Реферат: Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу
Міністерство освіти і науки України
Слов’янський коледж Національного авіаційного університету
КУРСОВА РОБОТА
з дисципліни:
«Теорія теплових двигунів»
Виконав студент КР
гр.1М05Б Сивак С.Б
Викладач Ануфрієв В.Р
Слов’янськ 2007
Завдання на Курсову роботу
1. Вихідні дані для розрахунку:
Вариант
Тип двигуна ТВД
Аналог Astory 14
Температура газів перед турбіною 1150 К
Ступінь підвищення тиску компресора 8,1
Висота польоту 500 м
Потужність 850 л.с.
Число Маха польоту 0,4
Означення основних параметрів
· а — швидкість звуку;
· Се – питома витрата палива;
· D – діаметр (м);
· — відносний діаметр втулки;
· F – площа перетину(м2 );
· G – масова витрата повітря, газу, палива(кг/с);
· g – відносна витрата палива;
· H – висота польоту(м);
· Hu – нижча теплотворність палива;
· h – висота лопатки;
· k – показник адіабати (ізоентропи);
· L – питома робота;
· М – число Маха польоту;
· N – потужність(кВт);
· n – частота обертання; показник політропи;
· p, P – тиск (Па);
· q(λ) – відносна щільність потоку;
· Т – температура (К);
· u – окружна швидкість на радіусі РК(м/с);
· V – швидкість польоту(м/с);
· z – кількість ступенів(компресора, турбіни);
· α – кут; коєфіціент надлишку повітря;
· ∆ — ступінь підігріву повітря;
· η – КПД; коефіцієнт повноти згорання палива;
· λ – приведена швидкість;
· ξ – коефіцієнт втрат;
· π – ступінь підвищення (зменшення) тиску;
· ρ – щільність (кг/м3);
· σ – коефіцієнт регенерування тепла; коефіцієнт зберігання повного тиску;
· φ – коефіцієнт швидкості;
Вступ
Високі вимоги до технічних даних сучасних літаків зумовили перетворення їх в складні авіаційні комплекси при одночасному істотному зростанні вартості їх створення і експлуатації.
Оптимізація технічних рішень і зменшення витрат при створенні перспективних літаків вимагають вже на початкових етапах їх проектування ретельної оцінки взаємозв'язку характеристик основних складових елементів авіаційного комплексу. Вибір двигуна для літака з безлічі можливих варіантів ускладнюється необхідністю обліку параметрів і характеристик силової установки в цілому.
Одним з найбільш складних завдань при створенні авіаційного двигуна є вибір параметрів робочого процесу двигуна і розрахунок його експлуатаційних характеристик. Цей етап передує проектуванню і виготовленню дослідного зразка. Він базується звичайно на задоволенні вимог до літального апарату і його силової установки, оцінки технологічних можливостей створення всіх елементів літального апарату і його двигунів, розробки концепції застосування і експлуатації літального апарату.
Отже дана курсова робота розглядає розрахунок авіаційного двигуна, на прикладі турбогвинтового типу авіаційних двигунів.
У першій частині курсової роботи обчислення проводяться за перерізами:
— Переріз В-В: перед компресором;
— Переріз К-К: перед камерою згоряння;
— Переріз Г-Г: за камерою згоряння;
— Переріз Т-Т: за турбіною;
— Переріз С-С: вихідний пристрій;
— Також у другому розділі першої частини обчислюються основні параметри двигуна
У другій частині курсової роботи проводиться розрахунок і узгодження параметрів компресора і турбіни, на підставі яких будуть визначаться діаметри ступенів турбіни і компресора, кількість ступенів, а також вибір матеріалу для лопаток.
У третій частині обчислюються площа основних прохідних перерізів.
Частина 1: Газодинамічний розрахунок двигуна
Початковими даними для розрахунку є:
-Эквівалентна потужність Nек (кВт);
-Температура газів на виході з камери згорання ТГ *(К) ;
-Ступінь підвищення тиску в компресорі ;
-Розрахкнкові умови польоту: висота Н (м), щільність повітря ρ(кг/м3 ) та число «М» польоту.
I. Визначення основних параметрів газо-воздушного потоку за трактом двигуна.
ПерерізВ-В
За таблицею МСА визначаю значення:
ТН = 284,75 К
РН = 95400 Па
1. Визначимо температуру, тиск та щільність після гальмування потоку:
якщо М < 1 беру = 1.
Де=0.88…0.94
Переріз К-К
2. Знайдемо ефективну роботу компресору та температуру гальмування за компресором.
Сталі:
,
де , беру
3. Визначаю тиск гальмування за компресором:
Переріз Г-Г
4. По відомим температурам Т*К и Т*Г за графіком визначаєм витрату палива на 1 кг повітря gT .
gT = 0,0155.
Визначаю коефіцієнт надлишку повітря:
де
5. Обчислюю тиск гальмування:
де беру
.
ПерерізТ-Т
6. Визначаю тиск гальмування та ступень розширення газу в турбіні:
7. Визначаю температуру гальмування потоку.
де ηТ = 0,86….0,92, беру ηТ = 0,92; більшим ηТ відповідають більші LT .
8. Визначимо ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (Дж/кг) з відповідностей:
где .
де
Переріз С – С
9. Визначимо швидкість витікання (м/с), температуру (К) та щільність потоку (кг/м3 ) при повному розширенні:
де ;
II. Визначаємо основні параметри двигуна:
10. Обчислюємо питому еквівалентну потужність:
де
Vп =Mп *aм
Vп =0.4*338.3=135.32
11. Визначаємо витрату повітря:
12. Визначаємо питому витрату палива:
13. Визначаємо повний коефіцієнт корисної дії:
Частина 2. Узгодження параметрів компресора і турбіни
Узгодження параметрів компресора і турбіни включає вибір визначальних газодинамічних величин, як з боку компресора, так і з боку турбіни. Які забезпечують найбільшу ефективність системи компресор-турбіна при мінімальному відхилені від заданого запасу міцності лопаток останнього ступеня турбіни (Кт = 2).
Крім того, в цому розділі визначаються число ступенів турбіни і проводиться визначення матеріалу, з якого виготовлені лопатки турбін.
1.Узгодження першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни.
Сталі, які ми використовуємо при розрахунках:
Величину коефіцієнта узгодження обчислюємо за формулою:
2.По номограм проводимо узгодження параметрів, першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни. Узгодження проводимо в наступних послідовності:
а) по знайденому в п. 1 значенню величини А і заданому значенню Т*Г знаходимо по графіку тангенс кута φ нахилу прямої узгодження графіка:
б) вибираємо матеріал лопаток останнього ступеня турбіни і визначаємо величину за графіком № 3:
Для двигунів зі свободною турбіною, матеріал лопаток знаходимо задаючись температурою:
Матеріал лопаток: ЖС6-К
При побудові графіка приймалося, що коефіцієнт запасу міцностіта враховуючи, що час роботи на максимальному режимі.
в) за знайденними значеннями та знаходимо на графіку № 2 точку узгодження.
г) задаючись (для ступени ), визначаємо за графіком значення , ( при ).Значення відносного диаметру першої ступені компрессору:
, беру .
3. Визначаю наружний діаметр першої ступені компресора:
;
де F – площа на вході.
Де q(λВ ) (відносна щільність потоку) знаходимо з таблиці, за допомогою приведеної швидкості (λВ );
КG – коеффіціент нерівномірності поля осьових швидкостей на вході у першу ступень компрессора (КG =0.93…0.95)
q(λВ )=0.8993; КG =0.93
4. Визначаємо наружний діаметр останньої ступені турбіни:
де , беру.
Визначаю q(λC4 ) за таблицею (у списку літератури підручник №1)
q(λC4 )=0.8564;
α4 =80-900; беру α4 =90
5. Для першої ступені компресора:
Для останньої ступені турбіни:
6. Обчислення частоти обертання ротора компресора(турбіна високого тиску):
Відношення частот обертання оберемо рівним:
7. Частота обертання ротора вільної турбіни(турбіна низького тиску):
8. Розподіляємо роботу турбін між каскадами двохроторного двигуна:
;
9. Приняв в першому наближенні, що турбіна має Dср=const, визначимо для кожного ротора число ступенів:
;
де
Для ротора компресора(ступені турбіни високого тиску):
Отримане значення Z округлив до найближчого цілого числата уточнюю роботу ступенів:
Для ротора вільної турбіни:
Уточнюю роботу ступені:
10. Визначаю температуру на виході з турбіни високого тиску:
11. Визначаю температуру за першою ступінню:
12. Підбираємо матеріал лопаток останньої ступені турбіни, користуємось номограмою з методики, та відношенням (де ):
У процесі розрахунків було обрано матеріал ЖС6-К.
13. Подбираем материал лопаток, пользуясь следующим соотношением:
Для ТВД
Обрано матеріал ЖС6-К.
Частина 3: Розрахунок деяких геометричних параметрів прохідних перерізів
Перша ступінь компресора:
Площа прохідної частини:
Діаметр втулки:
Висота лопатки:
Остання ступінь компресора:
Площа прохідної частини:
Діаметр втулки:
Висота лопатки:
Остання ступінь турбіни:
Площа прохідної частини:
Діаметр втулки:
(з розрахунків, наведених вище).
Висота лопатки:
Середній діаметр турбіни:
Перша ступінь турбіни:
Площа прохідної частини:
Висота лопатки:
Діаметр втулки:
Діаметр робочого колеса:
Користуючись цими даними креслимо ескіз двигуна.
Висновок
У першому розділі при розрахунку основних параметрів газо — повітряного потоку по тракту двигуна залежно від перетину і основних параметрів двигуна, знайдений повний коефіцієнт корисної дії двигуна
У другому розділі розрахував узгодження параметрів компресора і турбіни, а також при розрахунках одержав розміри першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни. При цьому вибраний матеріал ЖС6-К.
Література
1. С.И. Ловинский «Теория авиационных двигателей». Машиностроение. Москва. 1982 г.
2. Маринченко Ю. В. «Газодинамический расчет авиационных двигателей»
3. Методическое пособие к выполнению курсовой работы по дисциплине: «Теория тепловых двигателей»; Славянск; САТК 1999г.
4. Ю.М. Терещенко, Л.Г. Волянская и др. «Теория авиационных газотурбинных двигателей». Книжное издательство НАУ. Киев. 2005 г.