Курсовая работа по теории и расчету авиационных двигателей рд-33. Курсач. 1. Описание конструкции двигателя 4 Общие сведения о двигателе 4
 Скачать 1.52 Mb.
|
Содержание1.Описание конструкции двигателя 4 2.Общие сведения о двигателе 4 3.Конструкция двигателя 8 Компрессор 8 Переходный корпус 9 Основная камера сгорания 9 Турбина 10 Форсажная камера 11 Выходное устройство 11 4.Масляная система 12 5.Принцип работы двигателя 12 6.Исходные данные 14 7.Выбор и обоснование выбора параметров рабочего процесса и характеристик узлов модифицированного двигателя 16 8.Обоснование выбора значений характеристик узлов 16 9.Выбор параметров рабочего процесса 16 10.Поверочный термогазодинамический расчет двигателя РД-33 18 11.Термогазодинамический расчет двигателя на максимальном режиме 18 12.Термогазодинамический расчет двигателя на режиме полного форсажа 32 13.Ручной термогазодинамический расчет 35 14.Ручной термогазодинамический расчет двигателя на максимальном режиме 35 Параметры воздуха на входе в вентилятор 35 Параметры воздуха за вентилятором 35 Расход воздуха 37 Параметры за компрессором высокого давления 38 Воздухо-воздушный теплообменник 39 Основная камера сгорания 40 Параметры газа за турбиной высокого давления 41 Параметры газа за турбиной низкого давления 44 Камера смешения 47 Камера смешения перед РС 50 Реактивное сопло 54 15.Ручной термогазодинамический расчет двигателя на режиме полного форсажа 56 Форсажная камера 56 Камера смещения перед РС 57 Реактивное сопло 61 16.Высотно-скоростные характеристики 64 ЗАКЛЮЧЕНИЕ 75 Список литературы 76 РД-33 — турбореактивный двухконтурный двухвальный с форсажной камерой (ТРДДФ), разработанный в 1968—1985 году в ОАО «Климов» под руководством С. П. Изотова и В. В. Старовойтенкова. Двигатель предназначается для лёгкого фронтового истребителя МиГ-29 и других самолётов данного класса. РД-33 и его модификации устанавливаются на истребители МиГ-29 (РД-33 серии 2), МиГ-29К (РД-33К), МиГ-35 (РД-33МК), Super Mirage F-1, Super Cheetah D-2 (оба — РД-33Н (СМР-95)). Также модификация двигателя РД-33И устанавливалась на опытный штурмовик Ил-102.[1] Общие сведения о двигателеРД-33 это двухконтурный, двухвальный, турбореактивный двигатель со смешением потоков в общей форсажной камере, с регулируемым реактивным соплом. Разработан в 1968-1985 году в ОАО «Климов» под руководством С. П. Изотова и В. В. Старовойтенкова. Выпущено около 5000 двигателей РД33.Самый массовый двухконтурный двигатель в своём классе тяги. Проектирование двигателя РД-33 началось в 1968 году, стендовые испытания проходили в 1972 году, массовые поставки начались в 1981 году, государственные испытания двигателя завершились в 1984, а принятие на вооружение состоялось в 1985 году. На базе РД-33 разработан ряд перспективных двигателей: РД-ЗЗИ - бесфорсажный вариант для штурмовика ИЛ-102, РД-ЗЗК - с введённым чрезвычайным режимом и увеличенной тягой для модернизированного истребителя МиГ-29М и палубного истребителя МиГ-29К, РД-33 серии 3 с увеличенным ресурсом, производится серийно с 1999 г. РД-33 серии ЗМ с увеличенной тягой для МиГ-29К, РД-ЗЗН для модернизации однодвигательных истребителей 2-го и 3-го поколений, РД-93 для китайского истребителя FC-1, РД-133 с увеличенной тягой и всеракурсным соплом с управляемым вектором тяги для модификации МиГ-29 и ВКС-10, СМР-95 для самолетов Mirage F-1 и Mirage I I I . Разрабатываются бесфорсажные варианты РД-ЗЗБ/НБ[2] Двигатель имеет малый удельный вес, высокую рабочую температуру газа перед турбиной. Большая величина температурной раскрутки обеспечивает высокие маневренные и разгонные характеристики самолета. Благодаря развитой системе активных и пассивных средств повышения газодинамической устойчивости двигатель не имеет эксплуатационных ограничений во всем диапазоне режимов работы, высот и скоростей полета самолета, в том числе при изменении ракетного и пушечного вооружения. Двигатель эксплуатируется в широком диапазоне высот и скоростей полета. Устойчиво работает в экстремальных условиях по уровню неравномерности и пульсаций воздуха на входе. Двигатель надежно и устойчиво работает на земле и в полете: на земле при температуре ±60°С; в полете при температуре на входе в двигатель не более 200°С; при максимальной приборной скорости до высоты 11000 м – 1500 км/ч; при максимальном М = 2,35 на высоте более 11000 м; при минимальной приборной скорости на высоте более 15000 м – 350км/ч, а на высоте менее 15000 м – 300 км/ч; статический потолок при максимальной расчетной высоте при истинной скорости более 1700 км/ч – не менее 20000 м; динамический потолок выше статического на 1500 м. Двигатель состоит из следующих основных узлов: двухкаскадного 13-ступенчатого компрессора; разделительного корпуса; кольцевой прямоточной камеры сгорания с силовым корпусом; двухвальной 2х-ступенчатой турбины; форсажной камеры; регулируемого сопла; агрегатов, обеспечивающих работу систем двигателя. Степень двухконтурности, или отношение расхода воздуха через наружный (второй) контур к расходу воздуха через внутренний (первый) контур двигателя на расчетном режиме, равна 2. Примененная в двигателе двухвальная схема обеспечивает устойчивую работу компрессора на запуске и приемистость. Компрессор двигателя состоит из двух основных узлов: четырехступенчатого осевого компрессора низкого давления; девятиступенчатого осевого компрессора высокого давления с постоянным наружным диаметром и трех поворотных направляющих аппаратов, управляемых двумя гидроцилиндрами, а также с отбором воздуха на охлаждение турбины и самолетные нужды. Разделительный корпус предназначен для: разделения потока воздуха на два контура; установки агрегатов и узлов передней плоскости подвески двигателя на самолете. Спереди к разделительному корпусу крепится компрессор низкого давления, сзади – компрессор высокого давления и кожух наружного контура. Привод основных агрегатов двигателя осуществляется от ротора компрессора высокого давления через систему зубчатых передач. Камера сгорания – кольцевая, прямоточная с силовым корпусом. Жаровая труба камеры сгорания – кольцевая, выполнена из жаростойкого сплава, заключена в силовой корпус, к которому спереди крепится компрессор высокого давления, сзади – турбина высокого давления. Турбина – двигатель имеет две одноступенчатые турбины: турбину высокого давления /ТВД/ и турбину низкого давления /ТНД/. ТВД служит для привода компрессора высокого давления, ТНД приводит во вращение вентилятор. В корпусе задней опоры турбины устанавливается роликоподшипник ротора турбины низкого давления. В меридиональном сечении проточная часть турбины представляет собой плавно расширяющийся канал. Роторы двигателя механически не связаны между собой, а имеют только газодинамическую связь. Обороты роторов различные и изменяются в зависимости от режима работы двигателя и параметров воздуха на входе в двигатель. Ротор низкого давления имеет три опоры: передняя и задняя опоры – роликовые подшипники, средняя опора – радиально-упорный подшипник. Ротор высокого давления устанавливается на две опоры, из которых передняя – шариковый подшипник, задняя – роликовый подшипник. Масляная система двигателя – автономная, циркуляционная, открыто-закрытого типа. В масляную систему входят следующие установленные на двигателе основные узлы: масляный бак, маслоагрегат, блок откачивающих насосов, два топливо-масляных радиатора, центробежный суфлер, гидроаккумулятор, дифференциальный пневматический клапан, блок заслонок системы наддува предмаслянных полостей, трубопроводы. Система смазки и суфлирования двигателя (масляная система) предназначена для обеспечения смазки и отвода тепла от подшипников всех опор, приводов и зубчатых передач двигателя, а также для суфлирования опор и маслобака двигателя. Топливная система предназначена для питания топливом и автоматического управления двигателем на установившихся и переменных режимах его работы в заданных условиях эксплуатации. Топливная система двигателя - гидромеханическая с применением электронного блока предельных регуляторов (БПР), обеспечивающего управление гидромеханическими агрегатами на режимах ограничения параметров двигателя, при помпаже, при розжиге форсажной камеры. Запуск двигателя – автоматический, автономный, производится автоматом запуска, который подает электропитание на агрегаты систем раскрутки и зажигания и начинается раскрутка компрессора высокого давления (КВД). Система защиты двигателя от обледенения обеспечивает обогрев стоек передней опоры компрессора низкого давления, кока, а также приемника полного давления вторичным воздухом камеры сгорания. Система сигнализации пожара выдает сигнал при возникновении пожара во внутренних полостях двигателя. Подвеска двигателя на самолете осуществляется в двух плоскостях: передней, расположенной на разделительном корпусе, и задней, расположенной на силовом кольце корпуса задней опоры турбины.[3] |