Процесс работы газотурбинного двигателя (125715)

Посмотреть архив целиком

РЕФЕРАТ


Пояснительная записка 23с.; 2рисунка;2 источника; 2 приложения.

ТРДД, ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ, ВЕНТИЛЯТОР, КОМПРЕССОР, КАМЕРА СМЕШЕНИЯ, ТУРБИНА, КАМЕРА СГОРАНИЯ, РЕАКТИВНОЕ СОПЛО.

В курсовой работе предусмотрена упрощенная постановка задачи проектирования как рабочего процесса ГТД в целом, так и газодинамического проектирования его узлов: компрессора и турбины. Эффективность работы заключается в понимании сути физических процессов, реализуемых в термодинамическом цикле последних. Результаты, полученные в курсовой работе, являются основой для последующего конструирования ГТД и его элементов.






СОДЕРЖАНИЕ


Определение, обозначение и сокращение

Введение

І. Элементы термогазодинамического расчета двухвального ТРДД

ІІ. Термогазодинамический расчет основных элементов проектируемого ТРДД

Заключение

Литература






ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ


Основные условные обозначения:

G –массовый расход кг/с;

P –давление кПа;

T – температура К;

σ - коэффициент восстановления полного давления;

- степень повышения(понижения) давления рабочего тела;

L – удельная работа кДж/кг;

η – коэффициент полезного действия;

U – окружная скорость м/с;

R –радиус м, газовая постоянная кДж/кг∙К;

D- диаметр м;

приведённая скорость;

С – абсолютная скорость м/с;

F – площадь м2;

q(λ) – приведённая плотность тока;

z – число лопаток;

n – частота вращения мин-1.

Индексы:

вх – вход в компрессор;

к – выход из компрессора;

s – изоэнтропический;

1 – вход в рабочее колесо;

2 – выход из рабочего колеса;

3 – выход из направляющего аппарата;

д – действительный;

вт – втулочный;

ср – средний;

кр – критический;

H – внешние атмосферные условия.

Сокращения:

ВНА – входной направляющий аппарат;

РК – рабочее колесо;

НА – направляющий аппарат.

Остальные обозначения объяснены в тексте.






ВВЕДЕНИЕ


Двухконтурные турбореактивные двигатели к настоящему времени стали основным типом газотурбинных двигателей (ГТД) для пассажирских самолетов гражданской авиации как у нас в стране, так и за рубежом. При высоких дозвуковых скоростях полета они обладают рядом преимуществ по сравнению с одноконтурными турбореактивными (ТРД) и турбовинтовыми (ТВД) двигателями.

Высокая стартовая тяга, низкий удельный расход топлива, пониженные уровни шума как в крейсерском полете, так и при взлете выгодно отличают их от ТРД.

Малая относительная масса, высокие значения тягового КПД, в особенности на высоких крейсерских скоростях полета, соответствующих 0,7 – 0,9 М, простота конструкции, а следовательно, и эксплуатации являются их преимуществами по сравнению с ТВД.

В разработке идеи и создании двухконтурных газотурбинных двигателей велика заслуга отечественных ученых и конструкторов. Впервые схема двухконтурного ВРД, которая может считаться прообразом современных ТРДД, была предложена в 1932 г. К. Э. Циолковским.В 1937 г. советским авиаконструктором А. М. Люлька была предложена схема и разработан проект двухконтурного турбореактивного двигателя, содержащего все основные конструктивные элементы современного ТРДД.

Значителен вклад советских ученых и в создание теории двухконтурных двигателей. Основу этой теории составляют труды по реактивным двигателям профессора Н. Е. Жуковского и основоположника современной теории воздушно-реактивных двигателей академика Б. С. Стечкина.

Развитию теории двухконтурных турбореактивных двигателей посвящены многие работы советских ученых И. И. Кулагина, Н. В. Иноземцева, В. В. Уварова, П. К. Казанджана, А. Л. Клячкина, С. М. Шляхтенко и др.

Практическое создание и внедрение в гражданской авиации двухконтурных двигателей началось в конце 50-х — начале 60-х гг. Первым отечественным двухконтурным двигателем, вошедшим в серийное производство и эксплуатацию в гражданской авиации, является двигатель Д-20П, созданный в конструкторском бюро, возглавляемом П. А. Соловьевым. Этот двигатель в течение ряда лет успешно эксплуатировался на самолете Ту-124. Накопленный при этом опыт был использован в дальнейшем при создании новых, более совершенных ТРДД в ряде конструкторских бюро нашей страны.

В результате в конце 60-х и начале 70-х гг. Аэрофлот был оснащен реактивными пассажирскими самолетами с двухконтурными двигателями Д-30 (КБ П. А. Соловьева), НК-8 (КБ Н. Д. Кузнецова), АИ-25 (КБ В. А. Лотарева).

Двигатель Д-30КУ создан конструкторским бюро под руководством П. А. Соловьева в начале 70-х гг. Характерная особенность двигателя — высокий уровень основных параметров рабочего процесса. В частности, примененные в двигателе значения степени повышения давления и температуры газов перед турбиной соответствовали максимальному уровню этих параметров, достигнутому в мировом авиадвигателестроении к моменту проектирования двигателей. В этом двигателе получили дальнейшее развитие системы охлаждения сопловых и рабочих лопаток турбины, впервые в отечественной практике примененные в двигателе Д-30, а также система автоматического управления топливоподачей.

Благодаря высоким значениям параметров рабочего процесса, совершенству конструктивных и технологических решений двигатель Д-30КУ по удельным параметрам соответствует, а отчасти и превосходит лучшие зарубежные двигатели этого класса, созданные в те же годы.

Современный ГТД является сложной и дорогостоящей машиной, в которой воплощены все последние достижения науки и техники. Поэтому непременным условием успешной эксплуатации авиационных двигателей является глубокое знание летным и инженерно-техническим составом их конструкции, физической сущности явлений и процессов, протекающих в двигателях, а также правил эксплуатации авиационной техники.






І. ЭЛЕМЕНТЫ ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКОГО РАСЧЕТА ДВУХВАЛЬНОГО ТРДД Д-30КУ


Для ТРДД с высокой степенью двухконтурности m=2,416 в качестве расчетного режима принимается взлетный: M=0; H=0;;

Основные исходные данные цикла: температура газа перед турбиной ; суммарный расход воздуха ; степень повышения давления в вентиляторе ; суммарная степень повышения давления ; КПД вентилятора .

Дополнительные данные:

Параметры компрессора (НД – низкого давления, ВД – высокого давления):



Параметры камеры сгорания:



Параметры турбины (НД – низкого давления, ВД – высокого давления):



Коэффициенты восстановления полного давления за турбиной, в наружнем контуре и в камере смешения:

Реактивное сопло:

ІІ. ТЕРМОГАЗОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ ОСНОВНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ ПРОЕКТИРУЕМОГО ТРДД


1.1 КОМПРЕССОР НАРУЖНЕГО КОНТУРА (ВЕНТИЛЯТОР)


  1. Расход через наружный контур:



  1. Степень повышения давления в вентиляторе (задана):



  1. КПД вентиляторных ступеней; из таблицы І по величине
    определяем тип ступени вентилятора – сверхзвуковая, принимаем , тогда в соответствии с рис.1 величина

  2. Давление за вентилятором:



  1. Работа сжатия воздуха в вентиляторе:



где

  1. Температура воздуха на выходе из вентилятора:







1.2 КОМПРЕССОР НИЗКОГО ДАВЛЕНИЯ


  1. Расход воздуха через внутренний контур:



  1. Степень повышения давления в контуре (задана):



  1. КПД компрессора НД (задан):



  1. Работа сжатия воздуха в компрессоре НД:



  1. Температура воздуха на выходе из компрессора НД:






  1. Давление воздуха на выходе из компрессора НД:



1.3 КОМПРЕССОР ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ


  1. Давление на входе в компрессор ВД:



  1. Температура на входе в компрессор ВД:


=


  1. Степень повышения давления в компрессоре ВД (задана):



  1. КПД компрессора ВД (задана):



  1. Работа сжатия воздуха в компрессоре ВД:




  1. Температура воздуха на выходе из компрессора ВД:



  1. Давление на выходе из компрессора ВД:



1.4 КАМЕРА СГОРАНИЯ


  1. Температура газа перед турбиной (задана):



  1. Коэффициент полноты сгорания (задан):



  1. Величина относительного расхода топлива:



где величина qmo=0,023 определена по рис.2 (1) в зависимости от и

Gmрасход топлива

  1. Величина коэффициента избытка воздуха:






где L0=14,78кг воздуха/кг топлива

  1. Расход воздуха через камеру сгорания:




где относительный расход воздуха на охлаждении деталей турбины ВД определён по рис.3 (1) в зависимости от

  1. Расход топлива:



  1. оэффициент восстановления полного давления в КС (задан):



ТУРБИНА ВЫСОКОГО ДАВЛЕНИЯ


  1. Давление на выходе из КС:



  1. Расход газа через турбину ВД:






  1. Работа, совершаемая газом в турбине ВД:




  1. Температура газа за турбиной ВД:


Случайные файлы

Файл
101485.rtf
153164.rtf
138962.rtf
diplom.doc
93603.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.