РЕФЕРАТ
Пояснительная записка 23с.;2рисунка;2 источника; 2 приложения.
ТРДД, ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕПАРАМЕТРЫ, ВЕНТИЛЯТОР, КОМПРЕССОР, КАМЕРА СМЕШЕНИЯ, ТУРБИНА, КАМЕРА СГОРАНИЯ,РЕАКТИВНОЕ СОПЛО.
В курсовой работе предусмотренаупрощенная постановка задачи проектирования как рабочего процесса ГТД в целом,так и газодинамического проектирования его узлов: компрессора и турбины.Эффективность работы заключается в понимании сути физических процессов,реализуемых в термодинамическом цикле последних. Результаты, полученные вкурсовой работе, являются основой для последующего конструирования ГТД и егоэлементов.
СОДЕРЖАНИЕ
Определение, обозначение и сокращение
Введение
І. Элементы термогазодинамического расчета двухвального ТРДД
ІІ. Термогазодинамический расчет основных элементов проектируемого ТРДД
Заключение
Литература
ОПРЕДЕЛЕНИЯ,ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ
Основные условные обозначения:
G –массовый расход кг/с;
P –давление кПа;
T – температура К;
σ — коэффициент восстановленияполного давления;
/> - степень повышения(понижения)давления рабочего тела;
L – удельная работа кДж/кг;
η – коэффициент полезного действия;
U – окружная скорость м/с;
R –радиус м, газовая постоянная кДж/кг∙К;
D- диаметр м;
/> – приведённая скорость;
С – абсолютная скорость м/с;
F – площадь м2;
q(λ) – приведённая плотность тока;
z – число лопаток;
n – частота вращения мин-1.
Индексы:
вх – вход в компрессор;
к – выход из компрессора;
s – изоэнтропический;
1 – вход в рабочее колесо;
2 – выход из рабочего колеса;
3 – выход из направляющего аппарата;
д – действительный;
вт – втулочный;
ср – средний;
кр – критический;
H – внешние атмосферныеусловия.
Сокращения:
ВНА – входной направляющий аппарат;
РК – рабочее колесо;
НА – направляющий аппарат.
Остальные обозначения объяснены в тексте.
ВВЕДЕНИЕ
Двухконтурные турбореактивныедвигатели к настоящему времени стали основным типом газотурбинных двигателей(ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так иза рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядомпреимуществ по сравнению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми(ТВД) двигателями.
Высокая стартовая тяга, низкийудельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так ипри взлете выгодно отличают их от ТРД.
Малая относительная масса,высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крейсерских скоростяхполета, соответствующих 0,7 – 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, иэксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД.
В разработке идеи и созданиидвухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга отечественных ученых иконструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считатьсяпрообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским.В 1937г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработанпроект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основныеконструктивные элементы современного ТРДД.
Значителен вклад советских ученыхи в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляюттруды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и основоположникасовременной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина.
Развитию теории двухконтурныхтурбореактивных двигателей посвящены многие работы советских ученых И. И.Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С.М. Шляхтенко и др.
Практическое создание и внедрениев гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х — начале60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийноепроизводство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П,созданный в конструкторском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этотдвигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124.Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых,более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны.
В результате в конце 60-х иначале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами сдвухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д.Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева).
Двигатель Д-30КУ созданконструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг.Характерная особенность двигателя — высокий уровень основных параметроврабочего процесса. В частности, примененные в двигателе значения степениповышения давления и температуры газов перед турбиной соответствовалимаксимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировомавиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этом двигателеполучили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопатоктурбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а такжесистема автоматического управления топливоподачей.
Благодаря высоким значениямпараметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологическихрешений двигатель Д-30КУ по удельным параметрам соответствует, а отчасти ипревосходит лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы.
Современный ГТД является сложнойи дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки итехники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиационныхдвигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом ихконструкции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях,а также правил эксплуатации авиационной техники.
І. ЭЛЕМЕНТЫТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ДВУХВАЛЬНОГО ТРДД Д-30КУ
Для ТРДД с высокой степеньюдвухконтурности m=2,416 в качестве расчетного режимапринимается взлетный: M=0; H=0;/>;
/> Основные исходные данныецикла: температура газа перед турбиной />; суммарный расход воздуха />; степень повышениядавления в вентиляторе />; суммарная степеньповышения давления />; КПД вентилятора />.
Дополнительные данные:
Параметры компрессора (НД –низкого давления, ВД – высокого давления):
/>
/>
Параметры камеры сгорания:
/>
Параметры турбины (НД – низкогодавления, ВД – высокого давления):
/>
/>
Коэффициенты восстановления полногодавления за турбиной, в наружнем контуре и в камере смешения:
/>
Реактивное сопло: />
ІІ. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙРАСЧЕТ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ПРОЕКТИРУЕМОГО ТРДД
1.1 КОМПРЕССОРНАРУЖНЕГО КОНТУРА (ВЕНТИЛЯТОР)
1. Расход через наружный контур:
/>
2. Степень повышения давления в вентиляторе (задана):
/>
3. КПД вентиляторных ступеней; из таблицы І />по величине
/> определяем тип ступенивентилятора – сверхзвуковая, принимаем /> , тогда в соответствии с рис.1/> величина/>
4. Давление за вентилятором:
/>
5. Работа сжатия воздуха в вентиляторе:
/>
где />
6. Температура воздуха на выходе из вентилятора:
/>
1.2 КОМПРЕССОРНИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ
7. Расход воздуха через внутренний контур:
/>
8. Степень повышения давления в контуре (задана):
/>
9. КПД компрессора НД (задан):
/>
10. Работа сжатия воздуха в компрессоре НД:
/>
11. Температура воздуха на выходе из компрессора НД:
/>
12. Давление воздуха на выходе из компрессора НД:
/>
1.3 КОМПРЕССОРВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ
13. Давление на входе в компрессор ВД:
/>
14. Температура на входе в компрессор ВД:
/>=/>
15. Степень повышения давления в компрессоре ВД (задана):
/>
16. КПД компрессора ВД (задана):
/>
17. Работа сжатия воздуха в компрессоре ВД:
/>
18. Температура воздуха на выходе из компрессора ВД:
/>
19. Давление на выходе из компрессора ВД:
/>
1.4 КАМЕРАСГОРАНИЯ
20. Температура газа перед турбиной (задана):
/>
21. Коэффициент полноты сгорания (задан):
/>
22. Величина относительного расхода топлива:
/>
где величина qmo=0,023определена по рис.2 (1) в зависимости от /> и />
Gm – расходтоплива
23. Величина коэффициента избытка воздуха:
/>
где L0=14,78кгвоздуха/кг топлива
24. Расход воздуха через камеру сгорания:
/>
где относительный расход воздухана охлаждении деталей турбины ВД /> определён по рис.3 (1) взависимости от/>
25. Расход топлива:
/>
26. />оэффициент восстановленияполного давления в КС (задан):
/>
/>ТУРБИНА ВЫСОКОГОДАВЛЕНИЯ
27. Давление на выходе из КС:
/>
28. Расход газа через турбину ВД:
/>
29. Работа, совершаемая газом в турбине ВД:
/>
30. Температура газа за турбиной ВД:
/>
где />
31. КПД турбины ВД (задан):
/>
32. Степень понижения давления в турбине ВД:
/>
33. Давление газа на выходе из турбины ВД:
/>
1.6 ТУРБИНА НИЗКОГОДАВЛЕНИЯ
34. Расход газа через турбину НД:
/>
35. Работа газа, совершаемая в турбине НД:
/>
36. КПД турбины НД (задан):
/>
37. Степень понижения давления в турбине НД:
/>
38. Давление за турбиной :
/>
39. Температура газа за турбиной НД:
/>
1.7 КАМЕРА СМЕШЕНИЯ
40. Температура газа в конце камеры смешения:
/>
41. Давление газа в конце камеры смешения:
/>
1.8 РЕАКТИВНОЕ СОПЛО
42. Расход газа через сопло:
/>
43. Степень понижения давления в реактивном сопле:
/>
44. Скорость истечения газа из сопла:
/>
45. Приведённая скорость на выходе из сопла:
/>
46. Эффективная площадь выходного сечения сопла:
/>
/> по формуле ГДФ для к=1,4определяем q/>
/>
1.9 УДЕЛЬНЫЕ ПАРАМЕТРЫДВИГАТЕЛЯ И ЧАСОВОЙ РАСХОД ТОПЛИВА
47. Величина удельной тяги:
/>
48. Удельный расход топлива:
/>
49. Часовой расход топлива
/>
В результате выполнениятермогазодинамического расчета основные узлы ТРДД – лопаточные машины –характеризуются следующими параметрами:
Вентилятор:
/>=266,26/>
/>
Компрессор НД:
/>
/>
Компрессор ВД:
/>
/>
Турбина ВД:
/>
/>=3,34 />
/>
Турбина НД:
/>
/>=247,54кДж/кг />=2,96 />
/>
/> РАСЧЕТ ДИАМЕТРАЛЬНЫХРАЗМЕРОВ />
50. Выбираем величину осевой скорости с1а на входе в компрессорВД, принимаем с1а=210м/с.
51. Приведённая абсолютная скорость на входе в компрессор ВД:
/>
так как в проектируемом ТРДД имеетсявходной направляющий аппарат для расчета принимаем />◦, значениекоэффициента неравномерности потока кс=0,98.
52. Необходимая кольцевая площадь на входе в компрессор ВД:
/>
/> по формуле ГДФ для к=1,4определён q/>
/>
/>
53. Выбираем величину скорости с3 на выходе из компрессора:
принимаем с3=150м/с
54. Приведённая абсолютная скорость на выходе из компрессора:
/>
по формуле ГДФ определяем q(λс3) для к=1,4
/>
/>
55. Кольцевая площадь на выходе из компрессора ВД:
/>
56. Выбираем относительный диаметр втулки на выходе из компрессора ВД:
принимаем d3=0,88
57. По прототипу определяем форму проточной части (Dср=const), относительный диаметр втулки на входе:
/>
где />
58. Наружный диаметр входного сечения компрессора ВД:
/>
59. Внутренний диаметр входного сечения компрессора ВД:
/>
60. Высота лопатки на входе в компрессор ВД:
/>
61. Наружный диаметр на выходе из компрессора:
/>
62. Внутренний диаметр компрессора ВД в выходном сечении:
/>
63. Высота лопатки на выходе из компрессора:
/>
64. Средний диаметр компрессора НД:
/>5728м
/>5735м
/>572м
65. Определение окружной скорости U1к нанаружнем диаметре первой ступени компрессора ВД и частоты его вращения.Величину U1к принимаем в зависимости от типакомпрессора – ступень сверхзвуковая: U1к=420м/с
/>
66. Проверка оптимального значения коэффициента расхода:
/>
значение с1а срнаходится в пределах оптимальных значений.
67. Определение предварительного значения числа ступеней компрессора.Принимаем средний коэффициент затраченного напора для сверхзвуковой ступеникомпрессора ВД:
/>
Потребное число ступеней:
/>
2.2ПОСТРОЕНИЕМЕРИДИАЛЬНОГО СЕЧЕНИЯ ПРОТОЧНОЙ ЧАСТИ КОМПРЕССОРА ВД
68. Определение ширины венца лопаток первой ступени по величине удлинения.Принимаем удлинение лопаток /> дляпервой сверхзвуковой ступени:
/>
69. Ширина лопаток входного направляющего аппарата через величину удлинения.Принимаем />
/>
70. Ширина лопаток первого направляющего аппарата у втулки:
/>
71. Величина удлинения рабочих лопаток последних ступеней. Принимаем
hSПОСЛ=2
72. Ширина венца рабочих лопаток последней ступени:
/>
73. Удлинение выходного направляющего аппарата последней ступени,являющегося силовым элементом конструкции:
принимаем />
74. Ширина венца направляющих лопаток последней ступени
/>
75. Осевой зазор между ВНА и лопатками РК, а также осевой зазор междулопатками РК и лопатками НА:
∆S=0,25∙S1=0,25∙0,066=0,0165м
76. Осевой зазор между РК и НА последней ступени:
∆Sпосл=0,2Sпосл=0,2∙0,0183=0,004м
77. Радиальный зазор между торцами рабочих лопаток и корпусом для первойступени:
∆r1=0,01h1=0,01∙0,1315=0,0013м
для последней ступени:
∆rпосл=0,015h3=0,015∙0,0365=0,0005м
78. Построение графика зависимости ширины венцов рабочих колес инаправляющих аппаратов ступеней от порядкового номера ступени.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
В данном курсовом проектеопределены параметры термогазодинамического состояния рабочего тела вхарактерных сечениях двухвального ТРДД, произведен расчет диаметральныхразмеров компрессора ВД и построено меридиональное сечение его проточной части.
ЛИТЕРАТУРА
1.Газодинамическое проектированиекомпрессоров ТРДД с элементами термогазодинамического расчета двигателя.Учебное пособие. Н.Т.Тихонов; Н.Ф.Мусаткин; В.С.Кузьмичев СГАУ Самара 1997
2.Авиационные двухконтурные двигатели Д-30КУи Д-30КП Под ред. Л.П.Лозинского Москва Машиностроение 1988