D30KP курсовая. D-30KU — копия. Программа модернизации двигателей д30ку154 обусловлена повышающимися экономическими и экологическими требованиями к пассажирским самолётам, в особенности на международных авиалиниях.
 Скачать 0.9 Mb.
|
 СОДЕРЖАНИЕ Введение……….…………………………………………………...4 Технические характеристики……………....………………...4 Конструкция…………………………………………………..5 Термодинамический расчёт…....…..……………………………..8 Результаты газодинамического расчёта…………………….17 Вывод………………………………………………………....19 Газодинамический расчёт…….…….……..…………………..…20 Результаты газодинамического расчёта. ………….………..39 Результаты проделанной работы……………………………40 График………………………………………………………...40 Заключение………….…………………………………...……...41 Список литературы……………………………….....……….......43 Введение Д-30КУ - двухконтурный турбореактивный двигатель, в различных модификациях устанавливается на пассажирские самолёты Ту-154М (Д-30КУ-154), Ил-62М (Д-30КУ) и транспортный Ил-76 (Д-30КП). Модификации отличаются прежде всего регулировкой (Д-30КУ задросселирован относительно Д-30КП), также на Д-30КП реверсивное устройство повёрнуто на 90° относительно установки на других двигателях серии. Разработан в ОАО «Авиадвигатель». Производится в НПО «Сатурн». С Д-30Ф6 самолёта МиГ-31 общего практически не имеет, а по сравнению с базовыми двигателями Д-30 самолётов Ту-134 эти двигатели сильно модернизированы и более приспособлены под Ил-62, Ил-76 и Ту-154 Программа модернизации двигателей Д-30КУ-154 обусловлена повышающимися экономическими и экологическими требованиями к пассажирским самолётам, в особенности на международных авиалиниях. Продолжаются работы над созданием четвёртой серии этого двигателя, что, по оценке специалистов, позволит ему оставаться конкурентоспособным до 2020 года. Конструкция Двигатель — двухвальный, с 3-ступенчатым компрессором и 4-ступенчатой турбиной низкого давления, 11-ступенчатым компрессором и 2-ступенчатой турбиной высокого давления. За 5-й и 6-й ступенями КВД установлены антипомпажные клапаны перепуска, открываемые при помощи 6 топливных гидроцилиндров при запуске двигателя и закрываемые пружинами при оборотах КВД выше 79 %. Перед неподвижным направляющим аппаратом первой ступени КВД установлен регулируемый входной направляющий аппарат (ВНА), в силу расположения перед неподвижным НА мало влияющий на угол натекания потока на лопатки ротора и предназначенный для ограничения расхода воздуха через компрессор на малых режимах для предотвращения помпажа. При запуске и на малых режимах двигателя ВНА закрыт на предельный угол 33 °, при оборотах КВД 74,5 % начинает открываться по гидросигналу от датчика приведённых оборотов ДПО-30К и при оборотах в 92,5 % открывается полностью.  Рис.1. ТРДД Д-30КП Двигатель состоит из следующих основных узлов: компрессора, разделительного корпуса с коробками приводов агрегатов, камеры сгорания, турбины и выходного и реверсивного устройств Компрессор двигателя двухкаскадный, осевой: I каскад - КНД - имеет I сверхзвуковую ступень и приводится во вращение ТНД; II каскад - КВД - приводится во вращение ТВД. Разделительный корпус предназначен для разделения потока воздуха между контурами, а также для размещения деталей центрального привода к передней (ПКП) и задней (ЗКП) коробкам приводов. Разделительный корпус является силовым узлом, несущим детали крепления двигателя к самолету, и служит опорой роторов КНД и КВД.  Камера сгорания трубчато-кольцевая, расположена между компрессором и турбиной. В ее конструкции предусмотрена возможность осмотра и замены жаровых труб, газосборников, форсунок и других деталей при частичной разборке двигателя. Турбина двигателя осевая, реактивная, состоит из ТВД и ТНД. Диски, сопловые и рабочие лопатки обеих ступеней ТВД охлаждаются воздухом, в четырехступенчатой ТНД охлаждаются только диски. Задняя опора турбины является силовым узлом, на котором располагаются детали крепления задней подвески двигателя к самолету. Выходное устройство имеет камеру смешения и дозвуковое, нерегулируемое реактивное сопло. Реверсивное устройство имеет две наружные отклоняющиеся створки; система управления этим устройством - гидравлическая, замкнутая, автономная. Агрегаты, обеспечивающие работу двигателя и самолета, установлены на двух коробках приводов, расположенных в нижней части .двигателя (передняя установлена на разделительном корпусе, задняя - на подвесках во впадине наружного кожуха камеры сгорания). Для работы генератора переменного тока с постоянной частотой вращения двигатель оборудован дифференциальным приводом постоянной частоты вращения (ППО) с воздушной турбиной. Управление двигателем осуществляется из кабины экипажа рычагами ГАЗ - РЕВЕРС и ОСТАНОВ. Рычаг ГАЗ - РЕВЕРС комбинированный и состоит из основного рычага управления двигателем (РУД - управление прямой тягой) и дополнительного рычага управления реверсивным устройством (РУР - управление обратной тягой).  Рис.1.1. Разрез ТРДД Д-30КП Запуск двигателя автоматический и осуществляется от воздушного стартера. Регулирование подачи топлива в камеру сгорания при неизменном режиме работы и различных условиях полета производится автоматически по программе nвд=const с учетом требований защиты узлов от тепловых и механических нагрузок. В двигателе используется электронная система зажигания, в которую входят агрегат зажигания и две свечи поверхностного разряда. Масляная система двигателя автономная, нормально замкнутая, циркуляционная. Все ее агрегаты расположены на двигателе. Двигатель оборудован следующими системами защиты и раннего обнаружения неисправностей: системами ограничения максимальной частоты вращения роторов КВД и КНД и максимального давления воздуха за КВД; системой ограничения температуры газа за турбиной на основных режимах работы двигателя; системой защиты от опасных частот вращения турбины ППО, воздушного турбостартера и генератора переменного тока; противообледенительной системой (ПОС) воздухозаборника, обтекателя передней опоры и лопаток ВНА КНД; системой сигнализации и пожаротушения внутри двигателя; системой контроля и сигнализации о вибронагрузках двигателя; сигнализацией о наличии металлической стружки в масляной системе; сигнализацией о перепаде давлений на основном топливном фильтре; сигнализацией о минимально допустимом давлении топлива в насос-регуляторе; сигнализацией о минимально допустимом давлении масла на входе в двигатель. Таблица 1.
На двигателе установлены датчики контрольно-измерительной аппаратуры масляной системы и системы топливоподачи, реверсивного устройства, положения регулирующих органов механизации компрессора, температуры газа за турбиной и т. д. 2. Термодинамический расчёт ТРДД Термодинамический расчёт двигателя проводится с целью определения параметров газового потока (рабочего тела) в характерных сечениях элементов его проточной части , а так же расчёта удельной тяги (Руд) и удельного расхода топлива (cуд), характеризующих совершенство ТРДД со смешением потока. Схема двигателя с его характерными сечениями представлена на рисунке 1.2.  Рисунок 1.2 - Расчётная схема ДАНО: тип двигателя – ТРДД со смешением потоков; тяга двигателя  P= 120 кН ;степень двухконтурности m= 2,2 степень повышения давления воздуха в компрессоре π*к∑ = 20,2 ; степень повышения давления воздуха в КНД π*КНД = 2,08 ; температура газа перед турбиной Т*г = 1415 К ; ОПРЕДЕЛИТЬ: параметры заторможенного потока в характерных сечениях двигателя; удельные параметры и КПД двигателя; расход воздуха через двигатель. Часть 1 1. Определение параметров рабочего тела перед двигателем (сечение Н-Н) По таблицам МСА находим для заданной высоты давление рн и температуру Тн и определяем параметры заторможенного потока р*н и Т*н по формулам:  ;  2. Определение параметров воздуха на входе (КНД) (сечение В-В) Согласно уравнению сохранения энергии находим  Коэффициент восстановления полного давления во входном устройстве σвх принимаем равным 0,99 и определяем p*в по формуле  3. Определение параметров рабочего тела за компрессором низкого давления в наружном контуре (сечение КНД-КНД) КПД компрессора низкого давления η*КНД выбираем 0,86 и находим работу сжатия воздуха в наружном контуре по уравнению, полученном из уравнения сохранения энергии:  Давление р*КНД Ⅱ и температуру Т*КНД Ⅱ во внешнем контуре определяем по формулам:  ;   ;  4. Определение параметров на выходе из сопла наружного контура По уравнению сохранения энергии имеем:  .Принимая во внимание, что в проектируемом ТРДД с большой степенью двухконтурности наружный контур имеет малую длину, принимаем коэффициент восстановления полного давления в наружном контуре  Тогда давление заторможенного потока перед соплом находим по формуле: Перепад давлений  больше критического поэтому скорость истечения воздуха из сопла наружного контура вычисляем по формуле: |