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.
|
|
10. Определение количества ступеней и распределение работы по ступеням ТНД. Учитывая, что на входе в ТНД температура газа  и поэтому ТНД можно не охлаждать, а весь воздух, охлаждающий элементы турбины высокого давления, смешивается с потоком газа, получаем:   Учитывая возможные утечки газа, принимаем  По выполняемому в масштабе чертежу проточной части двигателя (ТВД включительно) выбирают, ориентируясь на двигатель прототип в первом приближении, средний диаметр на входе в ТНД Dтнд ср. Это дает возможность определить окружную скорость на среднем диаметре ТНД и вычислить коэффициент нагружения Y*. По рисунку 3.1 определяем средний диаметр ТНД Dтнд ср = 0,78 м : Параметр нагружения  определяем при z=2 при z=3:  при z=4:  Можно применять четырёх ступенчатую турбину. Для лучшей её управляемости спроектируем её так, чтобы перепад давлений в СА оказался бы докритическим, т.е. чтобы  . Работу распределяем между четырьмя ступенями.  11. Определение диаметральных размеров на выходе из первого соплового аппарата ТНД Критическую скорость газа в СА ТНД определим по формуле  Принимая угол  , находим скорость истечения газа из СА, полагая   Приведенную скорость  на выходе из СА находят по формуле:  < 1. Это свидетельствует о докритическом течении в СА и можно проектировать ступень турбины с осевым выходом газа из РК (т.е. ).В данном случае для уменьшения перепада давлений в СА уменьшаем скорость  за счёт придания газу на выходе из РК закрутку в сторону, противоположную вращению, принимая  Тогда:    Площади сечения на выходе из первого СА ТНД определяют по формуле:  При Dтнд ср = 0,78 м  Тогда внешний диаметр на выходе из СА ТНД  Принимаем  и находим Dтнд Итак, на выходе из СА ТНД имеем: ;    12. Определение диаметральных размеров на выходе из ТНД (т-т) Параметры газа на выходе из ТНД уточняют по уравнениям:   На выходе из СА ТНД осевая составляющая скорости газа равна   Задаём приведённую скорость на выходе из ТНД:  что соответствует  . По таблице ГДФ находим  . Площадь сечения на выходе из ТНД вычисляем по формуле:  Принимаем  и находим:  Принимаем  и определяем: Далее находят высоту лопатки hл последней ступени по выходной кромке по формуле:  Итак, на выходе из ТНД имеем:    Проточную часть ТНД вычерчиваем в масштабе и находим, что геометрические размеры приемлемы. Следовательно, можно реализовать ТНД с четырьмя ступенями. Определяем напряжение от действия центробежных сил в опасном сечении лопатки последней ступени ТНД:  Для лопаток ТНД можно применить сплав ЭИ671. Который имеет  При  можно считать  Тогда коэффициент запаса прочности равен:  Мощности ТНД и вентилятора определяют по формулам:     :Частоту вращения ротора низкого давления определяют по формулам:   Условие  =  выполняется.13. Определение размеров сечений сопла ТРДД со смешением потоков Истечение из сопла внутреннего контура докритического, расширение полное, так как  Скорость истечения газа из сопла ТРДД со смешением потоков определяется по формулам:    Площадь сопла находят по уравнению:  Сопло обычно имеет форму круга, диаметр которого определяют по формуле:  Скорость истечения из сопла наружного контура определена в термодинамическом расчёте (  Приведенную скорость  и относительную плотность тока находим по формулам:    Площадь сечения сопла находят по уравнению:  Наружный диаметр определяют по формуле:  По полученным результатам газодинамического расчета строится (схематично) газовоздушный тракт ТРДД, и строятся зависимости параметров газового потока в сечениях двигателя (рисунок 3.1). Продольные размеры элементов при построении выбираются в соответствии с прототипом. 14. Уточнение параметров двигателя В заключение газодинамического расчёта находим уточнённые значения параметров проектируемого ТРДД: Удельную тягу по формулам:     тягу двигателя по равенству:  Удельный расход топлива по уравнению:  Полученные параметры двигателя совпадают с результатами термодинамического расчёта. 3. Результаты газодинамического расчёта ТРДД Таблица 3.1
*При разгоне и торможении энергоизолированного газового потока (к примеру, в сопле) полные параметры (полное давление и полная температура) остаются постоянными, по закону сохранения энергии. Вывод по газодинамическому расчету: Полученные данные в ходе расчета близки к прототипу, но заметно отличается форма проточной части турбины, так как у прототипа АИ-222-25 она выполнена сложной, с нелинейным изменением периферийного и втулочного диаметров.  КНД   ???? Рисунок 3.1 - Проточная часть проектируемого ТРДД (в сравнении с прототипом) и изменение параметров газа по её длине. Заключение Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразием типов самих летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми каждым типом летательных аппаратов к его силовой установки. Одной из важнейших задач производства авиационных двигателей является создание технологичной и надёжной конструкции двигателя. Конструкция двигателя должна удовлетворять современным двигателям, а также обеспечивать необходимые запасы прочности всех ответственных узлов, элементов и всего двигателя в целом. Ввиду тяжёлых условий работы элементов опор и горячих частей проточной части двигателя, его конструкция должна обеспечивать надёжное охлаждение и смазку трущихся поверхностей. В ходе термо-газодинамического расчёта были получены наиболее важные параметры. Удельные параметры двигателя следующие: удельная тяга ТРДД со смешением потоков  суммарный расход воздуха;  удельный расход топлива  Полученные значения удельной тяги, расхода воздуха и удельного расхода топлива близки к данным прототипа Д30КП. В результате термогазодинамического расчёта определены давление и температура в характерных сечениях, а также параметры основных узлов, получены исходные данные для дальнейшего газодинамического расчёта двигателя: диаметральные размеры основных сечений проточной части ТРДД; количество ступеней компрессора и турбины: число ступеней компрессора низкого давления zк = 2, компрессора высокого давления zк = 5; число ступеней турбины высокого давления 1, турбины низкого давления 1; - частоты вращения роторов высокого и низкого давлений. Согласование работы турбины и компрессора является наиболее важным этапом проектирования двигателя. Целью согласования является распределение работы между каскадами и ступенями компрессора, ступенями турбины, определение основных размеров двигателя. В ходе выполнения расчёта необходимо соблюдать основные условия, обеспечивающие надёжную и экономичную работу. Среди них: высота лопаток последних ступеней компрессора и первых ступеней турбины, относительный втулочный диаметр на выходе из компрессора, степень реактивности ступеней компрессора, нагрузка на ступени турбины. Перечисленные параметры определяют весь дальнейший процесс газодинамического проектирования двигателя. СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ Забобин В.В., Исаев А.И. Теория авиационных двигателей. Термо-газодинамический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя. Учеб. пособие. - М.: МГТУ ГА. 2009. - 61с. [1] Нечаев Ю.Н., Фёдоров Р.М. Теория ГТД. Учебник в 2 частях. - М.: Машиностроение, 1977,1978. - 213, - 239с. Иноземцев А.А., Сандарацкий В.Л. Газотурбинные двигатели. - «Авиадвигатель», 2006. - 1204 с.     | |||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||||
