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 – средне магистральный самолёт

ДМС – дальне магистральный самолёт

Используемые индексы

* – параметры заторможенного потока

О – параметры при работе на стенде (V_п = 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

Введение

Выполнение курсового проекта является завершающим этапом изучения дисциплин «Термодинамика и теплопередача», «Теория авиационных двигателей» и подготовки студентов к изучению дисциплин «Конструкция и прочность авиадвигателей» и «Конструкция и техническое обслуживание авиационных двигателей».

Выполнение курсового проекта позволит студентам понять методологию и основы проектирования современных авиационных двигателей. Современное состояние и тенденции развития авиационного двигателестроения предъявляют повышенные требования к знаниям и навыкам инженеров, эксплуатирующим авиационную технику.

Исходными данными для термодинамического расчёта газотурбинного двигателя являются:

- степень повышения давления воздуха в компрессоре ;

- температура газа перед турбиной ;

- расход воздуха через двигатель ;

- степень двухконтурности m (для двухконтурных ТРД).

Для выполнения курсового проекта исходные данные формируются в соответствии с указаниями, приведенными в Приложении П.3. Особенностью исходных данных является задание двигателя – прототипа. Знание схемы прототипа, его основных технических характеристик и результатов эксплуатации на воздушных судах гражданской авиации позволяет выполнить сравнение проектируемого двигателя с конкретным образцом авиационной техники.

Задачей термодинамического расчёта двигателя является определение основных параметров потока (температуры, давления, скорости) в контрольных сечениях проточной части (газовоздушного тракта). На базе результатов этого расчёта находятся:

- тяга Р (или эквивалентная мощность N_э – для ТВД и ТВаД);

- удельная тяга Р_уд (или удельная мощность N_уд – для ТВД и ТВаД);

- удельный расход топлива С_уд (или С_э).

Зная расход воздуха G_В, можно провести термодинамический расчёт отдельных элементов двигателя и определить все геометрические размеры, необходимые для построения схемы проточной части.

Для выполнения термодинамического расчёта ГТД нужно иметь достоверные данные о коэффициентах потерь во всех элементах двигателя, об отборе воздуха на охлаждение турбин и функционирование системы активного регулирования зазоров между её роторами и статорами, а также на нужды воздушного судна, об отборе механической энергии, необходимой для привода вспомогательных агрегатов (топливных и масляных насосов, гидронасосов, электрогенераторов и других устройств), обеспечивающих нормальное функционирование ГТД и воздушного судна. Значения этих коэффициентов и соответствующих параметров, обычно определяемых путем обработки статистической информации, оказывает существенное влияние на итоговые удельные параметры ГТД. Поэтому выбор коэффициентов потерь и параметров отбора должен быть сделан достаточно обоснованно. Критерием правильности их выбора, в частности, может быть сопоставление удельных параметров спроектированного двигателя и двигателя – прототипа.

В ходе рабочего процесса, происходящего в двигателе, физические константы рабочего тела (газовая постоянная R, теплоёмкость при постоянном давлении С_р, показатель адиабаты k) меняются по его газовоздушному тракту. Степень этого изменения зависит от степени повышения давления воздуха в компрессоре и температуры газа перед турбиной . В расчётах обычно принимают значение теплоёмкости С_р (или показателя адиабаты k) равным некоторому среднему значению, не зависящему от температуры и давления. Это, естественно, снижает точность расчёта, но для инженерной практики вполне приемлемо.