Расчет двухконтурного реактивного двигателя с раздельным смешением потоков

Размещено на http://www.allbest.ru/

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (РОСАВИАЦИЯ)

ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ

«САНКТ-ПЕТЕРБУРГСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ГЛАВНОГО МАРШАЛА АВИАЦИИ А.А. НОВИКОВА»

Выборгский филиал им. С.Ф. Жаворонкова СПбГУ ГА

Курсовая работа

Тема задания: Расчет двухконтурного реактивного двигателя с раздельным смешением потоков

ПМ.01 Эксплуатация и техническое обслуживание летательных аппаратов базового типа, их двигателей и функциональных систем

Специальность: 25.02.01 Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей

г. Выборг 2023 год

Оглавление

Введение

Глава 1. Общая сведения о двигателе

1.1 Компрессор

1.2 Камера сгорания

1.3 Газовая турбина

1.4 Выходное устройство

Глава 2. Термодинамический расчет ТРДД

2.1 Расчет параметров воздуха в невозмущенном потоке перед воздухозаборником

2.2 Определение параметров воздуха в вентиляторе и компрессоре

2.3 Расчет параметров газа в камере сгорания

2.4 Расчет параметров газа в турбине

2.5 Расчет параметров газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров

2.6 Расчет основных параметров ТРДД

2.7 Расчет статических параметров в характерных сечениях ТРДД

Глава 3. Газодинамический расчет

3.1 Расчет геометрических размеров в сечении 22-22

3.2 Расчет геометрических размеров в сечении 23-23 после вентиляторной ступени

3.3 Расчет геометрических размеров в сечении 29-29 на выходе из сопла наружного контура

3.4 Расчет геометрических размеров в сечении 2_1 - 2_1

3.5 Расчет геометрических размеров в сечении 2_2-2_2

3.6 Расчет геометрических размеров на выходе из компрессора высокого давления в сечении 3-3

3.7 Расчет геометрических размеров на входе в турбину высокого давления в сечении 4-4

3.8 Расчет геометрических размеров на выходе из ТВД и на входе в турбину низкого давления в сечении 4_1-4_1

3.9 Расчет геометрических размеров на выходе из ТНД в сечении 5-5

3.10 Расчет геометрических размеров в сечении 9-9 на выходе из реактивного сопла внутреннего контура

Заключение

Список литературы и источников

Введение

Выполнение курсового проекта позволило понять методологию и основы проектирования современных авиационных двигателей. В данной курсовой работе произведен термогазодинамический расчёт турбореактивного двухконтурного двигателя (ТРДД). Особенностью исходных данных является прототип двигателя CFM56-7.

После расчёта первой части двигателя была просчитана геометрия проточной части ТРДД и начерчена упрощённая схема проектируемого двигателя.

Целью данной курсовой работы является закрепление и углубление теоретических знании?, полученных при изучении учебных дисциплин, формирование у обучающихся общепрофессиональных и профессиональных компетенции?, самостоятельное решение профессиональных задач.

Объектом моей курсовой работы являются термогазодинамический и газодинамический расчеты прототипа двигателя CFM56-7 .

Предметом исследования является турбореактивный двухконтурный двигатель CFM56-7.

Глава 1. Общие сведения о двигателе

Двигатель CFM56-7 предназначен для оснащения силовой установкой самолётов Boing 737 нового поколения: 600/700/800/900/900ER/BBJ.

В отличие от своих предшественников этот двигатель имеет большее время эксплуатации до съёма с крыла, которое достигнуто за счёт увеличения запаса по температуре выхлопных газов и сниженный за счёт улучшения параметров термодинамического цикла расход топлива.

Двигатель имеет модульную конструкцию и выполнен по двухвальной прямоточной схеме.

Двигатель включает в себя следующие модули:

· главный модуль вентилятора;

· главный модуль газогенератора;

· главный модуль турбины низкого давления;

· главный модуль вспомогательного привода.

В свою очередь, каждый из главных модуле й включает в себя подмодули. Главный модуль вентилятора включает в себя:

· вентилятор и подпорные ступени;

· первую и вторую опоры;

· центральный привод и третью опору;

· корпус вентилятора.

Главный модуль газогенератора включает в себя:

· ротор компрессора высокого давления;

· статор компрессора высокого давления;

· задний статор компрессора высокого давления;

· корпус камеры сгорания;

· жаровую трубу;

· сопловой аппарат турбины высокого давления;

· ротор турбины высокого давления;

· сопловой аппарат первой ступени турбины низкого давления.

Главный модуль турбины низкого давления включает в себя:

· статор и ротор турбины низкого давления;

· вал турбины низкого давления;

· задний корпус турбины низкого давления.

Главный модуль вспомогательного привода включает в себя:

· коробку приводов и промежуточный привод

Кроме того, на двигателе имеются системы и агрегаты, обеспечивающие его работу и работу ЛА.

1.1 Компрессор

Компрессором называется лопаточная машина, в которой механическая энергия, подводимая от газовой турбины, идет на повышение полного давления воздушного потока. [54]

Компрессор является одним из основных элементов газотурбинного двигателя, во многом определяющим его мощность, экономичность, габариты, масса и ряд других конструктивных показателей и особенностей двигателя.

На двигателе CFM56-7 установлен осевой девятиступенчатый компрессор.

1.2 Камера сгорания

Камера сгорания -- это устройство, в котором в результате сгорания топлива осуществляется подвод тепла к рабочему телу. [121]

От совершенства организации процесса сгорания в камере сгорания зависят мощность и экономичность двигателя, его приемистость, высотность и ряд других важных показателей.

На CFM56-7 установлена кольцевая камера сгорания.

1.3 Газовая турбина

Газовая турбина -- это лопаточная машина, в которой происходит отбор энергии от сжатого и нагретого газа и преобразования ее в механическую энергию вращения ротора. [87]

Газовая турбина является одним из высоконагруженных узлов двигателя. Элементы ее конструкции подвергаются воздействию высоких температур, которые изменяются в довольно широких пределах в зависимости от неравномерности температурных полей. На них действуют значительные газовые силы, обусловленные большими перепадами давлений в ступени турбины.

1.4 Выходное устройство

Выходное устройство предназначено для отвода отработавших в турбинах газа за пределы силовой установки с минимальными гидравлическими потерями. [151]

Таблица 1 - Заданные параметры для расчетов.

Двигатель	CFM56-7
Вариант №	P, кН		m				, К
№ 2.12	75	30	5,5	1,42	1,65	290	1580

Таблица 2 - Данные прототипа двигателя.

Прототип двигателя	CFM56-7
P, кН	, кг/(кгс)	Gв, кг/с		, К	Мдв, кг	m
86,5	0,64	307	32,7	1610	2370	5,5

Глава 2. Термодинамический расчет ТРДД

2.1 Расчет параметров воздуха в невозмущенном потоке перед воздухозаборником

По заданной высоте полета в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81) определяем температуру и давление наружного воздуха, а также скорость звука:

288,15 К, 101325 Н/, a =340,3 м/c.

При заданной скорости полета 0 число Маха = 0.

Рисунок 1 -- Обозначение характерных сечений в ТРДД

Рассчитываем параметры заторможенного потока воздуха на входе в двигатель:

а) температура торможения из выражения для полной энергии потока в сечении:

б) полное давление из уравнения адиабатического процесса торможения:

2.2 Определение параметров воздуха в вентиляторе и компрессоре

1. Определение степени повышения давления в компрессоре высокого давления :

2. Определение работы вентилятора

Где: температура заторможенного потока на входе в вентилятор, принимается равной температуре наружного воздуха;

коэффициент полезного действия вентилятора, зависит от качества обработки поверхности лопаток направляющих аппаратов и лопаток рабочих колес, от относительной величины зазоров в проточной части компрессора, от степени повышения давления воздуха в вентиляторе, от типа ступеней, от конструктивных мер по уменьшению потерь в компрессоре.

3. Температура и давление воздуха за вентилятором:

Где: полное давление на входе в вентилятор;

коэффициент сохранения полного давления во входном устройстве, учитывает потери полного давления воздуха из-за гидравлического сопротивления во входном устройстве.

4 Определение работы, затрачиваемой на сжатие воздуха в компрессоре низкого давления

Где: температура заторможенного потока на входе в компрессор, принимается равной температуре воздуха после вентилятора;

коэффициент полезного действия компрессора, зависит от качества обработки поверхности лопаток направляющих аппаратов и лопаток рабочих колес, от относительной величины зазоров в проточной части компрессора, от степени повышения давления воздуха в компрессоре, от типа ступеней, используемых в компрессоре, от конструктивных мер по уменьшению потерь в компрессоре.

5. Температура и давление воздуха за КНД и на входе в КВД:

Где давление заторможенного потока в сечении на входе в КНД, численно равно полному давлению воздуха после вентиляторной ступени.

6. Определение работы, затрачиваемой на сжатие воздуха в компрессоре высокого давления:

Где температура заторможенного потока на входе в КВД, принимается равной температуре воздуха после КНД;

коэффициент полезного действия компрессора, зависит от качества обработки поверхности лопаток направляющих аппаратов и лопаток рабочих колес, от относительной величины зазоров в проточной части компрессора, от степени повышения давления воздуха в компрессоре, от типа ступеней, используемых в компрессоре, от конструктивных мер по уменьшению потерь в компрессоре.

7. Температура и давление воздуха за КВД:



2.3 Расчет параметров газа в камере сгорания

1. Количество теплоты, сообщаемое воздуху:

Где: полная температура газа перед турбиной;

средняя условная теплоемкость процесса теплоподвода, находится по формуле: =0,9+

=0,9+= 1,2

относительный расход топлива в камере сгорания определяется из уравнения баланса энергии для камеры сгорания:

Где: низшая (рабочая) теплотворная способность авиационного топлива, для керосина марки ТС-1 плотность кг/;

коэффициент полноты сгорания топлива.

3. Коэффициент избытка воздуха в камере сгорания:

Где: стехиометрический коэффициент

2.4 Расчет параметров газа в турбине

1. Полное давление газа перед турбиной высокого давления:

Где: коэффициент восстановления полного давления в КС.

2. Работа на валу ТВД и, передаваемая на привод КВД, находится из условия совместной работы турбины и компрессора:

Где: механический коэффициент полезного действия, учитывающий потери, связанные с трением в подшипниках.

3. Степень понижения давления газа в ТВД:

Где: - работа на валу ТВД;

коэффициент полезного действия ТВД. Зависит от относительного размера зазоров в проточной части турбины, конструктивных мер по уменьшению потерь в турбине;

показатель адиабаты для продуктов сгорания.

4. Температура и давление газов за турбиной высокого давления:

5. Работа расширения газа в турбине низкого давления определяется исходя из баланса мощностей КНД и вентилятора с турбиной низкого давления:

Где: механический коэффициент полезного действия, учитывающий потери, связанные с трением в подшипниках.

6. Степень понижения давления газа в ТНД:

Где коэффициент полезного действия ТНД. Зависит от относительного размера зазоров в проточной части турбины, конструктивных мер по уменьшению потерь в турбине (наличие бандажных полок, повышает коэффициент полезного действия);

температура газов перед ТНД;

показатель адиабаты для продуктов сгорания.

7. Полная температура и полное давление газов за ТНД:



2.5 Расчет параметров газа в реактивных соплах внутреннего и наружного контуров

1. Степень понижения давления в реактивном сопле внутреннего контура:

Где: полное давление газов за ТНД;

статическое давление газа на срезе реактивного сопла внутреннего контура.

2. Скорость истечения газа из реактивного сопла внутреннего контура:

Где коэффициент истечения газа из сопла, учитывает потери энергии в сопле;

показатель адиабаты для продуктов сгорания;

R = 289 Дж/(кгК) -- газовая постоянная для продуктов сгорания;

температура газов за турбиной низкого давления;

степень понижения давления газа в реактивном сопле внутреннего контура.

3. Скорость истечения газа из реактивного сопла наружного контура:

Где коэффициент истечения газа из сопла, учитывает потери энергии в сопле;

показатель адиабаты для воздуха;

R = 287,5 Дж/(кгК) -- газовая постоянная для воздуха;

температура воздушного потока за вентилятором наружного контура;

.степень понижения давления воздуха в реактивном сопле внешнего контура, принимается режим полного расширения:.

2.6 Расчет основных параметров ТРДД

1. Удельная тяга внутреннего контура ТРДД:

2. Удельная тяга наружного контура ТРДД:

3. Удельная тяга ТРДД:

4. Удельный расход топлива ТРДД:

Где: относительный расход топлива;

коэффициент изменения массы газа вычисляется по формуле:

Где: относительное количество воздуха, идущее на охлаждение турбины;

относительный расход воздуха, отбираемый от компрессора, полностью предназначен для обеспечения систем ВС;

относительный расход воздуха для охлаждения сопла;

относительный расход утечек воздуха в компрессоре.

5. Расход воздуха через ТРДД:

Расход воздуха через внутренний контур:

Где - реактивная тяга ТРДД;

- степень двухконтурности.

Расход воздуха через наружный контур:

6. Полный КПД двигателя.

Полный КПД двигателя равен эффективному КПД при условии, что скорость полета.

Эффективный КПД определяется:

Внутренняя работа цикла определяется:

;

Тепло вносимое в двигатель с топливом определяется:

;

Тогда эффективный КПД определяется:

Где низшая (рабочая) теплотворная способность авиационного топлива, для керосина марки ТС-1 ;

коэффициент изменения массы в сечении за турбиной вычисляется по формуле:

Таблица 3 - Основные параметры двигателя

Параметр	Обозначение, размерность	Величина
Реактивная тяга	P,Н	75000
Расход воздуха ТРДД	кг/с	290
Удельная тяга ТРДД		334
Удельный расход топлива ТРДД		0,0076
Эффективный КПД двигателя		0,30

2.7 Расчет статических параметров в характерных сечениях ТРДД

1. Для определения статических параметров в характерных сечениях ТРДД необходимо задаться осевыми скоростями в этих сечениях.

Таблица 4 -- Значения осевых скоростей в сечениях ТРДД

Сечение двигателя	Осевая скорость
2-2 (22-22)	160 м/с
2_1-2_1 (23-23)	140 м/с
2_2-2_2	135 м/с
3-3(4-4)	120 м/с
4_1-4_1	130 м/с
5-5	140 м/с

2. Статические параметры в сечении 2-2 и 22-22:

288,15 К; 101325 Н/.

Плотность воздуха определяется на основании уравнения состояния идеального газа:

;

3. Статические параметры в сечении 2_1-2_1 и 23-23.

плотность воздуха в сечении 23-23; определяется на основании уравнения состояния газа:

;

статическая температура в сечении 23-23.

-- статическое давление в сечении 23-23.

Где: k =1,4 - показатель адиабаты для воздуха;

= 1005 Дж/(кг?К)-- изобарная теплоемкость для воздуха.

Параметры после вентилятора в сечении 23-23 принимаются равными параметрам на входе в КНД в сечении 2_1-2_1.

;

4. Статические параметры на выходе из КНД в сечении 2_2-2_2:

плотность воздуха в сечении 2_2; определяется на основании уравнения состояния газа:

;

статическая температура в сечении 2_2.

-- статическое давление в сечении 2_2.



5. Статические параметры на выходе из компрессора в сечении 3-3:

плотность воздуха в сечении 2_2; определяется на основании уравнения состояния газа:

;

статическая температура в сечении 3-3.

-- статическое давление в сечении 3-3.

6. Статические параметры на входе в турбину высокого давления в сечении 4-4:

плотность воздуха в сечении 4-4; определяется на основании уравнения состояния газа:

;

статическая температура в сечении 3-3.

-- статическое давление в сечении 3-3.

Где: R = 289 Дж / (кг) -- газовая постоянная для продуктов сгорания.

Где: =1,33 - показатель адиабаты для воздуха;

= 1165 Дж/(кг?К)-- изобарная теплоемкость для газа.

7. Статические параметры на выходе из турбины высокого давления и на входе в турбину низкого давления в сечении 4_1- 4_1:

плотность воздуха в сечении 4_1-4_1 определяется на основании уравнения состояния газа:

;

статическая температура в сечении 4_1-4_1.

-- статическое давление в сечении 4_1-4_1.

8. Статические параметры на выходе из турбины низкого давления в сечении 5-5:

плотность воздуха в сечении 5-5 определяется на основании уравнения состояния газа:

;

статическая температура в сечении 5-5.

-- статическое давление в сечении 5-5.

9. Статические параметры на выходе из реактивного сопла в сечении 9-9:

плотность воздуха в сечении 9-9 определяется на основании уравнения состояния газа:

;

На режиме полного расширения принимается

статическая температура в сечении 9-9 на выходе из сопла внутреннего контура принимается.

статическая температура на выходе из сопла наружного контура в сечении 29-29. Для расчета принимается.

Таблица 5 -- Изменение параметров потока в проточной части внутреннего и наружного контуров ТРДД.

Параметр	Обозначение, размерность	0-0	Сечения по проточной части двигателя
			Наружный контур	Внутренний контур
			22-22	23-23	29-29	2-2	2_1-2_1	2_2-2_2	3-3	4-4	4_1-4_1	5-5	9-9
Температура торможения		288,15	288,15	326	326	288,15	326	382	836	1580	1180	1098	1098
Статическая температура		288,15	288,15	316	307	288,15	316	373	829	1574	1173	1090	607
Полное давление		0,101	0,101	0,141	0,101	0,101	0,141	0,232	3,024	2,903	1,036	0,797	0,101
Статическое давление		0,101	0,101	0,139	0,101	0,101	0,139	0,231	3,017	2,900	1,035	0,796	0,101
Скорость потока		340	160	140	213	160	140	135	120	120	130	140	993

двигатель компрессор термогазодинамический турбина

Глава 3. Газодинамический расчет ТРДД

3.1 Расчет геометрических размеров в сечении 22-22

1. Определение наружного диаметра вентилятора в сечении 22-22:

Где расход воздуха соответственно через внутренний и наружный контуры;

плотность воздуха в сечении 22-22;

- втулочное отношение в сечении 22-22.

Для ТРДД втулочное отношение зависит от степени двухконтурности, выбирается из условия - чем больше степень двухконтурности, тем меньше должно быть втулочное отношение.

2. Определение внутреннего диаметра вентилятора в сечении 22-22:

3. Высота лопаток вентилятора:



3.2 Расчет геометрических размеров в сечении 23-23 после вентиляторной ступени

Расчет проточной части вентиляторной ступени производится с постоянным наружным диаметром ().

1. Площадь сечения 23-23:

2. Определение внутреннего диаметра в сечении 23-23:

3.3 Расчет геометрических размеров в сечении 29-29 на выходе из сопла наружного контура

1. Площадь сечения 29-29:

,

;

2. Наружный диаметр реактивного сопла наружного контура сечение 29-29:

Где: внутренний диаметр реактивного сопла наружного контура сечение 29-29.

3.4 Расчет геометрических размеров в сечении 2_1 - 2_1

1. Определение внутреннего диаметра в сечении 2_1-2_1:

площадь сечения 2_1-2_1,

внутренний диаметр, .

2. Средний диаметр в сечении 2_1-2_1:



3. Высота лопаток в сечении 2_1 - 2_1:

3.5 Расчет геометрических размеров в сечении 2_2-2_2

Расчет проточной части компрессора низкого давления производится с постоянным средним диаметром ().

1. Определение площади в сечении 2_2-2_2:

2. Определение наружного диаметра в сечении 2_2-2_2:

=

=

3. Определение внутреннего диаметра в сечении 2_2-2_2:

=

=

4. Высота лопаток в сечении 2_2-2_2:

= .

3.6 Расчет геометрических размеров на выходе из компрессора высокого давления в сечении 3-3

1. Определение площади в сечении 3-3:

2. Форма проточной части КВД:

=

=

3. Высота лопаток без учета радиальных зазоров:

;

3.7. Расчет геометрических размеров на входе в турбину высокого давления в сечении 4-4

1. Определение площади в сечении 4-4:

2. Относительный диаметр втулки на входе в турбину

Наружный диаметр в сечении 4-4:

Внутренний диаметр в сечении 4-4:

Средний диаметр в сечении 4-4:

;

3. Высота лопаток без учета радиальных зазоров:

.

3.8 Расчет геометрических размеров на выходе из ТВД и на входе в турбину низкого давления в сечении 4_1-4_1

1. Определение площади в сечении 4_1-4_1:

2. Расчет проточной части турбины высокого давления:

=

=

3. Высота лопаток в сечении 4_1-4_1:

3.9 Расчет геометрических размеров на выходе из ТНД в сечении 5-5

1. Определение площади в сечении 5-5:

2. Расчет проточной части турбины низкого давления:

=

=

3. Высота лопаток в сечении 5-5:

3.10 Расчет геометрических размеров в сечении 9-9 на выходе из реактивного сопла внутреннего контура

1. Площадь сечения сопла внутреннего контура 9-9:

2. Диаметр реактивного сопла - сечение 9-9:

Таблица 6 - Размеры в характерных сечениях ТРДД

Параметр	Обозначение, размерность	Сечения по проточной части двигателя
		Наружный контур	Внутренний контур
		22-22	23-23	29-29	2-2	2_1-2_1	2_2-2_2	3-3	4-4	4_1-4_1	5-5	9-9
Наружный диаметр	м	1,480	1,480	1,297	1,480	0,846	0,820	0,708	0,678	0,672	0,685	0,447
Внутренний диаметр	м	0,518	0,846	0,846	0,518	0,656	0,681	0,681	0,542	0,547	0,547
Высота лопаток	, м	0,481			0,481	0,095	0,069	0,013	0,068	0,062	0,069
Скорость потока	с, м/с	160	140	213	160	140	135	120	120	130	140	993

Заключение

По завершению написания курсовой работы мной были закреплены теоретические знания, методология и основы проектирования современных авиационных двигателей, навыки, полученные при изучении курсов теории двигателей и летательных аппаратов и основ конструкции двигателей ЛА, мне удалось сделать следующие выводы:

В сечении 0-0 атмосферный воздух направляется в двигатель, статические параметры остаются неизменными.

В сечении 1-1 атмосферный воздух заходит в воздухозаборник двигателя, статические параметры остаются неизменными.

В сечениях 2-2 и 22-22 воздух проходит воздухозаборник двигателя и направляется в вентилятор, статические параметры остаются неизменными.

В сечении 2_1-2_1 температура и давление воздуха увеличиваются, за счет сжатия его в вентиляторе, скорость потока уменьшается. Также, воздух разделяется на два потока, идущих в наружный и внутренний контур двигателя.

В сечении 23-23 параметры воздуха равны параметрам в сечении 2_1, так как воздух выходит из вентилятора в наружный контур.

В сечении 2_2 температура и давление воздуха увеличиваются , за счет работы сжатия компрессора низкого давления, скорость потока уменьшается.

В сечении 3-3 температура и давление воздуха увеличиваются , за счет работы сжатия компрессора высокого давления, скорость потока уменьшается.

В сечении 4-4 температура воздуха значительно увеличивается, за счет процесса сгорания топлива в камере сгорания, давление увеличивается за счет гидравлических сопротивлений, скорость потока уменьшается.

В сечении 4_1-4_1 температура и давление газа уменьшаются, за счет процесса отбора энергии от сжатого и нагретого газа и преобразования ее в механическую энергию вращения ротора в турбине высокого давления, скорость потока увеличивается.

В сечении 5-5 температура и давление газа уменьшаются, за счет процесса отбора энергии от сжатого и нагретого газа и преобразования ее в механическую энергию вращения ротора в турбине высокого давления, скорость потока увеличивается.

В сечении 29-29 воздух выходит из реактивного сопла наружного контура, температура воздуха незначительно увеличивается, давление воздуха не изменяется, а скорость потока увеличивается.

В сечении 9-9 газ выходит из реактивного сопла внутреннего контура, температура и давления газа уменьшаются, скорость потока значительно увеличивается за счет процесса расширения газа.

Список использованных источников и литературы

1. ГОСТ "Газодинамика. Буквенные обозначения основных величин" от 01.01.1980 № 23199-78 // Государственный комитет СССР по стандартам

2. ГОСТ "Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и определения" от 01.07.1980 № 23851-79 // Государственный комитет СССР по стандартам.

3. Богданов А.Д., Хаустов И.Г. Авиационный турбовинтовой двигатель ТВ2-117 - Москва: Транспорт, 1970 - 372 с.

4. Вьюнов С.А., Гусев Ю.И., Карпов А.В., Ковалевская А.Е. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1989. - 368 с.

5. Зрелов В.А. Отечественные газотурбинные двигатели. Основные параметры и конструктивные схемы. - 3-е изд. - Москва: Машиностроение, 2005. - 336 с.

6. Коробов Г.Н. Основы теплового и поверочных расчетов узлов авиационных ГТД. - Выборг: изд. ВАТУГА, 2006. - 83 с.

7. Махова В.Н., Лебедев В.В., Куперман О.В., Харитонова Н.М., Шабашова Л.Я. Авиационный турбовальный двигатель ТВ2-117А и редуктор ВР-8А. - Москва: Машиностроение, 1987. - 251 с.

8. Никитин Е.И. Турбовальный двигатель ГТД-350. - Москва: ДОСААФ СССР, 1978. - 189 с

9. Шулекин В.Т., Медведев В.В. Теория авиационных двигателей. Газодинамический расчет турбореактивных и турбовальных двигателей воздушных судов гражданской авиации. - Москва: Машиностроение, 2008. - 95 с.

10. Юнаков Л.П. Основы теории авиационных газотурбинных двигателей Учебное пособие. - Санкт-Петербург: Балтийский государственный технический университет Типография БГТУ, 2013. - 90 с.

Размещено на Allbest.ru

...