Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу (124298)

Посмотреть архив целиком

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



  1. Визначаю тиск гальмування за компресором:



Переріз Г-Г

  1. 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


  1. Обчислюю тиск гальмування:


де беру


.

ПерерізТ-Т

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



  1. Визначаю температуру гальмування потоку.



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

  1. Визначимо ефективну роботу турбіни LT та роботу гвинта LB (Дж/кг) з відповідностей:


где .




де

Переріз С – С

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

де ;



II. Визначаємо основні параметри двигуна:

  1. Обчислюємо питому еквівалентну потужність:


де

Vп=Mп *aм


Vп=0.4*338.3=135.32

  1. Визначаємо витрату повітря:



  1. Визначаємо питому витрату палива:



  1. 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 .

  1. Визначаю наружний діаметр першої ступені компресора:


;


де F – площа на вході.



Де qВ) (відносна щільність потоку) знаходимо з таблиці, за допомогою приведеної швидкості (λВ);

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



qВ)=0.8993; КG=0.93

  1. Визначаємо наружний діаметр останньої ступені турбіни:



де , беру.

Визначаю q(λC4) за таблицею (у списку літератури підручник №1)

q(λC4)=0.8564;

α4=80-900; беру α4=90

  1. Для першої ступені компресора:



Для останньої ступені турбіни:



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



Відношення частот обертання оберемо рівним:

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



  1. Розподіляємо роботу турбін між каскадами двохроторного двигуна:



;



  1. 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:

  1. Визначаю температуру на виході з турбіни високого тиску:



  1. Визначаю температуру за першою ступінню:



Случайные файлы

Файл
60314.rtf
30614.rtf
22324-1.rtf
114422.rtf
28852-1.rtf




Чтобы не видеть здесь видео-рекламу достаточно стать зарегистрированным пользователем.
Чтобы не видеть никакую рекламу на сайте, нужно стать VIP-пользователем.
Это можно сделать совершенно бесплатно. Читайте подробности тут.