Расчет и профилирование проточной части винтовентиляторного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
нием между кожухом и внешним диаметром жаровой трубы из прототипа
Средний диаметр КС
Объем жаровой трубы
где величина теплонапряженности двигателя выбрана в соответствии с рекомендациями [4],
Длина жаровой трубы
Относительная длина жаровой трубы
Длина диффузора
Длина камеры сгорания
Длина головки жаровой трубы
Длина зоны горения
Длина зоны смешения
Длина газосборника
Диаметр фронтового устройства
Внутренний диаметр фронтового устройства
Полученная КС изображена на рисунке 3.1.
В этой части курсового проекта был проведен расчет кольцевой камеры сгорания. Теплонапряженность камеры равна QV=1100000Дж/К2Па4. Умеренные значения теплонапряженности позволяют увеличить ресурс. Топливом служит авиационный керосин, низшая теплотворная способность которого Hu=43000 кДж/кг.
4. Расчет выходного устройства
Выходное устройство (выхлопной патрубок) выбирается из конструктивных соображений. Оно должно, обеспечивать заданное направление выхода газа, определяемое размещением ГТД на самолете.
Схема разработана с использованием геометрического подобия с выходным устройством двигателя прототипа, выходное устройство изображено на рисунке 4.1
Выводы
В результате выполнения данного задания освоена методика расчета параметров потока в ступенях компрессора, турбины, в камерах сгорания и выходных устройствах. Помимо этого освоена методика построения решёток профилей ступеней лопаточных машин и способы профилирования геометрии проточной части камер сгорания и выходных устройств.
В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени компрессора высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей и решетки профилей. Полученные значения густоты решётки в области втулки и периферии соответствуют рекомендуемым (1,0тАж1,5-для первых ступеней). Полученное значение хорды превышает минимально допустимые значения: b=20,1 мм >10тАж15мм. Характер изменения полученных параметров (Са, Сu, Lc, Lw, T*,P*) является типичным для ступеней дозвуковых осевых компрессоров. Число Маха по набегающему потоку не достигает местной скорости звука, следовательно явление запирания канала не возникает.
В результате проведенного газодинамического расчета первой ступени турбины высокого давления получены значения параметров потока, построены планы скоростей (рис.2.4...2.8) и решетки профилей (рис.2.9...2.13), а также получены графические зависимости изменения параметров потока по радиусу лопаток РК (рис.2.1...2.3). Во втулочном сечении скорость , а ?2>55град. В результате расчета получены параметры потока в КС и сформирован ее геометрический облик. Спроектированная КС удовлетворяет габаритным, массовым, экономическим и экологическим требованиям, предъявляемым к современным КС, обеспечивает высокие значения коэффициента полноты сгорания топлива и имеет допустимые значения потерь: и; ее геометрические параметры схожи с параметрами КС двигателя-прототипа.
Перечень ссылок
1. В.Ю.Незым. Расчет и построение решеток профилей дозвукового осевого компрессора: Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1988 - 41 с.
. В.А.Коваль. Профилирование лопаток авиационных турбин: Учебное пособие - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1986 - 48 с.
. В.П.Герасименко, А.А.Никишов. Проектирование камер сгорания газотурбинных двигателей - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1999 - 88 с.
. А.Д.Грига. Расчет камер сгорания ВРД - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 1985 - 85с.
. А.Н.Анютин. Проектирование выходных устройств ГТУ - Х.: Харьк. авиац. ин-т, 2001-62с.