УДК 629.735
Інв. № 2011.243-03
МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ, МОЛОДІ ТА СПОРТУ УКРАЇНИ
Національний аерокосмічний університет ім. М.Є. Жуковського
«Харківський авіаційний інститут»
Кафедра 201
ФОРМУВАННЯ ВИГЛЯДУ ДВОКОНТУРНОГО
ТУРБОРЕАКТИВНОГО ДВИГУНА
Пояснювальна записка до розрахунково - графічної роботи
з дисципліни «Конструкція і робочі процеси АД»,ч.1
назва дисципліни
ХАІ.201.243. 07О.260.08002177
Виконавець: студент гр. 243 Гевліч Я.Б.
(№ групи) ( П.І.Б.)
______________________________________________
(підпис, дата)
Керівник: ___доцент к. 201 Рєдін І. І.
(науковий ступінь, вчене звання, П.І.Б.)
_____________________________________
(підпис, дата)
Нормоконтролер: ___доцент к. 201 Рєдін І. І.
(науковий ступінь, вчене звання, П.І.Б.)
_____________________________________
(підпис, дата)
2011
ЗАДАНИЕ НА ПРОЕКТИРОВАНИЕ
Сформировать облик турбореактивного двухконтурного двигателя для среднемагистрального пассажирского самолета с тягой Р=14700 Н.
Проектирование проводится для расчетного режима при Н =0 км и Мп= 0.
Рекомендуемые параметры:
- TГ*=1152 К – температура газа перед турбиной по заторможенным параметрам.
- πК*=7,95 – общая степень повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура;
- m = 2,0 – степень двухконтурности;
Прототипом проектируемого двигателя служит двигатель АИ-25.
Параметры прототипа:
- Р = 14700 Н
- Gв =45,0 кг/с
- πК* = 8,0
- ТГ *= 1150 К
- m=2,0
- суд=0,0443кг/Нч
Содержание
Задание на проектирование 2
Содержание 3
Введение 4
Выбор и обоснование парамтров 6
1.1. Выбор степени двухконтурности 6
1.2. Выбор температуры газа перед турбиной 6
1.3. Выбор степени повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура 6
1.4. Выбор степени повышения полного давления
вентилятора в наружном контуре 6
1.5. Выбор КПД компрессора и турбины 7
1.6. Потери в элементах проточной части двигателя 8
Термогазодинамический расчет 9
Согласование компрессоров и турбин двигателя 11
Выводы 13
Перечень ссылок 14
Введение
Техническое развитие авиационных двигателей в значительной степени предопределяет завоевание авиацией качественно новых показателей и областей применения. Таковы, например, революционные преобразования в авиационной технике, связанные с внедрением газотурбинных и реактивных двигателей, появления самолетов вертикального взлета и посадки и т. п. В то же время уже в сложившихся классах авиационных систем логика развития летательных аппаратов, изменение объективных требований к ним оказывают значительное встречное влияние на двигатели, определяют направления их совершенствования.
В наиболее четкой форме влияние действующих факторов проявляется в сфере пассажирской и транспортной авиации. Ведущая тенденция в транспортной авиации заключается в объективной потребности непрерывного и прогрессивного роста пассажирских перевозок. В ближайшее время ожидается также быстрое возрастание грузовых перевозок в авиации. Основная масса транспортных самолётов рассчитана на дозвуковую скорость полета. Полагают, что после 2010 – 2015 гг. заметная часть перевозок будет выполняться сверхзвуковыми пассажирскими самолётами. В целом роль авиации как вида транспорта непрерывно увеличивается.
Можно выделить два главных управляющих фактора, которые воздействуют на формирование облика самолетов и двигателей: экономический и социально-психологический.
Экономический фактор определяет стремление к снижению себестоимости перевозок, росту эффективности использования самолетов, уменьшению эксплуатационных затрат и т. п. Роль двигателей здесь весьма велика. По оценкам фирмы «Боинг», доля расходов на эксплуатацию широкофюзеляжных самолетов, прямо или косвенно связанная с двигателями, составляет 40-50%.
Социально-психологический фактор объединяет такие требования, как сокращение времени передвижения, комфорт, гарантия безопасности полетов, минимальное воздействие на окружающую среду.
Оба эти фактора выдвигают конкретные требования к самолетам и двигателям и определяют основные направления их развития. В частности, указанные факторы способствовали внедрению скоростных и экономичных ТРДД вместо ТРД и ТВД в дозвуковой авиации, определили тенденцию роста взлетной тяги, полного коэффициента полезного действия двигателей в полете и уменьшения их удельного веса, привели к разработке двигателей для СПС и самолетов вертикального или укороченного взлета, к созданию малошумных двигателей с низким уровнем вредных выделений, имеющих модульную конструкцию и широкую систему диагностики. Надежность, ресурс, срок службы двигателей существенно увеличились. В то же время стремление ограничить растущую стоимость разработки и производства новых двигателей проявилось в методологии их конструирования (быстрый рост окружных скоростей роторов, сокращение числа ступеней и деталей, использование базовых газогенераторов и т. п.). Все эти тенденции, видимо, сохраняться и в будущем.
В связи с непрерывным ростом потребления углеводородных топлив и ограниченностью их природных запасов сильно возросло требование максимальной экономии топлива при воздушных перевозах. Это требование удовлетворяется различными путями – совершенствованием эксплуатации самолетов, использованием оптимальных высот и скоростей полета, разработкой новых самолетов, а также новых экономичных двигателей (двухконтурных или скоростных винто-вентиляторных). В перспективе ожидается освоение нового вида авиационного топлива – жидкого водорода. Водородные двигатели должны значительно отличатся низким расходом топлива, а также сниженным уровнем вредных выделений.
Даже краткий обзор факторов, формирующих облик двигателей на современном этапе развития авиации, показывает, что для выбора рациональной схемы и параметров силовой установки необходим комплексный анализ ее как тепловой машины (эффективный КПД цикла), как движителя (полетный и полный КПД), как механической конструкции (облик газогенератора, геометрическое и кинематическое согласование компрессоров и турбин, ограниченная сложность, малая масса), как источника вредного воздействия на окружающую среду и др. Этот анализ должен учитывать конкретное назначение и условия применения двигателя в системе силовой установки самолета.
Проведение подобного анализа в достаточном объеме невозможно без широкого использования ЭВМ, без разработки математических моделей двигателей и их элементов, без перехода в дальнейшем к методам оптимального автоматизированного проектирования на всех этапах разработки и создания двигателей.
Анализировать свойства и характеристики двигателей (в особенности перспективных) целесообразно при реальных сочетаниях их различных параметров, соответствующих определенному уровню газодинамического и конструкторско-технологического совершенства элементов. Поэтому выбор параметров анализируемого двигателя должен быть ориентирован на определенное или предполагаемое время появление его в эксплуатации и должен производиться на основе прогнозных оценок развития главных показателей совершенства авиадвигателей во времени.
ВЫБОР И ОБОСНОВАНИЕ ПАРАМЕТРОВ
Выбор значений параметров произведен в соответствии с рекомендациями [1].
Выбор степени двухконтурности
С увеличением степени двухконтурности экономичность ТРДД улучшается, а также снижается шумность двигателя. Однако при увеличении усложняется конструкция двигателя, значительно увеличиваются габаритные размеры двигателя. Так как двигатель предназначен для пассажирского самолета, то основным критерием выбора m является минимальный расход топлива, принимаем m=2,0.
Выбор температуры газа перед турбиной
Увеличение температуры газов перед турбиной, при заданной тяге Р, позволяет значительно увеличить удельную тягу двигателя и следовательно, уменьшить габаритные (диаметральные) размеры и массу двигателя. Система охлаждения лопаток и материал прототипа позволяет взять TГ*=1150 К.
Выбор степени повышения полного давления в компрессоре внутреннего контура
Стремление получить двигатель с высокими удельными параметрами требует увеличения значения степени повышения полного давления (πк*) в компрессоре. Но очень большие значения степени повышения полного давления ограничиваются усложнением конструкции и, следовательно, увеличением массы и габаритов двигателя. Для данного двигателя выбираем πК1*=8,0.
Выбор степени повышения полного давления вентилятора в наружном контуре
При выборе степени повышения полного давления вентилятора также стремятся, чтобы удельная тяга была максимальной, а удельный расход топлива минимальный. Такому значению соответствует . В практике проектирования обычно < . Их разница более существенна для двигателей с малой степенью двухконтурности.
Такой подход позволяет существенно разгрузить турбину вентилятора при относительно небольшом росте С , а также снижении Р (см. таблицу 2.1).
1.5 Выбор КПД компрессора и турбины
Величина изоэнтропического КПД многоступенчатого компрессора по параметрам заторможенного потока зависит от степени повышения давления в
компрессоре и КПД его ступеней:
(1.5.1)
где - среднее значение КПД ступеней.
На расчетном режиме среднее значение КПД ступеней в многоступенчатом осевом компрессоре современных ГТД лежит в пределах = 0,88.. .0,89[1]. Принимаем = 0,890.
Рассчитываем КПД для πк1*=8,0:
(1.5.2)
Значения КПД охлаждаемых турбин меньше значений КПД неохлаждаемых.
Неохлаждаемые турбины необходимо применять при температуре Т*г ≤1250 К. Для неохлаждаемых турбин значения КПД рекомендовано выбирать в пределах от 0,9 до 0,92. Поскольку в современном двигателестроении наблюдаются тенденции повышения КПД узлов, то в данном проекте выбираем КПД неохлаждаемой турбины равным 0,91.