Розрахунок авіаційного двигуна турбогвинтового типу (стр. 2 из 2)
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(λВ) (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)
q(λВ)=0.8993; КG=0.93
4. 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
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.