Технико-экономическое обоснование этапов технологического процесса изготовления, комплектов технологических баз, методов и последовательности обработки поверхностей водила
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
µменно корпусом турбины.
.2.7 Форсажная камера
Служит для кратковременного увеличения тяги двигателя за счет сжигания дополнительного количества топлива, впрыскиваемого через 17 форсажных форсунок в форсажную камеру.
Регулируемое реактивное сопло форсажной камеры обеспечивает получение всех эксплуатационных режимов двигателя и улучшает его экономичность на номинальном и крейсерском режимах. Регулирование выходного сечения сопла достигается изменением положения поворотных створок. Управление створками автоматическое и осуществляется с помощью четырех гидроцилиндров и связан ного с их поршнями конического кольца, скользящего по наружной поверхности створок.
Для привода агрегатов двигателя и самолетного оборудования на двигателе предусмотрена коробка агрегатов, приводы которой получают вращение от вала ротора компрессора через систему зубчатых передач.
.3 Термогазодинамический расчет ТРДД
Целью теплового расчета является:
определение параметров потока воздуха (газа) (полного давления и полной температуры) в характерных сечениях по тракту двигателя;
определение основных удельных параметров двигателя (удельной тяги, удельного расхода топлива), а также необходимого суммарного расхода воздуха для обеспечения заданной тяги и часового расхода топлива.
Рисунок 1.1.1. Схема ТРДД.
Вх - Вх - сечение на входе в двигатель,
В - В - сечение на входе в компрессор,
КII - КII - сечение за компрессором низкого давления (КНД), вход в компрессор высокого давления (КВД),
К - К - сечение за компрессором.
Г - Г - сечение за камерой сгорания, перед турбиной,
Твд-Твд - сечение на выходе из турбины высокого давления (КВД),
Т - Т - сечение на выходе из турбины,
СI - CI - выходное сечение реактивного сопла первого контура.
Исходные данные:
1.Высота полета = 0 м;
.Полетный мах = 0;
.Параметры окружающей среды =288,15 К, =1,0132*10 Па;
.Суммарная степень повышения давления =8,3;
.Степень двухконтурности =1,95;
.Температура газа перед турбиной =1160 К;
.Расход воздуха =49,1 кг/с ;
.Теплотворная способность = 43000 Дж/кг;
.Удельная теплоемкость воздуха = 1005 Дж/(кг*К);
.Удельная теплоемкость газа = 1133 Дж/(кг*К);
.Показатели адиабаты =1,4, =1,34;
.Теоретически необходимое количество воздуха для сгорания 1кг топлива = 14,8 (кг)/(кг);
.Относительный расход воздуха на охлаждение = 0%;
. Топливо - авиационный керосин ТС - 1.
КПД компрессора и турбины принимаем для рассматриваемого типа двигателя:
=0,85; =0,85;
=0,89; =0,90.
Потери в проточной части двигателя оцениваем коэффициентом восстановления полного давления и принимаем для нашего двигателя:
- во входном устройстве =0,97;
в камере сгорания =0,96;
во втором контуре =0,99.
Потери в реактивном сопле первого и второго контура оцениваем коэффициентом скорости :
= 0,98; = 0,98.
Коэффициент полноты сгорания топлива :
=0,97.
Расчет проводим для 1кг/c воздуха и по программе кафедры 203 trdd2.exe. Результаты расчета приведены в таблице 1.
Результаты расчета на взлетном режиме:
- удельная тяга: =357,6 Н/(кг/с);
удельный расход топлива: =0,05653 кг/(Н*ч);
Предварительно оценены диаметральные размеры сечения на входе в компрессор, при этом величина относительного диаметра втулки =0,4(м) и скорость на входе =180 (м/с).
В результате расчета получили:
площадь входа в компрессор (КВД) =0,250 м;
наружный диаметр входа =0,615 м;
диаметр втулки =0,246 м;
длина рабочей лопатки первой ступени КВД =0,185 м.
Таблица 1.1
ТЕПЛОВОЙ РАСЧЕТ ДВУХВАЛЬНОГО ТРДД БЕЗ СМЕШЕНИЯ ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
Тяга R= 15735.0 H Тгаза=1160.0 K m= 1.95 Hu=43000.кДж/кГвх= .97 S кс= .96 Sвтор.конт= .99
КПДвент= .85 КПДквд= .85 КПДтвд= .89 КПДтвент= .90
КСИкс= .97 ФИ с1= .98 ФИ с2= .98 ПИк сум= 8.3 ПИвент= 2.00охл= .00% Pн=101300.Па Тн=288.K
МАКСИМАЛЬНЫЙ РЕЖИМг=1160. Степень двухконтурности= 1.950в= 44.00 кГ/с ПИк сум= 8.3 ПИвент=2.0 ПИквд= 4.150уд=357.6 Cуд= .05653 R = 15735. ПИтур= 5.58 ПИс1=1.39 ПИс2=1.92к= 815566. Pг= 782944. Pт= 140379.5 Pкнд= 196522.0 Pтвд= 359450.8к= 576.0 Tт= 816.4 Tкнд= 362.2 Tтвд= 990.2с1= 376.3 Cc2= 344.9 ПИтвд=2.18 ПИтвент=2.56вент= 74578. Hквд=214859. Hтвент=216419.7 Hтвд=211357.6
РАСЧЁТ ГЕОМЕТРИИ HA BXOДE B ДBИГATEЛЬ= .580 q(LAMBDA)= .792 C1a= 180. м/c
ПРОВЕРКА ПРАВИЛЬНОСТИ ВЫБОРА ПАРАМЕТРОВ НА ВХОДЕ= .244 кв.м Dk1= .575 м Dвт1= .141 мср= .419 м ДЛИНА РЛ= .217 мстат=271.9 K a1=331.4 м/c W1k=364.6 м/ck=317.0 м/c Ca отн= .568
Вывод: полученные результаты удельных параметров двигателя соответствуют параметрам двигателей подобного класса [4].
.4 Расчет на прочность рабочей лопатки КВД
Рабочие лопатки осевого компрессора являются весьма ответственными деталями газотурбинного двигателя, от надежной работы которых зависит надежность работы двигателя в целом.
Нагрузки действующие на лопатки.
При работе авиационного газотурбинного двигателя на рабочие лопатки действуют статические, динамические и температурные нагрузки, вызывая сложную картину напряжений.
Расчет на прочность пера лопатки выполняем, учитывая воздействие только статических нагрузок. К ним относятся центробежные силы масс лопаток, которые появляются при вращении ротора, и газовые силы, возникающие при обтекании газом профиля пера лопатки и в связи с наличием разности давлений газа перед и за лопаткой.
Центробежные силы вызывают деформации растяжения, изгиба и кручения, газовые - деформации изгиба и кручения.
Напряжения кручения от центробежных, газовых сил слабозакрученных рабочих лопаток компрессора малы, и ими пренебрегаем.
Напряжения растяжения от центробежных сил являют?/p>