Смекни!
smekni.com

Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу (стр. 1 из 2)

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;

· Се – 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);

· Hu – 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 Nек (кВт);

-Температура газів на виході з камери згорання ТГ*(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:

ТН = 284,75 К

РН = 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 gT.

gT = 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 ηТ = 0,86….0,92, беру ηТ = 0,92; більшим ηТ відповідають більші LT.

8. Визначимо ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (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

Vп=Mп *aм

Vп=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: