Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу
Міністерство освіти і науки
України
Слов’янський коледж
Національного авіаційного університету
КУРСОВА РОБОТА
з дисципліни:
«Теорія теплових двигунів»
Виконав студент КР
гр.1М05Б Сивак С.Б
Викладач Ануфрієв В.Р
Слов’янськ 2007
Завдання
на Курсову роботу
1. Вихідні
дані для розрахунку:
Вариант
Тип двигуна ТВД
Аналог Astory
14
Температура
газів перед турбіною 1150 К
Ступінь
підвищення тиску компресора 8,1
Висота польоту
500 м
Потужність 850
л.с.
Число Маха
польоту 0,4
Означення
основних параметрів
·
а - швидкість
звуку;
·
Се
– питома витрата палива;
·
D –
діаметр (м);
·
- відносний діаметр втулки;
·
F – площа
перетину(м2);
·
G –
масова витрата повітря, газу, палива(кг/с);
·
g –
відносна витрата палива;
·
H –
висота польоту(м);
·
Hu –
нижча теплотворність палива;
·
h –
висота лопатки;
·
k –
показник адіабати (ізоентропи);
·
L –
питома робота;
·
М – число
Маха польоту;
·
N –
потужність(кВт);
·
n –
частота обертання; показник політропи;
·
p, P –
тиск (Па);
·
q(λ)
– відносна щільність потоку;
·
Т –
температура (К);
·
u – окружна
швидкість на радіусі РК(м/с);
·
V –
швидкість польоту(м/с);
·
z –
кількість ступенів(компресора, турбіни);
·
α –
кут; коєфіціент надлишку повітря;
·
∆ -
ступінь підігріву повітря;
·
η – КПД;
коефіцієнт повноти згорання палива;
·
λ –
приведена швидкість;
·
ξ –
коефіцієнт втрат;
·
π –
ступінь підвищення (зменшення) тиску;
·
ρ –
щільність (кг/м3);
·
σ –
коефіцієнт регенерування тепла; коефіцієнт зберігання повного тиску;
·
φ –
коефіцієнт швидкості;
Вступ
Високі вимоги до
технічних даних сучасних літаків зумовили перетворення їх в складні авіаційні
комплекси при одночасному істотному зростанні вартості їх створення і
експлуатації.
Оптимізація
технічних рішень і зменшення витрат при створенні перспективних літаків
вимагають вже на початкових етапах їх проектування ретельної оцінки
взаємозв'язку характеристик основних складових елементів авіаційного комплексу.
Вибір двигуна для літака з безлічі можливих варіантів ускладнюється
необхідністю обліку параметрів і характеристик силової установки в цілому.
Одним з найбільш
складних завдань при створенні авіаційного двигуна є вибір параметрів робочого
процесу двигуна і розрахунок його експлуатаційних характеристик. Цей етап
передує проектуванню і виготовленню дослідного зразка. Він базується звичайно
на задоволенні вимог до літального апарату і його силової установки, оцінки
технологічних можливостей створення всіх елементів літального апарату і його
двигунів, розробки концепції застосування і експлуатації літального апарату.
Отже дана курсова
робота розглядає розрахунок авіаційного двигуна, на прикладі турбогвинтового
типу авіаційних двигунів.
У першій частині курсової роботи обчислення проводяться за перерізами:
- Переріз В-В: перед компресором;
- Переріз К-К: перед камерою згоряння;
- Переріз Г-Г: за камерою згоряння;
- Переріз Т-Т: за турбіною;
- Переріз С-С: вихідний пристрій;
- Також у другому розділі першої частини обчислюються основні параметри
двигуна
У другій частині курсової роботи проводиться розрахунок і узгодження
параметрів компресора і турбіни, на підставі яких будуть визначаться діаметри
ступенів турбіни і компресора, кількість ступенів, а також вибір матеріалу для
лопаток.
У третій частині обчислюються площа основних прохідних перерізів.
Частина
1: Газодинамічний розрахунок двигуна
Початковими даними
для розрахунку є:
-Эквівалентна
потужність Nек (кВт);
-Температура
газів на виході з камери згорання ТГ*(К);
-Ступінь
підвищення тиску в компресорі ;
-Розрахкнкові
умови польоту: висота Н (м), щільність повітря ρ(кг/м3)
та число «М» польоту.
ПерерізВ-В
За таблицею МСА визначаю
значення:
ТН =
284,75 К
РН =
95400 Па
1. Визначимо температуру,
тиск та щільність після гальмування потоку:
якщо М < 1
беру = 1.
Де=0.88…0.94
Переріз К-К
2. Знайдемо
ефективну роботу компресору та температуру гальмування за компресором.
Сталі:
,
де , беру
3.
Визначаю
тиск гальмування за компресором:
Переріз Г-Г
4.
По відомим
температурам Т*К и Т*Г за графіком визначаєм
витрату палива на 1 кг повітря gT.
gT =
0,0155.
Визначаю коефіцієнт
надлишку повітря:
де
5.
Обчислюю
тиск гальмування:
де беру
.
ПерерізТ-Т
6.
Визначаю
тиск гальмування та ступень розширення газу в турбіні:
7.
Визначаю
температуру гальмування потоку.
де ηТ
= 0,86….0,92, беру ηТ = 0,92; більшим ηТ відповідають
більші LT.
8.
Визначимо
ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (Дж/кг) з
відповідностей:
где .
де
Переріз С – С
9.
Визначимо
швидкість витікання (м/с), температуру (К) та щільність потоку (кг/м3)
при повному розширенні:
де ;
II. Визначаємо
основні параметри двигуна:
10.
Обчислюємо
питому еквівалентну потужність:
де
Vп=Mп
*aм
Vп=0.4*338.3=135.32
11.
Визначаємо
витрату повітря:
12.
Визначаємо
питому витрату палива:
13.
Визначаємо
повний коефіцієнт корисної дії:
Частина
2. Узгодження параметрів компресора і турбіни
Узгодження параметрів компресора і турбіни включає вибір визначальних
газодинамічних величин, як з боку компресора, так і з боку турбіни . Які
забезпечують найбільшу ефективність системи компресор-турбіна при мінімальному
відхилені від заданого запасу міцності лопаток останнього ступеня турбіни (Кт =
2).
Крім того, в цому розділі визначаються число ступенів турбіни і проводиться
визначення матеріалу, з якого виготовлені лопатки турбін.
1.Узгодження першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни.
Сталі, які ми
використовуємо при розрахунках:
Величину коефіцієнта
узгодження обчислюємо за формулою:
2.По номограм
проводимо узгодження параметрів, першого ступеня компресора і останнього
ступеня турбіни. Узгодження проводимо в наступних послідовності:
б) вибираємо матеріал лопаток останнього ступеня турбіни і визначаємо
величину за графіком № 3:
Для двигунів зі свободною турбіною, матеріал лопаток знаходимо задаючись
температурою:
Матеріал лопаток:
ЖС6-К
При побудові графіка приймалося, що коефіцієнт запасу міцності та враховуючи,
що час роботи на максимальному режимі.
в) за знайденними
значеннями та знаходимо
на графіку № 2 точку узгодження.
г) задаючись (для ступени ),
визначаємо за графіком значення , ( при ).Значення
відносного диаметру першої ступені компрессору:
, беру .
3.
Визначаю
наружний діаметр першої ступені компресора:
;
де F – площа на
вході.
Де q(λВ)
(відносна щільність потоку) знаходимо з таблиці, за допомогою приведеної
швидкості (λВ);
КG – коеффіціент
нерівномірності поля осьових швидкостей на вході у першу ступень компрессора (КG=0.93…0.95)
q(λВ)=0.8993;
КG=0.93
4.
Визначаємо
наружний діаметр останньої ступені турбіни:
де , беру.
Визначаю q(λC4)
за таблицею (у списку літератури підручник №1)
q(λC4)=0.8564;
α4=80-900;
беру α4=90
5.
Для першої
ступені компресора:
Для останньої
ступені турбіни:
6.
Обчислення
частоти обертання ротора компресора(турбіна високого тиску):
Відношення частот
обертання оберемо рівним:
7.
Частота
обертання ротора вільної турбіни(турбіна низького тиску):
8.
Розподіляємо
роботу турбін між каскадами двохроторного двигуна:
;
9.
Приняв в
першому наближенні, що турбіна має Dср=const, визначимо для кожного ротора
число ступенів:
;
де
Для ротора
компресора(ступені турбіни високого тиску):
Отримане значення
Z округлив до найближчого цілого числата уточнюю роботу ступенів:
Для ротора
вільної турбіни:
Уточнюю роботу
ступені:
10.
Визначаю
температуру на виході з турбіни високого тиску:
11.
Визначаю
температуру за першою ступінню:
12.
Підбираємо
матеріал лопаток останньої ступені турбіни,користуємось номограмою з методики,
та відношенням (де ):
У процесі
розрахунків було обрано матеріал ЖС6-К.
13.
Подбираем
материал лопаток, пользуясь следующим соотношением:
Для ТВД
Обрано матеріал
ЖС6-К.
Частина
3: Розрахунок деяких геометричних параметрів прохідних перерізів
Перша ступінь компресора:
Площа прохідної частини:
Діаметр втулки:
Висота лопатки:
Остання ступінь компресора:
Площа прохідної частини:
Діаметр втулки:
Висота лопатки:
Остання ступінь турбіни:
Площа прохідної частини:
Діаметр втулки:
(з розрахунків, наведених вище).
Висота лопатки:
Середній діаметр турбіни:
Перша ступінь турбіни:
Площа прохідної частини:
Висота лопатки:
Діаметр втулки:
Діаметр робочого колеса:
Користуючись цими даними креслимо ескіз двигуна.
Висновок
У першому розділі при розрахунку основних параметрів газо - повітряного потоку
по тракту двигуна залежно від перетину і основних параметрів двигуна, знайдений
повний коефіцієнт корисної дії двигуна
У другому розділі розрахував узгодження параметрів компресора і турбіни,
а також при розрахунках одержав розміри першого ступеня компресора і останнього
ступеня турбіни. При цьому вибраний матеріал ЖС6-К.
Література
1.
С.И.
Ловинский «Теория авиационных двигателей». Машиностроение. Москва. 1982 г.
2.
Маринченко
Ю. В. «Газодинамический расчет авиационных двигателей»
3.
Методическое
пособие к выполнению курсовой работы по дисциплине: «Теория тепловых
двигателей»; Славянск; САТК 1999г.
4.
Ю.М.
Терещенко, Л.Г. Волянская и др. «Теория авиационных газотурбинных двигателей».
Книжное издательство НАУ. Киев. 2005 г.