1.7 Выбор прототипа, конструктивной схемы, основных параметров рабочего процесса, показателей эффективности работы основных узлов двигателя

На основании полученных данных в Разделе 1 принимаем качестве прототипа турбореактивный двухконтурный двигатель ПС-90А, которые устанавливают на самолетах Ту-204СМ и Ил-96-300. Конструктивная схема: 2-вальный, состоит из 1-ступенчатого вентилятора, 2-подпорных ступеней 13-ступенчатого осевого КВД. Вентилятор и подпорные ступени приводится во вращение 4-ступенчатой турбиной низкого давления. КВД приводится во вращение 2-ступенчатой турбиной высокого давления (ТВД). Турбина двигателя осевая, 6-ступенчатая, двухвальная, состоит из турбин высокого и низкого давления, с охлаждаемыми лопатками первой и второй ступени. Роторы турбин вращаются с разной частотой, направление вращения левое если посмотреть спереди двигателя. Реактивное сопло двигателя нерегулируемое.

В таблице 2.1 приведены основные параметры рабочего процесса при стандартных атмосферных условиях на взлётном режиме.

Прототип двигателя(ПС-90А).

Таблица 2.1

	38
Tг*	1640 К
Cуд	0,0387 кг/Н∙ч
G*в	504 кг/с
М	2950 кг
К	(1+2п)+13
Р,кН	160
Т	2+4

Я выбрал ТРДД (m=6) двухвальной конструкции. Так как в ТРДД средняя скорость истечения смеси (воздуха и газов) из выходных сопел контуров при прочих равных условиях примерно в 1,5 раза меньше, чем у ТРД. Вследствие этого экономичность ТРДД на земле, по сравнению с ТРД, выше (на 40…50%), а уровень шума меньше (на 12…15дБ).

2. Термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме в сау

2.1 Выбор роторной части гтд и основных параметров рабочего процесса

Выбираем двухвальную схему с подпорными ступенями. У такой конструкции масса меньше по сравнению с трехвальной схемой. Подпорные ступени применяют для улучшения работы КВД, т.к. мал напор, создаваемый корневой частью лопаток вентилятора.

Рис. 1 Схема двухвального ТРДД с подпорными ступенями и раздельными соплами

Термодинамический расчет производится в стандартных условиях при Н=0;M=0;

на взлетном режиме. В соответствии с расчетами и выбранными прототипами двигателей определены исходные данные для расчета двигателя:

m=6,0;

_P=14163,2 даH;

В соответствии с рекомендациями [2] принимаем значения:

-КПД вентилятора

-КПД компрессора ВД

-КПД подпорных ступеней

-КПД турбины высокого давления

-КПД турбины низкого давления

-механический КПД роторов

-коэффициент полноты сгорания в основной камере

- коэффициент восстановления полного давления

в основной камере

в канале между вентилятором и ПС

в канале между вентилятором ПС и КВД

в тракте наружного и внутреннего контура

- коэффициенты скорости в реактивном сопле

- относительный расход охлаждающего воздуха за компрессором

на охлаждение турбины высокого давления

Т.к. за турбиной температура выше расчетной для материала

- относительный расход охлаждающего воздуха, отбираемого для самолетных нужд

- относительный расход охлаждающего воздуха на утечки в масляную и разгрузочные полости

-радиальная неравномерность параметров воздуха за вентилятором

-теплотворная способность керосина Hu=43000 кДЖ/кг;

-количество воздуха необходимого для полного сгорания 1 кг керосина L=14,6 кг воздуха/кг керосина.

2.2Термогазодинамический расчет

2.2.1 Вентилятор

2.2.2 Подпорные ступени

2.2.3 Компрессор высокого давления

2.2.4 Основная камера сгорания

где Hu =43000 кДЖ/кг; L=14,6 кг воздуха/кг керосина;

Согласно рекомендациям /2/ назначаем:

;

для

для

2.2.5 Турбина высокого давления.

=1,33;

2.2.6 Турбина низкого давления

2.2.7 Выходное устройство

;

:

;

выбираем ;

;

;

Вывод: провели термогазодинамический расчет двигателя на взлетном режиме в стандартных атмосферных условиях (М=0,Н=0).Получили расчетную потребную тягу и определили удельные параметры двигателя: , , давления и температуры рабочего тела в характерных сечениях.

2.3 Результаты термогазодинамического расчета в среде GasTurb 9

Station W T P WRstd FN = 151,47

amb 288,15 101,325 TSFC = 9,6497

2 464,400 288,15 101,325 464,400 WF = 1,4617

13 398,057 337,19 166,173 s NOx = 1,7447

21 66,343 326,17 149,556 47,821 Core Eff = 0,4898

24 66,343 367,19 215,360 35,236 Prop Eff = 0,0000

25 66,343 367,19 215,360 35,236 BPR = 6,0000

3 66,343 891,14 3850,640 3,070 P2/P1 = 1,0000

31 63,689 891,14 3850,640 P3/P2 = 38,00

4 65,151 1640,00 3696,615 4,260 P5/P2 = 1,7772

41 65,151 1640,00 3696,615 4,260 P16/P13 = 0,98000

43 65,151 1185,36 777,064 P16/P6 = 0,91348

44 67,805 1174,46 777,064 P16/P2 = 1,60720

45 67,805 1174,46 761,522 18,214 P6/P5 = 0,99000

49 67,805 862,07 180,075 A8 = 0,28906

5 67,805 862,07 180,075 65,990 A18 = 1,17197

8 67,805 862,07 178,275 66,657 XM8 = 0,95032

18 398,057 337,19 162,850 267,920 XM18 = 0,85212

CD8 = 0,97253

Efficiencies: isentr polytr RNI P/P CD18 = 0,96674

Outer LPC 0,8900 0,8974 1,000 1,640 PWX = 0,00000

Inner LPC 0,8900 0,8959 1,000 1,476 V18/V8,id= 0,57423 <- !

IP Compressor 0,8700 0,8765 1,197 1,440 WBLD/W21 = 0,00000

HP Compressor 0,8400 0,8879 1,411 17,880 WBLD/W25 = 0,00000

Burner 0,9900 0,960 Loading %= 100,00

HP Turbine 0,9200 0,9052 2,007 4,757 WHcl/W25 = 0,04000

LP Turbine 0,9000 0,8824 0,717 4,229 WLcl/W25 = 0,00000

HP Spool mech 0,9950 Nominal Spd 4000 ZWBld = 0,00000

LP Spool mech 0,9950 Nominal Spd 18000

Fuel FHV humidity war2

Generic 43,000 0,0 0,0000

Рис 2. Схема ТРДД.

Вывод: рассчитанная потребная тяга оказалась близкой к тяге, определенная средой GasTurb 9, где расход воздуха принят .

2.4 Сравнение удельных показателей (удельной тяги, удельного расхода топлива удельной массы) спроектированного двигателя и прототипов на взлетном режиме Н=0,М=0, САУ.

	ТРДД m=6	ПС-90A
	341	317
	0,0303	0,0387
	0,0133	0,0184
m	6	4,5
	1640	1640
	38	38

По сравнению с двигателем ПС-90А у проектного двигателя выше , а у прототипа , меньше чем у прототипа , также ниже у проектного двигателя чем у прототипа, все это достигается за счет увеличения степени двухконтурности двигателя m=6 у проектного и m=4,5 у проектного.

Большая степень двухконтурности обеспечивает меньшую скорость реактивной струи, истекающей из сопла. Это уменьшает удельный расход топлива, уровень шума, но также уменьшает максимальную скорость и увеличивает вес двигателя.