ГвинтовЕнтиляторний двигун
Пояснювальна записка до курсової роботи
з дисципліни “ Теорія та розрахунок лопатевих машин ”
ХАІ. 201.232.07В.100117.07002105
Виконавець студент гр.232 Бережний М.І.
Керівник доцент к. 201___________
Нормоконтролер доцент к. 201 Редін І.І.
2010
Реферат
В результате термогазодинамического расчета определены основные параметры двигателя.
Сформирован облик ТВВД, получен уровень загрузки турбин.
Произведены газодинамические расчеты узлов двигателя: компрессора низкого давления, компрессора высокого давления а именно осевой его части и центробежной ступени, турбины высокого давления, турбины низкого давления, турбины винтовентилятора. В результате получены энергетические, кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.
Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора высокого давления.
Содержание
Введение
Задание
Условные обозначения
1. Выбор и обоснование параметров двигателя. термогазодинамический расчет двигателя
1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя
1.1.1 Температура газа перед турбиной
1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины
1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя
1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора
1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ
1.3 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе
2. Согласование параметров компрессора и турбины
2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя
3. Газодинамический расчёт многоступенчатого осевого компрессора
3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ
3.2 Газодинамический расчет центробежной части компрессора
3.3 Расчет первой ступени компрессора высокого давления на инженерном калькуляторе
4. Профилирование ступени компрессора
5. Газодинамический расчет турбины
5.1 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ
5.2 Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе
Выводы
Перечень ссылок
Введение
Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т.п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.
В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сфере пассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в военно-транспортной авиации заключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного роста перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастание грузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолетов рассчитана на дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 - 2015 гг. заметная часть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолетами. В целом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.
Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют на формирование облика самолетов и двигателей: экономический и социально-психологический.
Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т.п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкам фирмы "Боинг", доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямо или косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.
Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.
Оба эти фактора выдвигают конкретное требование к самолетам и двигателям и определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторы способствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД вместо ТРД в дозвуковой авиации, определили тенденцию роста мощности, полного коэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельного веса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального и укороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредных выделений, имеющих модульную конструкцию и широкую систему диагностики. Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружных скоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовых газогенераторов и т.п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.
В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив и ограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальной экономии топлив при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяется различными путями - совершенствованием эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винтовентиляторных).
На больших дозвуковых скоростях ТВВД имеют лучшую топливную экономичность, чем ТРДД. Экспертные оценки показали, что снижение удельного расхода топлива может составить 20%, но их широкое внедрение ограничено неразрешенной еще проблемой высокого уровня шума, генерируемого винтовентилятором.
В перспективе ожидается освоение нового вида авиационного топлива - жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличаться низким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.
Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета. Этот анализ практически невозможно провести без применения ЭВМ.
Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производиться на основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенства авиадвигателей во времени.
Задание
Винтовентиляторный двигатель (ТВВД) для военно-транспортного самолета.
Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0
Рекомендуемые параметры:
p*К =23-степень повышения давления в компрессоре;
TГ*=1645 К -температура газа перед турбиной (по заторможенным
параметрам).
Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Д - 27.
Параметры прототипа:
= 10290 кВт;
= 0,231 кг/кВт*ч;
Gв = 27,4 кг/с;
p*К=22,9;
Т*Г = 1640 К.
Условные обозначения
- удельный расход топлива, 
;
- удельная теплоемкость, 
;
- массовый расход, 
;
- площадь проходного сечения, 
;
- высота полета, 
;
- низшая теплотворная способность топлива, 
;
- удельное теплосодержание, ;
- показатель изоэнтропы;
- удельная работа, ;
- количество воздуха в килограммах, теоретически необходимое для
сжигания 
топлива, 
;
- число Маха;
- мощьность двигателя, 
;
- давление, 
;
- газодинамическая функция давления;
- относительный расход топлива;
- газовая постоянная, ;
- температура, 
;
- газодинамическая функция температуры;
- коэффициент избытка воздуха;
- коэффициент полезного действия (КПД);
- коэффициент полноты сгорания в камере сгорания;
- механический КПД;
- степень подогрева газа в камере сгорания;
- приведенная скорость;
- степень повышения полного давления в компрессоре;
- коэффициент восстановления полного давления;
- коэффициент скорости реактивного сопла;
- критическая скорость, 
;
- скорость движения воздуха или газа, ;
- окружная скорость, ;
- диаметр, 
;
- относительный диаметр втулки;
- высота лопатки, ; 
- константы в уравнении расхода;
- плотность воздуха, 
;
- степень понижения полного давления в турбине;
- число ступеней компрессора или турбины;
- коэффициент нагрузки ступени турбины.
Сокращения:
Н - невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;
в - воздух; компрессор и сечение перед ним;
ввд - сечение на входе в компрессор высокого давления;
вх - сечение на входе во входное устройство.
вых- значение параметра на выходе из канала;
к- компрессор и сечение за ним;
КС - камера сгорания;
Г - газ и сечение за камерой сгорания;
т - турбина и сечение за турбиной вентилятора;
твд - турбина высокого давления и сечение за ней;
кр - критические параметры;
с- сечение на срезе реактивного сопла;
- общее, суммарное значение параметра;
ГТД - газотурбинный двигатель;
ТВВД - турбовинтовинтеляторный двигатель;
КВД- компрессор высокого давления;
ТВД- турбина высокого давления;
ТНД - турбина низкого давления;
ТВВ - турбина винтовентилятора.
ТрЗС - трансзвуковая ступень;
СА - сопловой аппарат;
РК - рабочее колесо.
Расчёт компрессора на ЭВМ
При проектировании газотурбинных двигателей особое место выделяется проектированию компрессора. Именно компрессор является узлом, в зависимости от параметров которого проектируется и камера сгорания, и турбина. Основную часть длины двигателя часто составляет именно компрессор. Это говорит о большом влиянии компрессора на общие габаритные размеры двигателя, а, значит, и на его массу.
Основной частью газодинамического расчета осевого компрессора является окончательное получение геометрических размеров и количества ступеней при сохранении π*к. Необходимо эффективно распределить π*к, работу и КПД между ступенями компрессора.
Газодинамический расчет осевого компрессора представляет собой последовательный расчет всех его ступеней на среднем радиусе, в предположении равенства параметров на среднем радиусе и постоянства параметров потока, осредненных по ступени.
Изменение коэффициента затраченного напора 
по ступеням принимаем таким, чтобы наиболее загруженные были средние ступени, а ко входу и выходу из компрессора значение уменьшалось. Первые ступени имеют большое значение удлинения лопатки h/b, работают в ухудшенных условиях (возможная неравномерность поля скоростей, температур и давлений) на входе в компрессор. На последних ступенях в значительной степени на КПД ступени влияет величина относительных радиальных зазоров, что при малой высоте лопаток ступени существенно снижает КПД из-за перетекания рабочего тела через радиальный зазор.
Распределение остальных параметров выполнено в соответствии с рекомендациями, изложенными в [3].
Расходная составляющая скорости уменьшается от входа к выходу для уменьшения концевых потерь в последних ступенях и для того, чтобы иметь умеренные скорости на входе в камеру сгорания. Во избежание падения КПД снижение Са в пределах ступени не должно превышать 10…15м/с [3].
При выборе характера изменения rк вдоль проточной части компрессора необходимо учитывать, что рост температуры потока (а следовательно, и увеличение скорости звука) позволяет выполнить ступени с более высокими степенями реактивности.
Газодинамический расчет компрессора выполнен при помощи программы gdrok. exe. Программа gdrok предназначена для газодинамического расчета многоступенчатого осевого компрессора на среднем радиусе. Исходные данные расчета заносятся в файл gdrok. dat, а результаты, получаемые с помощью исполняемого файла gdrok. exe - в файл gdrok. rez. Программа gdrok имеет и программу графического сопровождения gfk. exe, файл исходных данных которой gfk. dat формируется при работе файла gdrok. exe. Использование файла gfk. exe при выполнении расчетов обеспечивает возможность наглядного графического контроля как исходного распределения параметров по ступеням так и получаемых результатов расчета (формы проточной части компрессора, изменения параметров потока по ступеням и треугольников скоростей ступеней на среднегеометрическом радиусе).
Исходные данные к программе GDROK можно представить в виде массива:
где
расход воздуха на входе в компрессор, 
- заторможенная температура, К;
- полное давление, Па;
- физические константы рабочего тела;
общая степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура;
степень повышения полного давления в компрессоре низкого давления;
окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора низкого давления, 
;
окружная скорость на наружном диаметре рабочего колеса первой ступени компрессора высокого давления, 
;
расходная составляющая скорости потока на выходе из компрессора, ;
число ступеней КНД и суммарное число ступеней в компрессоре соответственно;
относительный диаметр втулки на входе в рабочее колесо первой ступени КНД;
коэффициент в уравнении расхода, учитывающий загромождение проходного сечения канала пограничным слоем на стенках;
коэффициент восстановления полного давления в направляющем аппарате ступени, во входном направляющем аппарате компрессора;
коэффициент восстановления полного давления в переходном канале между КНД и КВД;
- расходная составляющая скорости на входе в ступень, 
;
затраченный напор ступени, 
;
изоэнтропический КПД ступени по параметрам заторможенного потока;
- кинематическая степень реактивности ступени;
- угол атаки на рабочие лопатки ступени на среднем радиусе, град;
отношение среднего диаметра первой ступени компрессора высокого давления к среднему диаметру последней ступени КНД;
Часть исходных данных получена в результате выполнения термогазодинамического расчета и согласования компрессоров и турбин.
Результаты расчета, полученные при вводе рассмотренных выше параметров в файл исходных данных программы GDROK, представлены в таблице 3.1
Таблица 3.1 Исходные данные
Таблица 3.2 Результаты расчета компрессора
Ниже представлены графики распределения 
и 
(рисунок 3.1); 
и 
(рисунок 3.2); 
, 
, 
, 
, 
(рисунок 3.3), построенные по значениям из таблицы 3.2
Рисунок 3.1 Распределение и по ступеням КНД и КВД
Рисунок 3.2 Распределение 
и 
по ступеням КНД и КВД
Рисунок 3.3 Распределение 
, 
, 
, 
, 
по ступеням КНД и КВД
Анализируя полученные графики распределения затраченного напора, по ступеням видим, что оно соответствует рациональной загрузке ступеней. При распределении работ по ступеням компрессора учтены особенности условий работы первых и последних ступеней компрессора.
Рисунок 3.4 Схема проточной части КНД и КВД
На рисунках 3.5-3.11 представлены планы скоростей компрессора для 7-ми ступеней.
Рисунок 3.5 План скоростей компрессора для ступени №1на среднем радиусе
Рисунок 3.6 План скоростей компрессора для ступени №2на среднем радиусе
Рисунок 3.7 План скоростей компрессора для ступени №3на среднем радиусе
Рисунок 3.8 План скоростей компрессора для ступени №4на среднем радиусе
Рисунок 3.9 План скоростей компрессора для ступени №5на среднем радиусе
Рисунок 3.10 План скоростей компрессора для ступени №6на среднем радиусе
Рисунок 3.11 План скоростей компрессора для ступени №7на среднем радиусе
Выводы
В результате термогазодинамического расчёта двигателя определились значения основных параметров потока в характерных сечениях проточной части, удельные параметры двигателя: 
удельная эквивалентная мощность, 
удельный расход топлива соответствует современному уровню параметров ТВВД.
На втором этапе проектирования был сформирован облик двигателя.
Компрессор низкого давления, средненагруженный ( 
= 0,2475), состоит из пяти ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия 
*=0,8671. Относительный диаметр втулки 
, что не превышает допустимый ( 
) для первых ступеней КНД ТВВД. Окружная скорость первой ступени 
находится в допустимых пределах 
Осевая часть компрессора высокого давления, средненагруженная ( =0,2338), состоит из двух ступеней и имеет значение коэффициента полезного действия 
*=0,8764. Относительный диаметр втулки 
, что не превышает допустимый ( 
) для первых ступеней КВД. Окружная скорость первой ступени 
находится в допустимых пределах 
Угол 
на всех ступенях компрессора, что не приводит к снижению КПД ступени. 
на всех осевых ступенях, что не способствует увеличению потерь в решетках ступеней. Загруженность ступеней КНД максимальная на средних ступенях и уменьшается на крайних.
Центробежная ступень компрессора высокого давления средненагруженная ( 
=0,6034), и имеет КПД *=0,8523.
Компрессор отвечает всем требованиям, предъявляемым к современным авиационным компрессорам.
Турбина высокого давления одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,58) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,871, обеспечивается условие (h/D) г=0,0715>0,065.
Турбина низкого давления одноступенчатая, средненагруженная (Mz=1,569) и имеет значение коэффициента полезного действия *=0,8835.
Турбина винтовентилятора четырехступенчатая, средненагруженная (Mz=1,6), имеет значение коэффициента полезного действия 
=0,91, обеспечивается условие (h/D) т=0,3279<0,33.
В результате газодинамического расчета на ЭВМ получены параметры, которые соответствуют требованиям, предъявляемым при проектировании осевой турбины. Для уменьшения количества воздуха отбираемого на охлаждение лопаток турбины, он предварительно охлаждается, и таким образом количество охлаждающего воздуха уменьшается в 2 раза.
Спроектированная турбина на расчетном режиме работы обеспечивает допустимые углы натекания потока на рабочее колесо первой ступени 
град, приемлемый угол выхода из последней ступени турбины 
град. Характерное изменение основных параметров вдоль проточной части соответствует типовому характеру для газовых осевых турбин. Степень реактивности ступеней турбины во втулочных сечениях имеет положительные значения.
Перечень ссылок
1. Г.В. Павленко, Термогазодинамический расчет газотурбинных двигателей и установок: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 2007 г. - 64с.
2. А.Н. Анютин. Согласование компрессоров и турбин авиационного газотурбинного двигателя: Учебное пособие. - Харьков: Харьк. авиац. Ин - т, 1985 г.
3. Г.В. Павленко, Формирование облика ГТД и ГТУ: Учебное пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет "Харьковский авиационный институт", 2007. - 39с.
4. Г.В. Павленко, Газодинамический расчет осевого компрессора ГТД: Учебное пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет "Харьковский авиационный институт", 2002. - 57с.
5. В.А. Коваль, Газодинамический расчет ступени центробежного компрессора на ЭВМ: Учебное пособие - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1988. - 55с.
6. Г.В. Павленко, Профилирование рабочей лопатки осевой ступени компрессора (Инструкция к использованию программ): Учебное пособие - Харьков: Харьк. авиац. ин-т, 1996. - 16с.
7. Г.В. Павленко, Газодинамический расчет осевой газовой турбины: Учебное пособие. - Харьков: Нац. аэрокосмический университет "Харьковский авиационный институт", 2006. - 62с.
ГвинтовЕнтиляторний двигун
Пояснювальна записка до курсової роботи
з дисципліни “ Теорія та розрахунок лопатевих машин ”
ХАІ. 201.232.07В.100117.07002105
Виконавець студент гр.232 Бережний М.І.
Керівник доцент к. 201___________
Нормоконтролер доцент к. 201 Редін І.І.
2010
Реферат
В результате термогазодинамического расчета определены основные параметры двигателя.
Сформирован облик ТВВД, получен уровень загрузки турбин.
Произведены газодинамические расчеты узлов двигателя: компрессора низкого давления, компрессора высокого давления а именно осевой его части и центробежной ступени, турбины высокого давления, турбины низкого давления, турбины винтовентилятора. В результате получены энергетические, кинематические и геометрические параметры узлов и двигателя в целом.
Выполнено профилирование лопатки РК первой ступени компрессора высокого давления.
Содержание
Введение
Задание
Условные обозначения
1. Выбор и обоснование параметров двигателя. термогазодинамический расчет двигателя
1.1 Выбор и обоснование параметров двигателя
1.1.1 Температура газа перед турбиной
1.1.2 Коэффициенты полезного действия компрессора и турбины
1.1.3 Потери в элементах проточной части двигателя
1.1.4 Скорость истечения газа из выходного устройства. Коэффициенты полезного действия винта и редуктора
1.2 Термогазодинамический расчёт двигателя на ЭВМ
1.3 Термогазодинамический расчет на инженерном калькуляторе
2. Согласование параметров компрессора и турбины
2.1 Выбор и обоснование исходных данных для согласования
2.2 Результаты расчёта и формирование облика двигателя
3. Газодинамический расчёт многоступенчатого осевого компрессора
3.1 Расчёт компрессора на ЭВМ
3.2 Газодинамический расчет центробежной части компрессора
3.3 Расчет первой ступени компрессора высокого давления на инженерном калькуляторе
4. Профилирование ступени компрессора
5. Газодинамический расчет турбины
5.1 Газодинамический расчет турбины на ЭВМ
5.2 Газодинамический расчет турбины высокого давления на инженерном калькуляторе
Выводы
Перечень ссылок
Введение
Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т.п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.
В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сфере пассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в военно-транспортной авиации заключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного роста перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастание грузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолетов рассчитана на дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 - 2015 гг. заметная часть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолетами. В целом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.
Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют на формирование облика самолетов и двигателей: экономический и социально-психологический.
Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т.п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкам фирмы "Боинг", доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямо или косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.
Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.
Оба эти фактора выдвигают конкретное требование к самолетам и двигателям и определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторы способствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД вместо ТРД в дозвуковой авиации, определили тенденцию роста мощности, полного коэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельного веса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального и укороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредных выделений, имеющих модульную конструкцию и широкую систему диагностики. Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружных скоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовых газогенераторов и т.п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.
В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив и ограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальной экономии топлив при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяется различными путями - совершенствованием эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винтовентиляторных).
На больших дозвуковых скоростях ТВВД имеют лучшую топливную экономичность, чем ТРДД. Экспертные оценки показали, что снижение удельного расхода топлива может составить 20%, но их широкое внедрение ограничено неразрешенной еще проблемой высокого уровня шума, генерируемого винтовентилятором.
В перспективе ожидается освоение нового вида авиационного топлива - жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличаться низким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.
Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходимо комплексный анализ её как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облика газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условие применения двигателя в системе силовой установки самолета. Этот анализ практически невозможно провести без применения ЭВМ.
Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производиться на основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенства авиадвигателей во времени.
Задание
Винтовентиляторный двигатель (ТВВД) для военно-транспортного самолета.
Расчетный режим Н = 0 км и Мп = 0
Рекомендуемые параметры:
p*К =23-степень повышения давления в компрессоре;
TГ*=1645 К -температура газа перед турбиной (по заторможенным
параметрам).
Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель Д - 27.
Параметры прототипа:
= 10290 кВт;
= 0,231 кг/кВт*ч;
Gв = 27,4 кг/с;
p*К=22,9;
Т*Г = 1640 К.
Условные обозначения
- удельный расход топлива, ;
- удельная теплоемкость, ;
- массовый расход, ;
- площадь проходного сечения, ;
- высота полета, ;
- низшая теплотворная способность топлива, ;
- удельное теплосодержание, ;
- показатель изоэнтропы;
- удельная работа, ;
- количество воздуха в килограммах, теоретически необходимое для
сжигания топлива, ;
- число Маха;
- мощьность двигателя, ;
- давление, ;
- газодинамическая функция давления;
- относительный расход топлива;
- газовая постоянная, ;
- температура, ;
- газодинамическая функция температуры;
- коэффициент избытка воздуха;
- коэффициент полезного действия (КПД);
- коэффициент полноты сгорания в камере сгорания;
- механический КПД;
- степень подогрева газа в камере сгорания;
- приведенная скорость;
- степень повышения полного давления в компрессоре;
- коэффициент восстановления полного давления;
- коэффициент скорости реактивного сопла;
- критическая скорость, ;
- скорость движения воздуха или газа, ;
- окружная скорость, ;
- диаметр, ;
- относительный диаметр втулки;
- высота лопатки, ;
- константы в уравнении расхода;
- плотность воздуха, ;
- степень понижения полного давления в турбине;
- число ступеней компрессора или турбины;
- коэффициент нагрузки ступени турбины.
Сокращения:
Н - невозмущенный поток перед двигателем, окружающая среда;
в - воздух; компрессор и сечение перед ним;
ввд - сечение на входе в компрессор высокого давления;
вх - сечение на входе во входное устройство.
вых- значение параметра на выходе из канала;
к- компрессор и сечение за ним;
КС - камера сгорания;
Г - газ и сечение за камерой сгорания;
т - турбина и сечение за турбиной вентилятора;
твд - турбина высокого давления и сечение за ней;
кр - критические параметры;
с- сечение на срезе реактивного сопла;
- общее, суммарное значение параметра;
ГТД - газотурбинный двигатель;
ТВВД - турбовинтовинтеляторный двигатель;
КВД- компрессор высокого давления;
ТВД- турбина высокого давления;
ТНД - турбина низкого давления;
ТВВ - турбина винтовентилятора.
ТрЗС - трансзвуковая ступень;
СА - сопловой аппарат;
РК - рабочее колесо.
Выбор и обоснование параметров двигателя. термогазодинамический расчет двигателя
Дата: 2019-07-30, просмотров: 206.
