2.8. Основные данные двигателя

(Н = 0, Мн = 0, полный форсированный режим)

1. Тяга:

– максимальный режим 7600 кгс;

– форсажный режим 12500 кгс.

2. Удельный расход топлива:

– крейсерский режим 0,67 кг/кгс∙ч;

– максимальный режим 0,75 кг/кгс∙ч;

– форсажный режим 1,92 кг/кгс∙ч.

3. Суммарная степень повышения давления в компрессоре, 23

4. Степень повышения давления в КНД, 3,54

5. Степень повышения давления в КВД, 6,46

6. Расход воздуха 110 кг/сек

7. Степень двухконтурности, 0,571

8. Отношение тяги к массе > 8

9. Максимальное давление воздуха за компрессором, 3,64∙10⁶ Па

(37,2 кг/см²)

10. Суммарная степень расширения газа на турбине, 6,7

11. Максимальная температура газа перед турбиной, 1700 К

12. Максимальная температура газа за турбиной с корректирующим сопротивлением в линии термопар (по указателю температуры газов), :

– при ( ) ≤ 750 °С;

– при ( ) ≤ 765 °С.

На переходных режимах работы двигателя в течение допускается увеличение температуры на величину .

13. Максимальная температура в форсажной камере на полном форсированном режиме, 2082 К

14. Ресурс двигателя до первого ремонта 100 ч,

из них суммарная наработка на максимальном и форсированных режимах 30 ч.

Суммарная наработка двигателя:

– на режимах ≤ 15 ч

– на режимах ≤ 15 ч

в том числе на ≤ 5 ч.

Время непрерывной работы на всех режимах в полете – без ограничений в пределах ресурса.

Время непрерывной работы двигателя на самолете в земных условиях – без ограничений в пределах ресурса, за исключением:

– на форсированных режимах ≤ 20 c

15. Время приемистости:

а) с режима МГ до максимального ( до величины на 2% ниже огр.):

– для Н = 0, M_н=0 3-5 с;

– для Н < 8 км ≤ 5 с;

– для Н > 8 км ≤ 8 с.

б) с режима МГ до полного форсированного режима для Н = 0, M_н = 0 ( до появления сигнала запуска форсажной камеры) ≤ 7 с.

в) с максимального режима до режима, соответствующего 0,95 Р_пф ≤ 3 с.

16. Время сброса частоты вращения от максимального режима до режима МГ для Н = 0, M_н = 0 4-6 с.

17. Время запуска (до выхода на максимальный режим) при нажатии на пусковую кнопку 60-80 с

Время запуска (до выхода на режим МГ) на земле от РТДЭ ≤ 50 с

Максимальное количество запусков (ресурс) 300

Количество запусков двигателя от бортового аккумулятора без подзарядки 5

18. Масса двигателя 1533 кг

19. Габаритные размеры двигателя:

– длина 4945 мм

– диаметр входного направляющего аппарата 910 мм

– максимальный диаметр 1277 мм

3. Энергетический расчет двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (трддф).

3.1. Цель. Данные. Допущения методики.

Данная работа посвящена определению основных параметров двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажной камерой (ТРДДФ) на расчетном режиме. Целью данной работы является выполнение проекта по созданию турбореактивного двигателя с форсажной камерой, что необходимо для закрепления знаний, приобретения навыков самостоятельной работы по решению комплексных инженерно-конструкторских задач.

При проектировании двигателя набор основных его параметров, определение геометрических размеров и площадей проходных сечений проточной части производится для режима, который называется расчетным режимом. Расчетный режим выбирается в соответствии с назначением самолета. Параметры, характеризующие расчетный режим работы двигателя, являются исходными данными для выполнения курсового проекта и приводятся в бланке задания.

Исходными данными на проект являются:

1. расчетные высота Н и число М полета самолета;

2. суммарная степень повышения давления воздуха в компрессоре ;

3. температура газа перед турбиной ;

4. тяга двигателя ;

5. температура газа в форсажной камере ;

6. степень двухконтурности .

Энергетический расчёт двигателя является первым этапом проектирования двигателя. Он является базой для газодинамического расчёта, при котором определяются геометрические характеристики проточной части двигателя.

При энергетическом расчёте определяются термодинамические параметры рабочего тела на входе и выходе из основных элементов двигателя, т.е. давление и температура воздуха (газа): входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины, форсажной камеры, выходного устройства, а также удельная тяга двигателя, удельный расход топлива и расход воздуха через двигатель.

При разработке методики принят ряд допущений, позволяющий существенно упростить методику расчета. Допущения эти следующие:

1. Работа компрессора, как известно, описывается зависимостью . С изменением скорости и высоты полета при регулировании двигателя по закону изменяются все три параметра . При этом работа изменяется незначительно. Принимается, что работа .

2. 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.

3. Компрессор низкого давления имеет одинаковую степень повышения в обоих контурах.

4. Потери во входном устройстве определяются по приближенной аналитической зависимости.

5. Процесс смешения потоков в смесительном устройстве не рассчитывается. Температура газов после смешения определяется по приближенной формуле.

6. Коэффициенты полезного действия компрессоров низкого и высокого давления принимаются равными.

7. Оптимальная степень повышения давления в компрессоре низкого давления соответствует равенству давлений заторможенного потока в контурах перед смесителем.

8. Работа турбины высокого давления принимается равной работе компрессора высокого давления . Такое же допущение принято и для каскада низкого давления: . Это соотношение отражает то обстоятельство, что расход воздуха через компрессор низкого давления в (m+1) раз больше, чем расход газа через турбину низкого давления.