Термодинамический расчёт авиационного гтд на заданном режиме работы Задание

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 (на миллиметровке) 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.

Раздел I

1. Расчёт турбореактивного двигателя

Т урбореактивным двигателем (ТРД) 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

Исходные данные для расчёта берутся из таблицы вариантов задания, приведённой в Приложении П.3. Исходные данные для шифра ИТФ – 86 063 (КФ – 184 063) студента Петрова:

- степень повышения давления воздуха в компрессоре = 22;

- температура газа перед турбиной = 1450 К;

- расход воздуха через двигатель G_В = 120 кг/с;

- прототип – авиационный газотурбинный двигатель РД-3М-500.

Турбореактивный двигатель РД-3М-500 (Главный конструктор А.А.Микулин) одновальной схемы с 8-ми ступенчатым осевым компрессором ( = 6,4), трубчато-кольцевой камерой сгорания (14 жаровых труб) и двухступенчатой газовой турбиной ( = 1 083 К) развивал в стандартных атмосферных условиях (t_н = + 15°С, р_н = 760 мм. рт. ст. = 101 325 Н/м²) на уровне моря (Н = 0) при старте воздушного судна (V_п = 0) взлётную тягу 95 кН (9 684 кГс) при расходе воздуха через компрессор G_B = 164 кг/с и удельном расходе топлива С_уд = 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, V_п = 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 р_н = 101 325 Н/м²;

- плотность воздуха ρ_н = 1,225 кг/м³;

- температура воздуха Т_н = 288,15 К (в примере расчёта использовано значение Т_н = 286 К).

Далее следует приступить к расчёту каждого элемента ТРД согласно изложенному в настоящем «Учебном пособии» алгоритму.