- •Расчетно-пояснительная записка к курсовому проекту по дисциплине «Устройство и проектирование летательных аппаратов» на тему: «Энергетический расчет и высотно-скоростные характеристики трддф»
- •Содержание
- •Введение
- •1 Определение состава су, описание самолета-прототипа су-27
- •1.1.1 Исходные данные
- •1.1.2 Определение количества двигателей
- •1.2 Описание самолета
- •1.2.1 Фюзеляж
- •1.2.2 Двигатель
- •1.2.3 Крыло
- •1.2.4 Шасси
- •1.2.5 Система управления самолетом
- •2 Описание трддф ал-31ф
- •2.1 Общие сведения о двигателе
- •2.2 Компрессор
- •2.2.1. Общая характеристика компрессора
- •2.2.2 Конструкция компрессора низкого давления
- •2.2.3 Переходный корпус
- •2.2.4 Конструкция компрессора высокого давления
- •2.3 Противообледенительная система
- •2.4 Основная камера сгорания
- •2.4.1 Общая характеристика камеры сгорания
- •2.4.2 Конструкция камеры сгорания
- •2.5 Турбина
- •2.5.1 Общая характеристика турбины
- •2.5.2 Конструкция турбины высокого давления
- •2.5.3 Конструкция турбины низкого давления
- •2.6 Форсажная камера
- •2.6.1 Общая характеристика форсажной камеры
- •2.6.2. Конструкция форсажной камеры
- •2.7. Выходное сопло
- •2.7.1. Общая характеристика выходного сопла
- •2.7.2. Конструкция выходного сопла
- •3 Энергетический расчет двигателя ал-31ф
- •3.1 Исходные данные для расчёта
- •3.2 Определение параметров трддф
- •4 Расчет высотных характеристик двигателя
- •4.2 Высотная характеристика трддф ал-31ф
- •5 Расчет скоростных характеристик двигателя
- •5.2 Скоростная характеристика трддф ал-31ф
- •6 Газодинамический расчет трддф ал-31ф
- •6.1 Газодинамический расчёт кнд
- •6.1.1. Определение числа ступеней
- •6.1.2. Расчёт первой ступени
- •6.1.3 Расчёт последней ступени
- •6.2 Газодинамический расчёт квд
- •6.2.1 Определение числа ступеней
- •6.2.2 Расчёт первой ступени
- •6.2.3 Расчёт последней ступени
- •6.3 Газодинамический расчёт твд
- •6.3.1 Определение числа ступеней
- •6.3.2 Расчёт первой ступени турбины
- •6.3.3 Расчет последней ступени
- •6.4 Газодинамический расчёт тнд
- •6.4.1 Определение числа ступеней
- •6.4.2 Расчёт ступени турбины
- •6.4.3 Расчет последней ступени
- •6.5 Газодинамический расчёт камеры сгорания
- •6.6 Гидравлический расчет форсажной камеры и выходного сопла
- •7 Эксплуатационные повреждения лопаток компрессора гтд
- •7.1 Анализ условий эксплуатации лопаток компрессора
- •7.2 Причины попадания посторонних предметов в двигатель
- •7.3 Повреждения лопаток компрессора при попадании в него пп
- •А) эллептическая вмятина; б) эллептическая забоина; в) V-образная забоина
- •Двигателя пс-90а:
- •Квд двигателя пс-90а:
- •7.4 Защита от попадания пп
- •Заключение
- •Список использованных источников
- •Приложение а
3 Энергетический расчет двигателя ал-31ф
3.1 Исходные данные для расчёта
В таблице 3.1 представлены исходные данные для энергетического расчёта.
Таблица 3.1 – Исходные данные
Параметры |
Значение |
Взлетная масса Gc, т |
33 |
Максимальная полетная скорость Vп, м/с |
583.3 |
Тип двигателя |
ТРДДФ |
Тяга двигателя R, кН |
105 |
Расчетный режим |
М =0, Н=0 |
Степень повышения давления |
21 |
Температура газа перед турбиной Tг, К |
1700 |
Температура газа на выходе из ФК Tф, К |
2000 |
Степень двухконтурности m |
0.5 |
В таблице 3.2 представлены параметры свойств рабочего тела и значения опытных коэффициентов, используемые при энергетическом расчете.
Таблица 3.2 – Параметры свойств рабочего тела и значения опытных коэффициентов
Параметр |
Численное значение |
Показатель адиабаты для воздуха |
1,4 |
Показатель адиабаты для газа |
1,33 |
Таблица 3.2 – Продолжение
КПД компрессора |
0,84 |
КПД газа |
0,99 |
Теоретически необходимое количество воздуха , кг |
14,8 |
Коэффициент восстановления полного давления в КС |
0,95 |
КПД турбины |
0,91 |
Коэффициент восстановления полного давления во втором контуре |
0,98 |
Коэффициент восстановления полного давления в сопле |
0,97 |
Коэффициент скорости |
0,98 |
Газовая постоянная |
288 |
Удельная теплоёмкость воздуха |
1004 |
Удельная теплоёмкость газа |
1161 |
Теплотворная способность топлива |
43000000 |
В таблице 3.3 представлены значения параметров атмосферного воздуха, согласно данным международной стандартной атмосферы.
Таблица 3.3 - Международная стандартная атмосфера
км |
Па |
К |
a м/c |
км |
Па |
К |
a м/c |
0 |
101320 |
288 |
340 |
13 |
16570 |
216 |
295 |
0,5 |
95450 |
285 |
338 |
14 |
14160 |
216 |
295 |
1,0 |
89880 |
282 |
336 |
15 |
12110 |
216 |
295 |
1,5 |
84560 |
278 |
334 |
16 |
10350 |
216 |
295 |
2,0 |
79500 |
275 |
332 |
17 |
8846 |
216 |
295 |
2,5 |
74690 |
272 |
330 |
18 |
7562 |
216 |
295 |
Таблица 3.3 - Продолжение
3,0 |
70120 |
267 |
328 |
19 |
6465 |
216 |
295 |
4,0 |
61650 |
262 |
324 |
20 |
5527 |
216 |
295 |
5,0 |
54040 |
256 |
320 |
21 |
4725 |
216 |
295 |
6,0 |
47210 |
249 |
316 |
22 |
4040 |
216 |
295 |
7,0 |
41010 |
243 |
312 |
23 |
3455 |
216 |
295 |
8,0 |
35650 |
236 |
308 |
24 |
2954 |
216 |
295 |
9,0 |
30790 |
230 |
304 |
25 |
2526 |
216 |
295 |
Работа компрессора, как известно, описывается зависимостью . С изменением скорости и высоты полета при регулировании двигателя по законуизменяются все три параметра. При этом работаLК = const. Значения опытных коэффициентов: и др., а также физических констант, которые характеризуют свойства воздуха и газа, на всех режимах работы двигателя принимаются неизменными и, следовательно, такими же, как и на расчетном режиме. Потери во входном устройстве определяются по приближенной аналитической зависимости. Процесс смещения потоков в смесительном устройстве не рассчитывается. Температура газов после смещения определяется по приближенной формуле. Оптимальная степень повышения давления в компрессоре соответствует давлению заторможенного потока. Работа турбины принимается равной работе компрессора.