1 Подготовить к запуску всу и запустить ее; после проверки стабильности работы всу открыть заслонку отбора воздуха и проверить по манометру на

приборной доске давление в линии запуска. Для запуска можно также асоользовать сжатый воздух от ранее запущенного двигателя или от шейного источника сжатого воздуха. Максимально допустимое давление на «ходе в воздушный турбостартер должно быть 0,2+0,02 МПа т. е. 2,0+0,2 «гоем".

7. Установить переключатель рода работ в положение ЗАПУСК; включить самолетный подкачивающий насос и открыть топливный пожарный кран: установить РУД в положение МАЛЫЙ ГАЗ, а РУР в это время должен заходиться в положении ПРЯМАЯ ТЯГА.

Система запуска двигателя — автоматическая и приводится в действие зажатием кнопки «Запуск». Двигатель автоматически выводится на режим Умного малого газа с помощью воздушного стартера, автомата запуска Топливного насоса-регулятора и систем пускового топлива, и пускового зажигания. Регламентация последовательности работы системы запуска осуществляется по времени от электромеханического программного

механизма (АЛД), и по частоте вращения ротора компрессора высокого давления - по командам ЭСУ.

В первый момент нажатия кнопки запуска постоянное напряжение 28В додается на программный механизм выдачи команд по времени (АПД), на электромагнитный клапан останова топливного насоса-регулятора, на агрегат зажигания и на электромеханизм открытия заслонки воздушного стартера. Заслонка стартера медленно открывается (5—6 с), обеспечивая плавную безударную раскрутку ротора двигателя.

Через 0,5—1 секунду программный механизм самоблокируется, при дом загорается световое табло «ЗАПУСК ДВ. ВСУ».

Рост давления воздуха перед турбиной воздушного стартера свыше 0,2—0,3 МПа вызывает срабатывание сигнализатора давления, и на приборной доске загорается световое табло. Если электромеханизм не открывается до 7 секунды, то автоматика запуска прекратит запуск двигателя, переведет программный механизм АПД на режим ускоренной отработки программы запуска с последующим погасанием табло «ЗАПУСК ДВ.ВСУ».

При нормальном протекании процесса запуска на 9 секунде открывается электроклапан пускового топлива и в пусковых воспламенителях возникает поджигающий факел.

На 18 секунд снимается питание с электромагнитного клапана останова, рабочее топливо от топливного насоса через топливный регулятор поступает «рабочим форсункам и в раскрутку ротора вступают турбины двигателя.

На 26 секунде выключается из работы агрегат зажигания и I обесточивается электроклапан пускового топлива.

Отключение стартера осуществляется по частоте вращения ротора компрессора высокого давления (КВД) или по времени от АПД. При Достижении частоты вращения ротора ВД 35±2% по указателю тахометра (4600±200 об/мин по ротору ВД) электронная система управления подаст команду на закрытие заслонки подачи сжатого воздуха на стартер. Об отключении стартера сигнализирует сигнальное табло, которое погаснет. Отключение стартера, если не произошло его отключение по частоте вращения, осуществляется по времени от программного механизма по истечении 35 секунд с момента нажатия кнопки «ЗАПУСК».

При отключении стартера двигатель самостоятельно за счет избыточной Мощности турбин выходит на режим малого газа. Время запуска не должно превышать 50 секунд.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной курсовой работе выполнено газодинамическое проектирование компрессора высокого давления двигателя CF6-50 с элементом термогазодинамического расчета двигателя.Исходя из начальных данных в первой части этой работы выполнен термогазодинамический расчет основных узлов двигателя и определены удельные параметры: величина удельной тяги удельный расход топлива ; и часовой расход топлива . Во второй части выполнен проектный расчет основных параметров компрессора высокого давления и построено меридиональное сечение проточной части компрессора высокого давления, представленное на рисунке 2. В третьей части проведен газодинамический расчет компрессора высокого давления, кинематический расчет ступени компрессора в 5 контрольных сечениях, рассчитаны параметры по высоте лопатки, выбран закон профилирования и построены планы скоростей рассчитываемой ступени в трех контрольных сечениях, которые представлены на рисунке 3. В четвертой части выполнены расчеты, необходимые для профилирования лопатки рабочего колеса. Также в четвертой части выполнено построение профилей лопатки в различных сечениях, представленные на рисунке 4.

На базе термогазодинамического расчета спроектирован компрессор ВД для двухвального двигателя с тягой 109 кН и удельным расходом топлива 0,52 кг/кНс ч Выбрана конструктивно-силовая схема двигателя ,без смешения потоков,с двухопорными роторами высокого и трёхопорными роторами низкого давления. Разработана конструкция ротора компрессора высокого давления с консольным расположением ступеней и упругодемпферной фиксирующей опорой.

Разработана конструкция корпуса турбины высокого давления с двойной замкнутой связью. Усовершенствована система подвода смазки к фиксирующей опоре с использованием форсуночного масляного кольца. Усовершенствована система уплотнения опор. Выполнены расчеты на прочность рабочего колеса второй ступени на ПК методом конечных разностей. Построена резонансная диаграмма ступени рабочей лопатки при колебаниях по первой изгибной форме.При расчете диска получили болшие коэффициенти запаса при етом диск получается тяжёлим. И его можно облегчать путем изменение исползование материала для изготовление. В результате данной работы была рассчитана системы запуска CF6-50:

Система электрическая

Оценивая результаты расчета можно сделать вывод, что система запуска с электрическим стартером мы имеем проигришь в массе системы и мощности агрегата раскрутки, но происходит экономия массы за счет того, что электрический стартер на других режимах работы двигателя служит генератором постоянного тока. .

Контролепригодность двигателя не соответствует ТУ по

всем показателям. Контролепригодность двигателя не соответствует ТУ,так как

удовлетворяется 68,7% требований.

По результатам качественной и количественной оценок предлага­ется провести следующие мероприятия:

оснастить двигатель системой измерения тяги в полете;

установить датчик-сигнализатор помпажа компрессора;

разработать систему наземного контроля двигателя и его агрегатов с установкой унифицированного разъема для ее подключения;

.

Оценку эффективности предлагаемых мероприятий проведем по резуль­татам к подконтрольной эксплуатации двигателя*Ознакомиться с устройством, работой и методикой диагностиро­вания заданного объекта,

0. Подготовить исходные данные для проведения качественной и ко­личественной оценок контролепригодности,Провести качественную и количественную оценки и дать заключе­ние об уровне контролепригодности объекта.Предложить мероприятия, направленные на повышение контроле­пригодности объекта и дать оценку их эффективности.

СПИСОК ИСПОЛЬЗУЕМОЙ ЛИТЕРАТУРЫ Error: Reference source not found

1. Белоусов А.И., Камынин В.Л. Расчет на прочность дисков и крыльчаток турбомашин методом конечных разностей с помощью ЭВМ. - Куйбышев: КуАИ, 1982. - 36 с.

2. Жуков К.А., Шидловский Р.К. Выбор конструкционных материалов авиационных газотурбинных двигателей.-Куйбышев: КуАИ, 1985. - 110 с.

3. Зрелов В.А., Маслов В.Г. Основные данные отечественных авиационных ГТД и их применение при учебном проектировании. - Самара: СГАУ, 1999. - 160 с.

4. Зрелов В.А., Проданов М.Е., Цой А.Ю. Формирование данных по параметрам и применению двигателей-прототипов при проектировании авиационных ГТД. Самара: СГАУ, 2006. -117с.

5. Конструкция и проектирование авиационных газотурбинных двигателей / Под ред. Д.В.Хронина. - М.: Машиностроение, 1989. - 568 с.

6. Новиков Д.К., Фалалеев СВ., Ульчева О.В. Расчет прочности и собственной частоты колебаний рабочей лопатки ПГД на ЭВМ. -Самара: САИ, 1992.-18 с.

7. Скубачевский Г.С. Авиационные газотурбинные двигатели. -М.: Машиностроение, 1981. - 550 с.

8. Старцев Н.И. Проектирование авиационных ГТД. - Куйбышев: КуАИ, 1985.-44 с.

9. Старцев Н.И., Гаврилов Н.Г. Проектирование осевых турбин ГТД.

10.Система запуска авиационных двигателей: Метод. Указания/ Самарский

государственный аэрокосмический университет; Сост. И.В.Таммекиви.

Самара, 2004. 34с.

11.Кац Б.М., Жаров Э.С., Винокуров В.К. Пусковые системы авиационных

газотурбинных двигателей.: Машиностроение, 1976. 220с.

12.Авиационный турбовинтовой двигатель АИ – 24. Техническое описание/

Заказ №3224А/1236.М: Внешторгиздат. 214с.

Требования по стандартизации при проведении учебного процесса.

Сборник нормативно-технических руководящих документ. Самара,

СГАУ,1997.-16с.

13. Маслов В. Г. Проектный термогазодинамический расчет авиационных

ГТД. Куйбышев: КуАИ, 1988. 41с.

14.Стенькин Е. Д., Юрин А. В. Выбор основных параметров и

газодинамический расчет осевого многоступенчатого компрессора

авиационных газодинамических двигателей. – Куйбышев: КуАИ, 1984. 89с.

15. Тихонов Н. Т., Мусаткин Н. Ф., Кузьмичев В. С. Газодинамическое

проектирование компрессоров ТРДД с элементом

термогазодинамического расчета двигателя. – Самара: СГАУ, 1997. 49с.

16. Требования к оформлению учебных тестовых документов. РД КуАИ 144–

87 /В. Н. Гаврилов, Д. Ф. Пичугин, В. Г. Шахов, Л. П. Юмашев. Куйбышев:

КуАИ,

1988. 32с.

Приложения 1

Приложения 2

Кафедра конструкции и проектирования двигателей Расчет лопатки на прочность Исходные данные

Дата расчета:3/24/2014 10:31:51 РМ KS- количество сечений по длине лопатки: 5 OMZGA-угловая скорость вращения: S81.7000 G- секундный массовый расход газа(кг/сек):123.05€0 Z- число лопаток колеса: 26

R0 - массовая плотность материала (г/см**3): 7.8000

С1А - осевая сост. абс. скорости на входе раб. колеса (м/с): 220.0000 C1U - окружная сост. абс. скорости на входе раб. колеса (м/с) : 281.3000 С2А - осевая сост. абс. скорости на выходе раб. колеса (м/с): 220.0000 C2U - окружная сост. абс. скорости на выходе раб. колеса (м/с): 156.0400 Р1 - статическое давление газа на входе [МПА]: 0.2075

Р2 - статическое давление газа на выходе [МПА]: 0.2423

ircda - коэффициент разгрузки: 0.7000

ESR- максимальные подьемы ср.		линий	(см) : 0	.03 0.2	1 0.	40 0	.58 0.76
FI-угол поворота гл.центр осей (град			): 37.90 46.30		54.70	61.2	0 68.50
ЕТАА-удале кие	точки А. от оси	KSI(см)	-2.92	-2.92	-2.92	-2.92	-2.92
ЕТАВ-удаление	точки В от оси	KSI(cm)	3.84	3.84	3.84	3.84	3.84
ЕТАС-удаление	точки С от оси	KSI(см)	0.47	0.47	0.47	0.47	0.47
KSI А.-удал е кие	точки А. от оси	ЕТА (см)	-0.10	-0.25	-0.41	-0.59	-0.77
KSIB-удаление	точки В от оси	ЕТА (см)	-0.09	-0.25	-0.41	-0.58	-0.76
KSIC-удалекие	точки С от оси	ЕТА (см)	0.13	0.20	0.26	0.58	0.51
SIGMPR-предел	прочности (МПА)	: 680.0000		680.0000	680.0000		680.0000 680.0000

Е-массив модулей упругости (МПА): 153000.0000 153000.0000 153000.0000 153000.0000 153000.0000

F-площади расчетных сечений (см**2): 0.966280 1.128120 1.289S60 1.932560 2.575160

JKSI- моменты инерции по оси KSI (см**4): 2.361699 2.757254 3.152810 4.723398 6.293985

JETA.- моменты инерции по оси ЕТА (см**4) : 0.002368 0.006695 0.017638 0.056802 0.131495

Результаты расчета

SIGMP	MRX	MRY	МУ	MX	МЕТА	MXSI	SIGMA	SIGMASUM SIGMAMAX		К
МПА.	Н*М	н*м	н*м	Н*М	Н*М	Н*М	МПА	МПА.	МПА.
0.0	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00	0.00 0.00 0.00	0.0 0.00 0.00	0.00	0.0
127.0	3.71	-3.05	-2.06	2.52	-0.25	3.25	5.83 13.70 -6.74	132.8 140.71 120.27	140.71	4.8
221.6	14.86	-12.18	-8.26	10.07	0.92	13.00	-33.31 -5.37 15.74	188.3 216.19 237.30	237.30	2.9
230.4	33.54	-27.51	-18.57	22.65	5.36	28.80	-73.27 -31.70 58.00	157.1 1SS.66 288.36	288.36	2.4
242.8	59.73	-48.98	-32.71	39.89	15.81	49.10	-115.07	127.8	308.36	2.2

-61.57 181.26

65.52 308.36

Координаты выкосов центров тяжести

по оси X: -0.055 -0.041 -0.027 -0.014 -0.000 по оси У: 0.067 0.050 0.033 0.017 0.000

Собственная частота F0= 142.2128(Гц)

Приложения 3

Рисунок 3 – Диаграмма распределения суммарных напряжений в точках А, В и С по длине пера лопатки

Рисунок 4 – Распределение коэффициента запаса прочности по длине пера лопатки

Рисунок 7 - Распределение температуры и предела длительной прочности по радиусу диска

Рисунок 8 - Распределение радиальных, окружных и

эквивалентных напряжений по радиусу диска

Приложения 4

Приложения 5

Приложения 5

1-входное устройство; 2-вентилятор; 3-компрессор низкого давления; 4-передний основной силовой пояс; 5-компрессор высокого давления; 6-промежуточный корпус; 7-камера сгорания; 8-турбина высокого давления; 9-задний вспомогательный силовой пояс; 10-турбина низкого давления; 11-задний корпус; 12-реактивное сопло; 13-задняя статорная плавающая опора ротора низкого давления; 14-средняя статорная плавающая опора ротора низкого давления; 15-задняя статорная плавающая опора ротора высокого давления; 16-средняя статорная фиксирующая опора ротора высокого давления; 17-предняя статорная опора ротора высокого давления; 18-шлицевое подвижное соединение валов ротора низкого давления; 19-передняя статорная фиксирующая опора ротора низкого давления.

Приложения 6

1-входное устройство; 2-вентилятор; 3-компрессор низкого давления; 4-передний основной силовой пояс; 5-компрессор высокого давления; 6-промежуточный корпус; 7-камера сгорания; 8-турбина высокого давления; 9-задний вспомогательный силовой пояс; 10-турбина низкого давления; 11-задний корпус; 12-реактивное сопло; 13-задняя статорная плавающая опора ротора низкого давления; 14-средняя статорная плавающая опора ротора низкого давления; 15-задняя статорная плавающая опора ротора высокого давления; 16-предняя статорная фиксирующая опора ротора высокого давления; 17-шлицевое подвижное соединение валов ротора низкого давления; 18-передняя статорная фиксирующая опора ротора низкого давления.

					прототип	Модификация
Параметр	Обозначение	Размерность	«Ручной»	Упрощенный (АСТРА)	Инженерный	1приближение
1	2	3	4	5	6	7
Полетные Условия
Число Маха полета		-	0	0	0	0
Высота полета		м	0	0	0	0
Полное давление на входе в двигатель		кПа	101,325	101,325	101,325	101,325
Полная температура на входе в двигатель		К	288,16	288,15	288,15	288,15
Входное Устройство
Суммарный расход воздуха		кг/с	664,5	665	650	650
Полная температура на выходе		К	288,16	288,15	288,15	288,15
Полное давление на выходе		кПа	101,325	101,325	101,325	101,325
Вентилятор
Степень двухконтурности		-	4,4	6	4,7	4,7
П*к внутр. контура		-	2,0473	2,5	1,67	1,67
КПД внутр. контура		-	0,87	0,835	0,87	0,87
Удельная работа внутр. контура	Lкнд	кДж/кг	55,82	103,79	103,74	113,81
Полная температура в сеч. кНД		К	343,996	391,42	340,4	340,4
Полное давление в сеч. кНД		кПа	174,339	253,312	253,313	273,578
П*к наружн. контура		-	1,72	1,52	1,52	1,82
КПД наружн. контура		-	0,87	0,847	0,847	0,847
Канал наружного контура
Коэф. восстановления полного давления		-	1	1	1	1
Полная температура на выходе		К	331,39	331,38	331,35	357,85
Полное давление на выходе		кПа	154,014	154,014	154,014	194,544
Компрессор ВД
Степень повышения давления		-	14,46	10,4	13,6	14
КПД		-	0,85	0,857	0,87	0,87
Удельная работа		кДж/кг	486,753	437,2	467,532	529,79
Полная температура на выходе		К	826,055	826,44	830,49	928,55
Полное давление на выходе		кПа	3000,65	2634,45	2838,9	3830,085
Камера сгорания
Температура газа за КС		К	1540	1544	1544	1930
Коэф. полноты сгорания топлива		-	0,99	0,995	0,985	0,995
Коэф. восст-я полного давления		-	0,955	0,935	0,935	0,935
Относительный расход топлива		-	0,02144	0,02246	0,0212	0,03054
Коэффициент изменения массы		-	0,925	0.9253	-	0,9326
Коэффициент изменения массы воздуха		-	0,905	0,905	0,905	0,905
Полное давление на выходе		кПа	2865,617	2463,211	2463,211	3581,129
Турбина ВД
Степень понижения давления		-	4,732	4,1857	4,581	3,922
КПД		-	0,9030	0,892	0,995	0,892
Удельная работа		кДж/кг	521,95	477,25	481,81	573,79
Полная температура на выходе		К	1099,693	1132,23	1137,17	1434,92
Полное давление на выходе		кПа	605,521	588,489	610,073	913,092
Турбина НД
Степень понижения давления		-	3,665	4,2953	4,2421	5,6178
КПД		-	0,9120	0,915	0,915	0,915
Удельная работа		кДж/кг	320,624	364,37	364,34	530,08
Полная температура на выходе		К	825,148	817,84	826,89	977,56
Полное давление на выходе		кПа	165,231	137,008	143,812	162,537
Сопло
Степень понижения давления внутреннего контура		-	1,5975	1,3522	1,4193	1,6041
Температура на выходе внутреннего контура		К	760	760,02	-	871,56
Скорость истечения газа через внутренный контур		м/с	366.67	366,08	395,02	495,7
Степень понижения давления наружного контура		-	1,5	1,4972	1,4972	1,8912
Температура на выходе наружного контура		К	299,98	295,87	-	299,24
Скорость истечения газа через наружного контур		м/с	268,98	267,19	267,15	343,24
Основные данные ВРД
Удельная тяга	Pуд	кН·с/кг	0,4573	0,2824	0,2865	0,367
Тяга	P	кН	223,85	105,89	107,45	137,62
Удельный расход топлива	Суд	кг/(кН·ч)	39,06	37,03	36,02	38,73
Отклонение значения тяги	P	%	-	0,61	1,5	0,0045
Отклонение уд. расхода топлива	Суд	%	-	0,5	2,7	5.47