Название: Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу

Вид работы: курсовая работа

Рубрика: Промышленность и производство

Размер файла: 243.06 Kb

Скачать файл: referat.me-301603.docx

Краткое описание работы: Міністерство освіти і науки України Слов’янський коледж Національного авіаційного університету КУРСОВА РОБОТА з дисципліни: еорія теплових двигунів»

Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу

Міністерство освіти і науки України

Слов’янський коледж Національного авіаційного університету

КУРСОВА РОБОТА

з дисципліни:

«Теорія теплових двигунів»

Виконав студент КР

гр.1М05Б Сивак С.Б

Викладач Ануфрієв В.Р

Слов’янськ 2007

Завдання на Курсову роботу

1. Вихідні дані для розрахунку:

Вариант

Тип двигуна ТВД

Аналог Astory 14

Температура газів перед турбіною 1150 К

Ступінь підвищення тиску компресора 8,1

Висота польоту 500 м

Потужність 850 л.с.

Число Маха польоту 0,4

Означення основних параметрів

· а - швидкість звуку;

· С_е – питома витрата палива;

· D – діаметр (м);

· - відносний діаметр втулки;

· F – площа перетину(м² );

· G – масова витрата повітря, газу, палива(кг/с);

· g – відносна витрата палива;

· H – висота польоту(м);

· H_u – нижча теплотворність палива;

· h – висота лопатки;

· k – показник адіабати (ізоентропи);

· L – питома робота;

· М – число Маха польоту;

· N – потужність(кВт);

· n – частота обертання; показник політропи;

· p, P – тиск (Па);

· q(λ) – відносна щільність потоку;

· Т – температура (К);

· u – окружна швидкість на радіусі РК(м/с);

· V – швидкість польоту(м/с);

· z – кількість ступенів(компресора, турбіни);

· α – кут; коєфіціент надлишку повітря;

· ∆ - ступінь підігріву повітря;

· η – КПД; коефіцієнт повноти згорання палива;

· λ – приведена швидкість;

· ξ – коефіцієнт втрат;

· π – ступінь підвищення (зменшення) тиску;

· ρ – щільність (кг/м3);

· σ – коефіцієнт регенерування тепла; коефіцієнт зберігання повного тиску;

· φ – коефіцієнт швидкості;

Вступ

Високі вимоги до технічних даних сучасних літаків зумовили перетворення їх в складні авіаційні комплекси при одночасному істотному зростанні вартості їх створення і експлуатації.

Оптимізація технічних рішень і зменшення витрат при створенні перспективних літаків вимагають вже на початкових етапах їх проектування ретельної оцінки взаємозв'язку характеристик основних складових елементів авіаційного комплексу. Вибір двигуна для літака з безлічі можливих варіантів ускладнюється необхідністю обліку параметрів і характеристик силової установки в цілому.

Одним з найбільш складних завдань при створенні авіаційного двигуна є вибір параметрів робочого процесу двигуна і розрахунок його експлуатаційних характеристик. Цей етап передує проектуванню і виготовленню дослідного зразка. Він базується звичайно на задоволенні вимог до літального апарату і його силової установки, оцінки технологічних можливостей створення всіх елементів літального апарату і його двигунів, розробки концепції застосування і експлуатації літального апарату.

Отже дана курсова робота розглядає розрахунок авіаційного двигуна, на прикладі турбогвинтового типу авіаційних двигунів.

У першій частині курсової роботи обчислення проводяться за перерізами:

- Переріз В-В: перед компресором;

- Переріз К-К: перед камерою згоряння;

- Переріз Г-Г: за камерою згоряння;

- Переріз Т-Т: за турбіною;

- Переріз С-С: вихідний пристрій;

- Також у другому розділі першої частини обчислюються основні параметри двигуна

У другій частині курсової роботи проводиться розрахунок і узгодження параметрів компресора і турбіни, на підставі яких будуть визначаться діаметри ступенів турбіни і компресора, кількість ступенів, а також вибір матеріалу для лопаток.

У третій частині обчислюються площа основних прохідних перерізів.

Частина 1: Газодинамічний розрахунок двигуна

Початковими даними для розрахунку є:

-Эквівалентна потужність N_ек (кВт);

-Температура газів на виході з камери згорання Т_Г *(К) ;

-Ступінь підвищення тиску в компресорі ;

-Розрахкнкові умови польоту: висота Н (м) , щільність повітря ρ(кг/м³ ) та число «М» польоту.

I. Визначення основних параметрів газо-воздушного потоку за трактом двигуна.

ПерерізВ-В

За таблицею МСА визначаю значення:

Т_Н = 284,75 К

Р_Н = 95400 Па

1. Визначимо температуру, тиск та щільність після гальмування потоку:

якщо М < 1 беру = 1.

Де=0.88…0.94

Переріз К-К

2. Знайдемо ефективну роботу компресору та температуру гальмування за компресором.

Сталі:

,

де , беру

3. Визначаю тиск гальмування за компресором:

Переріз Г-Г

4. По відомим температурам Т^* _К и Т^* _Г за графіком визначаєм витрату палива на 1 кг повітря g_T .

g_T = 0,0155.

Визначаю коефіцієнт надлишку повітря:

де

5. Обчислюю тиск гальмування:

де беру

.

ПерерізТ-Т

6. Визначаю тиск гальмування та ступень розширення газу в турбіні:

7. Визначаю температуру гальмування потоку.

де η_Т = 0,86….0,92, беру η_Т = 0,92; більшим η_Т відповідають більші L_T .

8. Визначимо ефективну роботу турбіни L_T та роботу гвинта L_B (Дж/кг) з відповідностей:

где .

де

Переріз С – С

9. Визначимо швидкість витікання (м/с), температуру (К) та щільність потоку (кг/м³ ) при повному розширенні:

де ;

II. Визначаємо основні параметри двигуна:

10. Обчислюємо питому еквівалентну потужність:

де

V_п =M_п *a_м

V_п =0.4*338.3=135.32

11. Визначаємо витрату повітря:

12. Визначаємо питому витрату палива:

13. Визначаємо повний коефіцієнт корисної дії:

Частина 2. Узгодження параметрів компресора і турбіни

Узгодження параметрів компресора і турбіни включає вибір визначальних газодинамічних величин, як з боку компресора, так і з боку турбіни . Які забезпечують найбільшу ефективність системи компресор-турбіна при мінімальному відхилені від заданого запасу міцності лопаток останнього ступеня турбіни (Кт = 2).

Крім того, в цому розділі визначаються число ступенів турбіни і проводиться визначення матеріалу, з якого виготовлені лопатки турбін.

1.Узгодження першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни.

Сталі, які ми використовуємо при розрахунках:

Величину коефіцієнта узгодження обчислюємо за формулою:

2.По номограм проводимо узгодження параметрів, першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни. Узгодження проводимо в наступних послідовності:

а) по знайденому в п. 1 значенню величини А і заданому значенню Т*_Г знаходимо по графіку тангенс кута φ нахилу прямої узгодження графіка:

б) вибираємо матеріал лопаток останнього ступеня турбіни і визначаємо величину за графіком № 3:

Для двигунів зі свободною турбіною, матеріал лопаток знаходимо задаючись температурою:

Матеріал лопаток: ЖС6-К

При побудові графіка приймалося, що коефіцієнт запасу міцності та враховуючи, що час роботи на максимальному режимі.

в) за знайденними значеннями та знаходимо на графіку № 2 точку узгодження.

г) задаючись (для ступени ), визначаємо за графіком значення , ( при ).Значення відносного диаметру першої ступені компрессору:

, беру .

3. Визначаю наружний діаметр першої ступені компресора:

;

де F – площа на вході.

Де q(λ_В ) (відносна щільність потоку) знаходимо з таблиці, за допомогою приведеної швидкості (λ_В );

К_G – коеффіціент нерівномірності поля осьових швидкостей на вході у першу ступень компрессора (К_G =0.93…0.95)

q(λ_В )=0.8993; К_G =0.93

4. Визначаємо наружний діаметр останньої ступені турбіни:

де , беру.

Визначаю q(λ_C4 ) за таблицею (у списку літератури підручник №1)

q(λ_C4 )=0.8564;

α₄ =80-90⁰ ; беру α₄ =90

5. Для першої ступені компресора:

Для останньої ступені турбіни:

6. Обчислення частоти обертання ротора компресора(турбіна високого тиску):

Відношення частот обертання оберемо рівним:

7. Частота обертання ротора вільної турбіни(турбіна низького тиску):

8. Розподіляємо роботу турбін між каскадами двохроторного двигуна:

;

9. Приняв в першому наближенні, що турбіна має Dср=const, визначимо для кожного ротора число ступенів:

;

де

Для ротора компресора(ступені турбіни високого тиску):

Отримане значення Z округлив до найближчого цілого числата уточнюю роботу ступенів:

Для ротора вільної турбіни:

Уточнюю роботу ступені:

10. Визначаю температуру на виході з турбіни високого тиску:

11. Визначаю температуру за першою ступінню:

12. Підбираємо матеріал лопаток останньої ступені турбіни,користуємось номограмою з методики, та відношенням (де ):

У процесі розрахунків було обрано матеріал ЖС6-К.

13. Подбираем материал лопаток, пользуясь следующим соотношением:

Для ТВД

Обрано матеріал ЖС6-К.

Частина 3: Розрахунок деяких геометричних параметрів прохідних перерізів

Перша ступінь компресора:

Площа прохідної частини:

Діаметр втулки:

Висота лопатки:

Остання ступінь компресора:

Площа прохідної частини:

Діаметр втулки:

Висота лопатки:

Остання ступінь турбіни:

Площа прохідної частини:

Діаметр втулки:

(з розрахунків, наведених вище).

Висота лопатки:

Середній діаметр турбіни:

Перша ступінь турбіни:

Площа прохідної частини:

Висота лопатки:

Діаметр втулки:

Діаметр робочого колеса:

Користуючись цими даними креслимо ескіз двигуна.

Висновок

У першому розділі при розрахунку основних параметрів газо - повітряного потоку по тракту двигуна залежно від перетину і основних параметрів двигуна, знайдений повний коефіцієнт корисної дії двигуна

У другому розділі розрахував узгодження параметрів компресора і турбіни, а також при розрахунках одержав розміри першого ступеня компресора і останнього ступеня турбіни. При цьому вибраний матеріал ЖС6-К.

Література

1. С.И. Ловинский «Теория авиационных двигателей». Машиностроение. Москва. 1982 г.

2. Маринченко Ю. В. «Газодинамический расчет авиационных двигателей»

3. Методическое пособие к выполнению курсовой работы по дисциплине: «Теория тепловых двигателей»; Славянск; САТК 1999г.

4. Ю.М. Терещенко, Л.Г. Волянская и др. «Теория авиационных газотурбинных двигателей». Книжное издательство НАУ. Киев. 2005 г.