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: 5 из 24

Выбор и обоснование выбора параметров рабочего процесса и характеристик узлов модифицированного двигателя

Обоснование выбора значений характеристик узлов

Тенденция развития авиационных двигателей и двигателестроения показывает, что для современных компрессоров низкого давления КПД лежит в диапазоне от 82% до 0,86%, КПД компрессора высокого давления – от 83% до 87%, КПД турбины высокого давления и низкого давления – от 88% до 92%, полнота сгорания топлива в камере сгорания от 0,98 до 0,99. Учитывая эти данные и числа ступеней узлов, принимаются КПД_КНД=0,867, КПД_КВД=0,86, КПД_ТВД=0,88, КПД_ТНД=0,9, η_г = 0,98, σ_кс=0,945, η_мнд=0,99, η_мвд=0,99.

9. Выбор параметров рабочего процесса

Выбор параметров рабочего процесса основывался на возможности установки двигателя на истребители, которые разрабатываются согласно Программе “5+”, с тягой на форсаже равным 10000 кгс (98,1кН) для достижения большей маневренности самолета.

Температуру газов перед турбиной выбираем максимально допустимую с учетом жаропрочности материала лопаток газовой турбины и с учетом постоянства суммарного отбора охлаждающего воздуха, принимаем Повышение тяги двигателя до заданного уровня только параметрами рабочего процесса двигателя не возможно, в связи с этим повысим расход воздуха на входе до 82 кг/с.

Анализируя рисунки 4.1 и 4.2, можно сделать вывод, что на данном диапазоне Pi_kпри увеличении степени двухконтурности уменьшается тяга и возрастает удельный расход топлива. А увеличение степени повышения давления приводит, в основном, к уменьшению тяги и увеличению удельного расхода.

Для сохранения маневренности боевого самолета не следует слишком повышать степень двухконтурности из-за возрастания диаметра самолета.

Принимаем степень двухконтурности равной 0,475, а степень повышения давления вентилятора равной 4,14.



Рисунок 4.1 – зависимость тяги двигателя от степени двухконтурности и степени повышения давления в вентиляторе



Рисунок 4.2 – зависимость удельного расхода топлива от степени двухконтурности и степени повышения давления в вентиляторе