Осень 16 курс 4 ОрТОР / ТАДКУП / ТАД

Содержание

2

Основные условные обозначения

Vп – скорость полёта, м/с Н – высота полёта, м (км)

М – число Маха (отношение скорости потока к скорости звука) а – скорость звука, м/с с – скорость потока, м/с

p – давление газа, Па (кПа) υ – удельный объём, м3/кг ρ – плотность, кг/м3

t – температура по шкале Цельсия, °С Т – абсолютная температура, К

P – тяга двигателя, Н (кН)

Pуд – удельная тяга двигателя, Н·с/кг Суд – удельный расход топлива, кг/(Н·ч)

Сэ – удельный эквивалентный расход топлива ТВД, кг/(кВт·ч)

к* – степень повышения полного давления воздуха в компрессоре

Т* – степень понижения полного давления газа в турбине

с.р – располагаемая степень понижения давления газа в канале сопла

L – удельная работа, Дж/кг

q – удельный подвод (отвод) тепла, Дж/кг i – удельная энтальпия, Дж/кг

η – коэффициент полезного действия ηг – коэффициент полноты сгорания топлива N – мощность, Вт (кВт)

Nэ – эквивалентная мощность ТВД, Вт (кВт) G – секундный массовый расход, кг/с

gТ – относительный расход топлива

αк.с – коэффициент избытка воздуха в основной камере сгорания

Lо – количество воздуха, теоретически необходимое для полного сгорания 1 кг топлива

R – газовая постоянная, Дж/(кг·К)

k, kг – показатель адиабаты для воздуха, газа

Срв, Срг – средняя удельная теплоёмкость для воздуха, газа, Дж/(кг·К) Сп – средняя условная удельная теплоёмкость рабочего тела

в камере сгорания, Дж/(кг·К)

σ* – коэффициент восстановления полного давления

Нu – низшая удельная теплота сгорания топлива, Дж/кг (кДж/кг)

3

mг – численный коэффициент в уравнении расхода, (кг·К/Дж)0,5:

mв = 0,0405 (кг·К/Дж)0,5 (для воздуха); mг = 0,0396 (кг·К/Дж)0,5 (для газа)

φс – коэффициент скорости реактивного сопла

с ссс . сад

m – степень двухконтурности

q(λ) – газодинамическая функция плотности тока газа

x – коэффициент, характеризующий распределение энергии между контурами F – площадь проходного сечения, м2

D, d – диаметр тела вращения, м h – длина лопаток, м

l – осевые размеры элементов двигателя, м z – количество ступеней

r – радиус, м b – хорда, м

Основные сечения потока

Н–Н – невозмущённый поток перед двигателем Вх–Вх – вход во входное устройство В–В – вход в компрессор К–К – выход из компрессора Г–Г – вход в турбину Т–Т – выход из турбины

С–С – выход из реактивного сопла

I–I – выход из внутреннего контура ТРДД II –II – выход из наружного контура ТРДД

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

4

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

5

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;

к* 23;

Тг* = 1370 К; m = 5,5.

6

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 ( к

=6,4), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и

(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.

1.1. Входное устройство

Входным устройством авиационного ГТД называют часть двигателя воздушного судна (летательного аппарата), состоящую из воздухозаборника, средств его регулирования и защитных устройств. Входное устройство современного ГТД является одним из его функциональных модулей.

Для воздушных судов гражданской авиации с числом Маха крейсерского полёта Мкр = 0,8…0,9 применяются дозвуковые входные устройства, которые отличаются простотой конструкции и возможностью регулирования их параметров.

8

Входное устройство предназначено для забора воздуха из окружающей атмосферы, предварительного его сжатия за счёт использования кинетической энергии набегающего потока и подвода воздуха к компрессору с заданной скоростью и с минимальными гидравлическими потерями (рис. 1.2.).

Геометрия входного устройства ГТД определяется на расчётном режиме

устройства, в том числе и при старте воздушного судна (Н = 0, Vп = 0), при наборе высоты, снижении и заходе на посадку - нерасчётные.

Плавные очертания внутренней и наружной поверхностей обечайки входного устройства необходимы для предотвращения срыва воздушного потока (как правило, потребный угол наклона внешней поверхности обечайки к направлению набегающего потока составляет приблизительно 4…5°) и создания равномерного поля скоростей и давлений во входном отверстии

воздушного судна. Это требование обеспечивает большую часть (75…80 %) увеличения давления перед воздухозаборником и позволяет таким образом снизить общие потери. Форма внутреннего канала воздухозаборника выбирается так, чтобы в нём происходило дальнейшее торможение потока (примерно до начала обтекателя). Канал имеет вид диффузора, эквивалентный угол раскрытия которого составляет 2·α = 6…10° во избежание отрыва потока от внутренней поверхности обечайки воздухозаборника.

Диаметр канала входного устройства воздухозаборника в сечении В-В DВ равен диаметру компрессора DК DВ = DК = 0,99 м (см. формулу 1.12).

9

Рис. 1.2. Схема входного устройства

10