Турбина авиационного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
µхнологии их изготовления. Рост рабочих температур и давлений требует все более широкого использования высокопрочных и жаропрочных сплавов, тенденция сокращения числа деталей приводит к усложнению их геометрических форм.
Успешная реализация конструкторских решений в большей степени определяется технологией. Проектируемые технологические процессы должны обеспечивать повышение производительности труда и качества изделий при одновременном снижении затрат на их изготовление. Решение этих задач во многом зависит от рационального построения размерных связей в процессе обработки, обоснованного назначения припусков на обработку и допусков операционных размеров.
Эффективность технологического процесса существенно зависит от рационального выбора припусков. Чрезмерные припуски влекут за собой перерасход материала и требуют введения дополнительных технологических переходов, увеличиваю расход режущего инструмента и электроэнергии, трудоемкость обработки и в конечном итоге - себестоимость продукции. Ввиду высокой стоимости авиационных материалов уменьшение припусков обычно окупает затраты на изготовление точных заготовок, однако, необоснованно заниженные припуски не обеспечивают удаления дефектной части поверхностного слоя и достижения заданной точности, увеличивая вероятность брака. Важен также выбор допусков на операционные размеры. Выбранные слишком большие значения допусков приводят к увеличению припусков на обработку, увеличению габаритов заготовки. При выборе слишком малых допусков увеличивается вероятность брака, повышается себестоимость продукции за счет использования более точных методов формообразования поверхностей и дорого оборудования.
1. Теоретическая часть
.1 ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ
.1.1 Выбор и обоснование параметров
Выбор параметров двигателя осуществляется в соответствии с рекомендациями, изложенными в методическом пособии[1].
В зависимости от назначения и условий, при которых рассчитывается двигатель, выбираются параметры узлов (sвх, hк, sкс, hг, hт*, ?с) и соответствующие им режимы работы на характеристиках. В основу оптимизации параметров закладываются разные критерии (целевые функции): минимум удельного расхода топлива, максимум тяги, обеспечение надежности на чрезвычайных режимах работы и т.п.
Основными параметрами рабочего процесса двигателя, оказывающими существенное влияние на его удельные параметры, является температура газа перед турбиной Т*г и степень повышения давления в компрессоре во внутреннем контуре ? *кІ, в вентиляторе ? *вІІ.
Выбор основных параметров двигателя сказывается на эффективности его работы. Основным требованием к двигателю является высокая экономичность (малые значения удельного расхода топлива) и высокая удельная тяга, надежность. Топливом для данного двигателя является авиационный керосин.
Выбор степени двухконтурности.
Так как двигатель будет использоваться на среднемагистральных и дальнемагистральных самолетах, то необходимо обеспечить максимальную экономичность двигателя, т.е. степень двухконтурности должна быть большой. Принимаем степень двухконтур-ности m = 5.
Температура газа перед турбиной.
Современные достижения материаловедения и технологии, а также совершенствование систем охлаждения лопаток газовых турбин позволяет существенно увеличивать допускаемое значение Т*г.
Увеличение температуры газов перед турбиной позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и, следовательно, уменьшить габаритные размеры и массу двигателя. Для обеспечения надежности работы турбины при высоких значениях температуры газа (Т*г >1250 К) необходимо применять охлаждаемые лопатки. С учетом использования конструкционных материалов двигателя-прототипа принимаем Т*г =1650К.
Суммарная степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура
Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения давления (?*кI) в компрессоре. Но большие значения степени повышения давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Увеличить ?*кІ, не увеличивая количество ступеней, можно путём постановки сверхзвуковых или широкохордных ступеней. Выбор высоких значений ?*кІ при проектировании приводит к получению малых высот лопаток последней ступени компрессора и первых ступеней турбины. Это, в свою очередь, приводит к росту потерь энергии из-за увеличения относительных радиальных зазоров и понижению относительной точности изготовления лопаток.
Оптимальное значение ?*кІ опт - такая степень повышения давления, при которой реализуется максимальная удельная тяга двигателя. С увеличением Т*г в цикле значение ?*кІ опт увеличивается.
При Т*г =1650 К оптимальное значение суммарной степени повышения давления p*кІ опт ~ 33. Принимаем
p*кІ = 33 = p*кІ опт.
Степень повышения давления в вентиляторе
При Т*г =1650 К и p*кІ = 33 оптимальное значение степени повышения давления в вентиляторе p*вІІ опт = 2,741 (см. таблицу 2.1). Принимаем степень повышения давления в вентиляторе p*вІІ =0,96 p*вІІ опт. При этом незначительно снижается топливная экономичность
,
но существенно разгружается турбина вентилятора
.
Такой подход в выборе p*вІІ приемлемый для ТРДДсм, предназначенного для учебного боевого самолёта.
Рисунок 1.1.1 - Зависи?/p>