Министерство образования и науки РФ

Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования

«Самарский государственный аэрокосмический университет

имени академика С. П. Королёва

(национальный исследовательский университет)»

Факультет двигателей летательных аппаратов

Кафедра конструкции и проектирования

двигателей летательных аппаратов

СКВОЗНОЙ ГРУППОВОЙ КУРСОВОЙ ПРОЕКТ

Пояснительная записка. Часть 1

Выполнил студент группы 2505

Бобрик А. А.

Проверили:

Батурин О. В.

Ермаков А. И.

Старцев Н. И.

Ткаченко А. Ю.

Самара 2014

Задание

на сквозной курсовой проект часть 1

группе Бобрика А. А.

Анализируя преимущества и недостатки ТРДФ Р29Б-300 и ТРДДФ М88-2 и других, выполнить проект АД-97 современного ТРДДФ с m=0.3 и смешением, форсажной тягой более 120кН для истребителя-бомбардировщика с размещением 2^х двигателей в хвостовой части фюзеляжа.

Образец ТРДДФ М88-2

Исходные данные:

1. М_п = 0; Н = 0; P = 120кН.

2. М_п = 0.8; Н = 12; P_кр = 50,82кН.

3. М_п = 2.7; Н = 18; Pф =

τ₁ = 500ч; τ_Σ = 1500ч

Ограничения:

1. T_г0^* = 2000К.

2. Конструкция двигателя формируется на собственных идеях и представлениях авторов проекта, которые обязаны изучить конструкцию, преимущества и недостатки современных двигателей такого класса.

3. Профиль полёта должен соответствовать профилю полёта истребителя-бомбардировщика.

4. Остальные требования даны в ТЗ на двигвтель и на узел.

5. Ввести в базу данных ТРДФ РБ29-300.

6. Для выполнения проекта формируется группа со следующей персональной ответственностью.

1. Бобрик А. А.	Главный конструктор, КНД, ФК, передняя опора, подвеска
2. Даутов Д. Р.	ТВД, КС, задняя опора
3. Лазарев Н. С.	ТНД, РС
4. Оссиала В. Б.А.	КВД, средняя опора, 2 контур

7. По представлению заведующих кафедрами руководителями проекта назначаются.

По термогазодинамическому проектированию двигателя	Проф. Кулагин В. В.
По газодинамическому проектированию турбины и компрессора	Доц. Батурин О. В.
По расчету на прочность и колебания деталей группы А и анализу критических частот вращения ротора	Проф. Ермаков А. И.
По разработке конструкции узлов и двигателя в целом	Проф. Старцев Н. И.
По оценке ресурса деталей группы А	Доц. Виноградов А. С.
По технологии механической обработки детали, сборки двигателя и узлов	Проф. Проничев Н. Д.
По разработке системы управления двигателем	Доц. Свербилов В. Я.

Декан факультета №2 Ермаков А. И.

профессор

Индивидуальное задание на проектирование (часть 1)

Студенту Бобрику А. А.

В соответствии с групповым заданием спроектировать компрессор низкого давления, форсажную камеру, переднюю опору и подвеску разрабатываемого двигателя.

1 Замысел: научно-технический уровень, новые идеи.

1. Концепция проектируемого двигателя.

2. Термодинамическое проектирование; параметры на земле H=0, М=0, Р=120кН ; в условиях крейсерского полёта Н=11, М=0,85 и в условиях максимальной высоты Н=18, М=2,7.

3. Выбор профиля полёта и циклограммы работы двигателя.

4. Газодинамическое проектирование.

5. Формирование проточной части двигателя.

6. Создание конструктивно-силовой схемы двигателя.

1. Создание конструкции двигателя.

   1. Создание опорной конструкции (компоновки) двигателя.

   2. Разработка конструкции компрессора низкого давления.

      1. Обоснование формы и размеров проточной части.

      2. Обоснование профиля пера, выбор конструкции хвостовика рабочей лопатки первой ступени.

      3. Расчёт осевых и радиальных зазоров.

      4. Расчёт допустимого дисбаланса.

      5. Оценка шума КНД.

   3. Разработка конструкции передней опоры.

      1. Формирование проточной части, конструктивной схемы и выбор системы уплотнений.

      2. Расчёт внешних и внутренних тепловых потоков.

      3. Расчёт и выбор подшипников.

      4. Определение прокачки масла через опору и проектирование системы подвода и отвода масла.

      5. Проектирование системы суфлирования и расчёт трубопроводов.

   4. Разработка конструкции форсажной камеры.

      1. Выбор типа форсажной камеры в зависимости от профиля полёта самолёта.

      2. Общая газодинамическая и термохимическая проверка условий работы ФК.

      3. Формирование проточной части.

      4. Создание конструкции форсажной камеры.

   5. Разработка подвески двигателя на летательном аппарате.

      1. Выбор схемы и конструкции подвески.

      2. Расчёт на прочность.

   6. Создание окончательного (предпочтительного) варианта двигателя (продольный разрез).

2. Расчёты на прочность.

   1. Расчёт на прочность рабочей лопатки первой ступени КНД (пера и хвостовика).

   2. Расчёт лопатки на колебания.

   3. Расчёт на прочность диска первой ступени КНД.

   4. Определение критических частот и форм колебаний ротора НД.

3. Графическая часть

   1. Компоновка двигателя на самолёте (3D).

   2. Сборочный чертёж ротора с ТУ и спецификацией.

   3. Сборочный чертёж узла с ТУ и спецификацией.

   4. Рабочий чертёж лопатки.

   5. Рабочий чертёж диска.

   6. Рабочий чертёж детали.

   7. Продольный размер двигателя.

Руководитель проекта_______________/Старцев Н. И./

Содержание

1 Замысел: научно-технический уровень новые идеи…………………………………….6

1. Концепция проектируемого двигателя…………………………………………………6

2. Термодинамическое проектирование…………………………………………………...7

3. Выбор профиля полёта и циклограмма работы двигателя…………………………13

4. Газодинамическое проектирование…………………………………………………….17

5. Формирование проточной части………………………………………………………..23

6. Создание КСС двигателя………………………………………………………….……..24

1. Создание конструкции двигателя…………………….………………………………...25

   1. Создание опорной конструкции………………………..………………………………..25

   2. Создание конструкции КНД……………………………..………………………………25

   3. Разработка конструкции передней опоры……………..………………………………39

   4. Разработка конструкции форсажной камеры...…………………….…………………51

   5. Разработка подвески двигателя на летательном аппарате………….………………61

2. Расчёты на прочность……………………………………….……………………………67

   1. Расчёт на прочность рабочей лопатки первой ступени КНД……………………….67

   2. Расчёт лопатки на колебания……………………………………………………………72

   3. Расчёт на прочность диска первой ступени КНД…………………………………….74

   4. Расчёт критических частот и форм колебаний ротора НД………………………….77

Заключение…………………………………………………………………………………….80

Список использованных источников………………………………………………………81

Приложение……………………………………………………………………………………82

1 Замысел: научно-технический уровень, новые идеи

1.1 Концепция проектируемого двигателя

АД-97 предназначен для эксплуатации на военной истребительной авиации. Эффективность выполнения боевых задач самолётов военного назначения значительно зависит от отношения тяги, развиваемой силовой установкой (установками) к весу летательного аппарата. Увеличение тяги позволяет достигать больших сверхзвуковых скоростей на форсажных режимах, увеличивать практический потолок достигаемых высот, что благоприятно сказывается на экономии топлива и позволяет выполнять боевые задачи, отвечающие современным запросам ВВС. Благодаря новым технологическим методам обработки турбинных лопаток и способам их охлаждения температура газа перед турбиной данного АД принимается равной 2000К на взлётном режиме. Степень двухконтурности составляет 0.3, что характерно для истребителей 3-5 поколений. Второй контур в данном случае играет роль охладителя узлов форсажной камеры, что позволяет выполнять элементы её из титановых сплавов. АД-97 выполняется на базе прототипа французского двигателя М88-2, созданного в конце 80-ых годов. В нынешнем проекте проводится попытка усовершенствовать характеристики, заложенные в М88-2, не прибегая к увеличению веса изделия как нового самостоятельного АД.

1.2 Термодинамическое проектирование

В рамках термодинамического проектирования АД-97 определяются его параметры по характерным сечениям в различных рабочих условиях, то есть высотно-скоростные характеристики. Определим параметры двигателя ; параметры на земле H=0, М=0, Р=120кН ; в условиях крейсерского полёта Н=12, М=0,8 и в условиях максимальной высоты Н=18, М=3.

Определим параметры двигателя на земле в САУ ( =0, , С).

Таблица 1 – Параметры двигателя на взлетном режиме в САУ

M{п}		0
V{п}	[м/с]	0
T*[н]	[К]	288,15
p*[н]	[кПа]	101,325
σ{вх}		0,98
G[в]	[кг/с]	84
m		0,3
π*{кНД}		5,7
η*{кнд}		0,87
L{кНД}	[кДж/кг]	214,17
G[кНД]	[кг/с]	64,615
T*[кНД]	[К]	499,34
p*[кНД]	[кПа]	566,001
π*{вII}		6
η*{вII}		0,87
L{вII}	[кДж/кг]	222,22
G[кII]	[кг/с]	19,385
T*[кII]	[К]	507,15
p*[кII]	[кПа]	595,791
π*{квд}		5,8
η*{квд}		0,88
L{квд}	[кДж/кг]	367,61
T*[к]	[К]	843,45
p*[к]	[кПа]	3282,808
η{г}		0,995
σ{кс}		0,945
q{т}		0,0371
G{т}	[кг/с]	2,107
G[г]	[кг/с]	58,904
T*[г]	[К]	2000
p*[г]	[кПа]	3102,254
_G{охл.твд}		0,08
π*{твд}		2,4086
η*{твд}		0,88
L{твд}	[кДж/кг]	405,28
N{твд}	[кВт]	23872,8
η{mВД}		0,995
G[тВД]	[кг/с]	64,073
T*[тВД]	[К]	1634,32
p*[тВД]	[кПа]	1287,972
_G{охл.тнд}		0,041
π*{тнд}		2,0731
η*{тнд}		0,9
L{тнд}	[кДж/кг]	284,64
N{тнд}	[кВт]	18237,6
η{mНД}		0,995
G[т]	[кг/с]	66,722
T*[т]	[К]	1393,65
p*[т]	[кПа]	621,271
p[I]	[кПа]	564,557
p[II]	[кПа]	564,557
σ{см}		0,99
λ[I]		0,409
λ[II]		0,2
λ[см]		0,3621
F[I]	[м^2]	0,1453
F[II]	[м^2]	0,0618
F[см]	[м^2]	0,2285
p*[I]/p*[II]		1,075
p[I]/p[II]		1
G[см]	[кг/с]	86,107
T*[см]	[К]	1213,11
p*[см]	[кПа]	604,177
η{ф}		0,94
λ[х]		0,21
F[х]	[м^2]	0,3829
σ{г}		0,97
σ{т}		0,9787
σ{фк}		0,9493
q{т.ф}		0,0373
G[ф]	[кг/с]	89,319
T*[ф]	[К]	2200
p*[ф]	[кПа]	573,564
π{с.р}		5,6605
π*{кΣ}		33,06
π{Σ}		32,3988
P	[кН]	120,83
P{уд}	[кН*с/кг]	1,4385
G{т.ч.Σ}	[кг/ч]	19147,5
C{уд}	[кг/(кН*ч)]	158,47

Таблица 2 – Параметры двигателя при полёте на крейсерском режиме

n{вд}	[%]	100,0
режим		форсажный
M{п}		0,8
H{п}	[км]	12,0
T[н]	[К]	216,77
p[н]	[кПа]	19,399
G[в]	[кг/с]	34,566
T*[г]	[К]	1998,31

G[в]	[кг/с]	34,566
T*[в]	[К]	244,59
p*[в]	[кПа]	28,987

m		0,1029
π*{кнд}		9,151

π*{к}

5,852

T*[к]	[К]	839,47
q{т}		0,03715
G{т.ч}	[кг/ч]	3684,5
T*[г]	[К]	1998,31
p*[г]	[кПа]	1466,927

T*[заз]	[К]	1954,92
π*{т}		2,3619
F[с.а]	[м^2]	0,0237
T*[т]	[К]	1632,74
p*[т]	[кПа]	621,076

T*[заз]	[К]	1604,31
π*{т}		2,0367
F[с.а]	[м^2]	0,0556
T*[т]	[К]	1392,22
p*[т]	[кПа]	304,938

λ[I]		0,4813
λ[II]		0,0687
λ[см]		0,3512
F[I]	[м^2]	0,1453
F[II]	[м^2]	0,0618
T*[см]	[К]	1320,24

π{с.р}		14,5918
F[с.кр]	[м^2]	0,1618

π*{кΣ}		53,5511
π{Σ}		80,0198
P	[кН]	50,82
P{уд}	[кН*с/кг]	1,4703
G{т.ч.Σ}	[кг/ч]	8001,3
C{уд}	[кг/(кН*ч)]	157,44

Примем определенные ранее параметры, в качестве завязки для определения параметров в других условиях эксплуатации. Определим параметры двигателя при взлете с горного аэродрома ( =0.8, Н=11). Сведем результаты в таблицу 3.

Таблица 3 – Параметры двигателя в условиях взлета с горного аэродрома

расчет при М=0.8 , H=11
n{вд}		[%]	85,0
режим			бесфорсажный
M{п}			0,8
H{п}		[км]	11,0
T[н]		[К]	216,77
p[н]		[кПа]	22,7
G[в]		[кг/с]	25,438
T*[г]		[К]	1472,03
ВУ
	G[в]	[кг/с]	25,438
	T*[в]	[К]	244,59
	p*[в]	[кПа]	33,92
Вентилятор
	m		0,5062
	π*{кнд}		3,7749
	n{кнд}	[%]	79,01
	ΔК{у.кнд}	[%]	750,15
	π*{вII}		3,9255
	n{вII}	[%]	79,01
	ΔК{у.вII}	[%]	782,31
КВД
	π*{к}		5,5027
	ΔК{у}	[%]	817,88
КС
	T*[к]	[К]	634,46
	q{т}		0,02442
	G{т.ч}	[кг/ч]	1304,9
	T*[г]	[К]	1472,03
	p*[г]	[кПа]	665,84
ТВД
	T*[заз]	[К]	1439,69
	π*{т}		2,3755
	F[с.а]	[м^2]	0,0237
	T*[т]	[К]	1188,42
	p*[т]	[кПа]	280,291
ТНД
	T*[заз]	[К]	1167,93
	π*{т}		2,0367
	F[с.а]	[м^2]	0,0556
	T*[т]	[К]	1003,2
	p*[т]	[кПа]	137,618
Камера смешения
	λ[I]		0,4787
	λ[II]		0,3444
	c[II]	[м/с]	122,89
	λ[см]		0,4557
	F[I]	[м^2]	0,1453
	F[II]	[м^2]	0,0618
	T*[см]	[К]	810,16
ФК
	режим		бесфорсажный
	топливо		СУТ
	T*[ф]{ф}	[К]	2200,0
	H{u}	[кДж/кг]	42900
	H{р}	[кДж/кг]	41557
	η{ф}		0,94
	λ[х]		0,2334
	F[х]	[м^2]	0,382
	σ{г}		0,97
	σ{т}		1,0
	σ{фк}		0,97
	q{т.ф}		0,0
	α{ф}		1000000,0
	G{т.ф.ч}	[кг/ч]	0,0
	G{т.ф}	[кг/с]	0,0
	G[ф]	[кг/с]	25,8
	T*[ф]	[К]	810,16
	p*[ф]	[кПа]	129,066
Сопло
	π{с.р}		5,6857
	φ{с}		0,99
	_P{с}		0,9937
	μ{с}q(λ[с.кр])		0,97
	F[с.кр]	[м^2]	0,147
	P{с}	[кН]	20,67
Основные данные
	π*{кΣ}		20,7722
	π{Σ}		31,0393
	P	[кН]	14,66
	P{уд}	[кН*с/кг]	0,5764
	G{т.ч.Σ}	[кг/ч]	1304,9
	C{уд}	[кг/(кН*ч)]	89,01

Из таблицы 3 видно, что в условиях взлета с горного аэродрома существенно падает тяга двигателя, за счет падения плотности воздуха, что означает пропорциональное увеличение длины разбега самолета.

Рассчитаем параметры двигателя на высотном форсажном режиме ( =2.7, Н=18). Это достигается путем изменения параметра регулирования . Сведем рассчитанные результаты в таблицу 4.

Таблица 4- Параметры двигателя на крейсерском режиме

n{вд}		[%]	95,0
режим			форсажный
M{п}			2,7
H{п}		[км]	18,0
T[н]		[К]	216,77
p[н]		[кПа]	7,565
G[в]		[кг/с]	53,854
T*[г]		[К]	1816,62
ВУ
	G[в]	[кг/с]	53,854
	T*[в]	[К]	530,34
	p*[в]	[кПа]	173,296
Вентилятор
	m		1,1925
	π*{кнд}		1,8041
	n{кнд}	[%]	68,89
	ΔК{у.кнд}	[%]	197,67
	π*{вII}		1,8297
	n{вII}	[%]	68,89
	ΔК{у.вII}	[%]	174,95
КВД
	π*{к}		3,6719
	ΔК{у}	[%]	641,63
КС
	T*[к]	[К]	940,62
	q{т}		0,02753
	G{т.ч}	[кг/ч]	2139,5
	T*[г]	[К]	1816,62
	p*[г]	[кПа]	1084,849
ТВД
	T*[заз]	[К]	1782,62
	π*{т}		2,3563
	F[с.а]	[м^2]	0,0237
	T*[т]	[К]	1488,35
	p*[т]	[кПа]	460,396
ТНД
	T*[заз]	[К]	1468,0
	π*{т}		2,0367
	F[с.а]	[м^2]	0,0556
	T*[т]	[К]	1268,83
	p*[т]	[кПа]	226,047
Камера смешения
	λ[I]		0,4803
	λ[II]		0,8457
	c[II]	[м/с]	391,49
	λ[см]		0,5976
	F[I]	[м^2]	0,1453
	F[II]	[м^2]	0,0618
	T*[см]	[К]	946,81
ФК
	режим		форсажный
	топливо		СУТ
	T*[ф]{ф}	[К]	2200,0
	H{u}	[кДж/кг]	42900
	H{р}	[кДж/кг]	41130
	η{ф}		0,94
	λ[х]		0,2899
	F[х]	[м^2]	0,382
	σ{г}		0,97
	σ{т}		0,9261
	σ{фк}		0,8983
	q{т.ф}		0,0455
	α{ф}		1,228
	G{т.ф.ч}	[кг/ч]	8918,8
	G{т.ф}	[кг/с]	2,477
	G[ф]	[кг/с]	56,926
	T*[ф]	[К]	2200,0
	p*[ф]	[кПа]	222,829
Сопло
	π{с.р}		29,4553
	φ{с}		0,99
	_P{с}		0,9839
	μ{с}q(λ[с.кр])		0,97
	F[с.кр]	[м^2]	0,3177
	P{с}	[кН]	98,1
Основные данные
	π*{кΣ}		6,6244
	π{Σ}		151,75
	P	[кН]	55,16
	P{уд}	[кН*с/кг]	1,0243
	G{т.ч.Σ}	[кг/ч]	11058,3
	C{уд}	[кг/(кН*ч)]	200,47