Турбина авиационного двухконтурного двигателя
Дипломная работа - Разное
Другие дипломы по предмету Разное
МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ
НАЦІОНАЛЬНІЙ АЕРОКОСМІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ
ім. М.Є. Жуковського Харківський авіаційний інститут
КАФЕДРА КОНСТРУКЦІЇ АВІАЦІЙНИХ ДВИГУНІВ
Турбина авиационного двухконтурного двигателя
Завдання до випускної роботи бакалавра студенту
. Тема роботи: Турбіна авіаційного двоконтурного двигуна
Вихідні дані:призначення двигуна-учбово-тренувальний літак; тяга на зльотному режимі 28 кН
основна частина проекту:вибрати основні термодинамічні параметри двигуна;визначити розподіл параметрів та геометрію проточної частини;виконати профілювання турбіни за середнім радіусом,а також профілювання робочої лопатки першого ступеня турбіни високого тиску;
розробити конструкцію вузла турбіни,виконати розрахунки на міцність основних навантаженних деталей та аналіз коливань робочої лопатки
б)розділ роботи з технологічної частини: розробити технологічний процес обробки деталі
Консультант асистент к.204 (підпис)________
в) розділ роботи з економічної частини: виконати порівняльний аналіз економічності спроектованого двигуна та двигуна-прототипу
. Зміст пояснювальної записки (перелік обов'язкових питань, що підлягають опрацюванню в роботі): вступ,теоретична частина - термогазодинамічний розрахунок двигуна; опис конструкції вузла турбіни, розрахунки на міцність робочої лопатки,диска турбіни, кріплення робочої лопатки,побудова частотної діаграми;проектування технологічного процесу виготовлення фланця;розрахунок режимів обробки для операцій - представників; порівняльний економічний аналіз спроектованого двигуна; висновок
. Дата видачі завдання:
. Строк подання закінченого проекту:
Завдання видав професор (підпис) ________ ___________2010 р.
Завдання прийняв до виконання (підпис) ________ ___________2010 р.
РЕФЕРАТ
Отчет по выпускной работе бакалавра: 84с., 24 ил., 20 табл., 10 источников.
Объект исследования- турбореактивный двухконтурный двигатель.
Цель работы - спроектировать проточную часть двигателя; рассчитать на прочность рабочую лопатку, диск турбины, узел крепления рабочей лопатки, камеру сгорания; частотный анализ; спроектировать технологический процесс изготовления фланца; рассчитать режимы обработки для операций.
При выполнении использовались расчетные программы кафедры 203 и 201:Statlop.exe (расчет лопатки турбины на прочность), disk_112.exe (расчет диска на прочность), dinlop.exe (частотный анализ); rdd.exe (термогазодинамический расчет), slrd2.exe (формирование облика), gdrgt.exe (газодинамический расчет турбины) oct.exe (профилирование лопаток рабочего колеса). Технологическая часть выполнена с помощью вспомогательной литературы, при этом использовались методики, принятые для авиационной области. При оформлении пояснительной записки использовались программы Microsoft Word, Microsoft Excel.
В целом спроектированный двигатель удовлетворяет нормам и стандартам современной авиации.
ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ, ТУРБИНА, ГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ, ПРОФИЛИРОВАНИЕ, ПЕРО РАБОЧЕЙ ЛОПАТКИ, КОЛЕБАНИЯ, ДИСК, ЗАГОТОВКА, ПРИПУСК.
ВВЕДЕНИЕ
Для современной авиации характерно применение различных типов газотурбинных двигателей. Это объясняется разнообразностью типов летательных аппаратов и специфическими требованиями, предъявляемыми к ним, к их силовой установке.
К числу основных удельных параметров газотурбинного двигателя относятся удельная тяга и удельный расход топлива. Одним из основных направлений дальнейшего совершенствования двигателей является интенсификация рабочего процесса, то есть увеличения температуры газов перед турбиной, степени повышения полного давления в компрессоре, а также совершенствования основных улов двигателя в направлении снижения потерь в них.
Одним из основных этапов теоретического проектирования газотурбинного двигателя является формирование его облика. На этой стадии начального проектирования создаются необходимые предпосылки для достижения главных целей проектирования: согласование работы компрессора и турбины, сокращения габаритных размеров и массы изделия, получения максимальных КПД лопаточных машин, т.е. снижение стоимости эксплуатационных расходов.
Газодинамический расчет турбины, как правило, выполняется в предположении, что параметры потока на среднем радиусе соответствуют параметрам, осредненным по высоте лопатки. Для того, чтобы проектируемая турбина обеспечивала заданную мощность и обладала высоким КПД, лопаточные венцы ее должны обеспечивать на всех радиусах проточной части расчетные поворот и ускорение потока при возможно меньших потерях энергии. Выполнение этих требований достигается как выбором закона крутки потока по радиусу, так и конструированием профильной части (профилированием) лопаточных венцов.
В реальной практике процесс проектирования турбинных лопаток достаточно сложный и трудоемкий, требующий учета зачастую противоречивого влияния газодинамических, конструктивных и технологических факторов. При этом оптимальная конструкция пера лопатки является результатом варьирования многочисленных параметров, что создает предпосылки применения ЭВМ.
Прогресс авиационного двигателестроения в значительной мере определяет развитие современной авиации. Совершенствование авиационных двигателей, в свою очередь, выдвигает новые требования к т?/p>