- •Теория авиационных двигателей
- •Одобрено и рекомендовано к изданию
- •Содержание
- •Основные условные обозначения
- •Основные сечения потока
- •Сокращения
- •Используемые индексы
- •Общие методические указания
- •Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчёту авиационного гтд на заданном режиме работы
- •Методические указания
- •1. Расчёт турбореактивного двигателя
- •1.1. Входное устройство
- •1.2. Осевой компрессор
- •Сечение в–в
- •Сечение к–к
- •1.3. Камера сгорания
- •Сечение г–г
- •1.4. Турбина
- •Сечение г–г
- •Сечение т–т
- •1.5. Выходное устройство
- •Сечение с–с
- •Основные параметры двигателя
- •2. Расчёт параметров твд на базе трд
- •2.1. Схема и исходные данные твд
- •2.2. Расчёт основных параметров
- •2.2.1. Работа расширения газа в турбине
- •2.2.8. Тяга, развиваемая твд в условиях старта
- •2.2.9. Удельный эквивалентный расход топлива
- •2.2.10. Определение удельных параметров твд как движителя (твд имеет два движителя: воздушный винт и газотурбинный контур)
- •2.2.11. Количество ступеней турбины
- •2.2.12. Удельная работа цикла твд
- •2.2.13. Внутренний кпд твд
- •3. Расчёт параметров трдд на базе трд
- •3.1. Расчёт основных параметров
- •4. Сравнение трд, твд и трдд
- •Литература
- •Исходные данные для курсового проекта
- •Пример определения исходных данных для расчёта
- •Авиационные двигатели. Основные данные
- •Курсовой проект по предмету “Теория авиационных двигателей”
Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчёту авиационного гтд на заданном режиме работы
Расчёт производится по исходным данным по мере изучения основных элементов двигателя и сводится к следующему:
определение параметров рабочего тела в характерных сечениях двигателя;
расчёт площадей и диаметров проходных сечений, длины лопаток компрессора, турбины, осевых размеров элементов двигателя;
построение в масштабе (на миллиметровке) профиля проточной части и действительного цикла спроектированного двигателя;
определение основных параметров спроектированного двигателя: тяги, удельной тяги, удельного расхода топлива, внутреннего КПД;
расчёт параметров ТВД, ТРДД на базе ТРД;
сравнение основных параметров ТРД, ТВД и ТРДД;
проверка правильности расчёта и анализ результатов;
защита курсового проекта.
Методические указания
1. Расчёт турбореактивного двигателя
Турбореактивным двигателем или двигателем прямой реакции называется авиационный газотурбинный двигатель, в котором преобладающая часть энергии сгорания топлива преобразуется в кинетическую энергию струи продуктов сгорания, истекающую из реактивного сопла (выходного устройства) двигателя (рис. 1.1.).
Рис. 1.1. Схема турбореактивного двигателя (ТРД): 1 – входное устройство;
2 – компрессор; 3 – камера сгорания; 4 – газовая турбина; 5 – выходное устройство
Турбореактивный двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ступенчатым осевым компрессором (= 6,4), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и двухступенчатой газовой турбиной (= 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (tн = + 15°С, рн = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м2) на уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (Vп = 0) взлётную тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор GB = 164 кг/с и удельном расходе топлива Суд = 0,112 кг/(Н·ч). Двигатель имел массу 3 100 кг, максимальный диаметр 1,4 м и длину 5,38 м; был установлен в 1957 году на первый в СССР реактивный пассажирский самолет Ту-104 (взлётная масса 78 т; масса пустого самолета 44,2 т; масса коммерческой нагрузки 8 т.; количество пассажиров 100 чел.; дальность полёта при максимальной коммерческой нагрузке 2 100 км; крейсерская скорость 800 км/ч; высота крейсерского полета 10 км; запас топлива на борту 20 т.). Силовая установка самолёта Ту-104 состояла из двух ТРД РД-3М-500.
Расчёт двигателя производится при стандартных атмосферных условиях в условиях старта воздушного судна (Н = 0, Vп = 0). Режим работы двигателя – взлётный. Порядок расчёта ТРД следующий.
По заданной высоте полета Н = 0 в таблице стандартной атмосферы (ГОСТ 4401-81, Приложение П.1) находятся параметры воздуха на входе в двигатель:
- давление воздуха рн = 101 325 Н/м2;
- плотность воздуха ρн = 1,225 кг/м3;
- температура воздуха Тн = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Тн = 286 К).
Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД.