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: />/>
--PAGE_BREAK--/>,
де />, беру />
/>
/>
Визначаю тиск гальмування за компресором:
/>
Переріз Г-Г
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 />
/>
Обчислюю тиск гальмування:
/> де />беру />
/>.
ПерерізТ-Т
Визначаю тиск гальмування та ступень розширення газу в турбіні:
/>
/>
Визначаю температуру гальмування потоку.
/>
де ηТ= 0,86….0,92, беру ηТ= 0,92; більшим ηТвідповідають більші LT.
/>
Визначимо ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (Дж/кг) з відповідностей:
/> где />.
/>
/>
де />
/>
Переріз С – С
Визначимо швидкість витікання (м/с), температуру (К) та щільність потоку (кг/м3) при повному розширенні:
де />;
/>
/>
/>
II. Визначаємо основні параметри двигуна:
Обчислюємо питому еквівалентну потужність:
/> де />
Vп=Mп*aм
Vп=0.4*338.3=135.32
/>
Визначаємо витрату повітря:
/>
Визначаємо питому витрату палива:
/>
продолжение--PAGE_BREAK--
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*Гзнаходимо 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 міцності/>та />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 />.
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
/>
Визначаємо наружний діаметр останньої ступені турбіни:
продолжение--PAGE_BREAK--
/>
де />, беру/>.
Визначаю q(λC4) за таблицею (у списку літератури підручник №1)
q(λC4)=0.8564;
α4=80-90; беру α4=90
/>
Для першої ступені компресора:
/>
Для останньої ступені турбіни:
/>
Обчислення частоти обертання ротора компресора(турбіна високого тиску):
/>
Відношення частот обертання оберемо рівним:
/>
Частота обертання ротора вільної турбіни(турбіна низького тиску):
/>
/>
Розподіляємо роботу турбін між каскадами двохроторного двигуна:
/>
/>;
/>
/>
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:/>
Визначаю температуру на виході з турбіни високого тиску:
/>
/>
Визначаю температуру за першою ступінню:
/>
Підбираємо матеріал лопаток останньої ступені турбіни, користуємось номограмою з методики, та відношенням (де />):
/>
У процесі розрахунків було обрано матеріал ЖС6-К.
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:
/>
продолжение--PAGE_BREAK--
/>
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
С.И. Ловинский «Теория авиационных двигателей». Машиностроение. Москва. 1982 г.
Маринченко Ю. В. «Газодинамический расчет авиационных двигателей»
Методическое пособие к выполнению курсовой работы по дисциплине: «Теория тепловых двигателей»; Славянск; САТК 1999г.
Ю.М. Терещенко, Л.Г. Волянская и др. «Теория авиационных газотурбинных двигателей». Книжное издательство НАУ. Киев. 2005 г.