D30KP курсовая. D-30KU — копия. Программа модернизации двигателей д30ку154 обусловлена повышающимися экономическими и экологическими требованиями к пассажирским самолётам, в особенности на международных авиалиниях.
![]()
|
10. Определение количества ступеней и распределение работы по ступеням ТНД. Учитывая, что на входе в ТНД температура газа ![]() ![]() ![]() Учитывая возможные утечки газа, принимаем ![]() ![]() Параметр нагружения ![]() ![]() 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 ![]() ![]() ![]() 11. Определение диаметральных размеров на выходе из первого соплового аппарата ТНД Критическую скорость газа в СА ТНД определим по формуле ![]() Принимая угол ![]() ![]() ![]() Приведенную скорость ![]() ![]() ![]() ![]() В данном случае для уменьшения перепада давлений в СА уменьшаем скорость ![]() ![]() 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 ![]() ![]() 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 ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() Принимаем ![]() ![]() ![]() Принимаем ![]() ![]() 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 ![]() ![]() ![]() Тогда коэффициент запаса прочности равен: ![]() Мощности ТНД и вентилятора определяют по формулам: ![]() ![]() ![]() ![]() Частоту вращения ротора низкого давления определяют по формулам: ![]() ![]() Условие ![]() ![]() 13. Определение размеров сечений сопла ТРДД со смешением потоков Истечение из сопла внутреннего контура докритического, расширение полное, так как ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() 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 ( ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() 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. ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() ![]() |