР)	Размерность
		Каскад ВД
Компрессор
Расход воздуха через компрессор	G, кг/с		108,11
Работа каскада компрессора	, Дж/кг		224432,8
Полная температура на входе в компрессор	,К		385,33
Полное давление на входе в компрессор	, Па		244760,7
Полная температура на выходе из компрессора	, К		608,65
Полное давление на выходе из компрессора	, Па		1027994,8
КПД компрессора			0,88
Степень сжатия компрессора			4,2
Турбина
Расход газа на входе в турбину	, кг/с		108,21
Расход газа на выходе из турбины	, кг/с		109,29
Полная температура на входе в турбину	,К		1200
Полное давление на входе в турбину	, Па		966315,1
Полная температура на выходе из турбины	, К		1004,58
Полное давление на выходе из турбины	, Па		423822,4
КПД турбины			0,88
Степень расширения газов в турбине			2,28
Работа турбины	, Дж/кг		226495,9

3.1 Определение основных диаметральных размеров меридионального сечения турбины газогенератора

1. Определим значение ГДФ . Из рекомендованного диапазона выбирается значение приведенной осевой скорости на выходе из СА первой ступени ТВД. Значение ГДФ может быть найдено по таблицам для продуктов сгорания керосина () либо вычислено по формуле:

Примем , этой величине соответствует .

2. Вычисляется осевая площадь проточной части на входе и выходе из СА первой ступени:

3. Выбираем значение приведенной скорости потока на выходе из турбины ВД . Величина приведенной скорости обычно находится в интервале 0,35...0,55 для турбин ТРДД. По величине находим значение ГДФ .

Примем значение , этой величине соответствует .

4. Вычислим поперечную площадь проточной части на выходе из ТВД(угол выхода потока ):

5. Выбирается желаемое число ступеней турбины ВД

6. Выбираем значение параметра нагруженности турбины:

Наиболее предпочтительное значение параметра нагруженности для осевой турбины ТРДД обычно находится в диапазоне 0,50,6. Поэтому выбираем

7. Опираясь на значение параметра нагруженности и выбранное число ступеней, находим среднее значение окружной скорости ТВД:

8. Оцениваем в первом приближении температура тела рабочих лопаток последней ступени:

Очевидно, что температура лопаток последней ступени не превышает величину, которую может выдержать материал (). По этой причине получается, что последняя ступень турбины не охлаждается.

9. Выбираем материал рабочих лопаток турбины и находим значение разрушающих напряжений . Материал лопаток должен обладать высокой жаропрочностью и жаростойкостью. Применительно к двигателю НК-8, выбирается материал ЖС6К. Его плотность составляет кг/м³. Проектируемый двигатель предназначен для эксплуатации в транспортной и пассажирской авиации. Его межремонтный ресурс согласно таблице 2.3 составляет 5000час, полный - 15000час, эквивалентной наработки на взлетном режиме. Согласно диаграмме, которая отражает зависимость разрушающего напряжения жаропрочных материалов от температуры и ресурса, выбираем .

10. Назначаем значение коэффициента запаса прочности для рабочих лопаток турбины. Наиболее предпочтительный диапазон , поэтому выбираем

11. Вычисляем максимально допустимый с учетом коэффициента запаса уровень напряжения от растяжения в рабочих лопатках турбины:

меридиональный сечение турбина газогенератор

12. Определяем предельную, с точки достижения максимальных допускаемых растягивающих напряжений, частоту вращения ротора ВД:

где

- плотность материала лопатки, кг/м³;

- отношение площадей втулочного и периферийного сечения рабочей лопатки:



В данном случае выбираем: ; кг/м³

Тогда:

13. Находим значение среднего диаметра на выходе из турбины:

14. Определяем высоту рабочей лопатки на выходе из турбины:

15. Вычисляем втулочный и периферийный диаметры проточной части на выходе из турбины:

16. Выбираем форму проточной части турбины. Проточная часть с постоянным средним диаметром сочетает в себе достоинства и недостатки как ПЧ с постоянным втулочным диаметром(), так и с постоянным периферийным (). Кроме того она позволяет добиться умеренных углов раскрытия проточной части.

17. Опираясь на форму проточной части турбины газогенератора, вычисляются размеры ее проточной части на его входе.

Средний диаметр на входе:

Высота лопатки:

Втулочный и периферийный диаметры:

.

18.Вычисляем средний диаметр спроектированной турбины.

3.2 Определение основных диаметральных размеров меридионального сечения компрессора газогенератора и их согласование с турбиной

1. Выбираем значение приведенной осевой скорости на входе в компрессор . Рекомендуемые значения на входе и выходе из компрессора зависят от его типа. Примем трансзвуковой тип компрессора.

По величине находится значение ГДФ . Данное значение может быть найдено по таблицам для воздуха (), либо вычислено по формуле:

На входе в компрессор принимаем следующее значение приведенной скорости на входе . Ей соответствует значение .

2. Вычислим осевую площадь проточной части на входе в компрессор:

3. Аналогично выбирается значение приведенной скорости потока на выходе из компрессора . По величине находим значение ГДФ . Данное значение может быть найдено по таблицам для воздуха ().

Примем следующее значение приведенной скорости на выходе из компрессора . Ей соответствует значение .

4. Вычислим осевую площадь проточной части на выходе из компрессора:

5. Выбираем величину относительного диаметра втулки на выходе из компрессора. Она обычно находится в диапазонах для компрессоров ТРДД. Примем значение относительного диаметра втулки на выходе компрессора .

6. Выбирается форма проточной части компрессора. Опираясь на форму проточной части прототипа, примем форму проточной части компрессора .

7. Опираясь на выбранную форму проточной части, вычисляем значение относительного диаметра втулки компрессора на входе:

Так как была принята проточная часть , то значение относительного диаметра втулки компрессора на входе:

8. Вычисляем наружный диаметр входного сечения компрессора:

9. Рассчитаем втулочный диаметр входного сечения компрессора:

10. Определяем высоту лопатки на входе в компрессор:

11. Вычисляем наружный диаметр выходного сечения компрессора:

12. Рассчитываем втулочный диаметр выходного сечения компрессора:

13. Определяем высоту лопатки на выходе из компрессора:

14. Находим величины средних диаметров на входе и выходе из компрессора, а также средний диаметр компрессора:

15. Определяем значение окружной скорости на периферийном диаметре на входе в компрессор:

16. Находим потребное число ступеней компрессора:

3.3 Построение меридионального сечения проточной части газогенератора

Определение ширин лопаток турбины в первом приближении и построение меридионального сечения проточной части турбины.

Таблица 5. Результаты расчета линейных размеров проточной части турбины ВД

Номер ступени	1
, м
м
, мм	1

Длину проточной части турбины можно найти следующим образом:

В соответствии с выбранной формой проточной части и полученными геометрическими размерами строится меридиональный профиль проточной части турбины газогенератора.



Рисунок 1. Спроектированная проточная часть турбины

Во избежание отрыва потока от концевых поверхностей необходимо, чтобы угол раскрытия периферийной части не превышал 15...20, а втулочной - 8…12. Про- верка раскрытия осуществляется следующим образом:

Вычисляем угол раскрытия периферийного обода по формуле:

Вычисляем угол раскрытия втулочного обода по формуле:

Видно, что оба значения угла раскрытия проточной части меньше предельных значений и являются приемлемыми.

Определение ширин лопаток компрессора в первом приближении и построение меридионального сечения проточной части компрессора

Для построения меридионального сечения проточной части компрессора необходимо найти ширины направляющих и рабочих лопаток, а также величины радиальных и осевых зазоров в проточной части. При первоначальном проектировании они рассчитываются, опираясь на статистические данные с помощью величины относительной высоты лопатки - отношения высоты лопатки к ширине . При вычислении в первом приближении можно считать, что высота лопаток по длине компрессора меняется линейно от значения на входе , до значения на выходе , величины которых были найдены выше.

Таблица 6. Расчетные формулы для определения ширин лопаток и осевых зазоров компрессора

Номер ступени	1	2	i	z-1	z
Высота лопатки
относительная высота РК
Ширина рабочей лопатки
Ширина направляющей лопатки
Величина осевого зазора

Таблица 7. Результаты расчета линейных размеров проточной части компрессора ВД

Номер ступени	1	2	3	4	5	6
Высота лопатки , м	0,12133	0,11433	0,10739	0,10043	0,09347	0,0865
Относительная высота РК	2,00	1,9	1,8	1,7	1,6	1,5
Ширина рабочей лопатки , м	0,06065	0,06018	0,05966	0,05908	0,05842	0,0577
Ширина направляющей лопатки , м	0,05459	0,05416	0,05369	0,05317	0,05257	0,0519
Величина осевого зазора , м	0,01516	0,01505	0,01492	0,01477	0,01460	0,01442

Имеем шестиступенчатый компрессор. Результаты расчета линейных размеров проточной части компрессора приведены в таблице 7.

В соответствии с выбранной формой проточной части и полученными геометрическими размерами строится меридиональный профиль проточной части компрессора газогенератора.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной курсовой работе произведен термогазодинамический расчет ТРДД со смешение потока, проектный расчет проточной части двигателя, прототипом которого является двигатель НК-8. В процессе расчета были определены и согласованы диаметры и проходные сечения диаметра и турбины высокого давления, необходимые частоты вращения. Рассчитано и построено меридиональное сечение газогенератора. Полученные данные являются исходными для последующего проектирования ГТД и могут быть уточнены в процессе их детального расчета.



СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННОЙ ЛИТЕРАТУРЫ

1. Григорьев В.А. Проектный термогазодинамический расчет авиационных ГТД гражданского назначения. Учебное пособие. - Самара: СГАУ, 2001. - 168 с.

2. Справочник ЦИАМ 1975 г.

Размещено на Allbest.ru

...