- •Содержание
- •Основные условные обозначения
- •Основные сечения потока
- •Сокращения
- •Используемые индексы
- •Введение
- •Общие методические указания
- •Термодинамический расчёт авиационного гтд на заданном режиме работы Задание
- •Раздел I
- •1. Расчёт турбореактивного двигателя
- •1.1. Входное устройство
- •1.2. Осевой компрессор
- •Сечение в–в
- •Сечение к–к
- •1.3. Камера сгорания
- •Сечение г–г
- •1.4. Турбина
- •Сечение г–г
- •Сечение т–т
- •1.5. Выходное устройство
- •Сечение с–с
- •Основные параметры двигателя
- •Раздел II
- •2. Расчёт параметров твд на базе трд
- •2.1. Схема и исходные данные твд
- •2.2. Расчёт основных параметров
- •2.2.1. Работа расширения газа в турбине
- •Работа, передаваемая на вращение воздушного винта
- •Мощность, передаваемая на вращение воздушного винта
- •Тяга, создаваемая воздушным винтом
- •2.2.10. Определение удельных параметров твд как движителя (твд имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур)
- •2.2.11. Количество ступеней турбины
- •2.2.12. Удельная работа цикла твд
- •2.2.13. Внутренний кпд твд
- •Раздел III
- •3. Расчёт параметров трдд на базе трд
- •3.1. Расчёт основных параметров
- •Раздел IV сравнение трд, твд и трдд
- •Список использованной литературы
- •Исходные данные для курсового проекта
- •Пример определения исходных данных для расчёта
- •Авиационные двигатели. Основные данные
- •Авиационных гтд” Выполнил: Проверил:
Термодинамический расчёт авиационного гтд на заданном режиме работы Задание
Расчёт производится по исходным данным по мере изучения основных элементов двигателя и сводится к следующему:
определение параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя;
расчёт площадей и диаметров проходных сечений, длины лопаток компрессора, турбины, осевых размеров элементов двигателя;
построение в масштабе (на миллиметровке) профиля проточной части и действительного цикла спроектированного двигателя;
определение основных параметров спроектированного двигателя: тяги, удельной тяги, удельного расхода топлива, внутреннего КПД;
расчёт параметров ТВД, ТРДД на базе ТРД;
сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД;
проверка правильности расчёта и анализ результатов;
защита курсового проекта.
Раздел I
1. Расчёт турбореактивного двигателя
Т урбореактивным двигателем (ТРД) или двигателем прямой реакции называется авиационный газотурбинный двигатель, в котором преобладающая часть энергии сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, истекающую из реактивного сопла (выходного устройства) двигателя (рис. 1.1.).
Рис. 1.1. Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 – входное устройство;
2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное устройство
Исходные данные для расчёта берутся из таблицы вариантов задания, приведённой в Приложении П.3. Исходные данные для шифра ИТФ – 86 063 (КФ – 184 063) студента Петрова:
- степень повышения давления воздуха в компрессоре = 22;
- температура газа перед турбиной = 1450 К;
- расход воздуха через двигатель GВ = 120 кг/с;
- прототип – авиационный газотурбинный двигатель РД-3М-500.
Турбореактивный двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ми ступенчатым осевым компрессором ( = 6,4), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и двухступенчатой газовой турбиной ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (tн = + 15°С, рн = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м2) на уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (Vп = 0) взлётную тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор GB = 164 кг/с и удельном расходе топлива Суд = 0,112 кг/(Н·ч). Двигатель имел массу 3 100 кг, максимальный диаметр 1,4 м и длину 5,38 м; был установлен в 1957 году на первый в СССР реактивный пассажирский самолет Ту-104 (взлётная масса 78 т; масса пустого самолета 44,2 т; масса коммерческой нагрузки 8 т.; количество пассажиров 100 чел.; дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке 2 100 км; крейсерская скорость 800 км/ч; высота крейсерского полета 10 км; запас топлива на борту 20 т.). Силовая установка самолёта Ту-104 состояла из двух ТРД РД-3М-500.
Расчёт двигателя производится при стандартных атмосферных условиях в условиях старта воздушного судна (Н = 0, Vп = 0). Режим работы двигателя – взлётный. Порядок расчёта ТРД следующий:
По заданной высоте полета Н = 0 в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81, Приложение П.1) находятся параметры воздуха на входе в двигатель:
- давление воздуха рн = 101 325 Н/м2;
- плотность воздуха ρн = 1,225 кг/м3;
- температура воздуха Тн = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Тн = 286 К).
Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД согласно изложенному в настоящем «Учебном пособии» алгоритму.