- •Курсовой проект по предмету
- •Основные сечения потока
- •Сокращения
- •Используемые индексы
- •Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчету авиационного гтд на заданном режиме работы
- •1.Расчет 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.Расчет 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.Расчет параметров трдд на базе трд
- •3.1. Расчёт основных параметров
- •4.Сравнение трд, твд и трдд
- •Литература
Сокращения
ГТД – газотурбинный двигатель
ТРД – турбореактивный двигатель
ТРДД – турбореактивный двухконтурный двигатель
ТВД – турбовинтовой двигатель
ТВаД – турбовальный двигатель
ТВВД – турбовинтовентиляторный двигатель
КПД – коэффициент полезного действия
СМС – среднемагистральный самолёт
ДМС – дальнемагистральный самолёт
Используемые индексы
* – параметры заторможенного потока
О – параметры при работе на стенде (Vп = 0)
Н – параметры невозмущённого потока
Вх – параметры на входе во входное устройство
В – параметры на входе в компрессор
К – параметры на выходе из компрессора
Г – параметры на входе в турбину
Т – параметры на выходе из турбины
С – параметры на выходе из реактивного сопла
I – параметры на выходе из внутреннего контура ТРДД
II – параметры на выходе из наружного контура ТРДД
агр – агрегаты
в – винт, вентилятор
вн – внутренний
ген – генератор
д – диффузор
е – эффективный
ж – жаровая труба
кр – крейсерский, критический
к.с – камера сгорания
опт – оптимальный
отб – отбор
охл – охлаждение
п – полётной, полный
р – реактивный
ред – редуктор
с – сопло, секундный
ср – средний, размер на среднем радиусе
ст – ступень
ст. т – ступень турбины
т – топливо, турбина
т.в – турбина вентилятора
тр – трение
тяг – тяговый
m – механический
t – термический
уд – удельный
ц – цикл
ч – часовой
э – эквивалентный
Σ – суммарный
Задание на выполнение курсового проекта по термодинамическому расчету 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 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.
Исходные данные: Gв = 130 кг/с;
;
Тг* = 1370 К;
m = 5,5.
1.Расчет 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.
Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД.