Курсовая работа по теории и расчету авиационных двигателей рд-33. Курсач. 1. Описание конструкции двигателя 4 Общие сведения о двигателе 4

• Название: 1. Описание конструкции двигателя 4 Общие сведения о двигателе 4
• Анкор: Курсовая работа по теории и расчету авиационных двигателей рд-33
• Дата: 19.12.2019
• Размер: 1.52 Mb.
• Имя файла: Курсач.docx
• Тип: Документы; #101216
• страница: 4 из 24

Масляная система

Масляная система двигателя – автономная, циркуляционная, одноконтурная, закрытого типа. Она обеспечивает подачу масла на всех режимах работы двигателя.

5. Принцип работы двигателя

Воздух из воздухозаборника самолёта поступает в КНД, где осуществляется его первичное сжатие. Далее воздух поступает в промежуточный корпус, где разделяется на два потока: наружного и внутреннего контуров.

Поток воздуха во внутреннем контуре поступает в КВД. Так он сжимается и подаётся в ОКС. В ОКС происходит смешивание воздуха с топливом, подаваемым через топливные форсунки. Далее в жаровой трубе топливовоздушная смесь воспламеняется двумя свечами поверхностного разряда.

Топливовоздушная смесь сгорает и повышает температуру газа. Параметры газа зависят от количества подаваемого топлива, которое дозируется САУ в зависимости от заданного режима работы двигателя.

Газ, образованный при сгорании топлива, поступает далее в турбину, где происходит превращение его кинетической энергии в механическую энергию вращения роторов двигателя. При этом ТВД приводит во вращение РВД, а ТНД – РНД.

Горячие газы за ТНД смешивается в камере смешения с воздухом, поступающим из внешнего контура. Газ их камеры смешения поступает в общую для обоих контуров форсажную камеру сгорания с предварительным смешением потоков перед фронтовым устройством в смесителе, где производится дополнительный подвод энергии (тепла) к потоку газа путем сжигания топлива, что приводит к дополнительному увеличению тяги двигателя.

Из форсажной камеры сгорания газ поступает в сверхзвуковое реактивное сопло. В реактивном сопле суммарная энергия газового потока создаёт тягу двигателя, которая передаётся через узлы подвески на самолёт.

6. Исходные данные

Ниже в таблице приведены параметры двигателя, взятые из различных

источников.

Таблица 3.1 - Параметры двигателя РД-33 из различных источников

Параметр	Обозначе-ние	[1]	[2]	[3]	[4]	[5]	Принятое значение
Серия 2	Серия 2	̶	̶	̶
1	2	3	4	5	6	7	8
Тяга взлетная форсированная, кН/кгс	P ф.	81,4	81,4	81,4	81,4	81,4	81,4/8300
Тяга взлетная нефорсированная, кН/кгс	P б.ф.	49,4	49,4	49,4	49,4	49,4	49,4/5040
Удельный расход топлива (без фор.), (кг/Н*ч)/(г/кН*с)	С уд. б.ф.	0,0785	0,0785	0,0795	0,0785	0,0785	0,0785/21,8
Удельный расход топлива (с фор.), (кг/Н*ч)/( г/кН*с)	С уд.ф.	0,214	0,244	̶	̶	̶	0,214/59,4
Секундный расход воздуха, кг/с	G в	76,5	76,5	77	̶	77	77
Степень двухконтурности	m	0,475	0,49	0,49	0,55	̶	0,475
Суммарная степень повышения давления		21,7	21	̶	21,7	21	20,9475
Степень повышения давления КНД		3,1	3,2	3,15	̶	̶	3,15

Продолжение таблицы 3.1

1	2	3	4	5	6	7	8
Степень повышения давления КВД		7	6,5625	6,65	̶	̶	6,65
Температура газов перед турбиной, К		1527 /1536	1535	1530	̶	̶	1527
Температура газа на выходе из ФК, К		2000	̶	̶	̶	̶	2000
КПД КНД		0,82	̶	̶	̶	̶	0,82
КПД КВД		0,86	̶	̶	̶	̶	0,86
КПД ТВД		0,86	̶	̶	̶	̶	0,86
КПД ТНД		0,90	̶	̶	̶	̶	0,90
Полнота сгорания КС		0,98	̶	̶	̶	̶	0,98
Коэффициент восстановления полного давления		0,945	̶	̶	̶	̶	0,945
Полнота сгорания ФК		0,89	̶	̶	̶	̶	0,89
Длина, мм	L дв.	̶	4300	̶	4230	4230	4230
Диаметр, мм	D ­­дв.	̶	1100	̶	1040	1040	1040
Масса, кг	М дв.	̶	1055	1055	1055	1055	1055

Выбор принятых значений параметров рабочего процесса и характеристики узлов основывался на том, чтобы при поверочном термогазодинамическом расчете двигателя РД-33 получили требуемые значения тяги двигателя, расхода топлива и удельного расхода топлива.