1.1 Коротка характеристика двигуна-прототипа для газодинамічного розрахунку вузла (тв3-117).
Авіаційний двигун ТВ3-117 (рисунок 1.2) відноситься до турбовальних газотурбінних двигунів з вільною турбіною. Він являє собою теплову машину, в якій відбувається перетворення енергії, що виділяється під час згоряння палива, у механічну роботу на вихідному валу вільної турбіни, кінематично не пов’язаної з турбіною компресора. Як основне джерело енергії, він служить для привода несучих (несучого та кермового) гвинтів і агрегатів різноманітних систем гвинтокрила. За своїми технічними даними й експлуатаційними якостями двигун відповідає сучасним вимогам, які ставляться до гвинтокрильних газотурбінних двигунів (ГТД) цього класу. Двигун має дванадцять модифікацій.
Для двигуна ТВ3-117 прийнята двовальна схема гвинтокрильного ГТД із вільною турбіною, в якого вхідний пристрій та редуктор відносяться до числа пристроїв планера й в конструктивну схему двигуна не входить.
Основними вузлами двигуна є: компресор – 1; камера згоряння – 2; газові турбіни – 3,4; вихідний пристрій – 5.
Компресор – осьовий, дванадцятиступінчатий, високонапірний, з поворотними лопатками вхідного напрямляючого апарту (ВНА) й напрямляючих апаратів (НА) перших чотирьох ступеней, з двома клапанами перепуску повітря через VII-му ступінь компресора.
Поворот лопаток здійснюється автоматично гідро механізмом паливного насоса-регулятора й нижнім гідро механізмом з кінцевим вимикачем, в залежності від зведеної частоти обертання ротора ТК. Поворот лопаток покращує запуск двигуна й забезпечує високий ККД й запас газодинамічної стійкості компресора у широкому діапазоні режимів роботи двигуна.
Стійкість роботи компресора в процесі запуску й роботи на занижених режимах забезпечується також клапанами перепуску повітря.
Деталі корпуса першої опори й лопатки ВНА при вмиканні протикригової системи обігріваються гарячим повітрям, яке відбирається з камери згоряння.
Ротор компресора – барабанно-дискового типу, двоопорний.
Робочі лопатки виготовляються з прутка титанового сплаву ВТ-8 шляхом прокатки пера лопатки з наступною механічною обробкою хвостовика. [10]
Рисунок 1.2 – Повздовжній розріз двигуна ТВ3-117
2. Вибір основних параметрів двигуна, даних для розрахунку та їх обґрунтування
Тип двигуна: ТРД
Ступінь підвищення тиску: к* = 14
Температура газу перед турбіною: Т3* = 1300 К
Швидкість: vн = 0
Висота: Н = 0
Температура: Тн = 288 К
Тиск: Рн = 1,033 кг/см2 ≈ 0,1 МПа
Потужність: R = 3000 кг = 30000 Н
3. Тепловий розрахунок двигуна Вихідні дані для розрахунку:
вх = 0,15 Hв = 10500 ккал/кг = 43000 Дж/кг
= 0,96 к* =14
= 0,98 Т3* = 1300 К
Са = 150 м/с Р0 = 1,033 кг/см2 = 0,1 МПа
Тн = 288 К R=3000 кг
0,98