Камера сгорания

Камера сгорания — кольцевого типа, состоит из следующих основных узлов: корпуса камеры сгора­ния, камеры сгорания (жаровой трубы), диффузо­ра, разъемного и неразъемного кожухов второго контура.

Корпус камеры сгорания — сварной конструк­ции, изготовлен из нержавеющих сталей, является силовым узлом двигателя и одновременно кожухом камеры сгорания.

Камера сгорания — кольцевого типа, имеет спе­реди 12 головок со стабилизаторами, через которые в полость камеры поступает поток первичного воз­духа.

На наружной поверхности кожуха имеются сле­дующие фланцы: фланец отбора воздуха из-за 8-н ступени КВД на обогрев ВНА КНД н кока, три фланца отбора воздуха на самолетные нужды, два фланца крепления воспламенителей и фланцы креп­ления трубопроводов коммуникаций узла камеры сгорания

Турбина

Турбина — двухвальная, трехступенчатая, осевая с бандажированными лопатками.

Первая турбина — одноступенчатая, предназна­чена для привода ротора компрессора высокого дав­ления и агрегатов. Вторая турбина — двухступенчатая, предназна­чена для привода ротора компрессора низкого дав­ления.

Роторы первой и второй турбины механически не связаны между собой, а имеют только газодинами­ческую связь.

Первая турбина состоит из вращающейся части — ротора и неподвижной — соплового аппарата.

Рабочие лопатки крепятся на диске попарно с по­мощью замка «елочного» типа.

Вторая турбина состоит из вращающейся части - ротора и неподвижной - статора.

Ротор второй турбины состоит из двух рабочих колес и вала, соединенных между собой стяжными болтами. Устанавливается ротор турбины на двух подшип­никах. Крутящий момент от вала второй турбины к ротору КНД передается через шлицевое соедине­ние и соединительную рессору.

Рабочие лопатки крепятся на дисках попарно с помощью замка «елочного» типа.

Статор второй турбины состоит из наружного кольца, сопловых лопаток второй и третьей ступе­ней и внутренних корпусов второй и третьей ступе­ней турбины. Наружное кольцо статора передним фланцем крепится к сопловому аппарату первой турбины, а к его заднему фланцу крепится наружный кожух реактивного сопла первого контура.

Реактивное сопло

В реактивном сопле двигателя, выполненным с разделением потока, происходит преобразование тепловой энергии в энергию давления газа и воздуха в кинетическую энергию потока, создающую тягу.

Корпус задней опоры состоит из корпуса подшипника, к которому приварены шесть полых радиальных стоек, образующий своими основаниями кольцевую полость.

Реактивное сопло состоит из кольца, наружного кожуха с накладкой, шести обтекателей, внутреннего кожуха, диафрагмы, кольца и фланца с шестью приваренными гайками для крепления стекателя.

Исходные данные

1. Высота полета = 0 м;

2. Полетный мах = 0;

3. Параметры на входе в двигатель = 288 К, =101300 Па;

4. Тяга двигателя = 14500 Н;

5. Суммарная степень повышения давления =8,1;

6. Степень двухконтурности =2;

7. Температура газа перед турбиной =1150 К;

8. Топливо – авиационный керосин ТС-1;

9. Теплотворная способность топлива = 43000 Дж/кг;

10. Удельная теплоемкость воздуха = 1005 Дж/(кг*К);

11. Удельная теплоемкость газа = 1133 Дж/(кг*К);

12. Показатель адиабаты сжатия =1,4;

13. Показатель адиабаты расширения =1,34;

14. Теоретически необходимое количество воздуха для сгорания 1кг топлива = 14,8 (кг )/(кг );

15. Относительный расход воздуха на охлаждение = 2%.

Коэффициент повышения давления принимаем для нашего двигателя:

• КПД вентилятора 0,88;

• КПД компрессора высокого давления 0,88;

• КПД турбины высокого давления 0,91;

• КПД турбины вентилятора 0,92;

Потери в проточной части двигателя оцениваем коэффициентом восстановления полного давления и принимаем для нашего двигателя:

• во входном устройстве =0,98;

• в камере сгорания =0,97;

• во втором контуре =0,99.

Потери в реактивном сопле первого и второго контура оцениваем коэффициентом скорости : = 0,98; = 0,98.

Коэффициент полноты сгорания топлива =0,98.

Расчет проводим для 1кг/c воздуха по методике, изложенной в [1] и [2], по программе кафедры 203 trdd2.exe. Результаты расчета приведены в таблице 3.1.

Результаты расчета на взлетном режиме:

• удельная тяга: =309,8 Н/(кг/с);

• удельный расход топлива: =0.0566 кг/(Н*ч);

• удельный расход воздуха: =47,45кг/с;

Предварительно оценены диаметральные размеры сечения на входе в компрессор, при этом величина относительного диаметра втулки =0,220(м) и скорость на входе =180 (м/с).

В результате расчета получили:

• площадь входа в компрессор (КВД) =0,2028 м ;

• наружный диаметр входа =0,458 м;

• диаметр втулки =0,3455 м;

• длина рабочей лопатки первой ступени КВД =0,057 м.