МОСКОВСКИЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ

(национальный исследовательский университет)

Кафедра 203

РАСЧЕТНО-ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

К КУРСОВОМУ ПРОЕКТУ

Тема проекта: ОСНОВНАЯ КАМЕРА СГРАНИЯ

Руководитель:

доцент кафедры 203 ________________ / А.В. Иванов /

Исполнитель: студент группы 02-404 ________________ / Чжан Чи /

Москва 2013

СОДЕРЖАНИЕ

ВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………… 4

1 Описание конструкции камеры сграния ГТД……….…….......5

2 Оценка основных параметров камеры сграния ...................……..6

2.1 Расчет размеры камеры сграния на взлетном лежиме ..............…..7

3 Расчет на прочность камеры сграния .........................……..12

3.1 Основные нагрузки, действующие на элементы конструкции камеры сгорания…………………………………………………………………………..........12

3.2 Расчет на прочность наружного корпуса ОКС……………………………......13

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ ………………………...17

Прирожение А...................................................................................................18

ВВЕДЕНИЕ

Камера сгорания предназначена для подвода тепла к рабочему телу ( сжатому воздуху ) путем непрерывного сжатия определенного количества топлива в потоке воздуха. Тепло необходимо для получения заданной работы цикла двигателя.

Основная камера сграния размещается между компрессором и турбиной вокруг вала турбокомпрессора. Такие камеры называются встроенными и выполняются прямоточными. В прямоточной камере сграния сохраняется осевое направление двигателя воздуха и газов, благодаря чему обеспечиваются относительно малые потери полного давления.

Данный курсовой проект является продолжением работ по проектированию двухконтурного турбореактивного двигателя (ТРДД) со следующими исходными параметрами:

G_к =66.7 кг Тг = 1750 К

Конструктивно-силовая схема проектируемого двигателя (без форсажной камеры и сопла) представлена на рисунке 1. В качестве прототипа был использован двигатель АЛ-31Ф.

Рисунок 1[5]

Конструкция проектируемого двигателя состоит из компрессора низкого давления(1), компрессора высокого давления(2), камеры сгорания(3), турбины высокого давления(4), турбины низкого давления(5),форсажной камеры сгорания(6) и регулируемого сопла.

В данном курсовом проекте прорабатывается конструкция основной камер сгорания (выделенного на рисунке 3 рамкой).

1. Описание конструкции камеры сграния гтд

Конструктивно-силовая схема проектируемого основной камеры сграния представлена на рисунке 1.1.

рисунок 1.1[5]

Основная камеря сграния состоит из стоики (1), топливой коллектора (2) , форсунки(3) , завихрителя (4), свечи (5), второго ( наружного) контура (6), жарвой трубы (7), теплообменники (8) , соплового аппарата (9), корбуса КС (10), диффунзора с гаранированным срывном потока (11), резьбового фильтра (12), противонагарного колпачоки (13), сопла 1-го каскада (14) , сопло 2-го коскада(15) , кронштейна(16) .

2. Оценка основных размеров камеры сграния

Для определения основных размеров камеры сгорания используются следующие данные:

Параметры воздуха на входе в камеру сграния на расчетном режиме: давление p_к^* , температура Т_к^*, расход воздуха G_к ;

параметры на выходе из камеры на расчетном режиме ;

полнота сграния топлива η_{г ;}

коэффицент избытка воздуха α_к ;

температура газа

коэффицент неравномерности температурного поля

относительное количество воздуха , отбираемого на охлаждение других элементов двигателя и не участвующего в рабочем процессе камеры сграния ,

размеры в месте соединения со смежными узлами : средний диаметр и высота канала на выходе из спрямляющего аппарата компрессора, средний диаметр и высота канала на входе в сопловой аппарат турбины;

характеристики топлива: низшая теплотворность и стехиометрический коэффицент .

Рисунок. 2.1 Расчетная схема кольцевой камеры сграния и ее основные размеры: р-р — сечение подвод вдздуха в зону горения ; с-с — сечение подвода воздуха в зону смещения[3]

2.1 Расчет размеры камеры сграния на взлетном лежиме

Инженерный расчет КС включает конструкторский и поверочный этапы.

Целью конструкторского расчета является определение: основных размеров диффузора; профиля проточной части камеры;

количества и размеров отверстий в стенках жаровой трубы ;

других конструктивных параметров, определяющих облик КС ;

Конструкторский расчет проводится при проектировании новой КС. Параметры на вход в КС определяют из теплового расчета двигателя, тип и габаритные размеры - из общей компоновки двигателя.

При поверочном расчете определяются параметры потока при заданной геометрии КС с целью оптимизации конструкции жаровой трубы. В задачу поверочного расчета входит также оптимизация распределения воздуха по длине жаровой трубы и расчет распределения параметров газового потока -температуры, скорости, состава газа, степени испарения топлива, полноты сгорания .

Параметры рабочего тела на входе в КС [3]

Параметры рабочего тела на входе в КС принимаются из термогазодинамического расчета двигателя. В данном примере принимаются следующие значения , которые выбирали из курсового проекта предыдущего семестра[1] :

P_к^* = 3640000 Па - давление за компрессором;

Т_к^*= 770 К - температура за компрессором;

G_к = 66.7 кг/с - расход воздуха за компрессором;

Т^*_г = 1750 К - температура газа перед турбиной.

Параметры горения в камере сгорания

1 . Общий коэффицент избытка воздуха в КС, который определяеться по известному значению Т и заданной полноте сгорания,

,

где С_рв , С_рг - средние теплоемкости воздуха и газа при постоянном давлении ; Н_u=43000- низщая теплотворная способность керосина; η_г =0.98 - полнота сгорания; L₀ =14.71 - стехимитрический коэффицент.

2. Потребный расход топлива через камеру (кг/с)

_{где Gохл =0.05 - относительный расход воздуха на охлаждение турбины.}